Прежние расчеты выполнены на расчетной схеме, где не учитывался проток между фюзеляжем и кольцом обтекателя и в качестве контура фюзеляжа на дистанции Х> 4.15м были заданы внешние сечения кольца.

Сейчас расчетная схема уточнена и задан отдельно фюзеляж и отдельно кольцо и в раччетной схеме есть сквозной проток между фюзеляжем и кольцом. В остальном – как в ранее выполненных расчетах:
- профиль ГО GU 25-5, угол установки ГО +2
- крыло с профилем Eppler 1230. На центроплане до излома профиль тонкий, с уменьшенной полутолщиной, чтобы абсолютная толщина оставалась как в сечении излома. Кривизна (средняя линяя оставлена без изменений.

Добавлен также винт. Плоскость винта Х=5.2м , радиус втулки r=0.175м радиус лопастей R=1.0 м. Параметр относительной скорости потока в струе за винтом Vj= Vj /V =1.20. Это соответствует скорости полета индикаторной 250 км/ч на высоте 1000м и тяге винта Р=370 кг.

На рисунках – расчетная схема и след за винтом на угле атаки α=10о

Продолжение следует...

Характерными особенностями обновленного самолёта стали: фюзеляж был удлинен и заострен, изменена форма наплыва и фонаря, увеличено плечо ПГО. Профили на крыле и ПГО использованы "Рутановские". Другим стал капот двигателя.

Идеология самолёта осталась прежней.Комфортная управляемость на круизных скоростях (до 350 км/ч) и минимальная посадочная/взлетная скорость с применением механизации крыла. Для компенсации момента от закрылков предусмотрено изменение стреловидности ПГО...

Для сравнения привожу картинку (ниже)

Но рисунки рисунками, в вот как полетит этот самолёт ?

И я опять обратился за помощью к Павлу Васильевичу (он как раз в КБ Яковлева по совместительству, проектом МС-21 занимается)

далее привожу нашу переписку (с обоюдного согласия) с небольшими сокращениями (я думаю что любителям самодельщикам будет интересно, как это делается профессиональными авиаконструкторами, к коим я себя пока не причисляю):

Александр!

Интересное предложение, не возражаю. Время пока позволяет, недавно как-раз вышел из одного проекта и уже скучновато стало. Вопросы прежние - где взять
трехмерку (для построения точной геометрии фюзеляжа) и три проекции с размерами и взаимной привязкой плоскостей? Трехмерку желательно в формате
*.igs, мне с такой проще работать....

Данные незамедлительно были предоставлены...

Добрый день Павел Васильевич!

Я подготовил материалы и модели - три шт. (в конфигурации: взлетная, посадочная, крейсерская) в формате (*.igs). Они находятся здесь http://sla-avia.ucoz.ru/load/1-1-0-15 (скачивание по ссылкам) в архиве rar. Там-же проекции с основными размерами. Если получится прогнать все три, будет просто супер (и аспиранту вашему отличная тренировка).. тем более получится сравнить поведение самолёта на почти всех режимах.

На что обратить внимание: плечо ПГО и его угол атаки произвольные (на глазок) и будут подкорректированы после предварительных расчетов

Думаю что я там понятно всё расписал, тем не менее на возникающие вопросы готов ответить.

С уважением, Александр Макаров

Крыло: угол стреловидности по передней кромке 25o, профиль Eppler1230, поперечное V 2*, геометрическая крутка крыла -1,5*, угол атаки корневого профиля 0*, закрылок обычный щелевой 30% от хорды профиля крыла.

Профиль на наплыве – вытянутый носик основного профиля Eppler1230 перед х/b=30%. Так, чтобы не было излома лонжерона, который обычно ставят по месту максимальной толщины профиля (это примерно 30%). Тогда на наплыве позади линии 30% хорд базовой трапеции тот же Eppler1230. Перед линией 30% - сохранены Уверх и Униз, но вытянут носик до передней кромки наплыва (см рис).

