MFI-9 Junior
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
От скорости,а следовательно числа Рейнольдса зависит!
А сколько это технологического геморроя создало! :
По-моему, точно следовало крыло под другой профиль переделать! Наверное,какие-то качества уж очень обрадовали.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Лечить профиль 23085 совершенно не нужно. Его срывные характеристики вполне приемлемы, даже несколько лучше, чем у 23012 (меньше скачок после Cymax) Схема высокоплана, в сочетании с небольшой отрицательной стреловидностью, корневым вырезом и выгодным расположением ГО относительно крыла еще более растягивает срыв по диапазону углов атаки.
Далее, любое увеличение кривизны профиля в передней части, до 25% хорды, не увеличивает Cm0, но в определенных пределах увеличивает критический угол атаки, аналогично предкрылку. Проблема же избыточно передней центровки здесь просматривается весьма явно, ее и лечили.
Таки на тезисе о снижении,либо смене знака Cm0 Вы не настаиваете - спасибо и на этом.Если я недопонял и все же имеется в виду,что такое снижение имеет место,любопытно бы ознакомиться с какими-то материалами,это подтверждающими,т.к.пример МИГ-29 с отклоняемым неострым носком (по-моему - вполне корректный) ничего похожего не имеет.
Далее не совсем понятно - каким именно образом увеличение критического угла атаки лечит переднюю центровку:Вы ничего здесь не напутали?В своей версии я исходил из того,что Mzo остается прежним - и ничего противоречащего этой версии хоть сколько-нибудь,в Ваших постах я найти не смог,хотя они были призваны эту версию опровергнуть.Да,естественно,критические углы растут;да,эффективность тонкого профиля увеличивается - но эксплуатационный диапазон центровок никуда не сдвинулся,исходя из Ваших же аргументов?
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Избыточно пердняя центровка приводит к выраженному понижению Сумах, так как для балансировки пикирующего момента требуется значительная отрицательная подъемная сила ГО. Эти потери можно скомпенсировать прибавкой Сумах крыла, но только таким образом, чтобы при этом не прибавился также и продольный момент. Отклоненный вниз носок , как и передняя кривизна исходного профиля это обеспечивают. Однако, критичекая ситуация здесь наблюдается при отклоненных закрылках, когда возникает еще больший пикирующий момент. Совместное использование закрылка с отклоненным вниз носком позволяет уменьшить пикирующий момент по сравнению с только закрылком, поскольку результирующая средняя линия профиля получает более переднее положение максимальной кривизны. Именно эта причина обусловливает применение управляемого предкрылка, носового щитка или отклоняемого носка на тяжелых самолетах с мощными выдвижным закрылками.
Ликбез: По русски про это можно прочитать и увидеть соответствующие экспериментальные кривые (позаимствованные в основном из насовских публикаций) в книжке К.П Петрова " Аэродинамика элементов ЛА".
Ликбез: По русски про это можно прочитать и увидеть соответствующие экспериментальные кривые (позаимствованные в основном из насовских публикаций) в книжке К.П Петрова " Аэродинамика элементов ЛА".
Характеристика срыва показывает скорость падения подъемной силы при увеличении угла атаки. Форма крыла в плане, в купе с круткой, в первую очередь определяет место начала срыва (распределение местных углов атаки). Добавление к этому профиля определяет скорость развития срыва по размаху крыла.
Скажем так, есть вас прямоугольное крыло без крутки с профилем скажем NACA 4412. Что бы получить примерно такой же характер срыва на прямоугольном крыле с профилем NACA23012 без крутки крыла не обойтись.
из-за отсутсвия данных по 8,5% профилю посмотрим на 9%
сравнивая кривые трудно согласиться. Если сюда пририсовать еще 18, 21 и 24% профили то тенденция будет видна очевидно. Радиус носика у этих профилей прямо пропорциональна квадрату относительной толщины профиля. Чем тоньше профиль тем меньше радиус и резче срыв. Конечно многое еще зависит от формы средней линии профиля, но в нашем случае можно сказать что она одинаковая, так как одна и та же серия.
Давай сравни Cm0 профилей NACA23012 и NACA43012 или NACA2212 и NACA4212. Обе эти серии имеют максимальную кривизну в передней четверти хорды (15% и 20% соответственно)
Можно конечно предположить что они лечили переднюю центровку вытянув хорду вперед на 8%. Жалко нет информации по тому какой профиль был на прототипе.
Вложения
Возможно, не уверен, они только заменили то что впереди лонжерона (нервюры) и обшивку, сэкономив на остальном.
А так 230-я серия имеет помимо одного упомянутого мною минуса, с которым можно сжиться, имеет много плюсов:
1) Это наверное один из саммых иследованых аэродинамических профилей в мире.
