Широкодиапазонное крыло как новый подход к качественному улучшению безопасности полетов СЛА.
Мы, группа энтузиастов малой и не очень авиации в процессе изучения «срывной» части проблематики безопасности полетов СЛА постепенно пришли к выводу, что любые «надстроечные» решения, такие как индикация предельных углов атаки, ограничители отклонения рулевых поверхностей, оптимизация органов управления, хоть и дают определенный эффект, но не могут привести к качественному скачку в этом вопросе. Другими словами, чтобы сделать самолет прощающим большую часть ошибок, надо реорганизовать процесс обтекания крыла таким образом, чтобы с одной стороны, не пожертвовать скоростью и экономическими показателями, а с другой — расширить диапазон летных углов атаки до величин, выходящих за пределы компоновочных и эксплуатационных ограничений самолета. Возьмем для примера автомобиль. В современном автомобиле при езде в рамках ПДД на сухом покрытии используется не более 15-20% сцепных свойств шин, а остальные 80% работают на активную безопасность, обеспечивая выполнение экстренных маневров, необходимых для предотвращения аварийной ситуации. При этом очевидно, что современная малая авиация таким же балансом располагаемых и используемых возможностей не обладает.
В итоге после множества споров, мозговых штурмов и экспериментов, была сформирована концепция широкодиапазонного крыла, включающая в себя четыре основных компонента — вихрегенераторы передней кромки (ВПК), совместимый с ними профиль крыла, законцовки, специально оптимизированные под широкий диапазон углов атаки, а также управляющие поверхности, сохраняющие свою эффективность на больших углах атаки.
В итоге после множества споров, мозговых штурмов и экспериментов, была сформирована концепция широкодиапазонного крыла, включающая в себя четыре основных компонента — вихрегенераторы передней кромки (ВПК), совместимый с ними профиль крыла, законцовки, специально оптимизированные под широкий диапазон углов атаки, а также управляющие поверхности, сохраняющие свою эффективность на больших углах атаки.
Для начала остановимся на вихрегенераторах, об остальном позже.
Вихрегенераторы передней кромки (ВПК). Сама по себе идея размещения средств генерации вихря на передней кромке крыла не нова, но не получила распространения по ряду объективных причин, таких как дефицит экспериментальных данных, относительная конструктивная сложность установки вихрегенераторов на участке с большой местной, да еще переменной кривизной и так далее.
Конструктивно ВПК почти ничем не отличаются от классических ВГ расположенных на верхней поверхности крыла, за исключением серповидной формы, огибающей переднюю кромку, а также чередования больших и меньших по размеру пар вихрегенераторов в группе.
Функционально же классические ВГ и ВПК различаются довольно значительно, и главным отличием ВПК является эффект частичного «отключения» вихрегенерации на малых углах атаки, что в принципе невозможно с классическими ВГ, чья эффективность достигает максимума именно на больших скоростях полета, когда необходимость в помощи вихрегенераторов вообще отсутствует.
Почему так происходит? Потому что классические ВГ, установленные на 7-10% хорды находятся в зоне ускорения потока на всех эксплуатационных углах атаки, а по мере приближения к максимуму Cy начинают постепенно оказываться в аэродинамической тени носка профиля, а в случае с ВПК смещение зоны ускорения потока к передней кромке на больших углах атаки наоборот увеличивает эффективность вихрегенерации.
Таким образом, основным функциональным отличием ВПК от классических ВГ является выраженное положительное саморегулирование вихрегенерации по углу атаки.
Более подробно с работой ВПК можно ознакомиться, ознакомившись с патентом ГРУППА ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ И СПОСОБ УСТАНОВКИ ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ
Вихрегенераторы передней кромки (ВПК). Сама по себе идея размещения средств генерации вихря на передней кромке крыла не нова, но не получила распространения по ряду объективных причин, таких как дефицит экспериментальных данных, относительная конструктивная сложность установки вихрегенераторов на участке с большой местной, да еще переменной кривизной и так далее.
