Текущее время:

Часовой пояс: UTC + 3 часа




 Страница 1 из 15 [ Сообщений: 439 ]  На страницу 1, 2, 3, 4, 5 ... 15  След.
Автор Сообщение
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Преимущество DSI - система предварительного сжатия воздуха.

У обычного F-16 воздухозаборник комбинированного сжатия. На дозвуковых скоростях воздух сжимается целиком внутри ВУ, а при сверхзвуковых на головном скачке и внутренней системе скачков. Поскольку ВУ неуправляемое, то система скачков близка к оптимальной только в узком диапазоне скоростей М<1.2, дальше потери полного давления резко возрастают и тяга двигателя падает. Поэтому F-16 не может разогнаться быстрее М=1,6.

Добавление поверхности сжатия близкой к изоэнтропической имеет следующие преимущества:

1) Поскольку угол наклона скачка уплотнения определяется числом М, то дополнительное сжатие потока перед головным скачком приводит к увеличению эффективности ВУ, т.к. интенсивность системы скачков не меняется и относительная величина потерь полного давления уменьшается. Это позволяет, подбирая форму поверхности, за счет некоторого снижения эффективности ВУ при умеренных числах М, расширить диапазон скоростей в сторону больших М.
2) Поверхность сжатия имеет форму растекателя, в результате пограничный слой на входе в ВУ становится тоньше. Современные двигатели более устойчивы к неравномерности потока на входе и такой меры становится достаточно.

3) На дозвуковых скоростях работа подобного ВУ близка к идеальному в смысле саморегулирования головному ВУ с конусом.

Таким образом, ВУ заслуживает внимание для самолетов, скорость которых не превышает М=1.5, как раз F-35. На F-16 его отрабатывали, применять не собираются.

Поверхности предварительного сжатия впервые появились, видимо, на МиГе-25. Сейчас используются на F-22, Су-27, МиГ-29 (наплыв крыла), Рафале



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Адаптивное крыло
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Адаптивный профиль - программа изменения крыла в зависимости от условий полета без нарушения ее целостности и глаткости. Второе условие слишком сильное и для сверхзвуковых скоростей не принципиальное. Точки излома профиля крыла допускаются.

На Су-27КУБ обшивка носка гибкая и профиль гладкий, поэтому изменение аэродинамических характеристик происходит гладко; у Су-27, система хоть и следящая, но изменение ступенчатое.

На пятом поколении гибкой должна быть обшивка и флаперонов, тогда крыло будет полностью адаптивным

В идеале на адаптивном крыле профили крыла меняются в зависимости от режима полета, в том числе и по размаху, т.е. меняется аэродинамическая крутка.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Деформация срединной поверхности крыла - это изменение относительной вогнутости профиля по размаху крыла. Измеряется в % от САХ, сколько это в см можете подсчитать. В 70-е годы - это называлось аэродинамической круткой крыла. Новый термин более точный. Вместе с наплывом деформация срединной поверхности позволяет сделать зависимость Cya от угла атаки почти линейной до 30-40 гр, а не до 8, как у плоского крыла. Деформация особенно эффективна на дозвуковых скоростях. Адаптивная деформация срединной поверхности - единственная цаль создания адаптивного крыла. Для этого нужна гибкая обшивка носка крыла. Опытные экземпляры есть, серийных нет.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 5089
Откуда: Здесь красивая местность
графики поляр для F/A-18C/D

Изображение

Изображение

бонус - Cy=f(α) F/A-18E/F с открытыми/закрытыми отверстиями для пропуска воздушного потока в наплывах

Изображение

Cy=f(α) для Хорнетов пока ищется



_________________
Документ ваш ничего не стоит. Самолет вам похитить не удалось. (с) Майор Пронин
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Су-35БМ
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Обычно путают адаптивную систему управления (она у Су-27 не адаптивная, а следящая). Углы меняются по программе в зависимости от условий полета, но не плавно. Гибкая обшивка позволяет менять и крутку крыла и степень деформации срединной линии. Качество от этого резко растёт.

