Шустрый, компактный, одноместный
... отрывной зоны на стыке фюзеляжа и верхней задней поверхности крыла ("пузырь висеть") не будет!!!
Если обращаться к классикам, то в том же источнике нам, потомкам, подсказано, что "...прямоугольное сечение (Фиг.136-II)... сводит к минимуму интерференцию с крылом..." стр. 220. Имеется ввиду нижнее сечение фюзеляжа для схемы низкоплан, которая выбрана за основную для предложенного самолета с применением безматричной технологии...
В перспективе, если дойдет до эллиптических сечений фюзеляжа и матричных технологий, у нас в запасе помимо классических зализов, еще около трёх-четырех способов предотвратить отрывные течения в рассматриваемой зоне на крейсерских режимах...
...и еще несколько слов о выборе геометрических параметров ГО, и в частности, его удлинения.
Известно, что основной характеристикой, с помощью которой оценивается продольная статическая устойчивость самолёта является производная момента тангажа при изменении подъемной силы. Но её нужно ещё суметь рассчитать.
Поэтому для упрощения задачи можно обеспечить общепринятую центровку относительно САХ крыла в сочетании с необходимым значением статического момента от ГО, который зависит его плеча и площади.
Однако, при более точных расчетах, становится ясно что на величину указанной производной существенное влияние оказывает также удлинение стабилизатора. То есть, можно не увеличивая смачиваемой поверхности ГО (а это причина основной части сопротивления трения на "шустрых" скоростях), улучшить характеристики продольной устойчивости только за счёт разумного увеличения удлинения. Есть еще один "бонус". При этом уменьшатся размеры корневой хорды стабилизатора, а значит, пусть немного, но еще снизятся интерференция его и фюзеляжа, а также сопротивление всего ЛА.
Возникает справедливый вопрос, а до каких "разумных" величин увеличивать удлинение?
На схеме "Утка", где ПГО нагружено больше, чем крыло, его, ПГО, не только удлинение, но и форма должны однозначно определяться из условий безопасности полёта на околосрывных режимах.
Мы же имеем (схема, изображенная в Посте №173) с классической аэродинамической компоновкой, у которой ГО нагружено меньше крыла. Это значит, что вполне допустимо иметь удлинение на стабилизаторе, близкое к крыльевому. На указанной схеме удлинение крыла 8 единиц, стабилизатора - 6,5.
Таким образом, опасения о раннем срыве потока и возможном "клевке"...
...вынужден считать недостаточно обоснованными...
Известно, что основной характеристикой, с помощью которой оценивается продольная статическая устойчивость самолёта является производная момента тангажа при изменении подъемной силы. Но её нужно ещё суметь рассчитать.
Поэтому для упрощения задачи можно обеспечить общепринятую центровку относительно САХ крыла в сочетании с необходимым значением статического момента от ГО, который зависит его плеча и площади.
Однако, при более точных расчетах, становится ясно что на величину указанной производной существенное влияние оказывает также удлинение стабилизатора. То есть, можно не увеличивая смачиваемой поверхности ГО (а это причина основной части сопротивления трения на "шустрых" скоростях), улучшить характеристики продольной устойчивости только за счёт разумного увеличения удлинения. Есть еще один "бонус". При этом уменьшатся размеры корневой хорды стабилизатора, а значит, пусть немного, но еще снизятся интерференция его и фюзеляжа, а также сопротивление всего ЛА.
Возникает справедливый вопрос, а до каких "разумных" величин увеличивать удлинение?
На схеме "Утка", где ПГО нагружено больше, чем крыло, его, ПГО, не только удлинение, но и форма должны однозначно определяться из условий безопасности полёта на околосрывных режимах.
Мы же имеем (схема, изображенная в Посте №173) с классической аэродинамической компоновкой, у которой ГО нагружено меньше крыла. Это значит, что вполне допустимо иметь удлинение на стабилизаторе, близкое к крыльевому. На указанной схеме удлинение крыла 8 единиц, стабилизатора - 6,5.
Таким образом, опасения о раннем срыве потока и возможном "клевке"...
...вынужден считать недостаточно обоснованными...
Gambic
Я не люблю военные самолеты.
Шо тут за стук топора?..
Вот правильно! Надо вытряхиваться из авиамодельных штанишек.
А Вы L[sub]г.о.[/sub] считайте до фокуса и туда же Ц.Т., тогда dMz/d[ch945] = q[ch10799]S[sub]г.о.[/sub][ch10799]L[sub]г.о.[/sub][ch10799] dCy[sub]г.о.[/sub]/d[ch945] – что может быть проще?
Стабилизатор, особо у шустрого, бывает удельно нагружен сильней чем крыло, и с [ch955] =6.5 он получится слишком тяжелым.
Рябиков
Изобретаем решительно все!
Если посмотреть в РДК СЛА, то скорость изменения производной ГО от удлинения существенно уменьшается после удлинения 4.
Смысл "удлиняться" далее пропадает.
Уменьшается хорда, соответственно, уменьшается число Рейнольдса и Сх трения растёт. Особенно сильно при переходе Re через один миллион. Поэтому тут тоже не всё однозначно.
С увеличением удлинения ГО растут нагрузки на фюзеляж (соответственно и вес) от несимметричного нагружения.
