Разрезные крылья

[Lev]

Ложка дегтя. Гаслов из Самары сказал, что построенные ими самолеты с разрезными крыльями, достигали очень больших критических углов атаки, но затем следовал резкий
срыв.

Этот момент я хотел упомянуть, но удалил, чтобы не оказаться в центре дискуссии. Крыло малого удлинения и с высоким С[sub]х[/sub] при выходе на критические углы должно резко терять скорость и переходить к срыву. В этом кроется наибольшая опасность именно для начинающих, ибо при отсутствии опыта, как и оборудования на аппарате...

 А может, как раз это и нужно было сказать? Попробую пояснить...
Академик Крылов, корифей в области кораблестроения, так объяснял роль науки для кораблестроителя:
"Наука для конструктора - это примерно то же, что слесарь-инструментальщик для слесаря.... Слесарь не должен сам уметь насекать себе напильник, но уметь выбрать нужный для себя и своих целей напильник он должен..."
 То есть данные науки - это инструмент для конструктора... Что Aleks и пытается сейчас для себя сделать - разрезное крыло, собрать всю имеющуюся информацию, плюсы и минусы, чего можно ожидать... Если для его задач неожиданно окажутся подводные камни, которые перечеркивают все плюсы - будет искать другое решение (другой инструмент)...
Кстати, а почему такое крыло должно резко терять скорость, которая и так небольшая и переходить к резкому срыву? Не ищите подвохов, мне действительно интересно Ваше мнение...

 

[Хboct]

Вероятно максимум Су на максимальных углах атаки. А они у щелевых профилей могут быть очень большими, следовательно и сопротивление возрастает очень сильно. Мало того, что Сх растет, так и площадь проекции крыла с ростом таких углов растет офигенно. На посадке может это самое то, но на взлете мало того, что нужна очень хорошая тяговооруженность, так еще её надежностью. Иначе ЛА просто придется остановиться в воздухе, и долго он так не провисит 🙂

 

[slav]

\\\\ Может кто-то из форумчан владеет зарубежной информацией по данной тематике?\\\\

 Круглое крыло не рассматривали в этом ракурсе?? 🙂

 

[snmon warwarwetterweg]

Вероятно максимум Су на максимальных углах атаки. А они у щелевых профилей могут быть очень большими, следовательно и сопротивление возрастает очень сильно. Мало того, что Сх растет, так и площадь проекции крыла с ростом таких углов растет офигенно. На посадке может это самое то, но на взлете мало того, что нужна очень хорошая тяговооруженность, так еще её надежностью. Иначе ЛА просто придется остановиться в воздухе, и долго он так не провисит 🙂

Добавить, пожалуй нечего. Важнейшим свойством крыла является удлинение. Именно резкое возрастание площади поперечного сечения для крыла малого удлинения и заставляло BD-8 и Як-55(в одном из вариантов) терять скорость при изменении траектории. А увеличение количества плоскостей ведет к возрастанию интерференции крыльев. Щелевые закрылки тщательно доводятся в трубе, иначе в лучшем случае, просто не работают.

 

[aleks]

Snmon писал
«Щелевые закрылки тщательно доводятся в трубе, иначе
в лучшем случае просто не работают».

  Полностью с Вами согласен, ну НЕТ У МЕНЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЫ,
ближайшая в СибНИА, в г. Новосибирска. Только боюсь, меня туда не пустят.
Поэтому и разыскиваю характеристики реально летавших аппаратов.
  Современные учебники гласят, что предкрылки подбираются ТОЛЬКО
опытным путем. В частности в такой книге как «Аэродинамика элементов летательных аппаратов» Петрова много внимания уделяется проектированию закрылков и всего пара
листов предкрылкам. В частности написано –«Оптимизация разрезного крыла даже в
простейшем случае /предкрылок и однощелевой закрылок/ представляет большие трудности из-за большого количества независимых геометрических параметров…»
  Однако литература по предварительному проектированию существует:
        П.П. Красильщиков.   «Исследование крыльев с подвесными закрылками»
                   ЦАГИ Выпуск 159    Москва 1934 г.
        П.П. Красильщиков.   «О выборе наивыгоднейшего положения предкрылка»
                   ЦАГИ Выпуск 161     Москва 1934 г.
        Ю.Г.  Степанов.  «Приближенный метод расчета оптимального расположения элементов многощелевой механизации на крыловом профиле»
                    ЦАГИ  Выпуск 1695  Москва  1975 г.
         Л.И. Сутугин. «Выбор основных размеров разрезного крыла»
                   Техника Воздушного Флота  апрель  1934 г.


Snmon писал
« Крыло малого удлинения и с высоким Сх при выходе на критические углы должно резко терять скорость и переходить к срыву. В этом кроется наибольшая опасность именно для начинающих, ибо при отсутствии опыта, как и оборудования на аппарате...»