ПГО: угол стреловидности по передней кромке +20*, профиль GU25-5(11)8, поперечное V 2,5*, геометрическая крутка 0*, угол атаки корневого профиля +3*. руль высоты (щелевой) 30% от хорды профиля ПГО

Центровка: ХЦТ = Хпк САХ в расчетах везде принято положение центра тяжести на передней кромке САХ. Постоянное положение в этом месте позволяет сразу увидеть как влияют изменения расчетной схемы на положение фокуса и оценить допустимые положения ЦТ самолета, из соображений обеспечения минимально необходимого запаса устойчивости для предельно-задней центровки и возможную Хпп исходя из эффективности РВ (возможность компенсировать рулем максимального момента).

Yцт =0.0 – на СГФ

Крейсерская конфигурация: закрылки (обычный щелевой) убраны, угол стреловидности ПГО 20*, угол отклонения РВ (щелевой) 0*

В расчетах принято:

На рисунках – исходная расчетная схема, соответствующая крейсерской конфигурации и 3D-модели. На ней показаны положение СГФ, фокуса ХF, и Хт=Хпк САХ, а также положение земли для расчета с экраном («земля» ниже СГФ на 0.8м).

Расчетные характеристики исходной конфигурации:

Обозначения – стандартные. Только обратить внимание на ХF = бXF= mzа/ cyа = положение фокуса – расстояние от принятого ЦТ (у меня везде Хпк САХ= 3,717м от носа) до фокуса в долях САХ.

Можно заметить, что задняя часть фюзеляжа не соответствует модели. Я упростил и не учитывал утолщение на обтекатель двигателя и наличие «ушей» - воздухозаборников. Был и такой расчет, по результатам не сильно отличается.

Однако считать просто как утолщение сзади, по внешней поверхности, без учета расхода воздуха через воздухозаборник (то есть без учета "дырки") будет неправильно, слишком грубо. Гладкий фюзеляж в расчете будет иметь меньше ошибку в расчете по сравнению с натурой (когда она появится). Но следует заметить, что в новом варианте боковые воздухозаборники мне больше нравятся.

Старый вариант – практически полукольцо над фюзеляжем – был как крыло сзади (кольцо – как несущая поверхность), которое дает и так лишний для нас пикирующий момент. Воздухозаборники по бокам несильно должны влиять на моментные характеристики.

Расчеты – без учета влияния винта и не учитывается сдвиг фокуса назад из-за «косой обдувки» винта. Это может быть сдвиг фокуса на 2-4% назад. Как я уже писал раньше, это точно посчитать нельзя.

продолжение следует...

Поэтому и такой mz (Cy крейс) многовато будет.

Я посчитал влияние разных изменений компоновки для оценки того, что и как изменить, чтобы загнать mz (Cy крейс) в 0.0 хотя бы для задней центровки с запасом устойчивости 10%. И еще посчитал эффективность РВ, чтобы оценить необходимые углы отклонения для балансировки в крейсерском полете и с отклоненными закрылками.

Вот что получилось для разных изменений схемы. Отмечены только изменения по сравнению с исходной конфигурацией.

Режимы полета – для оценки возможных полетных и взлетно-посадочных Су и углов атаки, для веса G=1000кг.

При такой эффективности РВ и исходной конфигурации самолета даже при минимальном запасе устойчивости в 10% (см самую первую таблицу) потребуется для балансировки отклонение РВ на 9-10* в горизонтальном крейсерском полете (а = 0, Су= 0.26 – 0.27, V=250км/ч). Очевидно, что это много. Чем тогда рулить для маневра и какой угол РВ нужен будет для балансировки с закрылками или на предельно-передней центровке с запасом устойчивости хотя бы в 20%?

Характеристики с закрылками для исходной компоновки, без учета экрана (закрылок на 10* и ось закрылка – 70% хорды):

Эффективность закрылка -

Характеристики с закрылками для исходной компоновки, с учетом эффекта экрана -

Видно, что эффект экрана весьма заметен, так как мы имеем большой наплыв на крыле.Еще стоит заметить, что эффект экрана увеличивается с ростом угла атаки (бCy Нэ).

