Профиль Р-IIIA

[daredevil]

дополнительной подъемной силы, обусловленной добавкой Су (добавкой угла атаки) и добавкой скорости полета от воздействия порыва

Прошу прощения, но приведённая вами формула получена для вертикального порыва (без учёта изменения горизонтальной скорости), причём резко ограниченного.

Из данной формулы понятно, что перегрузка пропорциональна горизонтальной скорости и обратно пропорциональна удельной нагрузке на крыло. Но если рассмотреть реальный порыв, у которого нет резкой границы, а есть градиент скорости по краям - то перегрузка будет зависеть ещё и от "резкости" вхождения самолёта в него, а она опять же будет зависеть от скорости. То есть IRL зависимость перегрузки от горизонтальной скорости будет скорее квадратичной, чем линейной.

То есть сравнивать надо не производные Су по альфа, а подъёмные силы или Су

Наличие в формуле удельной нагрузки как раз и означает, что сравниваются Cy. Потому что p = G/S = Y/S ~(пропорциональна) Cy при заданной скорости. То есть формулу можно трактовать так, что перегрузка обратно пропорциональна соотношению Cy/Cya.

 

[Миро-Бг]

Прошу прощения, но приведённая вами формула получена для вертикального порыва (без учёта изменения горизонтальной скорости), причём резко ограниченного.

Это по «Авиационным правилам» 23 или 25 для определения перегрузок и последующего расчета прочности конструкции самолета. Дайте неограниченные возможности расчета влияния вертикального порыва ветра на поведение самолета.
Вопрос о профиле Р-III снова отодвинулся далеко в другую галактику.

 

[daredevil]

Это по «Авиационным правилам» 23 или 25 для определения перегрузок и последующего расчета прочности конструкции самолета.

Это понятно. Для расчёта прочности берутся жёсткие условия (резкий вертикальный порыв 20 м/c), но ощущения от болтанки характеризуются скорее не пиками, а "средневзвешенными" перегрузками и частотой смены + на - .

Вопрос о профиле Р-III снова отодвинулся далеко в другую галактику.

Это да. Но, надеюсь, стало понятно, что зависимость от профиля будет при таких углах атаки, когда частичный срыв будет "загибать" кривую Cy(а), т.е. уменьшать производную Сya.

 

[Миро-Бг]

"средневзвешенными" перегрузками и частотой смены + на - .

Там же приведена формула для профиля изменения вертикального порыва ветра. Что-то вроде синусоидальной волны. Больше ничего нет.

 

[Рябиков]

Для желающих достичь просветления.
Гудков А.И., Лешаков П.С. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов

https://www.twirpx.link/file/1186405/grant/

 

[Рябиков]

Таки вернемся к обсуждению профиля Р-IIIА и его практическому применению.
В 1991 году в СКБ ХАИ (под моим чутким руководством) построили самолет ХАИ-48.

Профиль крыла, как можно догадаться, Р-IIIА.
К смотру-конкурсу СЛА-91 сделать его немного не успели. Поехали туда просто поглазеть, поддержать и поговорить.
На смотре разговорились с Юрой Яковлевым, и я его таки убедил, что для сверхлегкой техники со слабой энерговооруженностью Р-IIIА выгоднее, чем Р-II.
С тех пор на Аэропракте и пошло.

Самолет ХАИ-48, по сведениям двухлетней давности, живой и летающий.
С РМЗ-640 (редуктор 2,12) скороподъёмность вдвоем была 2,2 м/с.
Поведение на сваливании плавное, адекватное и без сюрпризов.
Много летали на самолете на УТП, соревнованиях, расселение трихограммы.
Загрязнение поверхности крыла в меру приличия терпит.

 

[KAA]

К смотру-конкурсу СЛА-91 сделать его немного не успели. Поехали туда просто поглазеть, поддержать и поговорить.
На смотре разговорились с Юрой Яковлевым, и я его таки убедил, что для сверхлегкой техники со слабой энерговооруженностью Р-IIIА выгоднее, чем Р-II.
С тех пор на Аэропракте и пошло.

Однако, судя по архивным видео, А-20 с Р-IIIА уже в Чернигове и дебьютировал.
И вопрос: почему на Х-32 его не использовали, раз всё так хорошо получилось?

 

[Рябиков]

судя по архивным видео, А-20 с Р-IIIА уже в Чернигове

На "Червонце" было крыло а ля Т-8. Как по архивному видео отличить профиль крыла Р-II от Р-IIIА не знаю.