Про Х-53. Там речь идет не об адаптивном крыле, а об улучшении управляемости и маневренности за счет применения более гибкого аэро- упругого крыла. Эффект описан еще в учебнике Егера "Проектирование самолетов", 1982 г. Далее был hiMAT. Преимущества значительные и выражаются в уменьшении площади органов управления.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Программа X-53 Active Aeroelastic Wing (AAW)
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 5089
Откуда: Здесь красивая местность
Изучение "технологического скачка" в области формирования аэродинамического облика боевого самолета

Летные испытания модифицированного самолета F/A-18A, которые планируется провести в 2002 г., имеют своей целью доказать, что закручивание крыла на высоких скоростях может быть поставлено под контроль при использовании даже легкой аэроупругой конструкции, которая будет применима также для повышения маневренных свойств самолета.

Испытания являются одним из компонентов программы активного аэроупругого крыла AAW (Active Aeroelastic Wing), над которой совместно работают отделение Фантом Уоркс фирмы Боинг, научно-исследовательская лаборатория ВВС США (AFRL) на авиабазе Райт-Паттерсон (шт.Огайо) и летно-испытательный центр им. Драйдена (DFRC) Управления НАСА в Калифорнии. Целью программы является демонстрация в диапазоне трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей на натурном самолете поперечного управления самолетом посредством инициируемой аэродинамической крутки крыла.

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение

Руководитель программы AAW от AFRL Э.Пендлтон считает, что все крылья изгибаются и скручиваются на высоких скоростях. В большинстве случаев это может привести к неблагоприятным последствиям. Руководство программы поставило задачу использовать крутку крыла для управления летательным аппаратом. Хотя авиационные конструкторы уже давно стали учитывать гибкость крыльев для распределения силовых нагрузок, они традиционно старались преодолеть крутку крыла и не использовали ее для повышения маневренности самолета.

Новый подход, помимо улучшения маневренности, может обеспечить создание тонких крыльев, имеющих большее удлинение, что может привести к уменьшению аэродинамического лобового сопротивления. Это, в свою очередь, позволит расширить диапазон полезной нагрузки самолета и повысить отдачу по топливу.

В ВВС также полагают, что новый подход может уменьшить потребность ЛА в горизонтальном хвостовом оперении, вплоть до его исключения. В случае успеха программы AAW она, как утверждает ее руководство, может оказать существенное влияние на проектирование военных ЛА будущего, таких, как пилотируемые и беспилотные ударные ЛА большой дальности и существующий пока только в виде концепции ВВС высотный ЛА разведки и наблюдения "Сенсоркрафт" ("ЛА с датчиками"). Э.Пендлтон отмечает, что исследования, проводимые ВВС, показали уменьшение взлетной массы на 7-10% для самолетов типа ударного истребителя F-35 JSF фирмы Локхид Мартин и на величину до 20% для сверхзвуковых самолетов типа истребителя F-22.

Конструкции с гибким крылом, как отмечает руководство программы, могут также успешно применяться для гражданских околозвуковых самолетов и скоростных транспортных ЛА. Э.Пендлтон считает, что чем больше масса или скорость ЛА, тем больший эффект может принести рассматриваемая технология.

В марте 2002 г. партнеры по программе осуществили в DFRC первый публичный показ модифицированного экспериментального самолета F/A-18A. На нем имеются дополнительные приводы, простой отклоняемый носок и используется более тонкая обшивка крыла, допускающие крутку внешних панелей крыла на величину до 5 град. Летчик будет использовать традиционные рулевые поверхности крыла - элероны задней кромки и внешние секции отклоняемых носков крыла - для обеспечения аэродинамической силы, необходимой для крутки крыла.

В середине 2002 г. должна начаться программа летных испытаний экспериментального самолета, состоящая из двух этапов. Первый этап включает 30-35 полетов, запланированных на период продолжительностью от 3 до 6 мес., с целью измерения сил, имеющихся в наличии для каждой поверхности крыла и предназначенных для крутки крыла и управления самолетом. Данные, полученные на первом этапе, будут использованы для создания более точных машинных моделей. Второй этап, включающий такое же количество полетов, состоится в середине 2003 г. и будет заключаться в оценке управляемости самолета и других характеристик.

Руководство программы надеется получить характеристики движения крена на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях, близких к значениям серийных самолетов F/A-18, без отклонения цельноповоротных стабилизаторов и с меньшими перемещениями поверхностей управления.

Выполнение программы AAW осуществляется на основе работ, проводившихся промышленностью, НАСА и ВВС, включая большой объем работ по испытаниям в аэродинамической трубе моделей и рассмотрение концепций.

