Гость Ястреб Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 Здравствуйте. Делаю расчет для Ил-76. Чем отличаются коэффициенты Cyamax от Cyaпроф max? Где мне взять значение для профиля (профиля П-151)? Ссылка на комментарий
Eugen Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 Вы всерьез не знаете разницы между коэфициентом макс. подъемной силы крыла и этим же коэфициентом профиля? Кстати, у Ил-76 удлинение крыла небольшое, 7.9 - не планер. И если речь идет о модели, я бы на точности и копийности профиля не заморачивался, брал для расчетов ближайший похожий по контуру. Отличия в коэфициентах будут в сотые доли. Толстый фюзеляж больше "съест". И еще - у крыла Ил-76 геометрическая крутка -3град, как собираетесь альфу считать, да еще с сужением да стреловидностью? Ссылка на комментарий
Гость Ястреб Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 Какой профиль взять близкий не подскажите? И если можно с цифрой. Если (здесь) выбирать? Ссылка на комментарий
Гость Ястреб Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 или может по этим графикам? Ссылка на комментарий
Гость Ястреб Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 для крейсерской конфигурации (механизация крыла и шасси убраны) и крейсерской скорости. Скажите цифру. Вот здесь по "По рис. П2.27 [2]" =1.568 Ссылка на комментарий
Eugen Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 Какой профиль взять близкий не подскажите? И если можно с цифрой. Если (здесь) выбирать? Ближайший по форме - Профиль ЦАГИ-734. Вроде остроносый сверхкритический, но у него кривизна немного больше, чем на чертеже Ил-76, примерно на 0.5%. Методика простая - найти САХ, определить на нем толщину профиля (она у Ил-76 меняется от 12.9 у бортовой нервюры до 10.9 по стыку с ОЧК). У меня по 3Д-построениям получилось САХ очень близко к внутреннему краю пилона внешнего двигателя, т.е. почти стыковочная нервюра. Толщина 11%, угол установки 1.66, ближайшая кривизна профиля 1.5%. Если владеете расчетом на MotoCalc, могу выложить результаты. Вот здесь здесь по "По рис. П2.27 [2]" =1.568 Для моделей методика расчета от числа Маха по меньшей мере некорректна. Нет здесь скоростей даже близких к Маху. Ссылка на комментарий
Eugen Опубликовано 15 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 15 ноября, 2014 Крейсерский режим на современных самолетах - вообще отдельная тема. Для снижения балансировочных потерь переставляется стабилизатор, центровка меняется в сторону более задней (в пределах допустимых) путем перекачки топлива. Т.о. к созданию подъемной силы может подключиться и стабилизатор, а аэродинамическая схема из нормальной склоняется в сторону тандемной. Ничего этого с Р/У моделью не производится, и категорически не рекомендуется. Ибо ветра и турбулентностей на высоте полета модели никто не отменял. А им подвержены и крупные модели. Более того, опыт пилотирования непилотажных моделей предполагает противоположную стратегию: в полете на скорости желательна более передняя центровка, для комфортного и устойчивого полета (особенно в СМУ), а вот при взлете и особенно при посадке хочется чуть более заднюю центровку, для чувствительности рулей на малых скоростях. Вообще же профиль полета Р/У модели радикально отличается от "взрослой" авиации. Например, виражи с теми кренами, что приходится делать на Р/У модели для возвращения ее в зону визуального контроля, у прототипа, скажем, транспортника, выходило бы не только за границы РЛЭ, а вообще бы разрушило самолет. Для таких маневров у модели неизбежно требуется более высокая тяговооруженность, чем у прототипа. Ссылка на комментарий
Eugen Опубликовано 17 ноября, 2014 Поделиться Опубликовано 17 ноября, 2014 Что же касается предельных режимов, то для крыла с такой приличной круткой их вычисление весьма проблематично. О чем, собственно и писал в начале темы. При тех углах атаки, которые дают в области САХ максимальный Су и все еще ламинарно, в районе корневой нервюры уже давно срыв. А в этом месте у Ил-76 и хорда максимальная, и профиль самый толстый, и вклад в подъемную наибольший. Определить же в этом случае, какой процент площади можно отправить в срыв для достижения действительно максимального Су крыла (не профиля) - можно, наверное, только продувками конкретного крыла. Получается, предельный Су мах в данном случае разумно считать от самого критического места крыла, т.е. от корневого профиля и его угла атаки. Еще большего Су мах крыла достигнуть можно, но с риском срыва. На практике же на предельных режимах никто не летает. Их расчет нужен весьма умозрительно, для оценки запаса подъемной силы. Для случаев перегруза самолета, высокогорных аэродромов и т.п. ситуаций, которых у моделей не бывает никогда. Один вот пытался на предельных режимах Ту-154 через грозовой фронт перелететь, плоский штопор его полет закончил вместе с пассажирами. Ссылка на комментарий
Рекомендуемые сообщения