Самолёт Шагман-1.

[PAWEL001]

http://content.foto.mail.ru/mail/pawelb01/3/i-5.jpg - 1991

 

[edge]

Прошу прощение за ошибоку в оценке потери запасов устойчивости относительно ЦТ на 25%САХ.
-за счет увеличения размаха крыла
(увеличивает габариты крыла до 11.2м, вес крыла на 15кг
увеличивает аэр. качество до 14, уменьшится замас учтойчивости на 28.5%);
-за счет увеличения хорды крыла
(увеличивает вес крыла на 20-25кг, уменьшится аэр. качество до 10.5, уменьшится замас учтойчивости на 49%);
-за счет увеличения площади при том же удлинении крыла.
(увеличивает габариты крыла до 9.5м, вес крыла на 20кг
увеличивает аэр. качество до 13, уменьшится замас учтойчивости на 28.5%).

Это называется подгонкой ответа под желаемый результат. Не следует забывать, что все вышеперечисленные изменения повлекут за собой соотвутсвующие изменения в хвостовом оперении

 

[KAA]

Механизацию применяют для трех вещей:

И ещё,как минимум для 2-х вещей:
4)Сокращение взлётной и посадочной дистанций,посредством снижения скорости сваливания.
5)Повышения маневренных качеств 😉

Для этого аппарата надо на 100 км/час., а это редкая штука. А на 250-м что увидишь? Сейчас сел на 45, а перед этим на 47... Трудно будет. 

Сейчас есть ЖПС (ГЛОНАСС) и замерять имеет смысл скорость сваливания в различных конфигурациях на безопасной высоте.Это не трудно.Скорость при касании узнать интересно.конечно,можно сделать видеосъёмку прибоной доски.Вздрагивания камеры при касании колёсами земли точно укажет нужный момент. 😉

 

[Denis]

Механизацию применяют для трех вещей:

И ещё,как минимум для 2-х вещей:
4)Сокращение взлётной и посадочной дистанций,посредством снижения скорости сваливания.
5)Повышения маневренных качеств

Неверно.

П4 и П5 достигаются исключительно снижением нагрузки на квадрат размаха G/L^2 и оптимизацией нагрузки на площадь крыла G/S.

Однако при этом все остальные характеристики самолета должны остаться без изменения, прежде всего нагрузка на мощность. Это значит, что растягивая крыло, нельзя допустить увеличения массы конструкции. Также нужно избежать возрастания сводки сопротивлений CxS сверх допустимого предела. Эти задачи можно решить с помощью грамотного применнеия механизации крыла, как одного из инструментов для весовой и аэродинамической оптимизации. 

Самолет Ан-14  обязан своими великолепными ВПХ в первую очередь размаху крыла 22м, а механизация этого крыла и подкос сделали возможным осуществление  такого размаха при приемлемой весовой отдаче.

 

[KAA]

Денис,вы вполне созрели для написания своего учебника по проектированию с-тов! 😉
Но вот А.А. Бадягин считал по п.4 именно так. Могу указать источник конкретнее.
А по п5. вы наверное не слыхали о "боевых закрылках" японских истребителей 2-й МВ? Ну и подобные были применены на "Кванте". Кроме того,выпуск закрылков при "обработке" потоков практиковался и на планерах.

 

[Lapshin]

Это значит, что растягивая крыло, нельзя допустить увеличения массы конструкции. 

Уже на этом утверждении налицо подмена понятий - если можно растянув крыло не увеличить его массу,значит исходное крыло было перетяжелено.Формальная логика нарушена и дальнейшие рассуждения просто не имеют смысла.Иными словами,рассуждать об оптимизации геометрии без увязки с изменением массы ЛА как следствия равноценно рассуждениям о том,что "лучше быть богатым,но здоровым,чем бедным - но больным",хотя безусловно,этот посыл верен.

 

[Nastevich Dmitry]

Это значит, что растягивая крыло, нельзя допустить увеличения массы конструкции.

...может имелось в виду увеличения массы всей конструкции, а не только крыла?