Конструктивно ВПК почти ничем не отличаются от классических ВГ расположенных на верхней поверхности крыла, за исключением серповидной формы, огибающей переднюю кромку, а также чередования больших и меньших по размеру пар вихрегенераторов в группе.
Функционально же классические ВГ и ВПК различаются довольно значительно, и главным отличием ВПК является эффект частичного «отключения» вихрегенерации на малых углах атаки, что в принципе невозможно с классическими ВГ, чья эффективность достигает максимума именно на больших скоростях полета, когда необходимость в помощи вихрегенераторов вообще отсутствует.
Почему так происходит? Потому что классические ВГ, установленные на 7-10% хорды находятся в зоне ускорения потока на всех эксплуатационных углах атаки, а по мере приближения к максимуму Cy начинают постепенно оказываться в аэродинамической тени носка профиля, а в случае с ВПК смещение зоны ускорения потока к передней кромке на больших углах атаки наоборот увеличивает эффективность вихрегенерации.
Таким образом, основным функциональным отличием ВПК от классических ВГ является выраженное положительное саморегулирование вихрегенерации по углу атаки.
Более подробно с работой ВПК можно ознакомиться, ознакомившись с патентом ГРУППА ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ И СПОСОБ УСТАНОВКИ ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ
С целью подтверждения эффективности вихрегенераторов и были произведены летные эксперименты на радиоуправляемых моделях, предварительно подтвердившие их жизнеспособность. Полученная в итоге модель стала проще в управлении, заметно расширился диапазон летных углов атаки и скоростей, улучшилось демпфирование крена, стало возможно устойчивое парашютирование, а также выполнение разворотов и виражей очень малого радиуса с заметной потерей скорости и выраженным скольжением без предпосылок к срыву в штопор. При почти полной потере скорости в сильном скольжении - плавное сваливание на крыло с углом крена не более 45 градусов, легко компенсируемым рулем направления. Также при попытке ввода в нормальный штопор (малый газ, руль высоты до упора на кабрирование, руль направления до упора по штопору) модель с экспериментальным крылом всегда переходит в нисходящую спираль постепенно увеличивающегося радиуса, при этом при установке на модель с контрольного исходного крыла модель всегда штопорит. На модели выполнено более 400 полетов, при этом не было ни одной предпосылки к аварийной ситуации.
Критический угол атаки крыла модели с ВПК при этом находится в пределах 22-24 градусов (чистое крыло около 17-18).
Критический угол атаки крыла модели с ВПК при этом находится в пределах 22-24 градусов (чистое крыло около 17-18).
Для дальнейшего исследования эффективности ВПК с целью проведения натурного летного эксперимента был переоборудован самодельный легкомоторный самолет, представляющий собой модифицированный CH 701. Исходное крыло полностью выполнено по чертежам CH701 но каждая консоль длиннее на 500мм чем у оригинального самолета.
Переоборудование консолей включало в себя следующие мероприятия:
1) демонтаж предкрылка и носка до лонжерона.
2) изготовление нового носка с экспериментальным профилем и сборка его с остальным крылом.
3) установка аэродинамических гребней в корневой части крыла в месте характерного для данного типа излома носка профиля крыла у кабины с целью уменьшения сопротивления интерференции.
4) установка экспериментальных законцовок крыла, с целью уменьшения мощности концевых вихрей, увеличения эффективного размаха, а также стабилизации обтекания законцовки на больших углах атаки.
После проведения переоборудования самолет был облетан. Со слов пилота скорость в крейсерском режиме увеличилась на 25-30 км/ч, при тех же оборотах двигателя. Самолет оказался устойчив и управляем на всех опробованных режимах. Характер поведения на посадке по сравнению с исходным крылом изменился незначительно. Полеты с целью определения максимальной и минимальной скорости не проводились. Дальнейшее переоборудование самолета включало в себя:
1) установку ВПК на внешнем полуразмахе консолей крыла,
2) установку обтекателей (зализов) в районе крепления стабилизатора к фюзеляжу.
