Утка (canard) Александра Макарова

[Denis]

Смотрим сюда: http://www.youtube.com/watch?v=NOYGz3udpqk

 

[Koserog1]

Смотрим сюда: http://www.youtube.com/watch?v=NOYGz3udpqk

А летающую тачку или поросенка или помело чего ж не запостил?Такого видео в сети навалом - то-то можно наделать умозаключений,наблюдая полет "электрички",ударяющейся коком винта в пол спортзала и улетающей назад на реверсе.

 

[Koserog1]

S-образный профиль мало что вылечит. Зато на нем тоже можно делать бесхвостки и короткохвостки. Перегруженность ПГО утки неразрывно связана с запасом продольной устойчивости и если утка статически устойчива значит ПГО перегружено.

Не надо грязи - налицо противоречие самому себе.Действительно,представим себе гипотетическую бесхвостку с S-образным профилем и устойчивую;оснастим ее ПГО,а получившкюся сдвижку фокуса компенсируем изменением центровки.Рассуждая так мы можем получить любой результат,принимая во внимание,что степень устойчивости без ГО могла быть любой и ПГО в экстремальном случае может даже и снижать продольную устойчивость.

Вот еще нечто интересное http://www.marskeaircraft.com/  


и еще http://www.twitt.org/SHA2002.html

Это все приходилось видеть в т.ч.и своими глазами - рад,что штопор на этих планерах видеть не пришлось.Да и парить в сильной турбулентности на них я вряд ли решился бы.

 

[Sykes]

получается, что на утке от повышенной скорости (по сравнению с самолётами обычной схемы) для взлета и захода на посадку не уйти...либо на ПГО срыв наступит раньше (и как итог клевок носом) либо срыв на крыле и немедленное сваливание на крыло с быстрым переходом в плоский штопор....

Да нет у неё повышенной скорости на взлёте.
У того же Long EZ взлётная чуть больше 100км/ч, но ведь и максимальная около 400. У "утки" диапазон скоростей выше, чем у классики с закрылком и, если не хочется снижать максимальную скорость и, соответственно, нагрузку на крыло, то придётся мириться с высокой скоростью отрыва, но и тут "утка" выигрывает при взлёте с грунта - база колёсная у неё больше, чем у классики с носовой стойкой, значит и кидать её будет меньше. Только нужно колею колёс сделать больше, чтоб не кидали на винт всякую бяку. Ещё один плюс толкающего винта этой схемы - при разбеге по ВПП винт находится значительно выше, чем у классики такого же класса и приближается к земле только в момент отрыва. У меня в проекте получается высота винта на стоянке и при разбеге - 600 мм, это значительно выше, чем у дельталёта.

 

[Denis]

Строгие цифры. Сумах у утки не превосходит 1.5
У немеханизированной классики 1.3-1.8
У механизированной классики бвыет более 3, без особого труда можно получить 2.2-2.5, при механизации нещелевыми закрылками до 2.

Самолет с тремя несущими поверхностями Пьяджо Аванти имеет Cумах =1.85 в посадочной конфигурации, отнесенный к суммарной площади крыла и ПГО. Классика такой же размерности с аналогичными средствами механизации (выдвидныке щелевые закрылки) легко дает 2.6 - 2.8.

Longeze с неизнасилованным мотором, даже если этот мотор Лайкоминг О-320 160л.с. никогда не даст много больше 300км/ч. Смотри ветку про Wittman Tailwind. Там я привел данные как он обгоняет этих уток на гонках.  Эти самолеты имеют практически одинаковую площадь крыла и полетную массу, что придает большой смысл такому сравнению.

Varieze размерами поменьше и если ее построить чисто и поставить мощный мотор, то она может обогнать Tailwind. Единственная  Varieze которая это может, принадлежит Клаусу Савье (кажетсяесть еще одна). Он сделал много доработок по метсной аэродинамике, а сколько лошадок развивает его континентал О-200 нка какой высоте - не говорят. Технически из этого мотора у земли можно вжать около 200л.с. при оборотоах свыше 4000. Внешний вид винта на самолете Клауса Савье наводит на определенные мысли.  