Легко посчитать, что для балансировки закрылка, отклоненного на 10* уже потребуется отклонение РВ на 30*. А для балансировки закрылка на большем угле никакого руля не хватит.

Из выше приведенных вариаций изменений видно, что наиболее хорошие изменения для уменьшения mzo(cy=0) и соответственно момента на крейсерском Су дают сдвиг ГО вперед и вниз и уменьшение стреловидности передней кромки ГО до нуля. Можно предполагать, что и эффективность РВ тоже на таком варианте ГО увеличится.

Я «сложил» эти изменения геометрии ГО - сдвиг ГО вперед на 0.3м и вниз (Упк= -0.15м без V) и уменьшение стреловидности передней кромки ГО до нуля. Получилось как на картинке ниже.

продолжение следует...

При таком изменении ГО значительно увеличилась эффективность РВ. И эффективность РВ разная для вариантов с отклонением закрылка или без закрылка и с экраном или без учета экрана. Этого следовало ожидать, так как отклонение РВ влечет за собой изменение характеристик не только ГО, но и крыла в следе за ГО.

Выводы:

- исходная компоновка имеет избыточный пикирующий момент и недостаточную эффективность РВ.

- новая конфигурация, с измененной геометрией и положением ГО, имеет лучше моментные характеристики и эффективность РВ mzбВ в на таком ГО больше в 1,5 раза.

- после изменения геометрии ГО нет смысла делать ГО переменной стреловидности. Это только усложнит конструкцию и будет лишний вес.

- после изменения ГО в новой конфигурации заметно изменяется положение фокуса – сдвиг вперед примерно на 5% САХ. Но с учетом влияния косой обдувки винта и сдвига фокуса из-за этого назад на 3-5% можно принимать для подбора диапазона центровок положение фокуса 30-32% САХ для крейсерской конфигурации.

- обратить внимание на то, что отклонение закрылков существенно влияет на фокус – сдвигается вперед. Это следует учитывать при весовой компоновке для обеспечения необходимого запаса устойчивости на взлете и посадке.

- эффективность закрылков не очень большая, но достаточная для обеспечения взлетной и посадочной скоростей меньше 150 км/час.

Я еще посчитал отдельно чистое крыло (без законцовок и фюзеляжа) и чистое ГО в программе, где считает с отрывом. Там можно посчитать только изолированные крылья, но и это бывает полезно для оценки Сумах и углов атаки, где он достигается.

Так вот получается, что Су мах будет достигаться на угле атаки примерно 14 – 15*, одинаково для крыла и ГО. Но на цельном самолете, с учетом интерференции и присутствия фюзеляжа, Су мах будет не более 1.1 – 1.15. Это к вопросу о скорости сваливания и летных ограничениях.

Добрый день Павел Васильевич!

Я внимательно ознакомился с Вашими расчетами. Вы провели очень кропотливую работу, за что еще раз хочу поблагодарить. В итоге я увидел, что фактически вы смоделировали изменение стреловидности ПГО (с 20* до 0* по передней кромке) при неизменном угле атаки ПГО, что привело к положительному результату (по сравнению с предыдущими по П-6) относительно использования закрылков.

Получается, отчасти подтвердился тезис высказанный Михаил-Нск о том что надо двигать вперед и вниз ПГО... Это очень хорошо.

В связи с этим вопрос: т.к. получилось спрогнозировать поведение самолёта на посадке (а это самый критичный момент для этого проекта - минимально возможная скорость захода на посадку) с закрылками 10*, возможно ли в таком случае исходя из предыдущих ваших советов спрогнозировать поведение на посадке в варианте отрицательной стреловидности ПГО (например -5*) и закрылками 20* но с изменением угла атаки у ПГО (допустим в пределах 3*) например в для следующих режимов:

1. крейсер - ПГО (стреловидность -5*, угол атаки ПГО 3*, угол отклонения РВ 0*) закрылки 0*,
2. взлет - ПГО (стреловидность -5*, угол атаки ПГО 4,5*, угол отклонения РВ 10*) закрылки 10*
3. посадка - ПГО (стреловидность -5*, угол атаки ПГО 6*, угол отклонения РВ 20*) закрылки 20*

