Das Volksflugzeug!

[Jar]

Извините, для конкретного случая не совсем согласен... Инженерная наука тем и занимается, что подбирает простые формулы на каждый случай в жизни, надо только понимать границы применимости таких методов. А то ни теоретически не посчитать, ни численно - недостаточно достоверно...
Что касается профиля - давал же Магнум ссылку в начале ветки, там книжка 57 - атлас профилей в хорошем качестве. Правда, кверху ногами отсканенный, и там Р-3-15.5 вместо Р-3А-15.

 

[Denis]

Увы, здесь имеем случай, когда от простой формулы толку нет. Если относительно точно можно оценить изменение критического угла атаки при изменении удлинения изолированного крыла той же формы, что и продувочная модель, то переход к другой форме (например, за счет измененных законцовок), геометрическая крутка и влияние фюзеляжа, изменение Re, существенно изменяют как критический угол атаки, так и характер развития срыва и сваливания. причем, различия эти принципиальные. Напрмиер,  считается, что профиль НАСА 23012 имеет острый максимум звисимости Су(alpha) и резкий срыв, однако самолет Тейлоркрафт, который имеет это профиль по всему размаху прямоугольного крыла с малой геометрической круткой, ведет сея на больших углах атаки как ласковый котеночек.    

Строго говоря, для самолета не очень важно на каком угле он сваливается. Гораздо важнее. как протекает процесс развития срыва потока на крыле и какова при этом зависимость продольного момента от угла атаки.

 

[msp430]

Ребят, всем спасибо!

Но где же все-таки найти инфу по P-IIIA-15? 

 

[msp430]

Denis! Я правильно Вас понял, что расчет по формуле aкр = (57.3 Cya max / Caya) + a0 + 1` оценочный и ошибка в 6` допустима? И в конце формулы +1`, а не -1`?
Спасибо!

 

[Рябиков]

Пожалуйста.

 

[igorvnikol]

ув мsp430 посмотрите внимательно на график зависимости Су=f(alfa). Только внимательно. Каким образом в формуле может быть -1????? Ну нельзя же научиться чему-либо, не пытаясь читать книжки и анализировать увиденное!
Успехов

 

[Denis]

Denis! Я правильно Вас понял, что расчет по формуле aкр = (57.3 Cya max / Caya) + a0 + 1` оценочный и ошибка в 6` допустима? И в конце формулы +1`, а не -1`?
Спасибо!

Эта формула некорректна в принципе, енпонятно как ее вывели и я бы не использовал ее даже для оценки.
Более того, в литературе Вы вообще не встретите величину критического угла атки  для большинства известных и совершенных легких самолетов. Можно использовать интервал в 16-20 градусов для того, чтобы как-то это представлять.

Из рисунка для профиля Р-IIIА-15 видно, что он, хотя и имеет повышенный и вполне приемлемый Сумах, но также непригоден для самолетов с большим сопротивлением ненесущих частей и/или увеличенным удлнинеием крыла, у которых Сунв значительно выше 0.5.
Приведенная поляра отвечает обшим закономерностям поведения таких профилей при отнсительной толщине выше 12%, что, как я уже раньше отмечал, нам не годится.

 

[igorvnikol]

Чегож тут "некорректного в принципе"? Нормальная полуимпирическая формула со среднестатистическим эмпирическим членом(константой) учитывающим нелинейность. Как и любая эмпирика страдает счетом "взагалi", но для прикидок годится.

 

[Jar]

Сия формула, вообще-то, выводится из предположений,
что Cy(alpha) = зависимость линейная, и что приращение Cy(alpha) по размаху пропорционально геометрической крутке. Тогда находимый угол соответствует полетному углу атаки, при котором срывом потока охвачена половина длины консоли. Эмпирическая единичка в конце может превращаться в эмпирическую двоечку.

 

[msp430]

ув мsp430 посмотрите внимательно на график зависимости Су=f(alfa). Только внимательно. Каким образом в формуле может быть -1????? Ну нельзя же научиться чему-либо, не пытаясь читать книжки и анализировать увиденное!
Успехов

Ааааа!!! Все! Въехал!!!

Спасибо!

Ребят!

Вопрос ко всем: формулы я беру не из головы (у меня их там просто нет) а из пошаговой методики расчета с сайта stroimsamolet.ru Естественно, с модификациями под мой случай.

После того, как Вы меня хором отматерили, мне хочется выкинуть эту методику и бросить ее обрывки в лицо автора.

Но ведь так нельзя! По формулам считать не возможно, поставить эксперимент возможности и денег тоже нет. Так какже тогда быть? И как же тогда вообще делают расчеты?