Для НАСА эта программа является одной из многих, направленных на радикальное изменение конструкций самолетов. Руководитель программы AAW от НАСА Д.Бессет сообщил, что ведется поиск крупных технологических достижений ("технологических скачков"), и программа рассматривается как первый шаг в этом направлении. НАСА участвует также в исследованиях по протеканию электричества через различные металлы, эффект которого позволяет изменить и оптимизировать конфигурацию крыла для полетов на различных скоростях. Это, по утверждению Д.Бессетта, станет следующим "технологическим скачком".

Jane's Defence Weekly, 10/IV 2002, p.30.

еще http://www.drydencenter.ru/?p=7



_________________
Документ ваш ничего не стоит. Самолет вам похитить не удалось. (с) Майор Пронин
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Boeing X-53 Active Aeroelastic Wing (AAW)
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Впервые это было исследовано на HiMAT. См. "На пути к 5 и 6 поколению", рис. 15.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
У КОС при сверхзвуковой скорости значительно сильнее смещение фокуса, чем у обычного крыла, это совместно с изгибом крыла приводит к тому, что самолет нерационально балансировать только с помощью ПГО. Как Вы правильно отметили сопротивление оказывается слишком большим, поэтому дополнительно используют элевоны или хвостовые щитки. Это и приводит к росту балансировочного сопротивления. Из двух зол выбирают меньшее.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Масштабирование в аэродинамике ведется по критериям подобия. Числа Маха, Рейнольдса, Прандтля и т.д. Большинство исследований проводится в безразмерном виде, поэтому в рамках модели идеального газа - да, можно масштабировать сколько угодно. Как только появляются какие-то реальные свойства газа, появляются и другие масштабы длин, которые приходится учитывать, минимальный размер вихря, типичная толщина пограничного слоя, характерная длина смешения. Именно поэтому некоторые параметры измеряются в % от САХ (средней аэродинамической хорды крыла)



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 5089
Откуда: Здесь красивая местность
Реинкарнация бипланов

August, H. and Grove, J., “Test Results of Survivable Weapon/Aircraft Integration”,
1992 HAVE FORUM Low Observable Symposium; Secret, October 1994.

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение

Изображение



_________________
Документ ваш ничего не стоит. Самолет вам похитить не удалось. (с) Майор Пронин
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 5089
Откуда: Здесь красивая местность
Локхид проводил глубокие исследования по программам истребителей-бесхвосток FATE и ICE в 90-х, под эту программу до сих пор зарезервирован индекс экспериментального аппарата Х-44:

Изображение
Изображение
Изображение

Cейчас дуют локхидовские сверхзвуковые бесхвостые бомберы, а Нортроп и AFRL работают по программе STAV - сверхзвуковая бесхвостка с управлением ламинарным слоем и отсутствием традиционных поверхностей управления для снижения сопротивления на сверхзвуке:
Изображение
Изображение



_________________
Документ ваш ничего не стоит. Самолет вам похитить не удалось. (с) Майор Пронин
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: ПАК ФА
СообщениеДобавлено:  
Это что-то в этом роде?
http://ru-patent.info/21/70-74/2171211.html

http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/6696.html


  
 
 Заголовок сообщения: Re: ПАК ФА
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Нет, это из другой оперы. Использовать сопло Лаваля в качестве ВУ - давнишняя идея. В моей статье, написанной под руководством проф. Ускова В.Н. в сборнике ЛГУ "Газодинамика и теплообмен", 86 г., была представлена псевдоодномерная теория запуска сопла Лаваля с учетом скачков уплотнения. Из этой теории следует, что управляя расходом газа перед критическим сечением и за ним можно добиться течения без ударной волны. Но это в теории. Подробные эксперименты по запуску сопла Лаваля на малых числах Маха (87-89 г) показали, что безударного запуска такого ВУ не получить. Потом это было подтверждено теоретически. Итак, беда в том, что на каждом режиме можно перепуском газа добиться безударного течения в ВУ, НО К ТАКОМУ РЕЖИМУ НЕ ВЫЙТИ, Т.Е. ВУ НЕ ЗАПУСТИТЬ И ОНО РЕАЛЬНО РАБОТАЕТ С ВЫБИТОЙ ПРЯМОЙ УДАРНОЙ ВОЛНОЙ.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
О выдвижном ПГО.

