Профиль для F-3-A.
+1 😃
В аэродинамику вникать видимо всё-таки нужно, чтобы не путаться с крутками. Для аэродинамического расчёта без разницы, какая крутка - геометрическая или аэродинамическая. Аэродинамичечкая применяется в основном исходя из технологических соображений.
На симметричном пилотажном профиле аэродинамическая крутка не получится в принципе, и конечно для пилотажки нет необходимости в геометрической. Аэродинамическая крутка получается только при несимметричном профиле. Например на трапецевидном в плане крыле, если концевой профиль той же серии, но меньшей относительной толщины чем бортовой. При использовании симметричных профилей возможна только геометрическая крутка, если это необходимо.Крылья Яков -1-3-7-9, BF-109, FW-190 и многих других самолётов имели именно такую аэродинамическую крутку, никто почему-то не смеялся.
Есть и другие способы аэродинамической крутки с применением различных типов бортовых и концевых профилей, но при любом способе угол положения САХ концевого профиля должен быть меньше, чем бортового. Надо учитывать и положение максимальной толщины профилей, если они разных серий.
На Катане концевой симметричный профиль имеет бОльшую относительную толщину для обеспечения бОльшего относительного радиуса передней кромки. В результате срыв потока начинается в районе бортового профиля, у которого относительный радиус передней кромки меньше. Но это нельзя назвать аэродинамической круткой, потому-что угол положения САХ по размаху не меняется. Это называется профильной компоновкой крыла. Если для крыла с симметричными профилями без геометрической крутки сделать радиус кромки концевого профиля меньше, чем бортового , то действительно получится цирк по крену. 😁
Ой чтото вы тут сильно напутали, осень сильно. Сами себе противоречите.
Особенно про “положение САХов”- откуда такая каша в голове? Или у меня каша?
Ой чтото вы тут сильно напутали, осень сильно. Сами себе противоречите.
Особенно про “положение САХов”- откуда такая каша в голове? Или у меня каша?
Никакой каши. Речь идёт о внутренней САХ для двояковыпуклого профиля, которая является радиусом дуги с центром на задней кромке и касательной к передней. Для некоторых профилей удобнее брать внешнюю САХ, касательную к нижней дуге профиля.
Обычно угол атаки отсчитывается от САХ. Если положения внутренних бортовой и концевой САХ изобразить графически в проекции, тогда всё станет понятно. Для симметричных профилей всёравно.
Никакой каши. Речь идёт о внутренней САХ для двояковыпуклого профиля, которая является радиусом дуги с центром на задней кромке и касательной к передней. Для некоторых профилей удобнее брать внешнюю САХ, касательную к нижней дуге профиля.
Обычно угол атаки отсчитывается от САХ. Если положения внутренних бортовой и концевой САХ изобразить графически в проекции, тогда всё станет понятно. Для симметричных профилей всёравно.
покажите графически, все-таки не понятно о чем Вы пишите.
Присоединяюсь к вопросу!
очень непонятно, но чую, что пытаетесь толковать про геометрическую крутку (изменение углов установки по размаху). А САХ то у крыла одна.
И вообще, что такое по вашему САХ? И каково определение аэродинамической и геометрической крутки?
Что то не стыкуется с тем что мне известно об этом. На всякий случай перечитал в книжках, посему и спрашиваю
на сколько я знаю, САХ (Средняя аэродинамическая хорда) у консоли все-таки одна. и положение ее четко определено и не меняется.
какой цирк по крену вы ожидаете при использовании одного профиля по всей длине консоли?
отрыв потока зависит от формы профиля и угла атаки профиля. угла атаки в основном в нашем случае.
что меняется по длине консоли, так это число рейнольдса. как шутил наш препод по динамике полета ЛА- Ве Д Ро на Метро (скорость* характерный размер*плотность среды/вязкость). соответственно может меняться характер обтекания крыла (ламинарный/турбулентный).
если я гд-то не прав- скажите, пойду читать краснова.
Правильно, не САХ, а хорда профиля, разговор о профилях. Спасибо, что поправили, оговорился. Теперь должно быть всё понятно.
Если на конце трапецевидной консоли тот же профиль, что и у борта но с меньшей хордой, радиус его передней кромки будет меньше ? Если к тому же на конце трапецевидой консоли число Ре меньше , чем у борта, тогда где по размаху можно ожидать срыв потока ? Почему на конце трапецевидной консоли обычно ставят двояковыпуклый профиль меньшей относительной толщины, чем бортовой ? Например Як-18Т профили CLARK УН 14,5% у корня и 9,3% на конце. Почему на Як-55 по всему размаху симметричный 18% профиль, а на Су-26 у борта 18%, а на конце 12% ?
Почему на конце трапецевидной консоли обычно ставят двояковыпуклый профиль меньшей относительной толщины, чем бортовой ? Например Як-18Т профили CLARK УН 14,5% у корня и 9,3% на конце.