Как мне кажется, добавка по углу атаки на ПГО вкупе с отклоненным зависающим РВ (работающим в этом режиме как щелевой закрылок) позволит еще "отжать" у ПГО добавку к подъемной силе, которая компенсирует возросший от закрылков пикирующий момент. Правда возникает опасность сорвать ПГО... но ведь отрицательная стреловидность ПГО это уже своего рода противоштопорная защита... которую можно разбавить предкрылком на ПГО. А на посадке останется только жестко выдерживать посадочную скорость. Если есть возможность и время, не могли бы вы посмотреть и этот режим.... Или здесь достаточно аналитических выводов ?

Следующий мой шаг - это натурные испытания с помощью лёгкой масштабной летающей модели, возможно контурной (из бумаги или легкого пенопласта) на основе ваших рекомендаций для испытаний этих 3-х режимов (так-же рекомендация одного из авиаспециалистов).

С уважением, Александр Макаров

На что получил такой-вот развернутый ответ:

По очереди ответы на вопросы:

1) Нет смысла еще больше менять стреловидность ГО. Как видно из прежних расчетов, изменение стреловидности на 20* хотя и дало положительный эффект, но не очень значительный сам по себе (без сдвига вперед и вниз). Отрицательная стреловидность добавит другую проблему – дивиргенцию. Отрицательная стреловидность порождает упругое закручивание консоли на увеличение углов атаки сечений, особенно на много у концевых сечений. В итоге получим досрочный отрыв и потерю эффективности в самый ответственный момент – когда ГО будет наиболее нагружено. Даже прямая передняя кромка означает отрицательную стреловидность оси жесткости.

2) Изменение угла установки ГО (заклинение) я посчитал. Для нового ГО – сдвинутого вперед и вниз и с передней ПК. В производных это будет так:

Только увеличивать угол установки больше, чем на 3-4* сверх первоначального (который +3*) не стоит. Всего тогда будет 6-7*. Но если еще угол атаки хотя бы 5-6*, то получим 11-13* угла атаки по отношению к плоскости хорд. Это уже много и опасно, близко к срыву.

Думаю, лучше и эффективней будет двигать ГО еще вперед и вниз, насколько позволит внутренняя конструкция и прочность. И переднюю часть носа обводы поменять, заузить, чтобы сами консоли были как можно больше до пересечения с носом.

продолжение следует...

В цифрах это выглядит так: Су макс без закрылков и рул высоты в нейтрали = 1.1-1.15

При закрылке +15* (почему не больше – об этом ниже) и РВ до упора +30* с учетом приращения от них будем иметь Сумакс в конфигурации с закрылком и до упора РВ на уровне 1.35. Это если повезет.

При весе в 1000кг Vs1=110км/ч и минимально допустимую скорость посадочную 1.3*110=143 км/ч. Это соответствует Су сбалансированного самолета 0.80. Понятно, что такой Су можно реализовать разным сочетанием угла атаки и отклонения закрылка. Маленький угол закрылка+большой угол атаки или маленький угол атаки+ большой угол закрылка. Только при этом при одинаковом Су будут разные mz. Варианты с большим отклонением закрылка будут давать mz заведомо больше, который трудно компенсировать.

Чтобы была меньше, надо увеличить Сумакс с закрылками. Но при имеющихся эффективностях РВ и переставного ГО не удастся сбалансировать (погасить момент от крыла с закрылком) при отклонении закрылка больше чем на 10-15* на предельно-передней центровке с запасом устойчивости максимальным хотя бы в 25% САХ (то есть при задней центровке чтоб запас был 10% и разбег в 15% дают Хпп при передней).

Я цифрами в линейной постановке (производные на 1* отклонения всяких поверхностей у нас есть) поиграл для запаса устойчивости в 25% и получил примерно такое для максимального РВ=30* и добавочного fi го= +3* (т.е. с начальным углом всего будет +6*)

Это если забыть про условие норм для скорости посадки. Так как при разных закрылках будет меняться и Сумакс для самолета с закрылком.