Оно применяется на самолетах схемы бесхвостка для улучшения взлетно-посадочных характеристик. Выдвигая такое ПГО на малых скоростях у земли, мы смещаем фокус вперед, это позволяет немного отклонить элевоны вниз и увеличить подъемную силу. Поскольку такое ПГО используется только на одном режиме, то его делают высоконагруженным, например, двух- или трехщелевым и выдвигают сразу на угол атаки близкий к критическому. Понятно, что срыв потока в таких условиях очень опасен. Отрицательная стреловидность вызывает перетекание от концов к корню крыла, что исключает срыв потока.

О встроенном ПГО.

Такое ПГО с точки зрения балансировки подобно близко расположенному ПГО (биплан-тандем). Идея была в том, чтобы разместить его точно (а не близко) в фокусе от скоса потока основного крыла. Совмещение с крылом сулило и выигрыш в лобовом сопротивлении (кромка - то передняя одна). Но продувки показали, что взаимодествие вихревых систем при обычной схеме "БИПЛАН-ТАНДЕМ" дает существенный выигрыш при маневрировании. Применение же на неманевренных самолетах не имело смысла, т.к. обычная бесхвостка все-равно лучше



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Испытания проектов адаптивного крыла в ЦАГИ
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 53
Специалисты ЦАГИ представили европейским партнерам итоги первого года работы по проекту SADE.

МОСКВА, 4 июня. (АРМС-ТАСС). Специалисты ЦАГИ представили европейским партнерам итоги первого года работы по проекту SADE. Как сообщает пресс-служба института, первая отчетная встреча участников проекта создания "Устройств с искусственным интеллектом, обеспечивающих увеличение подъемной силы крыла перспективного ЛА" (Smart High Lift Devices for Next Generation Wings, SADE) прошла в конце мая в Нидерландах (г.Делфт).

ЦАГИ является ответственным за один из важнейших этапов проекта - создание отсека крыла и его испытания в аэродинамической трубе Т-101, запланированные на 2012 г. Специалисты института принимают участие в комплексе теоретических и экспериментальных исследований по обоснованию выбора концепции адаптивного носка крыла и закрылка. Один из вариантов адаптивных кромок крыла основан на предложенных ЦАГИ селективно- деформируемых конструкциях, получивших за рубежом название SDS - конструкций и отмеченных золотой медалью Всемирного салона изобретений в Брюсселе.

Проект SADE является составной частью 7-й Европейской рамочной программы. Помимо России, которую представляет ЦАГИ, в его реализации принимают участие 13 научных центров из стран Евросоюза: DLR, "Эрбас дойчланд", "ЕАДС дойчланд", RWTH (Германия), CIRA, PAI (Италия), ARA, CU (Великобритания), FOI (Швеция), SMR (Швейцария), TUD (Нидерланды), VZLU (Чехия). Международная команда ученых исследует возможности повышения подъемной силы крыла и снижения шума перспективного самолета на взлетно-посадочных режимах полета, а также совершенствования аэродинамических характеристик на крейсерских режимах.

http://www.arms-tass.su/?page=article&aid=71442&cid=25


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Испытания проектов адаптивного крыла в ЦАГИ
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 144
Угу, и применят потом на каком-нибудь эрбасе, а потом будут его продавать в Россию.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Сочлененное крыло - преимуществ масса.
Заднее крыло является КОС, но оно не подвержено аэродинамической дивергенции, т.к. замкнуто на переднее крыло. Со всеми вытекающими последствиями. Кроме того, такая схема объединяет преимущества нормальной и утки. Если все сделать правильно, то получается очень высокое аэродинамическое качество. Это является следствием формально очень большого удлинения крыла.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 5089
Откуда: Здесь красивая местность
pavel писал(а):
Если все сделать правильно, то получается очень высокое аэродинамическое качество. .


...а еще в таком самолете очень удобно размещать элементы конструкции всеракурсной ФАР...

Изображение
Изображение



_________________
Документ ваш ничего не стоит. Самолет вам похитить не удалось. (с) Майор Пронин
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Шлирен-фотографии - это использование специального теневого прибора. Стоят две длинные трубы, внутри зеркала. Источник света, искровой (если нужен мгновенный снимок) или обычная лампа, рядом фотоаппарат. Луч света многократно переотражается от зеркал с небольшим смещением, пока не вылетает из трубы и не попадает в объектив фотоаппарата. Там, где имеются области высокой плотности, образуется тень (см. рис.).

