Профиль на ГО и консоли крыла – Goe 549. Задан координатами в стандартном виде, то есть ось профиля проходит через переднюю кроску и хвостик. Это важно, так как в атласе профилей СибНИА координаты профиля относительно другой оси – проходящей по касательной к нижней поверхности. Разница – в 1.977 градуса угла атаки.

На расчетной модели угол заклинения ГО +2, сечения по центроплану до излома – с матмодели, в изломе крыла и дальше до законцовки – тоже Goe 549. В сечении по излому угол установки 0.0 на конце консоли перед законцовкой угол установки сечения z=4.5 φ= -1.5о.
На законцовке профиль симметричный.

Угол стреловидности ГО как на матмодели +19.4о

Характерные размеры крыла и ГО и положение САХ крыла и ГО:

Sкр м2 - 12.1
ba кр - 1.786
Xпк ba, м - 3.281
Xт, м - 3.648 (0.20 Ва)
ba го - 0.4
Xпк ba ГО, м - 0.841
Sго м2 - 1.39

Площадь крыла и САХ крыла определены для площали с центропланом (на рисунке показана контуром).

Система координат геоментии самолета – такая же, как на трехмерной матмодели (начало координат – нос фюзеляжа и нос фюзеляжа Y=0.0).

Общий вид расчетной сетки показан на рисунке:

Характеристики профиля.

Ххрактеристики в этом атласе какие-то сомнительные для указанных чисел Re. Если и другие там посмотреть, то почти для всех с увеличением Re Суmax уменьшается. Хотя во всей прочей литературе – наоборот, за исключением редких профилей, специально спроектированных для Re до 1.0**106 например Marsden или GU 25-5(11)8.

Тем не менее профильные характеристики я посчитал. И крыло удлинением 5.0, которое продувалось в СибНИА как тестовое, тоже.

Профиль,

и прямоугольное нестреловиднок крыло λ=5, что должно соответствовать тому, что у вас нf сайте и в атласе профилей, Су и mz (α):

Программа , которой я пользуюсь (и не только я) для расчета нелинейных характеристик профилей и крыльев конечного размаха, как правило дает несколько завышенный Су max или такой же , как в продувках (зависит от профиля). Но чтобы в расчете было меньше, чем в продувках – такого еще не было. А тут как-раз такой странный случай. Я бы посоветовал осторожно (мягко говоря) смотреть на этот атлас профилей. Или по возможности искать и проверять характеристики в других местах. Халтура там какая-то.

Продолжение следует...

Из этого следует, что местные числа Re для крыла и ГО находятся в качественно разных диапазонах и профили на них должны быть оптимальными для соответствующих Re. Оптимальными не для минимизации сопотивления, а для того, чтобы срыв потока и нелинейность на ГО начинались не раньше, чем на крыле. Есть и другие требования, которым должно соответствовать ГО, но обэтом дальше.

Характеристики самолета

Этот расчет выполнен с учетом на трехмерной модели с «толстыми» профилями, с учетом толщины вытеснения погранслоя при «свободной» (расчетной) точке перехода для Re = 6.0**106

Из этого следует, что для заданного Хт запас устойчивости близкий к минимально необходимому – 7.5%ba. Это воответствует предельно-передней центровке. Но есть большой mz самолета в диапазоне полетных углов атаки горизонтального полета. Это означает, что самолет не сбалансирован в горизонтальном полете и все время нужно будет держать отклоненным РВ. И запаса по углам отклонения РВ для маневра уже не будет. Конечно, так не делается и компановку проектируют таким образом, чтобы в крейсерском полете РВ был в нейтрали.

Каким образом можно добиться балансировки самолета на крейсерских Су при нейтральном руле. Очевидно, что надо «поднять» mzo самолета примерно на 0.10. Для этого простой расчет показывает, что надо добавить на ГО положительную силу
dCyго= dmzo/(Lго/ba) = -0.1 /(2.786/1.76) = 0.0641 (к Sкр) или dCyго=0.558 – к Sго где Lго – расстояние между четвертями хорд ba крыла и ГО.