При больших длинах и малых жёсткостях конструкции, скорее всего, придётся очень серьёзно пободаться с самыми разнообразными формами флаттера.
леха (magnum)
Aeropract.ru
- Откуда
- Жуковский
т.е. самолет летит себе на скорости 130км/ч, а спереди на него набегает неподвижный воздух ?
Gambic
Я не люблю военные самолеты.
Господин Рябиков! Если Вы изобретаете решительно все, то придумайте
А стабилизатор... как руль на гоночном катамаране, который всегда можно сломать на скорости, резко дернув... момент инерции фюзеляжа не спасает его от внезапных углов.
Gambic
Я не люблю военные самолеты.
Чем с большей массой воздуха за секунду взаимодействует винт, тем медленнее её можно отбрасывать для создания той же тяги (как легче вам оттолкнуться от тяжелой тележки на рельсах, чем от легкой). Чему равна эта масса?.. У самолета при гонке двигателя на земле, она равна (площади диска винта) [ch10799] (скорость его засасывания) в этот диск. А когда самолет летит, она равна массе круглого "коридора" длиной со скоростью самолета в м/сек. Его объем и масса оказываются намного больше, чем засасываемая в винт на месте, поэтому за винтом на земле ураган, а в воздухе – чахлая спутка.
На месте винт отшвыривает воздух назад, а на скорости – как бы ввинчивается в него как в тесто: тоже отбрасывает, но с гораздо меньшей скоростью.
Всё правильно.
Расчеты приводят примерно к тем же выводам.
Действительно,
увеличение удлинения ГО с 2 до 4 ед. дает прирост его эффективности более чем на треть,
с 4 до 8 только на пятую часть (около 20 %).
Поэтому выбор пал на величину около шести.
По Рейнольдсам.
Рабочие значения для ГО от одного до двух с лишним миллионов.
При этом уменьшение хорды стабилизатора на 22 % приведет к росту только сопротивления трения на 6 % для ГО, что будет менее четверти процента для всего ЛА - мошкара на передних кромках дает существенно больший прирост.
Бафтинг оперения, думаю, неизбежен - пободаться придётся...
... с толщиной его профиля от 15 до 12 процентов эту неприятность мы переживём... 😉
...работа над проектом "Шустрого" продолжается.
По результатам обсуждений и расчетов внесены некоторые коррективы.
Главное - увеличена площадь стабилизатора. Он стал переразмерен примерно на 20% (Статмомент от ГО 0,6 единиц).
При доля его сопротивления выросла от шести до семи процентов на максимальной скорости, а максимальное аэродинамическое качество снизилось с 15,2 до 15,0 единиц (реализуется на скорости 135...140 км/ч у земли)
Однако, при этом появилась возможность сместить положение ц.м. назад, что в свою очередь позволило вернуть основные опоры шасси в рекомендуемое положение и связать их конструктивно с силовым шпангоутом, на который завязаны и лонжероны крыла.
Двигатель определён как РМЗ-640, мощностью 50 л.с. с воздушным винтом 1250 мм.
С выбранной силовой установкой рассчитаны основные ЛТХ самолета.
Предварительно скажу, максимальной скорости в 360 км/ч не получится, с неубирающимся шасси 310...320 получить можно, но и то при условии высокого к.п.д. воздушного винта на этих режимах...
По результатам обсуждений и расчетов внесены некоторые коррективы.
Главное - увеличена площадь стабилизатора. Он стал переразмерен примерно на 20% (Статмомент от ГО 0,6 единиц).
При доля его сопротивления выросла от шести до семи процентов на максимальной скорости, а максимальное аэродинамическое качество снизилось с 15,2 до 15,0 единиц (реализуется на скорости 135...140 км/ч у земли)
Однако, при этом появилась возможность сместить положение ц.м. назад, что в свою очередь позволило вернуть основные опоры шасси в рекомендуемое положение и связать их конструктивно с силовым шпангоутом, на который завязаны и лонжероны крыла.
Двигатель определён как РМЗ-640, мощностью 50 л.с. с воздушным винтом 1250 мм.
С выбранной силовой установкой рассчитаны основные ЛТХ самолета.
Предварительно скажу, максимальной скорости в 360 км/ч не получится, с неубирающимся шасси 310...320 получить можно, но и то при условии высокого к.п.д. воздушного винта на этих режимах...
Вложения
...Он есть в наличии...
Что то мне подсказывает это фантастические рассказы)
Тут с 912 получить экономичную скорость выше 200 реально проблема.
А когда говорят буран - у меня почему то возникает здоровый скептизм.
В принципе вполне возможно на 50л.с. уйти за 300км/ч,я ранее приводил пример возможного варианта.Но мидель ужат,самолетик узконаправленнный.И хоть технология постройки привычна(сварная ферма,ткань на стрингерах,тонкое подкосное деревянное крыло) и масса маленькая,врядли его кто-то может рассматривать как самолет выходного дня.Дал газу,поставил рекорд,сдал в музей.
Но,есть же и другие схемы - летающие крылья и прочие,можно и их рассмотреть.
Но,есть же и другие схемы - летающие крылья и прочие,можно и их рассмотреть.