 

[Denis]

Применение механизации при маневрировании и на планерах втермиках есть тоже следствие оптимизации массы и сопротивления. Площадь крыла выбирают исходя из оптимального Су для крейсерского режима, а оптимальную модификацию поляры в диапазоне Су для набора высоты получают небольшим отклонением закрылков. Сокращение площади крыла позволяет снизить массу его обшивки, стрингеров и нервюр. Высвободившийся резерв массы может быть перемещен в лонжероны. Подкос служит той же цели. При грамотном проектировании дополнительное сопротивление подкоса окупается снижением индуктивного сопротивления за счет возросшего размаха и снижением профильного сопротивления крыла, благодаря возможности уменьшения относительной толщины профиля (если есть куда ее уменьшать).
Сокращение площади крыла при заданном размахе дает также снижение массы хвостовой балки и оперения за счет уменьшения площади и (если возможно), плеча оного. Вот это и есть самое главное место приложения мыслительной гимнастики конструктора.
Хвостовая часть фюзеляжа вредна по весу и сопротивлению, поскольку в ней не размещается полезная нагрузка, а только воздух. Погранслой на ней не только турбулентный, но и толстый, единица поверхности фюзеляжа создает тем большее сопротивление, чем ближе она к хвосту.

Длина самолета Ан-14 чуть больше половины размаха, на это стоит обратить внимание. Это получилось в значительной мере потому, что механизация крыла Ан-14 увеличивает Сумах почти вдвое (у Ан-28 точно вдвое) по сравнению с чистым профилем.   

Однако, такое снижение массы планера за счет механизации возможно только когда велика масса 1м2 обшивки. У самолетов с тканевой обшивкой даже при большом крыле масса обшивки невелика и мало изменяет массу всей конструкции при сокращении площади крыла. У таких самолетов масса крыла может даже увеличиваться при сокращении его площади при фиксированном размахе из-за того, что при сокращении хорды уменьшается строительная высота лонжеронов и они, следовательно, тяжелеют. Сам по себе закрылок или предкрылок добавляет массу. Поэтому применение механизации на легких самолетах если может дать эффект по снижению массы планера. то в основном только за счет облегчения хвоста.   
Между прочим, снижение массы конструкции и сводки сопротивления при переходе от моноплана к биплану, если оно происходит, то также исключительно за счет хвоста. Этот эффект весьма значителен на самолете Ан-2.

 

[Denis]

Еще про сопротивление предкрылка. Не существует таких предкрылков, которые могли бы дать снижение профильного сопротивления по сравнению с чистым профилем на Су=1.0. Одна только щель между предкрылком и основным профилем, даже когда она работает эффективно, вызывает приращение  Сх на 0.01, т.е на целый чистый профиль.
Нулевое приращение Сх на профиле Р-III-15 при Су=1.0 может быть объяснено только тем, что профильное сопротивление этого профиля при Су=1.0  вдвое выше минимального, соотвествующего диапазону Су 0.1-0.3.
Решением задачи повышения аэродинамического качества на взлете и в наборе высоты здесь является замена профиля на другой, сохраняющий минимальное профильное сопротивление до больших Су, установка генераторов вихрей, или модификация исходного профиля небольшим отклонением закрылка, но никак не фиксированный предкрылок.
Такое поведение прекрылка заставляет настраивать автоматический предкрылок так, чтобы он выходил почти при достижении Сумах исходного профиля, когда в корне крыла уже начинает развиываться срыв. Этот диапазон эффективного действия предкрылка, как я уже отмечал, весь находится в области запаса по диапазону скоростей и на легконагруженных крыльях не имеет смысла идти на такое усложнение конструкции.

   

 

[Nastevich Dmitry]

...ага

Этот диапазон эффективного действия предкрылка весь находится в области запаса по диапазону скоростей и на легконагруженных крыльях не имеет смысла идти на такое усложнение конструкции.

 

[Nastevich Dmitry]

...не хотел говорить... но...
лет тридцать тому назад, нечто подобное сам исследовать пытался,  кой чего, казлось, даже начало получатся (в 17-ти летнем возрасте не очень много внимания уделял расчетам, всё естествоиспытателем хотелось) всё было-бы может и хорошо, еслиб эти паруса еще и ветром не здувало.  🙂 делало вид что летело токо в полный штиль.
П.С. конечно, это была модель, но тем не менее весьма п0знавательно проследить за тем как некто, в очередной раз, пытается физику обмануть... а вдруг...чего-то там мы недопетрили еще... во главе с НАСА,  ЦАГИ и... себе подобными,  дерзайте, очень хотелось-бы что-б бОльшая часть Ваших циферок в действительности прилипла к Шагману.