Дальнейшее увеличение углов атаки будет опасно для ГО, где уже сидит местный угол заклинения +6*.

Можно еще и с углом заклинения ГО в +4* (в добавок к крейсерскому +3*) попробовать, но больше вряд ли стоит.

Чуть не забыл уточнить – это цифры с увеличенным закрылком. Я еще посчитал вариант, когда закрылок будет и на части наплыва, от края обтекателя двигателя до излома. При этом эффективность dCy очевидно увеличивается, но добавляет mz не сильно, так как фокус сечений по наплыву очевидно впереди ЦТ и общего фокуса.

В таком варианте увеличенного закрылка эффективность закрылков будет (существенно зависит от угла атаки, это в первом файле уже видно – для самолета с закрылками Суа сильно уменьшается). Поэтому есть смысл привести не одно значение производных как обычно для линейной части углов атаки, а по углам.

4) Я еще из любопытства посчитал комбинацию из ГО+крыло, без фюзеляжа и чистое крыло. Чтобы оценить интерференцию, как влияет ГО на распределение по крылу. На графике – что из этого получилось. Конфигурация «ГО+крыло» еще и в варианте отклонения закрылка на 10* (старый закрылок как на базовой исходной конфигурации), чтобы посмотреть как меняет распределение закрылок.

Некоторые кривые – двойные, для проверки было посчитано двумя разными методами.

При этом обнаружилась еще интересная особенность – отклонение закрылков приводит к увеличению местных Су сечений и в сечениях на конце консоли, где закрылка уже нет. При этом на угле атаки 10* и отклонении на 10* Су в сечениях на части z=3.5 – 4.0м достигают близких значений, как на чистом крыле при Сумакс (на угле атаки 14-15*). Даже с учетом погрешностей расчета это говорит о том, что и по этой причине делать отклонение закрылков больше, чем на 12-15* не следует – получим отрыв на углах 10-11*.

Итого что имеем:

- наверно стоит сделать переставное ГО и добавлять еще +3-4 градуса угла установки. Иначе трудно будет сбалансировать при Хпп только РВ даже на максимальном РВ=30

- по возможности еще сдвинуть ГО вперед

- заузить нос, для увеличения эффективной площади консоли ГО

- что-то придумать с профилировкой на наплыве. Чтобы компенсировать скос от ГО (это съедает примерно 0.1 от Су, в том числе и от Су макс.

То есть изменение профилировки должно быть таким, чтобы в этой части срыв был тоже на углах ок 14-15* и с большими Суо для компенсации скоса. Я немного поэкспериментировал (кривизну поменял), но это не сильно помогло, добавил примерно 0.03 Су при неизменном mzо самолета. Понятно, что увеличение Сумакс самолета в крейсерской конфигурации автоматом увелисит Су макс и для конфигурации с закрылком при тех же углах отклонения и, соответственно, приведет к возможности снизить посадочную скорость.

Добрый день Павел Васильевич!

....Как я понял, мы очень жестко связаны крайне малым диапазоном (с учетом перестановки) рабочих углов на ПГО для малых скоростей. Отсюда уточнение, вы говорили: "... Отрицательная стреловидность порождает упругое закручивание консоли на увеличение углов атаки сечений, особенно на много у концевых сечений. В итоге получим досрочный отрыв и потерю эффективности в самый ответственный момент – когда ГО будет наиболее нагружно... " - вы наверное обратили внимание на мой вопрос про предкрылок на ПГО... возможно он сможет отодвинуть "досрочный отрыв" на несколько градусов по углу атаки...

Второй вопрос будет таким: Вы предлагаете "...Думаю, лучше и эффективней будет двигать ГО еще вперед и вниз, насколько позволит внутренняя конструкция и прочность. И переднюю часть носа обводы поменять, заузить, чтобы сами консоли были как можно больше до пересечения с носом..." но не получим ли в итоге сверх чувствительность, когда небольшие возмущения начнут "раскачивать" самолёт по тангажу. Видимо чтоб загрубить реакции на ручку, придется либо уменьшать угол хода РВ либо его площадь... но тогда "поплывет" вся схема.... Как подобрать "золотую середину" ? Понятно, что ответ дадут только лётные испытания, но всё-же...