Это все равно, что для балансировки увеличить угол установки ГО еще на 6 градусов. Понятно, что так делать нельзя.

Второй способ – увеличить Су го за счет другого профиля, у которого большое значение Суо. Так и сделано на LongEz – там на ГО профиль GU 25-5(11)8.

Сх и К – из расчетов, с поправкой на 10% от Схтр+Сх давл. Это оптимистичные цифры, обычно против расчета на 1-3 единицы качества хуже, по разным причинам.

продолжение следует...

И расчет нелинейный с отрывом изолированного ГО (угол установки +2 сохранен). Характеристики ГО отнесены с собственным размарам ГО – Sго, baго. И момент mz – относительно 0.25*baго. На таком дохлом ГО никакой прдкрылок не поможет.

А также изолированное крыло без законцовки и с профилем одинаковым по всему размаху GO549, Re=6.0 млн. Этот расчет – с отрывом потока. Но с вашим профилем на наплыве, с острой передней кромкой я посчитать не могу – такие не считает.

Следующие графики – распределение подъемной силы и центров давления по размаху крыла и оперения. Для крыла – по крылу на самолете, с учетом интерференции с ГО и фюзеляжем и по размаху изолированного крыла.

На самолете – крыло и ГО

продолжение следует...

Распределение давления по крылу на двух углах атаки. Изолированное крыло и крыло в скосе на самолете. Хd – в долях хорды , от передней кромки. Знак (-) – Хd позади передней кромки сечения.

Распределение давления в сечениях крыла, на двух углах атаки. Одно сечение – по наплыву, второе – посередине консоли.

Влияние изменений геометрии.

Здесь – как будет влиять изменение страловидности ГО. По цифрам – изменение с +19.4 (как на чертеже и solid – модели) до -4о сдвигает фокус всего на 2.5%. Ради этого нет смысла делать переменную стреловидность ГО.

Дальше – как повлияет замена профиля на наплыве, вместо ваших «остроконечных» на одинаковый по всему размаху, до борта GO549. Видно, что мало что изменилось, по крайней мере в линейной части углов атаки.

Некоторые выводы

1. Стоит все-таки заменить профили хотя бы на такие, как на LongEz. Или другие, но чтобы они были оптимизированы каждый для своего диапазона Re, для ГО и крыла. И уж точно надо, чтобы Су max был не менее Су max =1.5 – 1.8 на расчетных Re. Иначе и никакой механизации не хватит.

2. Как варианты – некоторые профили из РДК для административных самолетов (см сканы).

2.1. Сравнение с LongEz.

Из материалов по самолету LongEz известна геоматрия крыла и ПГО этого самолета и примененные на нем профили: на крыле – модифицированный Eppler 1230 , на ГО - GU25-5(11)8.

Известны также углы крутки базовых сечений крыла и угол заклинения ГО.

Были выполнены два расчета:

- на самолете П-6 на крыле и ПГО поставлены профили как на LongEz. При этом крутка на части крыла от борта до излома ПК отсутствует и угол заклинения бортовох хорды = 0.0*. От излома ПК до конца консоли крутка -1.5* (в концевом сечении), то есть оставлено как на оригинале П-6. Угол установки ПГО +2* (как на LongEz)

- полностью взяты крыло и ПГО от LongEz и приставлены к фюзеляжу П-6. При этом как на LongEz оставлены угол заклинения ПГО, углы кртки крыла. В этом расчете аэродинамические характеристики отнесены к площади крыла и ba LongEz (Sкр=9.14м2 ba =1.41м), цент тяжести – Xт=13%ba (2.83м от носа фюзеляжа П-6) и при таком Хт запас устойчивости mzα/cyα= -0.1.

Размеры П-6 в сравнении с LongEz и расчетная схема П-6 + (крыло и ГО от LongEz) показаны на рисунках.