Самолет был повторно облетан. Положение триммера РВ, а также скорости и соответствующие им режимы работы двигателя не изменились.
Были выполнены полеты с целью определения минимальной скорости, при полностью взятой на себя ручке управления приборная скорость составила 60-65 км/ч, при этом пилот отметил недостаточную эффективность руля высоты на малой скорости.
Дальнейшая модернизация самолета включала в себя меры, направленные на увеличение эффективности руля высоты:
1) установку вихрегенераторов на нижней поверхности руля высоты
2) установку законцовок стабилизатора в виде концевых шайб
Дальнейшие полеты показали:
Минимальная скорость в режиме парашютирования составила 40 км/ч, при вертикальной снижения 3-3,5м/с. При попытке достижения минимальной скорости в горизонтальном полете без отклонения флапперонов пилотирование затруднял экстремально большой угол тангажа. При попытке выполнения штопора самолет переходил в нисходящую спираль без тенденции к авторотации.
Максимальная скорость в горизонтальном полете составила 180 км/ч на взлетном режиме.
Разбег на взлете и пробег при посадке составил не более 150 м, но в отличие от исходного варианта крыла с предкрылком, на посадке появился ярко выраженный участок выдерживания перед приземлением. Скорость захода в обоих случаях составляла 100-105 км/ч. При выполнении посадки без отклонения флапперонов в посадочное положение скорость приземления по оценкам пилота не изменялась, но при этом угол тангажа в момент приземления был больше и вызывал опасения касания полосы хвостовой частью фюзеляжа. Самолет с отклоненными в посадочное положение флапперонами легко отрывается на разбеге на скорости примерно 50 км/ч, быстро набирает скорость на участке выдерживания, при взлете без отклонения флапперонов скорость отрыва примерно 60 км/ч.
В дальнейшем, с целью визуализации пограничного слоя при применении ВПК, на правую консоль крыла были наклеены шелковинки контрастного цвета, а в корне консоли на стойке была установлена видеокамера. Перед передней поверхностью правой консоли был установлен указатель угла атаки флюгерного типа, который находился в кадре видеокамеры. Предел отклонения флюгера конструктивно составил 45 градусов.
После выполнения полетов с включенной видеокамерой при просмотре полученных материалов было определено, что на участке крыла, где установлены ВПК безотрывное обтекание сохраняется практически до упора указателя угла атаки 42-45 градусов. На участке крыла не оснащенном ВПК безотрывное обтекание сохраняется до угла атаки не более 25-30 градусов. Кроме того был отмечен следующий эффект: при полете на малых углах атаки, на участке крыла, оснащенном ВПК, шелковинки плотно прилегали к поверхности крыла вплоть до самой задней кромки, в то время как на участке, не оснащенном ВПК, шелковинки плотно прилегали только на участке профиля перед точкой максимальной толщины, после максимальной толщины они колебались, при этом амплитуда колебаний увеличивалась по мере приближения к задней кромке крыла и составила примерно 15-20 мм у самой кромки.
В дальнейшем самолет был вновь доработан, в частности, ВПК были установлены по всему размаху крыла. Самолет был успешно облетан, но полеты на критические режимы пока не выполнялись по причине окончания летного сезона.
Кроме того, во всех случаях полетов с установленными ВПК пилот субъективно оценивал поведение доработанного самолета в воздухе как «вязкое», что может быть связано с более полным присоединением масс воздуха к верхней поверхности крыла, вызванным сформировавшейся над крылом вихревой структурой.
Надо также отметить, что критический угол атаки, измеренный в летном эксперименте может несколько отличаться от реального большую сторону из-за влияния на положение флюгера восходящего потока перед крылом.