Есть дополнения по: "...что-то придумать с профилировкой на наплыве..." Мне немного ранее, когда обсуждались варианты а/д компоновки самолёта, советовали применить (цитата): "вихревые предкрылки" ни грамма не весят, не занимают ни какого-либо объёма, не имеют никакого привода (даже ручного) и "включаются-выключаются" автоматически на посадке (взлёте) при достижении крылом угла атаки 8-10 гр.(без речевого информатора) никак не проявляют себя на других режимах и представляют из себя острую кромку наплыва либо острую грань "удлинительной" пластины тупоносого наплыва..." - как вариант... хотя это больше видимо тема для экспериментов в а/д трубе....

Вообще, я считаю, что сейчас Вами предоставлено более чем достаточно материала для того, чтобы приступить к натурным испытаниям самолёта на уровне масштабной модели. Например в масштабе 1:5. Тем более, как я говорил ранее есть выход на "трубу" .... для проведения части испытаний и там. Я прошу вашего разрешения на частичную (или полную по мере возникновения вопросов) публикацию на своем форуме по теме П-6М2 результатов ваших расчетов. Цель - получения консультаций по применению полученных решений по а/д компоновке П-6М2 применительно к летающей модели.

Будем двигаться дальше....

С уважением, Александр Макаров

Ответ не заставил себя ждать...

Александр!

На самом деле все не так уж плохо. Во всяком случае мы уже имеем х-ки такие же или лучше, чем у Рутана на ВариИзе. И скорости взлета - посадки примерно
такие же, как известно из опубликованных материалов.

Мы не знаем у Рутана диапазона центровок, может и тут нет ничего страшного, для возможных вариантов загрузки (+- пассажир и керосин) может и
действительно ЦТ бдет гулять не более чем на +-10%. И тогда биться за разбег центровок в 20-30% как у больших и нет смысла. Сейчас этого все равно
сказать нельзя, пока нет весовой сводки.

Дальше по порядку.

С дивергенцией из-за отрицательной стреловидности с помощью предкрылков не борются. От этого не спасает. См что такое дивергенция. Не говоря об
утяжелении и усложнении конструкции ГО. Это (и предкрылок и отрицательную стреловидность) оставим на потом, на черный день.

От увеличения эффективности ГО за счет некоторых изменений никакой "сверхчувствительности" не будет. Предлагаемые мной изменения слишком
незначительно на это будут влиять. Раскачка и резкая реакция на отклонения РВ следствие динамических характеристик (демпфирования и момента инерции)
самолета и слишком малого запаса устойчивости. На это много всякого влияет, даже люфты и жесткость проводки управления. Все это можно посчитать (маневр
в динамике и переходными процессами у меня есть), только надо иметь момент инерции и ход ручки до упора (соответствующий предельным углам РВ).

Демпфирование mz_omz я посчитать могу.

Что за зверь чудесный "вихревые предкрылки" не знаю. не видел и не слышал, чтобы хоть на каком из летающийх легких или средних дозвуковых
самолетах нечто подобное применялось. Острые передние кромки на наплывах большой стреловидности есть на истребителях интегральных схем и появились
впервые на F-16, YF-17. Зачем они там и как на каких режимах работают - хорошо известно. Но это точно не для дозвукового и не пилотажного (на углах
атаки до 50* не летать) самолетика.

Я думал о другом, может быть не совсем ясно написал. Мы имеем провал в распределении подъемной силы на наплыва и части консоли из-за скосов от ГО. Там и так поэтому отрыв затягивается по углам атаки - на консоли уже достигаются Сумакс сечений, а на наплыве из-за скосов это запаздывает. Если бы подобрать или модифицировать профиль специально для наплыва, чтобы увеличить Суо на нем и выправить провал в распределении (это "стоит" примерно dСy=0,10 в общем Су самолета), то на эти самые 0.1 мы увеличили бы и Сумакс самолета и эквивалентно уменьшили взл-пос скорости. Без добавки -mzo (я надеюсь), так как местные фокусы сечений наплыва впереди фокуса самолета. Вот такая идея.