Вот тут и есть конструктивные вынужденные меры, в корне размещаются баки, радиаторы, колодцы шасси и т.п., К томуже целью постройки настоящего самолета является достижение скорости, качества, экономичности, а не возможность летать харриером
Вот тут и есть конструктивные вынужденные меры, в корне размещаются баки, радиаторы, колодцы шасси и т.п., К томуже целью постройки настоящего самолета является достижение скорости, качества, экономичности, а не возможность летать харриером
Конструктивные и прочностные меры - это понятно , а почему концевой профиль меньшей относительной толщины, чем в корне ? Можно было бы применить при том же сужении постоянную относительную толщину профилей, а на конце ставят относительно более тонкий менее несущий и следовательно срывной профиль. Почему ?
Например крыло F3A не загружено конструктивом и имеет сужение только из прочностных соображений и для увеличения скорости крена. Нужно ли на нём применять концевой профиль меньшей относительной толщины, чем в корне ?
Не нужно
Не нужно
Почему? Просто не нужно и всё ?
В отличие от самолета 1:1, скорость модели значительно ниже и различные атмосферные возмущения более сильно изменяют относительные направления воздушного потока, действующего на различные части планера (т.е. углы атаки) при ее полете. Что особенно хорошо чувствуется на мелколетах.
Выходит, что даже на нормальных полетных скоростях атмосферная турбулентность может вызывать кратковременные срывы потока на тех или иных плоскостях. Если срыв будет легче и раньше наступать на концах крыла - модель, как уже неоднократно сказали выше, будет адски колбасить. И в особенности на посадке, когда полетная скорость будет минимальна.
Отсюда же вытекает другое давно известное правило: тяга к более быстрым моделям в Ф3А. А чтобы их было хорошо видно - заодно более крупным 😉
В отличие от самолета 1:1, скорость модели значительно ниже и различные атмосферные возмущения более сильно изменяют относительные направления воздушного потока, действующего на различные части планера (т.е. углы атаки) при ее полете. Что особенно хорошо чувствуется на мелколетах.
Выходит, что даже на нормальных полетных скоростях атмосферная турбулентность может вызывать кратковременные срывы потока на тех или иных плоскостях. Если срыв будет легче и раньше наступать на концах крыла - модель, как уже неоднократно сказали выше, будет адски колбасить. И в особенности на посадке, когда полетная скорость будет минимальна.
Отсюда же вытекает другое давно известное правило: тяга к более быстрым моделям в Ф3А. А чтобы их было хорошо видно - заодно более крупным 😉
Чтобы срыв потока происходил ближе к центру крыла на конце желательно ставить более несущий профиль, т.е. с большим коэффициентом Сy. Срыв потока на нём будет происходить на бОльших углах атаки. Ворос только в том, как это сделать с учётом понижения числа Рейнольдса к концу крыла при его сужении, учитывая, что крыло пилотажного самолёта должно оставаться плоским, без круток. Пример модели Ф3А -
2 Palar
Честно говорят, так и не понял, как решается задача срыва в центре у данной модели: изображений и видов маловато, чтобы понять все особенности геометрии. Но сам самолетик интересный, красивый! Кстати, что за профиль у крыла?
Как решается задача срыва в центре у данной модели сказать трудно, нет поляр профилей. Вероятнее всего при таком 11% профиле с острой передней кромкой и макс. толщиной на 30-40 %, никак. Характер его обтекания будет приближаться к обтеканию плоской пластины, а в этом случае на первом месте удельная нагрузка. Сейчас не только Ф3А, но и мелкие модели типа Брио, Як-54 от GP и др. строят по такому же принципу. Епепешные плосколёты хорошо летают без всех премудростей при соответсвуюшей скорости и удельной нагрузке. Чем морочиться с числом РЕ, проще сделать крыло малочувствительное к его изменению. Как положительные эффекты - малое сопротивление, хорошая ветроустойчивость. Приемлемые ВПХ обеспечиваются относительно небольшой удельной нагрузкой и хорошей курсовой устойчивостью. Если у кого-то есть другое объяснение, флаг в руки. 😁
Об осбенностях обтекания плоской пластины можно прочитать тут -
www.jmk-project.narod.ru/books/…/000.htm
rosinmn.ru/vetro/plastina_velobok/plastina1.htm
Конструктивные и прочностные меры - это понятно , а почему концевой профиль меньшей относительной толщины, чем в корне ? Можно было бы применить при том же сужении постоянную относительную толщину профилей, а на конце ставят относительно более тонкий менее несущий и следовательно срывной профиль. Почему ?
Было бы интересно услышать пояснение по этому вопросу ☕
…
Категорически с вами согласен насчет малой нагрузки в сочетании с тонким профилем!
