Re: Вопросы по аэродинамике

[Lapshin]

Итог сказанного - получи,фашист,гранату.
Стоило дать слабину и пренебречь своим правилом отклонять любые просьбы по проведению для кого-то РАБОТЫ - вот и результат:мое "давайте попробуем" провалилось:в ответ на обещанные лишь общие слова появились уточнения.оправдания,желание возразить и доказать свою точку зрения и,таким образом,втягивание в проект в большей степени,нежели я рассчитывал.
Не стоит оправдываться - Вы ни в чем ни перед кем не виноваты,в.т.ч.передо мною;Ваш проект Вы вольны реализовать по собственному усмотрению - я не могу и не стремлюсь как-то этому помешать:мнение свое я высказал.Были бы Ваши расчеты (мне плевать на РДК СЛА и прочих - физика и характеристики самолета не изменятся о примененных методик) более читаемы - мои ответы были бы более конкретизированы - как они представлены,так и отвечено.
На этом дискуссию об аэродинамике хотелось бы закончить,хотя не отказываюсь в дальнейшем отвечать на конкретные вопросы,что в моей компетенции.
P.S.Уже после отправления поста прочел:

Cx*ф=0,0394;

,что соответствует сопротивлению фанерки в полтора раза меньше А4,выставленной в поток.Посмотрев в таблицу упомянутого РДК-37(не 39),нашел,что совершенный фюзеляж со стр.318 имеет Схмин=0.0894,что в 2.28 раза больше выбранного,а наиболее подходящий,на стр.326 - почти вчетверо больше.На остальное можно просто не смотреть - если бы результаты были в табличном виде,заметить это несоответствие было бы делом минуты;а потери на охлаждение можно посчитать по также упомянутому РДК-43.
И,как итог диалога,приведу маленькую притчу советских времен:
- В переферийный бедный приход приезжает новый батюшка из Москвы:прежний уходит на повышение в область.Сдавая дела,прежний священник спрашивает у нового:Почему его из Москвы сослали в эту Тьмутаракань?Тот отвечает:
- Я спросил у митрополита - допустимы ли сношения во время молитвы;митрополит категорически отверг такой вопрос - и вот,меня сняли с московского прихода и послали сюда.А Вас за какие заслуги повышают?
Старый батюшка отвечает:
- Я направил митрополиту письмо с вопросом:Можно ли молиться во время сношения?Ответ был:не только можно - но и дОлжно.
Теперь я уезжаю.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Владимир Павлович. Никакой гранаты. Мне ещё нужно получить от Вас ответы на конкретные вопросы.

,хотя не отказываюсь в дальнейшем отвечать на конкретные вопросы,что в моей компетенции. 

  Первый вопрос. До какой величины можно уменьшить Вво, что бы не появилось каких либо нехороших явлений, какие это явления могут быть с Вво меньше нормы?
   
  Второй вопрос. Сначала как я представляю. Что бы посчитать потери на перебалансировку, нужно используя формулу продольного момента найти момент развивающийся при определённой скорости, Разделив момент не плечо Lго получим усилие развиваемое ГО. Затем используя формулу индуктивного сопротивления найдём добавочное сопротивления ГО. Вредное сопротивление уже учтено. Возможно это так, я просто так думаю. Но как учесть приращение сопротивления от отклонения РВ, он у нас будет не отклонён только при расчётной скорости, а при любой другой отклонён?

    Вопрос третий. Простой. Демонтировать штатный вентилятор охлаждения двигателя я не буду. Слишком глубоко в фюзеляже у меня спрятан двигатель. Надо ли учитывать добавочное сопротивление от системы охлаждения? И если ответ не сложный, как это сделать?

   У меня есть ещё один вопрос. Но я понимаю я Вас уже за терроризировал гранату вон сунул. Если Вы сочтёте нужным ответить на эти вопросы я Вам задам четвёртый вопрос.

 

[Lapshin]

Первый вопрос. До какой величины можно уменьшить Вво, что бы не появилось каких либо нехороших явлений, какие это явления могут быть с Вво меньше нормы?

До 0.04 можно вообще ни о чем не думать:в отсутствие затенения ВО все будет прекрасно.До 0.035 никаких особых замечаний также не должно возникнуть - разве что с брошенными педалями тенденция к правому или левому развороту будет зависеть от режима двигателя.

Второй вопрос. Сначала как я представляю. Что бы посчитать потери на перебалансировку, нужно используя формулу продольного момента найти момент развивающийся при определённой скорости, Разделив момент не плечо Lго получим усилие развиваемое ГО. Затем используя формулу индуктивного сопротивления найдём добавочное сопротивления ГО. Вредное сопротивление уже учтено. Возможно это так, я просто так думаю. Но как учесть приращение сопротивления от отклонения РВ, он у нас будет не отклонён только при расчётной скорости, а при любой другой отклонён?