Аналогичного эффекта можно добиться обработкой натурной цифровой фотографии (что мы и имеем на снимке). Специальный программный фильтр преобразует изображение таким образом, что яркость изображения в каждой точке заменяется комбинацией первой и второй производной от яркости по пространственной координате. Такие фильтры, но более простые, имеются в банальном фотошопе



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Про конусы на фото.
На снимке F-22 (внизу). Обратите внимание, что скачков несколько. В теории ударно-волновых процессов известны характерные числа Маха Ms и так называемая интенсивность скачка Js. При M<Ms течение за скачком всегда дозвуковое. Js - такая интенсивность скачка (она зависит от М набегающего на скачок потока), что течение за скачком звуковое. Таким образом, если M<Ms или J>Js(M), то течение на данной линии тока за скачком дозвуковое, в противном случае оно сверхзвуковое. Удаляясь от поверхности ЛА скачок постепенно ослабевает, пока его интенсивность не приближается к 1, но это не означает, что поток в этой точке становится снова невозмущенным. Скачок вырождается в слабый разрыв или, как еще его называют, разрывнуюю характеристику, на которой основные газодинамические переменные (давление, скорость, угол наклона потока) не терпят разыв, а вот их производные (градиент давления и скорости, кривизна линий тока) изменяются скачком. Из любой точки сверхзвукового потока исходят характеристики двух семейств, угол наклона которых равен +/- угол Маха, соответственно в точке вырождения скачка в сторону корпуса самолета исходит разрывная характеристика. Отражаясь от фюзеляжа и крыльев, характеристики снова распространяются в окружающее пространство и пересекаются со скачками ниже по потоку. Поскольку вторая производная по давлению на слабых разывах в данном случае положительная, то в точке пересечения со скачком слабый разрыв увеличивает кривизну скачка. Именно поэтому мы видим ударной волну, седяющую на крыльях, прогнутой навстречу потоку, а не наоборот, как могло бы показаться из житейских соображений. Очень грубо, но в качестве первого приближения, можно считать, что интенсивность ударной волны зависит от угла излома образующей поверхности ЛА, а также от его площади поперечного сечения в данной точке. Поэтому мы почти не видим ударной волны, сидящей на носу самолета, зато хорошо заметная волна, сидящая на крыльях. При небольших скоростях полета (М<=1,2-1,3) интенсивность скачка уплотнения при типичных температурах и влажности воздуха на поверхности земли достаточна для известного из термодинамики "скачка конденсации" (водяной пар в воздухе при сжатии на скачке уплотнения проходит через точку росы). Капельки воды мы видим на фото.
Вложение:
f22.jpg


В Российской (Советской) научной литературе это принято называть эффектом Прандтля-Глауэрта. Кстати, в википедии эффект описан некорректно.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Бафтинг - это вынужденные (с точки зрения теории колебаний) колебания конструкции ЛА, возникающие в результате срыва потока с поверхности крыла на критических углах атаки.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 279
На С-22И(прототяпе Су-17) замена стреловидного крыла на КИС потянула на 400кг.А вот насколько крыло 23-го тяжелее неподвижного той же площади -нигде не встречал


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 8077
Откуда: Нижний Новгород
JazzTime писал(а):
…Если бы ВЗ непосредственно прилегал к обшивке фюзеляжа, то при скорости полета М=2,5 тяга СУ уменьшилась бы на ~ 45%, а удельный расход топлива увеличился бы на ~ 15%...


А вот тут ребята предлагают:

«Для обеспечения снижения радиолокационной заметности, щель для слива пограничного слоя между фюзеляжем и воздухозаборником может быть закрыта подвижной управляемой створкой. Управление створкой по скорости и соответственной ей толщине пограничного слоя, исключает потерю ГДУ двигателями. Возможность применения данной створки необходимо оценить по результатам предварительных исследований»

http://paralay.com/pakfamig.html



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 8077
Откуда: Нижний Новгород
JazzTime писал(а):
На фото технические решения на YF-22 по организации слива ПС в канале ВЗ (через перфорацию в стенке)


Суть этой перфорации, как я понимаю, в регулировании положения прямого скачка, за ней целое устройство спрятано. В диапазоне скоростей М=1.5 - 2.0 он тут и бегает.

http://paralay.com/f22/f229.jpg



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопрос к специалистам
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 8077
Откуда: Нижний Новгород
Вложение:
wint1.gif