Наконец, учтем, что установка винта в толкающее положение как у этих уток приводит к дополнительным потерям тяги в 7-15% на максимальной скорости по сравнению склассикой. Есть результаты испытаний Tailwind и Longeze с О-320, развивающих в горизонте одинаковую скорсоть, у которых экспериментально определили сводку сопроивлений. у Tailwind CxS=0.19м2, у Longeze 0.165м2, их отношение 0.868. В данном примере это и есть отношение кПД толкающего итянущего винтв при одинаковой подводимой мощности и скороти полета.
Мотор О-200 не атк изнасилованный, как у Клауса Савье  (в рамках дозволенного техническим регламентом) на гоносных самолетах Формулы 1, которые имеют размеры, сопоставимые с Varieze, позволяет им на гонках, гна малой высоте и с разворотами вокруг пилонов, показывать среднюю скорость более 450км/ч. Сейчас в этой формуле нет неклассических самолетов.      

 

[Denis]

://www.marskeaircraft.com/  


и еще http://www.twitt.org/SHA2002.html

Это все приходилось видеть в т.ч.и своими глазами - рад,что штопор на этих планерах видеть не пришлось.Да и парить в сильной турбулентности на них я вряд ли решился бы.

Зря. Эти машины все про себя уже сказали. Genesis II серифицирован по нормам Jar-22 и летает много и серьезно. В условиях сильной атмосферной турбулентности короткохвостая схема имеет как раз преимущества перед длинным хвостом.

 

[Lapshin]

Зря. Эти машины все про себя уже сказали. Genesis II серифицирован по нормам Jar-22 и летает много и серьезно. В условиях сильной атмосферной турбулентности короткохвостая схема имеет как раз преимущества перед длинным хвостом.

Сертификация по JAR-22 индульгенцией не является ни в коей мере.Утверждение совершенно голословно - хотя в принципе против бесхвосток ничего и не имею,считать эту схему,равно как и Скайрейнджера,Жука,Тейлоркрафта или иное Ваше предпочтение,панацеей от всех бед,считаю неверным.Дело в том,что во всех этих случаях выпячиваются одни недостатки альтернативных изделий,игнорируя их бесспорные достоинства,противопоставляя достоинствам излюбленных вещей.

 

[Denis]

Зря. Эти машины все про себя уже сказали. Genesis II серифицирован по нормам Jar-22 и летает много и серьезно. В условиях сильной атмосферной турбулентности короткохвостая схема имеет как раз преимущества перед длинным хвостом.

Сертификация по JAR-22 индульгенцией не является ни в коей мере.

Как вы думаете, легко ли получить такую индульгенцию? Если Вы внимательно изучите любые современные нормы летной годности, желание строить самолет нетрадиционнойсхемы у Вас улетучится мгновенно.

 

[Sykes]

Longeze с неизнасилованным мотором, даже если этот мотор Лайкоминг О-320 160л.с. никогда не даст много больше 300км/ч. Смотри ветку про Wittman Tailwind. Там я привел данные как он обгоняет этих уток на гонках.Эти самолеты имеют практически одинаковую площадь крыла и полетную массу, что придает большой смысл такому сравнению.

Не поленился - опять сухие циферы:
Long EZ

Denis, у тебя есть ошибки.
При весе около 700 кг. мы отрываемся на 100 км/час. Двигатель 0-235 выводится на полные обороты (2300-2320) на тормозах.

Более широкий диапазон скоростей, как относительный, так и абсолютный. Вообще, у самолетов не так много скоростей и диапазонить особо нечего. Хотя доступный на том же Long-EZ от 55 до 200 узлов вполне достаточен.

Wittman Tailwind

Посадочная с закрылками 60 миль в час Максималка около 200 миль в час  

Да самолет очень красивый Двигатель стоит Лайкоминг 360 с инжектором "эирфлоу" На самолете стоит полный автопилот Я лично на нем летал ,самолет делает пилотаж.Винт не помню но он с изменяемым шагом  

Ну и на закусь

Спорить с Денисом очень интересно, хотя иногда он перегибает
Вот это "чудо" он позиционирует как конкурент Long-EZ :-?

:~)

 

[Denis]

Без розовых очков http://www.airventurecup.com/racers/results/avcup_results_2007.pdf

Резултат посвежее. В прошлом 2008 годк Taiwind пришел в этих гонках вторым после Longeze, но вот вся разница:

FX Red
Rich Lamb Long-EZ #93 226.67
Red Hamilton Tailwind #37 226.61

Источник: http://www.dailyaviator.com/?cat=9

 

[Lapshin]

Как вы думаете, легко ли получить такую индульгенцию? Если Вы внимательно изучите любые современные нормы летной годности, желание строить самолет нетрадиционнойсхемы у Вас улетучится мгновенно.