 Я не писал, что щелевое крыло должно быть малого удлинения. У крыла малого удлинения
маленькое К.
Не могу не заметить, хотя это тема и не этой ветки, что в вопросе поведения крыла малого удлинения на больших углах атаки, Вы, по моему, заблуждаетесь.
Смотрите приложение. Цитата.
А.М. Прицкер. «Аэродинамика»  Москва 1968 г.

 Прощу прощения за библиографию, но все цитировать просто
невозможно.

 

[aleks]

далее

 

[aleks]

график

 

[aleks]

график из книги:
А.К. Мартынов
"Прикладная аэродинамика"  Машиностроение 1972 г.

 

[aleks]

 Вообще то, характер обтекания крыла малого удлинения, на больших углах атаки сильно отличается от обтекания крыла «нормального удлинения»
«Поэтому – это ДРУГОЙ ОСНОВНОЙ ТИП ОБТЕКАНИЯ, пригодный для
создания подъемной силы».
 Д.Кюхеман. «Аэродинамическое проектирование самолетов» Машиностроение 1983 г.

 

[snmon warwarwetterweg]

в вопросе поведения крыла малого удлинения на больших углах атаки, Вы, по моему, заблуждаетесь.

Не совсем понял, в чем Вы находите заблуждение. Повышенные несущие свойства я не оспаривал. Имелось в виду резкое увеличение сопротивления, отсюда - падение скорости. А резкий срыв при этом, вероятно результат тех самых сильных вихревых шнуров. Кроме того, малое удлинение, думаю входит в условие задачи при создании такого крыла. Если разнести несущие плоскости Бро-18 по размаху, получим крыло 14,7м. Нормальный размах приемлемой площади для планера. То есть, если имеем нормальное удлинение - зачем сложное крыло? И наоборот, отсутствие возможности иметь нормальный размах - необходимость механизации.
рис.8.64 наглядно показывает, что в рабочих(полетных) конфигурациях С[sub]х[/sub] в 2-3раза выше у сложного крыла. Только большие(взлетно-посадочные) углы выявляют преимущества такого крыла.

 

[Lev]

Вероятно максимум Су на максимальных углах атаки. А они у щелевых профилей могут быть очень большими, следовательно и сопротивление возрастает очень сильно. Мало того, что Сх растет, так и площадь проекции крыла с ростом таких углов растет офигенно. На посадке может это самое то, но на взлете мало того, что нужна очень хорошая тяговооруженность, так еще её надежностью. Иначе ЛА просто придется остановиться в воздухе, и долго он так не провисит 🙂

Добавить, пожалуй нечего. Важнейшим свойством крыла является удлинение. Именно резкое возрастание площади поперечного сечения для крыла малого удлинения и заставляло BD-8 и Як-55(в одном из вариантов) терять скорость при изменении траектории. А увеличение количества плоскостей ведет к возрастанию интерференции крыльев. Щелевые закрылки тщательно доводятся в трубе, иначе в лучшем случае, просто не работают.

 Может быть, Вы и правы...Если я правильно Вас понял, щелевое крыло Вы в основном рассматриваете как монолит с поправкой на щели, которые вносят свои нюансы в картину обтекания.... У меня немножко другая моделька процесса... Я пытаюсь себе представить:"А как это работает?" Интернет - не лучший способ общения на пальцах, но попробую... Давайте представим себе для определенности, что разрезное крыло состоит из всего трех последовательно друг за другом установленных профилей с промежутками между ними (щели) и разными углами установки, опять же для определенности общим размахом 5м и общей хордой 1м, то есть удлинение такого крыла (в целом) пятерка...
 Пока Вы летите с нулевым углом атаки, два последних профиля находятся в тени первого и крыло работает как монолитное с поправкой на эти щели, в общем-то вносящие дополнительное сопротивление (самое лучшее обтекание у гладкого крыла без всяких выпуклостей и "впуклостей"🙂, какими являются щели.... )Теперь Вы начинаете увеличивать угол атаки... Что происходит?
Крыло в целом как монолит увеличивает свою подъемную силу, но одновременно вступают в работу через щели и два последующих профиля как частные крылья... Поскольку единица измерения у нас хорда и если за вычетом щели хорда такого профиля скажем 250ммм, то удлинение такого частного крыла уже двадцатка... Общее приращение подъемной силы будет равно алгебраической сумме (то есть с учетом знака) крыла как монолита и частных крыльев, для которых предыдущий профиль выполняет роль предкрылка... То есть в принципе оценочно такую конструкцию прикинуть можно...
 Ну а дальше... Варьируя профилями и углами установки частных профилей, можно получить интересующие нас характеристики в целом, в том числе и такие, какие получил Ошкинис - нет срыва (вернее он есть, но на части профилей, на оставшихся с малым углом установки подъемная сила недостаточна для горизонтального полета и аппарат просто парашютирует без срыва и без штопора )....
  Прошу не пинать, это только МОЕ видение работы разрезного крыла, может быть и неправильное...