Так как точно неизвестно про геометрию профилей на наплыве LongEz, то там применен тот же профиль Eppler1230, но его полутолщина изменена обратно пропорционально хордам, чтобы строительная высота оствалась как на базовой трапеции крыла. Средняя линия профиля оставлена как на оригинальном профиле.

продолжение следует...

Только замена профилей и уголом заклинения ПГО +2, Су mz – исходный вариант П-6, CyLE mzLE – вариант с профилями от LongEz.

LongEz с фюзеляжем П-6

На следующем графке – распределение подъемной силы по размаху крыла LongEz , пристыкованного к фюзеляжу П-6 на угле атаки α =0.0 . Видно, что влияние скоса от ПГО имеет такой же характер как и на «родном» крыле П-6.

По расчету LongEz с фюзеляжем П-6

C учетом того, что фюзеляж совсем другой формы и точно неизвестно, как был изменен профиль на наплыве, соответствие расчета и известных характеристик LongEz можно считать вполне хорошим.

При этом следует обратить внимание на следующее:

- в отчете по LongEz приведены данные , из которых следует, что при Хт, близкой к предельно-задней (mzcy = -0.13) на крейсерских Су горизонтального полета около 0.3 также имеется большое значение mz и самолет не сбалансирован.

- простая замена профилей на ПГО и крыле П-6 и увеличение угла заклинения ПГО до +2 значительно компенсирует пикирующий момент на крейсерских Су.

- простая замена профилей не дает сбалансированности (mz c-та = 0.0) в горизонтальном полете. И для обеспечения балансировки необходимо найти возможность влиять на mzo (Cyс-т=0) c помощью других параментов – крутка крыла, взаимное расположение ПГО и крыла по высоте (сейчас как на П-6 так и на LongEz ПГО и крыло находятся в одной плоскости и не разнесены по высоте).

продолжение следует...

Известно также, что точка перехода ламинарного погранслоя в турбулентный находится на х/b= 0.55 и профиль считается ламинизированным.

На графике показаны расчетные характеристики профиля (именно профиля – как крыла бесконечного размеха, а не удлиннения 5.0 как в атласе СибНИА). Но только до начала отрыва. Моя программа на таких маленьких Re (около 1.0*10Е6) этот профиль на углах, где начинается сильный срыв потока, не хочет нормально считать – решение не сходится, «болтанка» в итерациях. Но по расчету получается, что срыв начинается на углах с 3 – 4 градусов при Re=1.0 и держится на конце хорды с х/b = 0.85 – 0.8 , поэтому характеристики профиля даже на углах до 10о несколько нелинейные. На графике расчетные характеристики я наложил данные из атласа.

В одном из отчетов по LongEz, которые я посылал раньше, есть экспериментальные х-ки его ПГО (Су и mz по углам и даже под влиянием брызг воды, что портит ламинарное обтекание).

продолжение следует...

Дальше приведены графики параметрических расчетов по влиянию на а/х характеристики крутки крыла и перемещения ПГО по вертикали относительно плоскости крыла.

В расчетах использована модель П-6 без фюзеляжа, только ПГО+крыло+законцовка от исходного варианта. Крыло – с двумя вариантами профилей: по всему размаху, включая наплыв или Go549 или Eppler1230. На наплыве в обоих вариантах в масштабе была изменена полутолщина, без изменения средней линии, для того, чтобы сохранить постоянную строительную высоту на наплыве, как на консоли в изломе передней кромки.

Как базовая модель рассматривается крыло без крутки, когда все сечения установлены параллельно СГФ (Ф1=Ф2=Ф3). Как параметр менялись углы установки трей базовых сечений:

- сечение по борту (z=0.35м) , угол Ф1 = +2.0* 0.0* и - 2.0*
- сечение в изломе передней кромки (z=1.1м) , угол Ф2 = +2.0* 0.0* и - 2.0*
- сечение концевоесечение , угол Ф3 = +2.0* 0.0* и - 2.0*

На графиках если не указаны значения углов Ф1, Ф2, Ф3, то это означает, что они равны 0.0
Во всех расчетах, где задан в каком-то сечении не нулевой угол установки, считается, что между этими базовыми сечениями крутка изменяется линейно.