Для целей дальнейшего исследования эффективности ВПК и получения объективных оценок были изготовлены три отсека крыла с хордой 0,4 м для продувки в аэродинамической трубе с экспериментальным профилем, примененным на самолете. Один отсек чистого профиля, второй отсек того же профиля с применением обычных вихрегенераторов на верхней поверхности крыла, третий отсек того же профиля с применением ВПК аналогичным примененным на самолете, при этом вихрегенераторы был выполнены в масштабе профиля и высота малых вихрегенераторов составила 1,6-1,7 мм. Продувки проводились в аэродинамической трубе Т- 1 Московского Авиационного Института. Были получены следующие результаты:
критический угол атаки по Су для чистого профиля — 26 градусов, для вихрегенераторов, установленных на передней кромке — 29 градусов и для вихрегенераторов, установленных на участке разгона потока (12% хорды) — 30 градусов.
Итоги экспериментов следующие:
1. ВПК затягивают срыв так же как и обычные ВГ на верхней поверхности, а процент приращения Cy max в основном зависит от подбора плотности установки и профиля крыла.
Срыв на крыле с ВПК становится мягче.
Не добавляется или незначительно добавляется лобовое сопротивление на малых углах атаки, самолет легко разгоняется в пологом снижении без изменения режима работы двигателя.
ВПК не меняют моментную характеристику профиля в летном диапазоне углов атаки.
5. Эффективность ВПК растет с увеличением размерности крыла, вихрегенераторов и скорости потока, то есть числа Re.
Вывод на сегодняшний день такой - технология ВПК явно многообещающая, но находящаяся в самом начале развития и требующая весьма немалых затрат времени на полноценное изучение. Ее очевидная зависимость к размерности делает ее мало интересной для беспилотной авиации. Вместе с тем, для машин размерности СЛА, а также для мелких региональных транспортников она пригодна к применению уже сегодня, хотя надо четко понимать, что установка только ВПК с усредненной геометрией не даст и половины всех возможных преимуществ, а доработка каждого образца или типа - отдельный серьезный проект.
Переоборудование консолей включало в себя следующие мероприятия:
1) демонтаж предкрылка и носка до лонжерона.
2) изготовление нового носка с экспериментальным профилем и сборка его с остальным крылом.
3) установка аэродинамических гребней в корневой части крыла в месте характерного для данного типа излома носка профиля крыла у кабины с целью уменьшения сопротивления интерференции.
4) установка экспериментальных законцовок крыла, с целью уменьшения мощности концевых вихрей, увеличения эффективного размаха, а также стабилизации обтекания законцовки на больших углах атаки.
После проведения переоборудования самолет был облетан. Со слов пилота скорость в крейсерском режиме увеличилась на 25-30 км/ч, при тех же оборотах двигателя. Самолет оказался устойчив и управляем на всех опробованных режимах. Характер поведения на посадке по сравнению с исходным крылом изменился незначительно. Полеты с целью определения максимальной и минимальной скорости не проводились. Дальнейшее переоборудование самолета включало в себя:
1) установку ВПК на внешнем полуразмахе консолей крыла,
2) установку обтекателей (зализов) в районе крепления стабилизатора к фюзеляжу.
Самолет был повторно облетан. Положение триммера РВ, а также скорости и соответствующие им режимы работы двигателя не изменились.
Были выполнены полеты с целью определения минимальной скорости, при полностью взятой на себя ручке управления приборная скорость составила 60-65 км/ч, при этом пилот отметил недостаточную эффективность руля высоты на малой скорости.
Дальнейшая модернизация самолета включала в себя меры, направленные на увеличение эффективности руля высоты:
1) установку вихрегенераторов на нижней поверхности руля высоты
2) установку законцовок стабилизатора в виде концевых шайб
Дальнейшие полеты показали:
Минимальная скорость в режиме парашютирования составила 40 км/ч, при вертикальной снижения 3-3,5м/с. При попытке достижения минимальной скорости в горизонтальном полете без отклонения флапперонов пилотирование затруднял экстремально большой угол тангажа. При попытке выполнения штопора самолет переходил в нисходящую спираль без тенденции к авторотации.
Максимальная скорость в горизонтальном полете составила 180 км/ч на взлетном режиме.