Вопрос с потерями на балансировку - посложнее:если сделать так,что на каком-то режиме ЦТ совпадает с ЦД самолета без ГО (не говорю - крыла т.к.фюзеляж и пр.также дают продольные моменты) - потерь вообще нет и ГО находится на нулевой подъемной силе,но,возможно,при этом не будет запаса продольной устойчивости...В конечном итоге все будет зависеть от моментных характеристик профиля:при использовании безмоментного вышеописанный случай дает нейтральную устойчивость при нулевых потерях;S-образный профиль в принципе способен даже получить дополнительную подъемную силу от ГО,а высоконесущий,с загнутым вниз хвостиком,а также выпуск механизации,приведет к бОльшим потерям,компенсируемым,впрочем,свойствами самого профиля.Все это,во всем диапазоне весов,центровок,отклонений механизации,выпущенном или убранном шасси  и режимах двигателя дает компромиссные значения.На этапе формирования облика эти потери можно лишь заложить в первом приближении.

   Вопрос третий. Простой. Демонтировать штатный вентилятор охлаждения двигателя я не буду. Слишком глубоко в фюзеляже у меня спрятан двигатель. Надо ли учитывать добавочное сопротивление от системы охлаждения? И если ответ не сложный, как это сделать?

Если все охлаждение двигателя производится от вентилятора,дополнительное сопротивление,естественно,можно не учитывать - только в этом случае работа силы сопротивления будет заменена работой вентилятора,потребляющего мощность:пример сравнения двигателей М-14П мощностью 360 сил и его вертолетной модификации с вентилятором М-14В26 мощностью 325 сил,дает примерный уровень затрат мощности на охлаждение.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Вопрос с потерями на балансировку - посложнее:если сделать так,что на каком-то режиме ЦТ совпадает с ЦД самолета без ГО (не говорю - крыла т.к.фюзеляж и пр.также дают продольные моменты) - потерь вообще нет и ГО находится на нулевой подъемной силе,но,возможно,при этом не будет запаса продольной устойчивости...В конечном итоге все будет зависеть от моментных характеристик профиля:при использовании безмоментного вышеописанный случай дает нейтральную устойчивость при нулевых потерях;S-образный профиль в принципе способен даже получить дополнительную подъемную силу от ГО,а высоконесущий,с загнутым вниз хвостиком,а также выпуск механизации,приведет к бОльшим потерям,компенсируемым,впрочем,свойствами самого профиля.Все это,во всем диапазоне весов,центровок,отклонений механизации,выпущенном или убранном шассии режимах двигателя дает компромиссные значения.На этапе формирования облика эти потери можно лишь заложить в первом приближении.

  Владимир Павлович я рад, что Вы ответили на вопросы. Но Как посчитать в моём случае профиль DFS P-9 14. Мне хотя бы посчитать при скорости максимального аэродинамического качества и максимальной скорости.

        Возможно ли так-- к вредному сопротивлению , уже посчитанному, добавляем сопротивление индуктивное ГО посчитанное для каждой скорости, усилие развиваемое ГО берём из формулы продольного момента делённого на Lго.
      В данном случае считать потери на пере балансировку с выпущенными закрылками для меня слишком сложная арифметика.  Да и нет особой необходимости.

 

[Вячеслав Атнагулов]

,что соответствует сопротивлению фанерки в полтора раза меньше А4,выставленной в поток.Посмотрев в таблицу упомянутого РДК-37(не 39),нашел,что совершенный фюзеляж со стр.318 имеет Схмин=0.0894,что в 2.28 раза больше выбранного,а наиболее подходящий,на стр.326 - почти вчетверо больше

   Наиболее подходящий фюзеляж со стр. 326 это летающая лодка с реданом, с задранным хвостом примерно на 10град. к линии полёта, кроме того у лодки кабина с лобовым стеклом выпирает из фюзеляжа, да и на разных числах Рейнолдса работают, а у моего передняя часть фюзеляжа как яичко гладенькое и похоже на самое начало конца и в хвост сужения равномерные. Пример с летающей лодкой не может иметь место. Кроме того интересно берутся коэффициенты в РДК 39 и РДК СЛА Почему то   в два раза разница.

 

[Вячеслав Атнагулов]

   

Cx*ф=0,0394;
,что соответствует сопротивлению фанерки в полтора раза меньше А4,выставленной в поток.