Все расчеты – с «толстыми» профилями (не пластинки по средней линии) и с учетом толщины вытеснения погранслоя.

На следующем графике – как зависит mz при постоянном Су=0.27 (примерно Су гп) от изменения углов крутки базовых сечений. По этому графику можно подобрать необходимые значения Ф1 Ф2 и Ф3 для обеспечения положительного mzo(Cy=0) и сбалансированности самолета mz=0 на крейсерском Су. Разумеется с поправкой на присутствие фюзеляжа.

Для оценки влияния изменения углов установки базовых сечений крыла и, соответственно, крутки, на индуктивное сопротивление Схi на рисунке приведены графики Схi(Cy) для разных круток на примере пары плоскостей (ПГО+крыло), когда на крыле профиль Eppler1230. Видно, что индуктивное сопротивление меняется незначительно при изменении кртки в пределах 2 градусов. Потери на балансировку при отклонении РВ и соответственно скосов от этого отклонения повлияют на Сх еще больше.

продолжение следует...

Ниже – график для оценки влияния изменения профиля на крыле. В обоиз расчетах – крыло без крутки, только профили по всему размаху разные.

продолжение следует...

Из графиков видно, что перемещение ПГО по вертикали в допустимых компоновкой пределах (а это обводы носовой части фюзеляжа) мало эффективно в качестве способа повлиять на значения mz(cy) и крутка крыла влияет значительно сильней.

Характеристики профилей

Для сравнения к ранее приведенным расчетным характеристикам профиля Go 549 я еще добавил точно такие же расчетные характеристики профиля Eppler 1230. Небольшая разница только в числе Re – для Go549 оставлено Re= 1.5 *10E6. Понятно, что х-ки на Re=6.0 будут немного другие, но также понятно, что это все равно не приблизит их к Eppler 1230.

Из такого сравнения профилей видно, что изменение моментных характеристик на самолете (и паре ПГО+крыло) при замене профиля на крыле (этот график был в файле «результаты-2») моментные характеристи изменяются как следствие характеристик профиля. У Eppler1230 mzo значительно меньше.

Есть и другое важное замечание о применимости профилей. Это связано с использованием механизации. Очевидно, что для повышения Су самолета до необходимого значения на взлете и посадке за счет механизации будет проще, если на крыле и без механизации будет высокое значение Сумакс. Выбор Рутана был не случаен – на профиле Eppler1230 одновременно маленький mzo и большой Сумакс, а это редкое сочетание. При высоком Сумакс ему хватает простой механизации типа элевонов, а не щелевых закрылков. И меньше проблема компенсации большого момента, по сравнению с мощной механизацией.

На маленьких самолетов часто используют GA(W)-2. В чем его особенности – легко найти в Интернете http://subscribe.ru/archive/tech.stroimsamolet/200811/14200904.html

Я нашел отличный отчет с продувками GA(W)-2 и для пробы и его посчитал, для сравнения с этим экспериментом. Для понимания, насколько расчеты врут. Ниже – что из этого вышло, расчет наложен на приведенные в американском отчете характеристики. Сами можете судить о том, насколько стоит доверять расчетам и делать на их основе какие-то выводы.

продолжение следует...

P.S. ... На досуге "для чистоты эксперимента" уточню модель фюзеляжа - приделаю кольцо обечайки и проток чтоб был и повешу винт. С тягой винта вроде и так понятно, что мало на что влияет. Мне интересно другое - винт засасывает поток и как-то будет влиять на близкие к борту сечения крыла и фюзеляжа. А на сколько скажется на а/х - так просто не прикинуть...

П.В.