А я не думаю - я знаю:среди построенных с моим ответственным участием ЛА немало сертифицированных,в т.ч.имеющих сертификат типа и нетрадиционных не только схем,но и видов ЛА,напр.дирижабль.Нормы и методы доказательства соответствия также известны не понаслышке:сертифицировать планер- утку или бесхвостку - без особых проблем.

 

[Denis]

В EASA и FAA?

 

[Denis]

Бюджет проекта самолета категории VLA или планера/мотопланера CS-22 от зачатия до плучения Сертификата Типа 3-5млн Евро. Планер относится к верхней границе этого диапазона. Также читайте методы обеспечения соответвия и что из них вытекает при отклонении  от концепции "простого ЛА".

 

[Lapshin]

В EASA и FAA?

Ага - в  EASA .Если бы французы позаботились о креплении расчалок причальной мачты за что-либо облее серьезное чем три железных кола,вбитых в землю,порыв не выдернул бы ее и не унес бы вместе с нею дирижабль,готовящийся к полетам на Северном полюсе (причальные приспособления были изготовлены французами.
Прошу пардону за оффтоп.

 

[avm]

Сегодня получил на почту: Влияние различных изменений на аэродинамические характеристики. по модели П-6М (продолжение) любезно выполненных специалистом работавшем в КБ Мясищева. Ознакомится можно тут  http://sla-avia.ucoz.ru/forum/2-15-1 (личный ресурс).

С разрешения автора, выкладываю....  смотреть по ссылке.

Утководам и сочуствующим смотреть обязательно... Комментарии приветствуются...

:~)

 

[Bиктор]

Ссылка на текст на СЛА-авиа:

Из этого следует, что местные числа Re для крыла и ГО находятся в качественно разных диапазонах и профили на них должны быть оптимальными для соответствующих Re. Оптимальными не для минимизации сопотивления, а для того,
чтобы срыв потока и нелинейность на ГО начинались не раньше, чем на крыле. Есть и другие требования, которым должно соответствовать ГО, но обэтом дальше.

Если мне не изменяет склероз, на слете во Владимире, Димитрий, говоря о срыве потока на его канарде на "запредельных" углах атаки, отмечал то замечательное свойство аппарата, что он [highlight]вообще не сваливается [/highlight]именно потому, что на ГО (переднем) срыв происходит РАНьШЕ, чем на основном крыле.... а это автоматически приводит к потере подъемной силы ГО и автоматическому переводу самолета на меньший угол атаки еще ДО начала срыва на несущем оперении!

В этом ракурсе не понятна логика расчетчика. Она звучит так, как будто он имеет в виду не "утку", а классическую схему самолета...  
Где кроется (а прежде всего, имеется ли) противоречие?  
Налицо недоразумение?!  Можно спросить об этом расчетчика?  

 

[Sykes]

Если мне не изменяет склероз, на слете во Владимире, Димитрий, говоря о срыве потока на его канарде, отмечал то замечательное свойство аппарата, что он не сваливается именно потому, что на ГО (переднем) срыв происходит РАНьШЕ, чем на основном крыле.... а это автоматически приводит к потере подъемной силы ГО и автоматическому переводу самолета на меньший угол атаки еще ДО начала срыва на несущем оперении!

Это и есть главное преимущество самолёта такой схемы и залог несваливаемости при нормальной центровке и режимах полёта, правда в ущерб взлётному углу атаки и как следствие, большей взлётной скорости, что слихвой компенсируется направленной вверх подъёмной силой ПГО на взлёте.

 

[avm]

Налицо недоразумение?!Можно спросить об этом расчетчика?

Конечно спрошу...  

Кстати, последний материал сегодня был дополнен расчётами и графиками для профилей Eppler 1230 и GA(W)-2

Вход по ссылке выше...

 

[avm]

Можно спросить об этом расчетчика?

По просьбам трудящихся, публикую ответ Матящук Павла:

Александр!

Я уже как-то высказал свое мнение насчет форума, однако на форуме вопрос появился совершенно правильный и принципиальный для схемы «утка».

У меня в отчете было написано: «Оптимальными не для минимизации сопотивления, а для того, чтобы срыв потока и нелинейность на ГО начинались не раньше, чем на крыле». Действительно, я выразился неправильно, некорректно. Точнее следовало сформулировать так: «Оптимальными не для минимизации сопотивления, а для того, чтобы Сумакс ПГО достигался на углах атаки близких (но не больше) , чем достигается Сумакс крыла»

На форуме вопрос был таким:

Если мне не изменяет склероз, на слете во Владимире, Димитрий, говоря о срыве потока на его канарде на "запредельных" углах атаки, отмечал то замечательное свойство аппарата, что он вообще не сваливается именно потому, что на ГО (переднем) срыв происходит РАНьШЕ, чем на основном крыле.... а это автоматически приводит к потере подъемной силы ГО и автоматическому переводу самолета на меньший угол атаки еще ДО начала срыва на несущем оперении!