К Рябикову. Большое спасибо за помощь! Но Вы можете прочитать Все цифирки и буковки на картинке? Вот и я не смог! У меня такой же х#реновый скан.  :'( А где взять нормальный??? 

 

[Jar]

Но Вы можете прочитать Все цифирки и буковки на картинке? Вот и я не смог!

А я смог [smiley=engel017.gif] Если так сильно надо, могу обратиться в ЦАГИ после праздников, но и на этом скане все видно нормально.
@ msp430, а что за самолет вы проектируете? ведь не тот же самый, что и Макаронкин? Методику вы берете из РДК СЛА СибНИИА 89 года, дополненную кусками из Кондратьева-Яснопольского. Пользуйтесь ей, Егорыч хороший самолет. Просто Денис знает, как должно быть, вот и поправляет по мере сил.

 

[msp430]

А я смог [smiley=engel017.gif] Если так сильно надо, могу обратиться в ЦАГИ после праздников, но и на этом скане все видно нормально.
msp430, а что за самолет вы проектируете? ведь не тот же самый, что и Макаронкин? Методику вы берете из РДК СЛА СибНИИА 89 года, дополненную кусками из Кондратьева-Яснопольского. Пользуйтесь ей, Егорыч хороший самолет. Просто Денис знает, как должно быть, вот и поправляет по мере сил.

Конечно было бы здорово ЦАГИшные данные, так сказать, в первоисточнике иметь. 

Самолет проектирую не тот же самый и не похожий на Егорыча.

Только вот по расчетам получается критический угол 24`, а по графику (опять же плохо там видно) 20` для данного профиля. А ведь это не правильно? Должно быть по-крайней мере не больше?

Спасибо!

 

[Рябиков]

Для msp430

Атлас профилей: http://ifolder.ru/20088780

 

[msp430]

Оооо! Спасибо! Там картинка уже немного лучше! 

 

[iae]

Но ведь так нельзя! По формулам считать не возможно, поставить эксперимент возможности и денег тоже нет. Так какже тогда быть? И как же тогда вообще делают расчеты

Скачай лучше РДК СЛА. http://vokb-la.spb.ru/
Она посложнее, но и попрофессиональнее. Там найдёшь, как определить Сумах и критический угол и ещё многое другое. 

 

[msp430]

iae, авторы П.И.Чумак, В.Ф.Кривокрысенко? Формат у нее не очень. Разбита на кучу файлов. Скачал... Читаю...

 

[iae]

Найди там РДК СЛА на второй странице библиотеки № 200 и 201 скачай их и читай, а Чумака с Кривокрысенко выкинь.

 

[msp430]

Найди там РДК СЛА на второй странице библиотеки № 200 и 201 скачай их и читай, а Чумака с Кривокрысенко выкинь.

Вооо!!!!! То, что нужно было!!!! Спасибо!!! Кривокрысенко выкинул. Вон он валяется! 

Кажется понял в чем дело. В руководстве с сайта строимсамолет.ru этот пункт называется так: "ШАГ 13. Определение критического угла атаки сваливания". Судя по РДК - это угол начала срыва потока (когда срывом охвачена половина крыла). Расчитал по РДК для Р-3-15.5. Получилось 14.4-15.4 град. Максимальное Cy у этого профиля от 17 до 20 град. Так, что все встало на свои места! Я правильно все понял?

 

[Makaronkin]

В связи с радостными событиями и появлением новых хлопот, решил пока добить расчет с профилем P-II-14%. Пусть будет вариант, с чем сравнивать результаты при использовании другого профиля.

Пока получил следующие данные по  поляре:

http://volksflugzeug.my1.ru/publ/aehrodinamika/32_raschet_poljary_samoleta/5-1-0-39

и аэродинамическому качеству самолета:

http://volksflugzeug.my1.ru/publ/ae...hrodinamicheskogo_kachestva_samoleta/5-1-0-40

Совсем запутался... 

Кмах= 1/2*sqrt((3.14*0.8*6.4/0.05))=8.9657

Что за странные цифры у меня по качеству на малых скоростях?  Ничего не понимаю... Пойду напьюсь...  :STUPID

Господа, не стесняйтесь выкладывать свои расчеты...  Больше результатов – нагляднее тема!

 

[msp430]

Пойду напьюсь...  :STUPID

Предлагаю сделать это вместе. Я тоже ничерта не понимаю! 

Господа, не стесняйтесь выкладывать свои расчеты...  Больше результатов – нагляднее тема!

А я и не стесняюсь!  Вот только причешу их и выложу. Не хочу раньше времени людей путать!!! Хотя бы 25%.