Разбег на взлете и пробег при посадке составил не более 150 м, но в отличие от исходного варианта крыла с предкрылком, на посадке появился ярко выраженный участок выдерживания перед приземлением. Скорость захода в обоих случаях составляла 100-105 км/ч. При выполнении посадки без отклонения флапперонов в посадочное положение скорость приземления по оценкам пилота не изменялась, но при этом угол тангажа в момент приземления был больше и вызывал опасения касания полосы хвостовой частью фюзеляжа. Самолет с отклоненными в посадочное положение флапперонами легко отрывается на разбеге на скорости примерно 50 км/ч, быстро набирает скорость на участке выдерживания, при взлете без отклонения флапперонов скорость отрыва примерно 60 км/ч.
В дальнейшем, с целью визуализации пограничного слоя при применении ВПК, на правую консоль крыла были наклеены шелковинки контрастного цвета, а в корне консоли на стойке была установлена видеокамера. Перед передней поверхностью правой консоли был установлен указатель угла атаки флюгерного типа, который находился в кадре видеокамеры. Предел отклонения флюгера конструктивно составил 45 градусов.
После выполнения полетов с включенной видеокамерой при просмотре полученных материалов было определено, что на участке крыла, где установлены ВПК безотрывное обтекание сохраняется практически до упора указателя угла атаки 42-45 градусов. На участке крыла не оснащенном ВПК безотрывное обтекание сохраняется до угла атаки не более 25-30 градусов. Кроме того был отмечен следующий эффект: при полете на малых углах атаки, на участке крыла, оснащенном ВПК, шелковинки плотно прилегали к поверхности крыла вплоть до самой задней кромки, в то время как на участке, не оснащенном ВПК, шелковинки плотно прилегали только на участке профиля перед точкой максимальной толщины, после максимальной толщины они колебались, при этом амплитуда колебаний увеличивалась по мере приближения к задней кромке крыла и составила примерно 15-20 мм у самой кромки.
В дальнейшем самолет был вновь доработан, в частности, ВПК были установлены по всему размаху крыла. Самолет был успешно облетан, но полеты на критические режимы пока не выполнялись по причине окончания летного сезона.
Кроме того, во всех случаях полетов с установленными ВПК пилот субъективно оценивал поведение доработанного самолета в воздухе как «вязкое», что может быть связано с более полным присоединением масс воздуха к верхней поверхности крыла, вызванным сформировавшейся над крылом вихревой структурой.
Надо также отметить, что критический угол атаки, измеренный в летном эксперименте может несколько отличаться от реального большую сторону из-за влияния на положение флюгера восходящего потока перед крылом.
Для целей дальнейшего исследования эффективности ВПК и получения объективных оценок были изготовлены три отсека крыла с хордой 0,4 м для продувки в аэродинамической трубе с экспериментальным профилем, примененным на самолете. Один отсек чистого профиля, второй отсек того же профиля с применением обычных вихрегенераторов на верхней поверхности крыла, третий отсек того же профиля с применением ВПК аналогичным примененным на самолете, при этом вихрегенераторы был выполнены в масштабе профиля и высота малых вихрегенераторов составила 1,6-1,7 мм. Продувки проводились в аэродинамической трубе Т- 1 Московского Авиационного Института. Были получены следующие результаты:
критический угол атаки по Су для чистого профиля — 26 градусов, для вихрегенераторов, установленных на передней кромке — 29 градусов и для вихрегенераторов, установленных на участке разгона потока (12% хорды) — 30 градусов.
Итоги экспериментов следующие:
1. ВПК затягивают срыв так же как и обычные ВГ на верхней поверхности, а процент приращения Cy max в основном зависит от подбора плотности установки и профиля крыла.
Срыв на крыле с ВПК становится мягче.
Не добавляется или незначительно добавляется лобовое сопротивление на малых углах атаки, самолет легко разгоняется в пологом снижении без изменения режима работы двигателя.
ВПК не меняют моментную характеристику профиля в летном диапазоне углов атаки.
5. Эффективность ВПК растет с увеличением размерности крыла, вихрегенераторов и скорости потока, то есть числа Re.