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопрос к специалистам
СообщениеДобавлено:  
Администратор
Аватара пользователя

Сообщений: 8077
Откуда: Нижний Новгород
КПД винта самолета По-2, на который до сих пор ориентируются, равен 0.7, что соответствует 3 кгс/л.с. Таким образом эти цифры связывает коэффициент 0.233 ( 3 кгс/л.с. х 0.233 = 0.7).
Винт современного легкого самолета выдает только 2 кг/л.с., т.е. 2 х 0.233 = 0.46 – КПД винта.
Коэффициент этот чисто умозрительный поскольку для некоторых вертолетов удельная тяга достигает 6 кгс/л.с., что будет соответствовать 6 х 0.233 = 1.34 т.е. КПД=134%, а это нонсенс.



_________________
"Ничто так не обманчиво, как слишком очевидные факты" Артур Конан Дойл
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
JazzTime писал(а):
Самолеты схем «утка» и «триплан»...

Улучшение аэродинамических характеристик самолета может быть достигнуто при применении схемы «утка». Использование ПГО:
- уменьшает потери аэродинамического качества на балансировку, так как при этом подъемная сила при отклонении оперения направлена вверх;
- обеспечивает положительную интерференцию вихрей крыла и оперения (рисунок), увеличивает подъемную силу самолета и его аэродинамическое качество;
- уменьшает запас продольной статической устойчивости, и, следовательно, потери на балансировку;
- обеспечивает меньшее смещение фокуса самолета назад при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым (реализует эффект наплыва);
- облегчает продольную балансировку самолета при выдуве струй в кормовых частях крыла или при повороте вектора тяги;

Это цитата из книги Егера отражает представления конца 70-х и касается сравнения со статически устойчивым ЛА нормальной схемы без наплывов. Современная интегральная нормальная схема позволяет решить те же задачи. Кроме того, напоминаю, что в современной авиации схема "утка" вообще не применяется. Есть бесхвостка с дополнительным ПГО (Рафаль, Кфир, Тайфун" ) и биплан-тандем или утка с близко расположенным ПГО, например, Вигген.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
демонстрация технолгий
Вложение:
2.jpg

Вложение:
1.jpg

Вложение:
.jpg

автор модели Михаил Яковчук



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Вопросы и ответы
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 2283
Про ПГО.

Когда делали Су-27К, ПГО применялось для смещения вперед фокуса самолета. Морда у него потяжелела. То, что получилось увеличение К, это случайность. Положительный эффект образовался за счет увеличения энергии ПС над крылом. Вихрь от ПГО оказался существенно мощнее, чем от наплыва и его геометрия получилась подходящей на всех режимах. Затем эффект обыграли, сначала на Су-27ИБ. Там еще "ножи" на наплыве добавили. А на Су-33КУБ изменили форму наплыва и стреловидность ПГО. Все-равно, никаким интегральным трипланом, как F-15 с ПГО, эти машины не стали. Нормальная схема с доп. ПГО.

Про Гриппен, Тайфун и иже с ними, подробно рассказано в статье. Эти самолеты разрабатывались с учетом взаимодействия вихревых систем, поэтому у них нет наплыва. Рафаль - отдельная история.



_________________
Это нам удается
Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
 Заголовок сообщения: Re: Аэродинамика
СообщениеДобавлено:  
Аватара пользователя

Сообщений: 6546
Экранный эффект заключается в уменьшении индуктивного сопротивления несущей поверхности вблизи экрана. Он не увеличивает подъемную силу.


Не в сети
 Профиль Отправить личное сообщение  
 
Показать сообщения за:  Поле сортировки  
 Страница 1 из 15 [ Сообщений: 439 ]  На страницу 1, 2, 3, 4, 5 ... 15  След.

Часовой пояс: UTC + 3 часа



Кто сейчас на конференции

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 1


Вы не можете начинать темы
Вы не можете отвечать на сообщения
Вы не можете редактировать свои сообщения
Вы не можете удалять свои сообщения
Вы не можете добавлять вложения

Найти:
Перейти:  
phpBB skin developed by: John Olson
Powered by phpBB © 2000, 2002, 2005, 2007 phpBB Group

Вы можете создать форум бесплатно PHPBB3 на Getbb.Ru, Также возможно сделать готовый форум PHPBB2 на Mybb2.ru
Русская поддержка phpBB