 

[WoLf001]

Один умный человек сказал;  Аналитики- это неудавшиеся трейдеры. Неделю уже наблюдаю за перепалкой практиков-теоретиков с теоретиками-мечтателями  ;D. Уважаемый Павел, Вы в любом случае будите в чём то не правы. Потому что Вы допустили самую главную ошибку , - Вы построили самолёт !!!  Хотелось бы увидеть ,и досканально разобрать по полочкам работы наших уважаемых аналитиков. Представте их пожалуйста.

 

[WoLf001]

Я здес тоже новичек, поэтому представляюсь.Бердюгин Павел Владимирович, один из создателей данного "чуда", разработчик аэродинамической концепции, в определенных рамках

Павел если я не ошибаюсь Вы и есть тот самый человек, прородитель аэродинамического образа Су-27 ???

 

[PAWEL001]

В 70х-80х годах СибНИА сотрудничало с фирмой Сухого и с другими именитыми фирмами
в различных областях проектирования самолетов, в том числе и в аэродинамическом.
По этому поводу есть хорошая статья С.Т. Кашафутдинова (тогдашнего начальника отделения
аэродинамики) "Крылья Су-27 произростают в сибири" (за точность названия не ручаюсь).
Станислав Тиморкаевич возглавлял работы со стороны СибНИА. Я работал тогда в секторе
динамики полета и непосредственно небыл связан с этой темой, но мой тезка и друг Пленкин
Павел Анатольевич вел продувки самолета Т-10. Сейчас его уже с нами нет, светлая ему память.
До 2002г совместно с ним было создано 5 летательных аппаратов, относящихся к эксперементальному классу.

http://content.foto.mail.ru/mail/pawelb01/3/i-10.jpg - это наш предпоследний совместный проект,
был поднят в воздух заслуженным летчиком-испытателем СССР Лахмустовым Е.А. 31декабря 1999г,
Сертифицирован в рамках ФЛА и разрушен в результате безграмотной эксплуатации (эксплуатантом
обрезана роговая компенсация с расположенным за ней рулём, с целью уменьшения сопротивления. При
уходе на 2 круг пилот не справился с управлением, все отделались испугом).
Построен за 25тыс. зелёных, за  полтора год. Взлетный вес 2,5т.

 

[NIKOLAI]

это наш предпоследний совместный проект,
был поднят в воздух заслуженным летчиком-испытателем СССР Лахмустовым Е.А. 31декабря 1999г,
Сертифицирован в рамках ФЛА

А информацию где можно о нём посмотреть?

 

[Lapshin]

Павел если я не ошибаюсь Вы и есть тот самый человек, прородитель аэродинамического образа Су-27 ??? 

У победы всегда много родителей.Лишь поражение - всегда сирота (с)

 

[Суханов А.Н.]

Длина самолета Ан-14 чуть больше половины размаха, на это стоит обратить внимание. Это получилось в значительной мере потому, что механизация крыла Ан-14 увеличивает Сумах почти вдвое (у Ан-28 точно вдвое) по сравнению с чистым профилем.   

Денис, я наверное сегодня очень устал. Если Вас не затруднит, обьясните это Ваше высказывание. Мозг просто не в состоянии это прогнать в образы. Чувствую, тут есть что то важное. Т.е. механизация увеличила Су вдвое (слава Богу работает, я уж думал , что предкрылок не очень нужен АН-14), и за счет этого удалось подкорректировать длину  фюзеляжа? Это из за увеличения грузоподьемности или по аэродинамическим соображениям. Мне просто очень надо вот в этом разобраться. И если можно, для таких чайников как я,  в одном ответе расписывать только по одному аспекту. Например: ...механизация применяемая на  АН-14 позволяет в взлетно-пасадочной конфигурации увеличивать Су в два раза. Это происходит за счет специального выдвигаемого двухщелевого закрылка, который еще и увеличивает хорду крыла, снижая при этом толщину исходного профиля на этом участке (хорда то больше, значит и профиль стал тоньше). Ну дальше элероны, предкрылки и т.д. Но уже было бы понятно по некоторым тонкостям рассматриваемого тут крыла. Мне бы было проще Вас понять. А так, я просто не в состоянии угнаться за Вашим ходом Вашей мысли  :-?, хотя, надо отметить, мне очень помогают Ваши обработки теории, когда я хватаю саму суть. Многие на этом форуме учатся. И наша главная задача не доказать уровень своего знания, и не выкладывать сразу большой обьем, а помочь таким как Настевич построить наконец то свой самолет или хотя бы сделать нервюры крыла для него. 🙂 Ну накрайняк, подобрать обоснованно материал для них (нервюр).  Или даже просто, выбрать хорду и толщину профиля обоснованно, с учетом предкрылка или без. А самое главное, Денис, если я уловлю суть Ваших ответов (помните, я чайник теоретический), я обязательно построю шикарно летающий джип и даже дам Вам покататься. Предыдущие самолеты, мне не нравятся. Сегодня. Уже. Хотя и летают, не понятно каким образом. :-? Но, надеюсь, мы все вместе что-нибудь сварганим.   