Появление такого вопроса говорит о следующем -  отчеты с характеристиками LongEz , которые вы по моей просьбе поместили для общего доступа, никто не смотрел.

Но раз вопрос все-таки задан, то я хочу на нем подробней остановиться.

Можно ответить и коротко, как в медицине отвечают на вопрос «полезное лекарство или нет?» - «Все зависит от дозы….». Это точно про соотношение критических углов атаки для ПГО и крыла.

Стачала о терминах, чтобы не было недопонимания.

Срыв потока – отрыв погран слоя на части хорды. На графике Су([ch945]) сопровождается началом нелинейного участка (и то не всегда). Надо помнить, что отрыв потока развивается постепенно, на большенстве профилей сначала в окрестности задней кромки и постепенно точка отрыва движется вперед и в зоне отрыва оказывается все большая часть профиля (и крыла). При такой модели отрыва Су мах достигается при заначениях точки отрыва примерно Хотр/b= 0.5 – 0.6. В конце концов в зоне отрыва оказывается вся хорда крыла. То есть срыв потока не есть некое мгновенное явление и начало отрыва на части поверхности еще не приводит к «автоматически … к потере подъемной силы ГО», как пишет автор вопроса.  Это в общем-то такая же неточность формулировки, как и у меня в отчете. Имеется ввиду Сумакс?

При этом Су не становится равным нулю (в связанной системе координат, т.е. Су – перпендикулярно к плоскости поверхности, а не вектору скорости набегающего потока) , так как в зоне отрывного течения устанавливается постоянное разрежение с маленьким значением коэффициента давления Ср = const < 0.  Реже бывают и другие формы развития зоны отрыва, об этом можно найти почти в любом учебнике. Как развивается отрыв на поверхности крыла (или хорды профиля) можно судить по виду кривой Су([ch945]). Для того, чтобы в буквальном смысле слова «увидеть» зону отрыва в продувках и на живых самолетах применяют специальные методы визуализации (ворсинки наклеивают, метод масляной пленки, дым пускают и т.п.).



продолжение следует...

 

[avm]

Критический агол атаки [ch945]кр– тот, где достигается Сумакс.

Для начала хочу обратить внимание на странность в вопросе. Его автор описывает ситуацию, когда одновременно «на ГО срыв РАНЬШЕ», но при этом уменьшается угол атаки «еще ДО начала срыва на несущем оперении». Что-то тут не так…  Может быть опечатка и “ДО на .. крыле»?

Кроме того, автор вопроса описывает рассказ своего товарища, то есть некоторое поведение самолета в определенной ситуации. Вторая часть высказывания – объяснение такого поведения – совсем не очевидна.

1) И летчик и внешний наблюдатель видят поведение самолета, а не его аэродинамические характеристики.

2) Я сомневаюсь, что пилот «видел» срыв потока на ПГО на «запредельных» углах.  

3) Что значит «запредельные» углы? 10  20  30?  

4) И как пилот попал на эти «запредельные» углы?  Умышленно (выполняя маневр и отклоняя РВ на увеличение угла атаки) или под действием порыва? Это тоже имеет значение.  

Если попадание на ««запредельные» углы» происходил под действием вертикального порыва, то для устойчивого аппарата под действием возникшего пикирующего момента опускание носа и возврат в первоначальное положение до заброса – нормальная реакция. И это никак не связано с началом или отсутствием срыва потока на ПГО. Если например заброс произошел из состояния горизонтального полета с углом атаки 1-2 градуса до 8 – 10, где характеристики все еще линейны, то это никак не связано со срывом потока.

5) Интересно было бы узнать, о каком самолете идет речь? Какое по геометрии и с каким профилем на нем ПГО? Если клон LongEz, то там профиль тоже типа GU 25-5, то на этом самолете как раз выполняется соотношение [ch945]кр (Сумакс) крыла и ПГО, о котором я написал и которое считаю оптимальным.  Или там на ПГО примитивный классический симметричный профиль был, на котором Сумакс ПГО достигается на угле не более 10 – 12о при таких Re?

Теперь я выдерну страницы из отчета ос продувками Рутановской «утки». Подробности желающие сами могут прочитать в этом отчете.