Вывод на сегодняшний день такой - технология ВПК явно многообещающая, но находящаяся в самом начале развития и требующая весьма немалых затрат времени на полноценное изучение. Ее очевидная зависимость к размерности делает ее мало интересной для беспилотной авиации. Вместе с тем, для машин размерности СЛА, а также для мелких региональных транспортников она пригодна к применению уже сегодня, хотя надо четко понимать, что установка только ВПК с усредненной геометрией не даст и половины всех возможных преимуществ, а доработка каждого образца или типа - отдельный серьезный проект.
Ну-ну!
Благими намерениями выложена дорога в ад.
Представляется, что, чем выше окажется диапазон докритических углов атаки крыла, тем хуже оно будет по аэродинамике. Наивно представлять, что вихри, образуемые на озвученных вихрегенераторах не потребуют энергии на свое поддержание - а это возможно лишь увеличением сопротивления. Увеличить критический угол атаки не просто, а очень просто: достаточно снизить удлинение крыла - и будет хоть 45 градусов. Но мощности потребует такое крыло немерянной: собственно, на истребителях, где ее девать некуда, так и поступают.
Ежели, конечно, у вас нашлись такие физ. принципы, которые позволят реализовать вашу мечту - что ж, флаг в руки, ждем результатов.
P.S. Ваши 40 км/ч на парашютировании были измерены корректно: с учетом погрешности УС на больших углах атаки и влияния ветра, в случае замера по GPS? Парашютирование проводилось в противоположных направлениях?
Благими намерениями выложена дорога в ад.
Представляется, что, чем выше окажется диапазон докритических углов атаки крыла, тем хуже оно будет по аэродинамике. Наивно представлять, что вихри, образуемые на озвученных вихрегенераторах не потребуют энергии на свое поддержание - а это возможно лишь увеличением сопротивления. Увеличить критический угол атаки не просто, а очень просто: достаточно снизить удлинение крыла - и будет хоть 45 градусов. Но мощности потребует такое крыло немерянной: собственно, на истребителях, где ее девать некуда, так и поступают.
Ежели, конечно, у вас нашлись такие физ. принципы, которые позволят реализовать вашу мечту - что ж, флаг в руки, ждем результатов.
P.S. Ваши 40 км/ч на парашютировании были измерены корректно: с учетом погрешности УС на больших углах атаки и влияния ветра, в случае замера по GPS? Парашютирование проводилось в противоположных направлениях?
Да, как то с иллюстрациями слабовато, такие большие практические работы, а не теоретизирование, а фото и видео нема.
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Интересные исследования, ибо дают новые возможности для модификации находящихся эксплуатации самолётов (СЛ-90 например). И можно вдохнуть новую жизнь в СН-701.
Как и обычные ВГ, это очевидная альтернатива предкрылкам, которые сложнее конструктивно .Из достоинств - возможна временная установка. Из недостатков вижу, что эти устройства при полётах в условиях способствующих обледененению, будут генераторами наростов льда на ПК.
Как и обычные ВГ, это очевидная альтернатива предкрылкам, которые сложнее конструктивно .Из достоинств - возможна временная установка. Из недостатков вижу, что эти устройства при полётах в условиях способствующих обледененению, будут генераторами наростов льда на ПК.Что то я самих ВПК не вижу. Вы их не хотите подробно показать? Или это коммерческая тайна.
Про обледенение еще будут исследования. Но из опыта, СЛА не часто летают в таких условиях.Интересные исследования, ибо дают новые возможности для модификации находящихся эксплуатации самолётов (СЛ-90 например). И можно вдохнуть новую жизнь в СН-701.
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
Круто. И близко к моим дилетантским рассуждениям об оптимизации крыла.
Когда-то у меня была концепция вихрегенераторов на передней кромке, которые ещё и отклоняемые. Расположены на общей оси и могут перебрасываться как на верхнюю, так и на нижнюю сторону, т.е. эффективны и в перевёрнутом полёте. А в нейтральном положении почти не создают вихрей: находятся около точки деления потока крылом. Непатентабельно, т.к. опубликовано: уже обсуждалось на одном из дизайнерских форумов вместе с концепцией самолёта-парусника.