 

[Vodopad]

Простите, но меня "достали"!!!

Denis  в  Ответ #151 - 22.12.10 :: 05:32:46 писАл:

"...При этом предкрылок является очень серьезным усложнением конструкции, создает проблемы в эксплуатации  и обеспечении безопасности полета, так что насчет его использования нужно подумать 7 раз...". И т.п....

Ответ начну с внезапно «влетевшей» в мозги перефразировки В.Высоцкого:
« Товарищи мыслители от аэродинамики(можно: Денисы и Сухановы)
«Достали» нас С-игреки, С-иксы и те. де.
   Мозги нам не грузИте вы своей «аристократией»,
   А дайте СВОЙ, летающий, «Шагман» на  выходЕ !»

Это – шутка, а если серьёзно – вспоминайте истину про  ТЕОРИЮ… и ПРАКТИКУ…!
О «носках» крыла( авто- и фиксированных)  знаю из личной  (иногда  и  печальной - П. Шелыганов – Липецкий ЦБП) практики.

     ПОСЛЕДНЯЯ конструкция П. Плёнкина, воплощенная в летающий экземпляр П. Бердюгиным (PAWEL001) с Аркадием Пасхавером  - «СКИФ-5» (см фото). В окончательном варианте конструктивно доведена ими с моим непосредственным участием  в качестве практика. Много можно распИсывать плюсы и минусы этой матчасти, но отмечу лишь одно.
  …Для  установки очередного Пашиного «бзика» - спойлера  для «ламинирования» потока с лобового стекла на пластиковую крышу кабины ( в полёте  крыша грохотала от вибрации) были сняты «носки» и я решил поднять, уже достаточно проверенный аэроплан, в такой конфигурации.   ФИГУШКИ!!!
В нормальном виде он при разбеге 50 -60 м спокойно отрывался на V=60-70 км/ч(большой разброс – из-за несовершенства подвода «статики» к прибору). А без «носков» он даже на V=80-90 не хотел поднимать колесо и все мои попытки приходилось прекращать после разбега  100-150 м, чтобы «вписАться» в полосу (400м).   
        ВОТ ТАК-ТО!
  И пока вы «обсасываете» теории механизации крыла ( о пи…болах типа letak  и иже с ним даже говорить не хочу – всё сказал ЛАПШИН в Ответ #123 - 19.12.10 :: 13:39:48)
  – Пашины крылья летают!
  Естесссно и «Шагман-1» нуждается в доводке и подвергнется ещё не одной переделке, как в своё время "СКИФ-5". У меня уже имеются предложения по этим мероприятиям, но пока только «созерцательные» и высказанные лично конструктору.

Ещё раз, как и в своём Ответ #80 - 17.12.10 :: 18:34:58, поздравляю СОЗДАТЕЛЕЙ!

P.S. ( Для А.Б. на Ответ #152 - 22.12.10 :: 06:29:21). Давайте свой Лайк, ставим на «СКИФ-5», пока висЯщий у моего товарища в ангаре из-за отсутствия средств на движок
( только  авиационный - на «Субарике» задолбался «ловить» отказы), но только скорости 400 км/ч  даже по пьяному не обещаю. 130-150  - крейсер. Как практик даже не хочу вести разговор типа «…о колючей проволоке от ежа и ужа»! И «порхайте» в своё удовольствие.
                                        Владимир.