   Ну, что я могу поделать. Те формулы которые в РДК СЛА взяты из РДК 43. Правда отсутствует одно слагаемое учитывающее гладкость поверхности. В моём случае, вся передняя часть лобовое стекло, я взял коэффициент соответствующий металлической обшивке обшивки с заклёпками впотай. Приращение общего лобового сопротивления на скорости соответствующей скорости максимального качества составило 0,6%

 

[Вячеслав Атнагулов]

Понимаю, что огорчил Вас с коэффициентами сопротивления фюзеляжа Владимир Павлович, но так подставляться как Вы, просто подсунув,что нибудь, нельзя. Я хоть и открыл первый раз аэродинамику восемь месяцев назад, но кое, что за это время  прочитал и помню где, что лежит. Приношу свои извинения. Я на форуме для того, что бы получить самообразование необходимое для проектирования самолёта.
   
     Те замечания которые Вы сделали справедливо я обязательно исправлю.
     Вот только вопрос с потерями на пере балансировку не решён. Найти методику как считать я не смог. Вы в общих чертах рассказали, но до меня пока не очень дошло. 
    Я попробовал посчитать так как я понимаю. 
  Вложенный файл удалён как неверный.

 

[Вячеслав Атнагулов]

   Возможно Лапшин В.П. будет сильно занят со своим новым проектом адресую вопрос о нахождении потерь на пере балансировку всем кто может помочь.

 

[Lapshin]

но так подставляться как Вы,

Подставились Вы,любезный.Вам не представляется ли,что помимо Вас у меня и другие,возможно,более важные дела,а Вы,укусив палец,норовите заглотить всю руку,просто задолбали.Более того,пытаетесь навязать мне совершенно мне неинтересный спор,ссылаясь на впервые открытые учебники.Вот и учитесь по ним - там все есть
Ваша назойливость наряду с бестактностью и,я бы сказал,наглостью (раз за разом,несмотря на выраженное явное нежелание, требовать исправления красными чернилами ошибок в домашних работах),привела Вас к неизбежному концу - игнору.Должен сказать,что Вы не первый - крайним предшественником был Миг-17Ф,очень схожий с Вами повадками:на его опыте можно предположить Ваш переход в число критиков моей деятельности - флаг в руки.Просьба более не обращаться ко мне ни с какими вопросами.

Возможно Лапшин В.П. будет сильно занят со своим новым проектом адресую вопрос о нахождении потерь на пере балансировку всем кто может помочь.

Да,для Вас я теперь занят всегда - Вы мне неинтересны.
Прощайте.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Подставились Вы,любезный.Вам не представляется ли,что помимо Вас у меня и другие,возможно,более важные дела,а Вы,укусив палец,норовите заглотить всю руку,просто задолбали.Более того,пытаетесь навязать мне совершенно мне неинтересный спор,ссылаясь на впервые открытые учебники.Вот и учитесь по ним - там все есть
Ваша назойливость наряду с бестактностью и,я бы сказал,наглостью (раз за разом,несмотря на выраженное явное нежелание, требовать исправления красными чернилами ошибок в домашних работах),привела Вас к неизбежному концу - игнору.Должен сказать,что Вы не первый - крайним предшественником был Миг-17Ф,очень схожий с Вами повадками:на его опыте можно предположить Ваш переход в число критиков моей деятельности - флаг в руки.Просьба более не обращаться ко мне ни с какими вопросами.

    Ну, что ж бывает и так. И тем не менее спасибо за то, что Вы уже проверили.
С уважением Вячеслав.

 

[Рябиков]

Вот только вопрос с потерями на пере балансировку не решён. Найти методику как считать я не смог. Вы в общих чертах рассказали, но до меня пока не очень дошло.
Я попробовал посчитать так как я понимаю. 

Вы возьмите какой либо один источник и по нему считайте. Неплохо Остославский "Аэродинамика самолета" и Торенбик "Проектирование дозвуковых самолетов". Не пытайтесь учесть сразу все - утонете.

В Вашем расчете первая ошибка - берете Су сбалансированного самолета (сб) и ведете расчет. На самом деле Су сбалансированного самолета складывается из Су крыла и Су ГО и для нормальной схемы самолета Су крыла больше Су сб.
Таким образом у вас получается заниженный Су крыла и соответственно Сх индуктивное  Сх профильное и момент.
С занижением момента крыла занижаются и значения Су ГО и Сх ГО.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Вы возьмите какой либо один источник и по нему считайте. Неплохо Остославский "Аэродинамика самолета" и Торенбик "Проектирование дозвуковых самолетов". Не пытайтесь учесть сразу все - утонете.

В Вашем расчете первая ошибка - берете Су сбалансированного самолета (сб) и ведете расчет. На самом деле Су сбалансированного самолета складывается из Су крыла и Су ГО и для нормальной схемы самолета Су крыла больше Су сб.
Таким образом у вас получается заниженный Су крыла и соответственно Сх индуктивноеСх профильное и момент.
С занижением момента крыла занижаются и значения Су ГО и Сх ГО.

  Внимательно прочитал то, что Вы написали ничего не понял.
   Есть у меня и Остославский и Торенбик. Прочитаю не пойму вернусь на ветку.
С уважением Вячеслав.