2)
3)
4)большой Су мах профиля - один из самых высоконесущих.
5)удачная форма профиля позволяет, при определенном подходе, сэкономить на технологической оснастке и быть дуракоустойчивой
.6)форма профиля вполне благоприятствует двух-лонжеронной компоновке, давая при этом приличное пространство для размещения груза (топлива) между лонжеронами.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Характеристики срыва серий 230 и 430 таке приемлемы для высокоплана с прямым крылом, как и у четырехзначных серий. Крутой спад Су после максимума в такой конфигурации никак не отражается на поведении самолета на больших углах атаки. Геометрическая при этом бывает в пределах 1-2 градуса. а если есть небольшая отрицательная стреловидность по линии четвертей хорд, то вполне может быть нулевая. Положение максимальной кривизны у серий 230 и 430 - на 15% хорды и она не влияет на продольный момент при любом своем значении. Отклонение носка вниз относительно этой жеили близкой к ней точки дает возрастание критического угла атаки, а вместе с ним и Сумах и ослабление зависимости Сумах от Re. Дополнительным фактором,фиксирующим начало срыва в корне и замедляющим его распространение к концам является корневой вырез, сокращающий хорду, в данном случае, на передней кромке. Его недостаток- понижение Сумах всего самолета, но таковой результат всегда неизбежен, когда создают опережающий срыв в корне любыми способами.
Незвестно, какова ошибка ПВД на больших углах атаки у MFI-9, но приборная скорость сваливания в чистой конфигурации у него 50 узлов, что дает Cymax=1.625. Вероятное точное значение на уровне 1.3, такой результат с учетом проблемной центровки и наличия корневого выреза нужно считать выдающимся.
На самолете MFI-9 легко видны и другие технические рещения, направленные на борьбу с избыточным пикирующим моментом:
1. ЦПГО с антисервокомпенсатором, максимально вынесенное назад.
2. Большой стояночный угол, создаваемый существенно удлиненной носовой стойкой.
Если поместить пилотов куда надо - под крыло, тогда самолетик заметно похорошеет и станет напоминать Тейлвинд. Нетрудно прикинуть, сколько лишего веса будет выброшено и как улучшатся его ЛТХ.
Незвестно, какова ошибка ПВД на больших углах атаки у MFI-9, но приборная скорость сваливания в чистой конфигурации у него 50 узлов, что дает Cymax=1.625. Вероятное точное значение на уровне 1.3, такой результат с учетом проблемной центровки и наличия корневого выреза нужно считать выдающимся.
На самолете MFI-9 легко видны и другие технические рещения, направленные на борьбу с избыточным пикирующим моментом:
1. ЦПГО с антисервокомпенсатором, максимально вынесенное назад.
2. Большой стояночный угол, создаваемый существенно удлиненной носовой стойкой.
Если поместить пилотов куда надо - под крыло, тогда самолетик заметно похорошеет и станет напоминать Тейлвинд. Нетрудно прикинуть, сколько лишего веса будет выброшено и как улучшатся его ЛТХ.
anton19286
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Томск
Засунул профиль в xfoil, отогнул носок на 15 градусов от 15% хорды. Cm0 маленько вырос. Максимальное качество упало вдвое.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Перегнули. Теперь у Вас на малых углах атаки начинается срыв на нижней поверхности профиля под отогнутым носком.
А крыло сделать двухлонжеронным с мягкой обшивкой и двумя подкосами - не так ли?Универсальное решение на все времена.
Все просто как по нотам:
Собственно,могли бы и не утруждаться,повторяя в миллион первый раз то же самое - или лавры доктора Г.служат ориентиром?
Да с чего Вы взяли,что она избыточна - эксплуатационный диапазон центровок вполне ординарен.
Сквозь сталь видите?
Тогда будьте любезны добавить диапазон углов атаки,при котором данный срыв существует - и сопоставить его с полетным диапазоном углов:возможно,даже на Vmax этого срыва уже не будет;а на взлете,посадке и в наборе о срыве и говорить смешно.
- Откуда
- Саратовская обл.
Денис лукавит, предкрылок нужен для понижения посадочной скорости! :IMHO
Ага, пока Денис не поддтянулся ;D
Денис, ничего личного, просто констатация факта...
igorvnikol
Я люблю строить самолеты!
А какие эксплуатационные центровоки у MFI?
пороюсь в доступнои инфе, может наиду...
Да,медицинским фактом является то,что как раз после активного включения Дениса в любое обсуждение самая оживленная ветка чахнет и проваливается в небытие.Ага, пока Денис не поддтянулся ;D
Денис, ничего личного, просто констатация факта...
asz
Я люблю летать и самолеты!
Если вам удастся на посадке реализовать возможные углы атаки
Продолжение будет, пока оргвопросы с чертежами...