 

[Denis]

Попробую объяснить. Взлетная дистанция самолета практически полностью определяется безопасной скоростью начального набора высоты,  а посадочная - безопасной скоростью захода на посадку (планирования).  И та и другая должны превосходить скорость сваливания в сооветствующей конфигурации минимум в 1.3 раза (первая - минимум в 1.2 раза по нормам FAR-23, СS-23) и лежать в диапазоне первых режимов. Граница раздела 1-х и 2-х режимов при планировании без тяги совпадает с наивыгоднейшей скоростью. а в горизонтальном полете - с экономической.  Та и другая скорости более всего зависят от нагрузки на квадрат размаха G/L^2, поскольку индуктивное сопротивление на наивыгоднейшей скорости составляет 50% полного сопротивления, а на экономической - до 80%.
Индуктивное сопротивление  также обратно пропорционально квадрату скорости. По этой причине скорость отрыва не может быть сильно меньше экономической, иначе, даже если самолет оторвется, у него не будет запаса мощности на дальнейший разгон и набор высоты, он может оказаться неспособен уйти от земли, из области эффекта экрана.
На посадке, если если нагрузка на квадрат размаха слишком высока для скорости захода, обеспечивающей заданную посадочную дистанцию, то чтобы получить первый режим планирования, придатся внести слишком большое сопротивление в посадочной конфигураци механизации. Самолет будет сыпаться как кирпич, может не иметь необходимого запаса кинетической энергии для безопасного выравнивания и получит проблему с уходом на второй круг.
В этих характеристиках участвует не геометрический, а так называемый эффективный размах крыла, который меньше геометрического и соовествует идеальному крыло с эллиптиченским распределением подъемной силы по размаху и постоянным безындуктивным сопротивлением, имеющим такую же поляру. Коэффициент Освальда Е в формуле упрощенной аппроксимации поляры  есть квадрат отношения эффективного размаха к геометрическому.

Сх(Cy) = Cx0 + (1/Pi*E*Lambda)*Cy^2

Таким образом, заданные в ТЗ взлетная и посадочная дистанции и полетная масса очень жестко определяют минимальный потребный эффективный размах крыла. Единственная возможность уменьшить геометрический размах - добиться максимального коэффициента Е.
В этом помогает и устранение квадратичного члена в разложении поляры профильного спротивления Сх0(Су) в степенной ряд.
Повышение Сумах за счет механизации крыла позволяет уменьшить только среднюю геометрическую хорду (увеличить удлинение) по сравнению с немеханизированным крылом, обеспечивающим те же дистанции.
Минимальная хорда крыла определяется характеристиками чистого профиля и является компромиссом по минимизации сопротивления в крейсерском полете и наборе высоты с убранной механизацией (набор на маршруте). Иногда для разруливания этого компромисса применяют небольшое отклонения закрылков (на несколько градусов) в наборе на маршруте.
Уменьшение средней геометрической хорды сооветственно дает сокращение САХ,  в результате требуется меньший статический момент горизонтального оперения и сближаются потребное плечно иплощадь ГО для обеспечения нормированного запаса устойчивости и балансировки продольного момента на посадке.
Уменьшение площади крыла при неизменном размахе аналогичным образом помогает уменьшить потребный статический момент вертикального оперения.

При удачном стечении обстоятельств эти факторы  позволяют уменьшить массу системы крыло+хвостовая балка +оперение в том числе и за счет укорочения хвоста.
Одновременно сокращается сводка сопротивлений CxS в крейсерской конфигурации.

Отсюда следует вывод, что усложнение механизации крыла допустимо только покуда продолжается снижение массы конструкции и сводки сопротивлений в крейсерской конфигурации при заданных скоростях захода на посадку и начального набора высоты. 

Основным средством механизации является закрылок, поскольку он не только увеличивает Сумах, но и модифицирует поляру. обеспечивая уменьшение сопротивления на взлете и в начальном наборе высоты по сравнению счистым крылом и также вносит необходимое дополнительное сопротивление в посадочной конфигурации, обеспечивя устойчивое планирование по заданной траектории.
Также закрылок уменьшает потребный угол атаки, тем самым снижается сопротивлеие фюзеляжа на режиме набора высоты и улучшается обзор вперед через нос.
Предкрылок дает относительно небольшое приращение Сумах, при выпущенном закрылке оно уменьшается, причем достигается это приращение в основном за счет увеличения критического угла атаки, что нехорошо.

Основным положительным эффектом предкрылка, наиболее влияющим на целесообразность его применения, является благоприятная модификция кривой продольного момента в околокритическом диапазоне углов атаки (устранение или разглаживание "ложки"), если это требуется.

Современным методом решения тех же задач с неизмеримо меньшей сложностью и практически без дополнительного утяжеления крыла является установка генераторов вихрей.    

      

 

[Vodopad]

Денису!!!

Блин,  вы что - автоматы по писАнию!!!

Ухожу, ухожу, ухожу...