почему на Х-32 его не использовали

Естественно, в борще всегда чего-то не хватает.
Первое - требовалась высокая точность изготовления.
Технологичность и ремонтопригодность однолонжеронного крыла оставляли желать лучшего. Крыло Х-32 можно собирать на ровном столе, а аэропрактовское, как хвалился Юра, только у них на предприятии.
Характеристика сваливания была хорошая, но не отличная. В дальнейшем практика показала, что я оказался прав. Разбились при попадании в штопор один из первых А-20 СХ и гидросамолет А-24. О катастрофах Х-32 по причине штопора не упомню.
Сельхоз самолет живет половину полетного времени в горизонтальном полете, а половину в вираже на развороте. Отсюда и выбор профиля крыла, где он должен быть лучше. Плюс безупречные характеристики на срывных углах атаки.
Вначале положил глаз на новомодный GA(W)-1 по срыву и максимальному Су. Даже был нарисован эскизный проект крыла, но оказалось, что он хорош только до Су не более 0,4. Дальше держится за воздух, но не летит. Ну и сложность исполнения тоже будь здоров.
Наиболее подходящим к требованиям оказался NACA4412. На полетных Су от 0,5 до 1 аэродинамическое качество выше описываемых конкурентов. Хорошо механизируется. Срыв просто замечательный, хоть и максимальный Су сравнительно невысокий.
Да и для двух лонжеронного крыла тоже хорош - имеет хорошую толщину для второго лонжерона.
Как только эксплуататоры и ремонтеры не измывались над крылом - оно все равно летело.

Ну и сравнительные поляры, считано в Xfoil.

 

[soldier]

цитата Ю.Яковлева из ветки про А-20:
Мы имели возможность сравнить 2-а профиля крыла на самолете А-20. Первая, опытная машина была с профилем Р-II-14%, а первая серийная с P-IIIА-15%. Сравнение показало, что потребная мощность меньше, а скороподъемность выше у самолета с P-IIIА-15%. Конструкция же нашего крыла одна из самых оптимальных по весу и технологичности. Вес обтянутого и покрашенного крыла с флапероном составляет 22 кг, время сборки каркаса крыла всего 35 нормочасов. Я уверен. что 2-х лонжеронное крыло будет тяжелее. Кстати, по поводу недостатков крыла с тонким профилем у меня был разговор с Рябиковым.

 

[Айрат]

Наиболее подходящим к требованиям оказался NACA4412. На полетных Су от 0,5 до 1 аэродинамическое качество выше описываемых конкурентов. Хорошо механизируется. Срыв просто замечательный, хоть и максимальный Су сравнительно невысокий.

Что профиль хорошо механизируется, как-то даже неправдоподобно хорошо, указывал Торенбик. С однощелевым закрылком получали Су больше 3,5 (если даже не 4,5 - могу ошибаться, цифру точно не помню), Торенбик в своём учебнике даёт ссылку на первоисточник по экспериментам с этим профилем. Я так и не добрался до того первоисточника; ещё студентом был, как-то отвлёкся от темы. В общем интересный профиль.

По перегрузке в болтанку хочу уточнить. Вот Вы пишете:

Добавка перегрузки дельтаny зависит не от начального и конечного значения Cy, а от их разницы (приращения).

Не от их разницы, а от отношения разницы (приращения) к начальной Су (Су г п).
То есть, если дельта Су=0.3, а Сугп=0.1, то дельта nу=3 (0.3/0.1=3), а nу=4 - это то, что покажет акселерометр на борту.
Если дельта Су=0.3, а Сугп=0.3, то дельта nу=1 (0.3/0.3=1), а nу=2 соответственно.
Так что начальный коэфициент Су очень даже при чём. Более того, он самый существенный фактор, когда надо понять от чего зависит перегрузка при полёте в болтанку. Это конечно про удельную нагрузку, но если не смотреть на начальную Су, то идёт размывание, "растекание по древу".
Так что про мракобесие, это Вы перегнули.

 

[Рябиков]

про мракобесие, это Вы перегнули.

Прошу прощения. Это я слишком прямолинейно от нахлынувших чувств.

Не от их разницы, а от отношения разницы (приращения) к начальной Су (Су г п).

Но всё-таки Вы заблуждаетесь.
А может и я.

Если Вас не затруднит, могли бы указать источник применяемой Вами методики расчета перегрузки от вертикального порыва?

 

[Айрат]

Если Вас не затруднит, могли бы указать источник применяемой Вами методики расчета перегрузки от вертикального порыва?

Нет у меня никакой специальной методики расчёта перегрузки от вертикального порыва. Это просто оценка факторов влияющих...
Приращение перегрузки, по определению, это же отношение приращения подъёмной силы к весу ( к подъёмной силе в установившемся г п).
Всё (из формул подъёмной силы) сокращается, поскольку значения одни и те же, остаётся только отношение коэфициентов подъёмной силы.
Поскольку это не расчёт, а только прикидка, то всякие градиенты нарастания Vу, отклонения рулей, изменение траектории и скорости полёта, изменения угла тангажа и пр гибкости/деформации и моменты инерции конструкции не рассматриваю. Как будто мгновенно попал в поток Vу на той же горизонтальной скорости с тем же углом тангажа на абсолютно жёстком с-те.
Из треугольника скоростей нахожу приращение угла атаки, а из графика Су по альфа (самолёта, да хоть любого крыла с любым профилем и близким удлиннением) по приращению угла нахожу приращение Су....
Думаю, для оценки величин этого достаточно. И сразу видно, что в неспокойной атмосфере сильней колбасит, если лететь на меньшем Су, то есть слишком быстро.