Такая комбинация себя оправдывает, заодно позволяя получить большой скоростной диапазон.
Однако, в исполнении (например) мелко-пенолетов плоские и близкие к таковым профиля выливаются в две напасти: во-первых малая жесткость таких плоскостей, не позволяющая полноценно летать на большой скорости на улке, во вторых - при малых линейных размерах атмосферная турбулентность таки вызывает всяческие кривые срывы, аппарат начинает колбасить.
Возможно, это объясняет оправданность тонких профилей на крупных моделях: бОльшие моменты инерции не дают самолету тут-же переворачиваться от каждого легкого срыва на законцевке. А не нулевая толщина позволяет обеспечить нужную жесткость.
И вообще - снаряды Ф3А летают на скорости, когда до срыва как до луны. А когда скорость все-таки сбрасывается - красиво выполняют штопорные фигуры. И при этом нет задачи, чтобы крыло срывало непременно в центре, а как раз наоборот: срывало с конца с той стороны, в которую делается штопор. Кажется, это многое объясняет. Если рассуждение верно 😉
Категорически с вами согласен насчет малой нагрузки в сочетании с тонким профилем!
Такая комбинация себя оправдывает, заодно позволяя получить большой скоростной диапазон.
Однако, в исполнении (например) мелко-пенолетов плоские и близкие к таковым профиля выливаются в две напасти: во-первых малая жесткость таких плоскостей, не позволяющая полноценно летать на большой скорости на улке, во вторых - при малых линейных размерах атмосферная турбулентность таки вызывает всяческие кривые срывы, аппарат начинает колбасить.
Возможно, это объясняет оправданность тонких профилей на крупных моделях: бОльшие моменты инерции не дают самолету тут-же переворачиваться от каждого легкого срыва на законцевке. А не нулевая толщина позволяет обеспечить нужную жесткость.
И вообще - снаряды Ф3А летают на скорости, когда до срыва как до луны. А когда скорость все-таки сбрасывается - красиво выполняют штопорные фигуры. И при этом нет задачи, чтобы крыло срывало непременно в центре, а как раз наоборот: срывало с конца с той стороны, в которую делается штопор. Кажется, это многое объясняет. Если рассуждение верно 😉
Всё так и есть. Ф3А действительно оптимизированный под современные требования спортивный снаряд и вариации возможны только в мелочах. Про скоростной диапазон и штопорные фигуры тоже верно замечено.
Тонкий профиль и отличная устойчивость позволяют в ветреннную погоду наиболее точно выдерживать траекторию на всех фигурах даже при косом обдуве.
Например Як-18Т профили CLARK УН 14,5% у корня и 9,3% на конце. Почему на Як-55 по всему размаху симметричный 18% профиль, а на Су-26 у борта 18%, а на конце 12% ?
По поводу Як-18Т не знаю. А вот у Су-26 более тонкий профиль стоит на конце для улучшения штопорных характеристик, то есть чтобы штопорные фигуры делал легче. Для этих же целей выбран профиль с маленьким радиусом носика профиля. Платой за улучшение штопорных характеристик является сложность в управлении, но это самолет чемпионатного уровня.
А Як-55 - для менее опытных пилотов, он должен быть проще в управлении, поэтому и профиль более “тупоносый” и имеет одинаковую толщину в корне и на конце крыла.
Смысл в том, что для выполения штопорной бочки нужно, чтобы срыв наступал на конце крыла. Поэтому на конце крыла приходится делать менее несущий тонкий профиль. В корне срыв не нужен - поэтому можно оставить профиль с более высокими несущими свойствами.
Для тех же целей, насколько я знаю, делают стреловидность по передней кромке на моделях F3A. В этом случае срыв на конце крыла также происходит раньше, чем в корне.
Было бы интересно услышать пояснение по этому вопросу ☕
В большинстве случаев для снижения веса и а/д сопротивления. Если крыло из расчёта прочности можно сделать тоньше, его надо делать тоньше. Основной враг крыла - изгибающий момент. К законцовке он стремится к нулю и лишняя площадь сечения лонжерона не нужна.
Как решается задача срыва в центре у данной модели сказать трудно, нет поляр профилей. Вероятнее всего при таком 11% профиле с острой передней кромкой и макс. толщиной на 30-40 %, никак.
Уважаемый!
На чертеже Вы привели как пример модель F3A изготавливаемую на Украине,О.Руденко.
11% при корневой хорде 460 мм…- это почти 50 мм…, разве это мало…
В современных моделях это редкий показатель, в основном меньше…40-44мм…
и потом, острый носик профиля, это “упрощение” чертежа и только. В самом деле профиль приближен к 40% (по макс.толщине), похож на чечевицеобразный… Разработан и применен конструктором самостоятельно.
В настоящее время изготовление крыла 8-10% не представляет ни какой технической сложности, а запаса прочности достаточно и в статике и динамике .