 

[aleks]

Snmon писал.
«Не совсем понял, в чем Вы находите заблуждение».
«Малое удлинение входит в условие задачи»

 Прошу прощения, но в вопросах проектирования самолетов /планеров/ считаю себя дилетантом. На форум «вылез» с единственной целью – получить информацию и поучиться у знающих и опытных людей, но не в коем случае для пропаганды своих идей, а тем более /Боже упаси/, поучать кого-либо.
 Но так как вопрос прозвучал, то я как человек воспитанный, просто вынужден отвечать, хотя могу и ошибаться.
 Ваше заблуждение в том, что крыло малого удлинения, имеет РЕЗКИЙ срыв.
По-моему крылья малого удлинения, вследствие особенностей обтекания вообще не подвержены срыву. Частный случай – круглое крыло, о котором  упомянул Slav.
  Бро-18, со щелевым крылом малого удлинения, можно принять  в качестве прототипа для безопасного самолета сверхмалых размеров, а учебный планер должен быть со щелевым  крылом нормального удлинения.

 Для Slav.
Круглое крыло /крыло малого удлинения/, по моему мнению, тоже можно использовать на самолетах короткого взлета и посадки, но надо учитывать низкое качество подобных
крыльев, вследствие большого сопротивления. Тем более что такие самолеты были, и
прекрасно себя зарекомендовали.  Самолет «Эруп» с двигателем в 40 л.с. летал –
Vmin -35.4 км.час., Vmax – 155 км.час.
Но это тема другой ветки.

 

[aleks]

фото

 

[aleks]

фото

 

[aleks]

таблица

 

[Rafis]

Ложка дегтя. Гаслов из Самары сказал, что построенные ими самолеты с разрезными крыльями, достигали очень больших критических углов атаки, но затем следовал резкий
срыв.  Я не утверждаю, но возможно, это могло происходить из-за геометрии щелей или профиля /применялся GA/W/-1/.

Да скорей всего это связано с геометрией. Ведь для схемы с тремя последовательно установленными одинаковыми крыльями, срыв то начинается с переднего крыла и характер срыва на нем на прямую зависит от используемого профиля. Потом переднее крыло в такой схеме создает, наверно, более трети подъемной силы. И если мерить угол по переднему крылу, то он скорее всего будет лишь чуть выше чем если бы это крыло стояло одно.
Предкрылок же может обеспечить достаточно протяженную горизонтальную площадку на графике Су по альфа.
Да, безусловно щелевое крыло имеет большее сопротивление. Но это не мешало КАИ-61 летать с лодочным движком Привет. Классический самолет с таким же двигателем - это Птенец Хрибкова из Кумертау.

 

[snmon warwarwetterweg]

По-моему крылья малого удлинения, вследствие особенностей обтекания вообще не подвержены срыву.

Как пример можно вспомнить историю развития схемы "утка". На первых образцах горизонтальное оперение было малого удлинения. В результате выход на закритичные углы приводил к нарастающим клевковым колебаниям, настолько опасным, что вынудило на какое-то время отказаться от практических полетов. И только применение стабилизатора большого удлинения сделало эту схему безопасной. Пример с круглым крылом несколько из других условий. Срыв происходит, но вследствие большой площади крыла и малой нагрузки на него, а также больших углов атаки выглядит плавным, приближаясь к парашютированию.

 

[snmon warwarwetterweg]

Пока Вы летите с нулевым углом атаки, два последних профиля находятся в тени первого и крыло работает как монолитное с поправкой на эти щели, в общем-то вносящие дополнительное сопротивление (самое лучшее обтекание у гладкого крыла без всяких выпуклостей и "впуклостей", какими являются щели.... )Теперь Вы начинаете увеличивать угол атаки... Что происходит?
Крыло в целом как монолит увеличивает свою подъемную силу, но одновременно вступают в работу через щели и два последующих профиля как частные крылья... Поскольку единица измерения у нас хорда и если за вычетом щели хорда такого профиля скажем 250ммм, то удлинение такого частного крыла уже двадцатка... Общее приращение подъемной силы будет равно алгебраической сумме (то есть с учетом знака) крыла как монолита и частных крыльев, для которых предыдущий профиль выполняет роль предкрылка... То есть в принципе оценочно такую конструкцию прикинуть можно...
Ну а дальше... Варьируя профилями и углами установки частных профилей, можно получить интересующие нас характеристики в целом, в том числе и такие, какие получил Ошкинис - нет срыва (вернее он есть, но на части профилей, на оставшихся с малым углом установки подъемная сила недостаточна для горизонтального полета и аппарат просто парашютирует без срыва и без штопора )....
 Прошу не пинать, это только МОЕ видение работы разрезного крыла, может быть и неправильное...  

Не стоит забывать, что крыло "как частное" работает приблизительно на 15% хорды. Далее идет турбуленция, в разы изменяющая подъемную силу. Поэтому удлинение можно рассматривать только как соотношение абсолютного размаха к средней хорде крыла.

 

[slav]

\\\\ Но это не мешало КАИ-61 летать с лодочным движком Привет. Классический самолет с таким же двигателем - это Птенец Хрибкова из Кумертау.

 Да , но у КАИ-61 тянущий винт,да ещё с редуктором?? :-?

 

[aleks]

Бро-17У