Понятно, что для такой цели (компенсация провала в распределении) никакие предкрылки не годятся. Только кривизна профиля. Но при этом, чтобы он оставался не слишком толстым и не провалить Сумакс в сечениях по наплыву.

Насчет публикации не возражаю, пусть будет. Может быть кто-то что полезное подскажет глядя на цифры. Или попробует пересчитать - уточнить (тоже
полезно).

С уважением, Матящук П.В.

Крыло П6М2 с разными профилями

Так как есть возможность посчитать крыло (но только чистое крыло, без фюзеляжа и законцовок) с отрывом потока и посмотреть , как влияет тип профиля и как развивается отрыв в разных сечениях крыла, то далее приведены такие расчеты для четырех профилей.

При этом форма в плане и крутка оставлены как на модели самолета. Профили одинаковые по всему размаху, т.е. на наплыве они не модифицированы для уменьшения толщины крыла.

Условия расчета также одинаковые: Re=7*106 , «свободная» точка перехода ламинарного погранслоя в турбулентный, без учета толщины вытеснения погранслоя.

В таблице – координаты профилей, в том числе и Epler1230.

Для трех вариантов профилей получились такие характеристики (mz – относительно положения ЦТ как на самолете, Xт = Передн кромка САХ = 3.717м от носа с-та) САХ=1.939м Sкр= 12.737м2

Из расчетов следует, что подбором профилей можно немного увеличить Су макс, не расплачиваясь при этом слишком большим увеличением mz0 . Напимер, профиль П4-15 (ЦАГИ, для административных самолетов был разработан в конце 80- начале 90-х годов) дает такой результат.

На рисунке ниже – рисунок , характеризующий положение точки отрыва потока по размаху крыла. По оси Y – относительная координата по хорде , в долях местной хорды. Задняя кромка крыла тогда во всех сечениях Y = x/b = 1. На рисунке линия отрыва для всех этих профилей на alf=16 (Cymax), только для П4-15 для а=18.

продолжение следует...

Как пример и ориентировочные данные для крыла с закрылком отклоненным, когда происходит перераспределение нагрузки по размаху, о которой я писал в прежнем материале – на рисунке значения Су сечений по размаху при Сумакс (=18) для профиля П4-15. Понятно что, если под влиянием закрылков на соседней части крыла (из-за перераспределения) будут достигаться такие же Су сеч, то это будет означать, что на крыле с отклоненным закрылком будут достигаться Су_макс сечений и общий Сумакс крыла с закрылком. И это будет значительно меньше, чем 18 градусов как для чистого крыла. И чем больше отклонение закрылков, тем меньше будет (Сумакс) с закрылком.

Очевидно, что дальше будут два вопроса:

- как перейти от Сумакс крыла к самолету с ПГО?
- на углах, где Сумакс крыла, что будет с ПГО?

На первый вопрос еще можно ответить, так как в прежних расчетах для этого есть основания. Как прежние расчеты показывают, скос от ПГО «съедает» на крыле примерно столько же, сколько создается подъемная сила на ПГО (если конечно на ПГО не завалится Су на значительно меньших углах). Поэтому можно считать, что на хорошо подобранных ПГО и крыле (когда углы срыва примерно равны) Сумакс самолета будет почти такой как и на чистом крыле (немного меньше – из-за фюзеляжа, но и немного больше из-за наличия законцовок, в итоге – такой же или на 0.02-0.05 меньше, чем у крыла).

Можно и пользу другую извлечь:
- поставить на крыло П4-15. Точно будет не хуже Ep1230.
- еще из расчетов видно, что на части крыла до излома (наплыв) не очень существенно - какой профиль будет (как модифицировать стандартный, чтобы не разбухала толщина крыла).

М.П.В.