 

[Айрат]

Внимательно прочитал то, что Вы написали ничего не понял.

  Не поняли Вы наверное потому, что плохо понимаете что такое потери на перебалансировку (балансировочные потери). У самолёта нормальной схемы, как правило, подъёмная сила крыла в ГП больше веса с-та, а на ГО отрицательная сила и это из условий балансировки (чем более передняя центровка тем больше разница). И для расчёта сопротивления надо брать реальные коэфициенты. Отсюда и появляется дополнительное сопротивление как на крыле так и на стабилизаторе.
   
   В ответе 144 разница в коэфициентах ( в два раза ровно) обусловлена тем, что в формуле, где "ро в в квадрате пополам" раньше ( в тридцатых годах) не было этого самого "пополам" ( вроде, если мне не изменяет мой склероз,РДК 39 нет под рукой)

             С уважением, Айрат.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Всё нормально. Утро вечера мудренее. Утром перечитал, открыл Торенбика больших сложностей нет, разберусь.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Поспешил сказать, что нет сложностей. Хотя и не такие смертельные. У Торенбика указано, что второе и третье слагаемое не учитываются так как трудно определить коэффициенты.

 

[Вячеслав Атнагулов]

        Но коэффициенты третьего слагаемого определяются легко и само слагаемое вносит долю сопротивления в три раз больше чем первое. Поэтому я его учёл. Возможно  описка, но вопрос о третьем слагаемом на всякий случай задам.

 

[Вячеслав Атнагулов]

    
    У меня получилось потери на пере балансировку примерно 5% не знаю много это или нет. Удлинение крыла 10,9 относительное Аго=3,06

  Нашёл ещё коэффициент деформации тканевой обшивки. И нашёл мою ошибку неправильно определил коэффициент  сопротивления колёс с обтекателями. С учётом всего максимальное аэродинамическое качество получилось 17,7. Вроде близко к истине.

 

[Вячеслав Атнагулов]

       Я ещё не пересчитал аэродинамику с учётом сделанных замечаний. Поэтому буду оперировать цифрами из прежнего варианта. В первоначальном варианте, когда аэродинамическое качество было завышено, с  выпущенными закрылками максимальное качество составляло 12 (я тогда ещё не сообразил, что нужно определить качество при скорости захода на посадку).

    Для меня это показалось много. Тогда я посчитал аэродинамическое качество при скорости захода на посадку и вместо закрылков посчитал щитки. Получилось 5,8. Меня это устроило.

        При отклонении щитка разрежение за щитком подсасывает поток обтекающий верхнюю часть профиля. Увеличивая при этом критический угол.    При отклонении закрылка кривизна профиля увеличивается.  Уменьшая  критический угол. Так как у меня консоли трапециевидной формы в плане с сужением 1,71  и самолёт я проектирую как простой в управлении  для меня важно предусмотреть невозможность концевого срыва. С другой стороны хотелось бы иметь на посадке аэродинамическое качество поменьше.

   Я рассуждаю так-одна деталь, на одной оси вращения имеющая  один привод,  у корня крыла, длинной метр, имеет конфигурацию закрылка и этим снижающая критический угол и вызывающая несколько более ранний срыв в корне . А далее за одним метром закрылка будет 1,85 метра конфигурации щитка, щиток будет давать добавочное сопротивление для снижения качества. Всё это приводится в действие одним рычагом.  Так же для несколько более раннего срыва в корневой части крыла я опущу остекление кабины ниже уровня верхней дужки профиля. Получившиеся выступы будут генераторами вихрей. Будут способствовать более раннему срыву в корне крыла.

     Таким решением я добиваюсь снижения качества без усложнения конструкции. Аэродинамическое качество при посадочной скорости с применением комбинированного закрылка-щитка составляет  7,8.

      Может ли иметь место такое решение?   Я ничего подобного не встречал. Или ерунда всё это?

 

[cooley]

вот что помню - пусть спецы поправят
я думаю что для крыла с таким сужением у Вас распределение Су будет такое что в нормальной, непосадочной конфигурации срыв будет на середине крыла. Поэтому обычно крутку делают чтобы оттянуть распределение Су к корню. В посадочной конфигурации я не знаю - вроде логично ожидать срыва у корня поскольку там будет Сумах. По поводу щитков - я бы не стал делать. Я бы лучше 40 град закрылки сделал  и все. Как выпустишь - падает как камень. Если мало - еще скольжением можно добавить. А вот насчет генераторов вихрей - это стремно. Можно думать что они помогут а на самом деле наоборот. Мне кажется.

 

[Вячеслав Атнагулов]

   В том то и дело, что крутки не будет. А на крыле с сужением без крутки срыв можно поймать неаккуратно поработав элеронами на больших углах атаки. Может быть.