Когда-то у меня была концепция вихрегенераторов на передней кромке, которые ещё и отклоняемые. Расположены на общей оси и могут перебрасываться как на верхнюю, так и на нижнюю сторону, т.е. эффективны и в перевёрнутом полёте. А в нейтральном положении почти не создают вихрей: находятся около точки деления потока крылом. Непатентабельно, т.к. опубликовано: уже обсуждалось на одном из дизайнерских форумов вместе с концепцией самолёта-парусника.
Последнее редактирование:
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
Вопросы обычно возникают, когда патент пытаются оспорить. Я просто вангую одно из направлений эволюции Вашей концепции и одновременно подсказываю и предупреждаю
___________
А в общем очень впечатлён соотношением выигрыша и потерь и желаю дальнейших успехов!
Последнее редактирование:
Ваши косые ВПК наверняка потребовали очень точного расчёта , а скорее всего подбора их установки опытным путём и если данные соответствуют заявленным то это не плохой шажок. Смею заверить однако ,что этот опыт не станет универсальным на мой взгляд и на каждый профиль, и самолет будут свои параметры Ваших устройств.
Относительно загрязнения и обледенения это уже другой разговор и с ними любые машины порой превращаются в неуправляемый снаряд.
Относительно загрязнения и обледенения это уже другой разговор и с ними любые машины порой превращаются в неуправляемый снаряд.
Рябиков
Изобретаем решительно все!
Как-же хочется орденов.
Уважаемый motor! Попробуйте прочитать книжки Чжен, "Отрывные течения" три тома и Красильщиков, "Практическая аэродинамика крыла".
Из них Вы узнаете, что все уже придумано до Вас.
Так-же, я надеюсь, Вы избавитесь от некоторых заблуждений по поводу хорошего поведения летательного аппарата на срывных режимах.
Что-то я сегодня ядовитый.
Уважаемый motor! Попробуйте прочитать книжки Чжен, "Отрывные течения" три тома и Красильщиков, "Практическая аэродинамика крыла".
Из них Вы узнаете, что все уже придумано до Вас.
Так-же, я надеюсь, Вы избавитесь от некоторых заблуждений по поводу хорошего поведения летательного аппарата на срывных режимах.
Что-то я сегодня ядовитый.
Зато, часто падают в условиях обледенения. Чему, в прошедшем году был посвящен отдельный семинар РАОПА.
Давайте продувки к рассмотрению!
Здесь есть и те, кто кто может корректно аппонировать вашей "защите дипломного проекта".
Особо интересно, как ведёт себя профиль с ВПК на малых углах атаки.
Последнее редактирование:
Спасибо за совет, я ПОПРОБУЮ ПОЧИТАТЬ КНИЖКИ.Как-же хочется орденов.
Уважаемый motor! Попробуйте прочитать книжки Чжен, "Отрывные течения" три тома и Красильщиков, "Практическая аэродинамика крыла".
Из них Вы узнаете, что все уже придумано до Вас.
Так-же, я надеюсь, Вы избавитесь от некоторых заблуждений по поводу хорошего поведения летательного аппарата на срывных режимах.
Что-то я сегодня ядовитый.
Сменю заверить Вас, что хорошее поведение этого самолета на срывных режимах , не есть мое, как Вы изволили выразиться, ЗАБЛУЖДЕНИЕ, но есть мое личное и не только мое наблюдение, ибо имею честь управлять этим аппаратом постоянно, в том числе и при выполнении полетов на исследуемые режимы.
Можно сколь угодно диванноэкспердными методами делать выводы, но самолет летает, летает хорошо, все, о чем тут мной написано, имеет место быть на самом деле. Работа проведена огромная, денег потрачено тоже немало, можно было бы хороший самолет купить и наверное не один. Весь комплекс работ выполнялся не за один день, каждый этап выходил из предыдущего и в любой момент можно было бы все прекратить, если бы пришло понимание бесперспективности.
С Уважением