st_Paulus
Ясно. Значит, этакая посадочная механизация.

Первые МиГ-23 cваливались на бок на больших углах атаки. бала проблемка. Пока ему пару клыков не "пределаи" на МиГ-23 МЛД. Короче, с хожие с американцами проблемы были и у нас.

Это что за оптический обман?

>Это что за оптический обман?
Заметил, ускорение и замедление ролика.

Я имел в виду угол атаки. Almost perpendicular.
Разве гражданские самолеты проектируются с такими возможностями?

Если в паксовоз залить топлива на 20 минут полета и не сажать пассажиров - он будет весить половину от максимального взлётного веса. И соответственно, начинает непринужденно выходить на перегрузку 2 и взлетать почти свечкой. Что мы и видим, скорее всего.

это
а) хорошо подобранный ракурс
б) все прелести (искажения) супертелеобъектива
в) как Михаил уже сказал, шоу, пустой самолёт...

Как производится балансировка в продольном направлении крыла параплана? Только за счёт веса пассажира и связанной с этим силы?

ну там кабэ есчо клеванты есть, стропы управления, ими можно крутить вертеть как хош... а вес пассажира практически только точку цт задаёт...

- Только.

Wit
Я имел ввиду, балансировочная схема у него бесхвостки ли али нет

spitfire
Ясно, спасибо!

Решетка на воздухозаборнике, это радар блокер?

да

Почему у Виггена странная стреловидность у крыла по передней кромке?



У участка крыла, "прикрытого" ПГО, можно было её увеличить, но её наоборот уменьшили.

Вот такую картинку нашел:

Не совсем то, что хотел найти, но пойдёт.

Мы видим над основным крылом вихрь с переднего крыла, стрелочкой указано направление его вращения. Скорости этого вихря складываются со скоростью набегающего потока (векторно, естественно), при этом у корня основного крыла это сложение приводит к понижению местного угла атаки (вихрь поддувает сверху), а у законцовки крыла - к увеличению местного угла атаки (вихрь поддувает снизу).

Это приводит к тому, что на больших углах атаки срыв с вероятностью 146% будет возникать на одной из законцовок крыла.

Срыв на законцовке - это очень плохой вариант срыва, т.к. плечо его возникновения велико, на этом плече резко теряется Cy и резко возрастает Cx что как правило сразу приводит к штопору. Поэтому крыло стараются проектировать так, чтобы срыв сначала возникал в корне крыла (см. крутка), что снижает значимость негативных эффектов само-по-себе и позволяет их парировать ещё работающими вне срыва элеронами на законцовках крыла.

Видимо, на "Виггене" излом передней кромки и зуб на законцовке призваны как-то нивелировать описанный выше эффект от переднего крыла. Можно предположить, что вихрь с зуба препятствует срыву в зоне элерона и позволяет самолёту сохранять управление дольше. Излом возможно является результатом простой параметрической оптимизации пары крыльев (продули 60 рандомных вариантов, выбрали наилучший).

Во, добрые люди правильной картинкой поделились:


Вид спереди на "Вигген".

Точка со стрелочкой - вихрь от переднего крыла над основным крылом. Эпюра показывает вертикальные составляющие скорости на основном крыле, этим вихрем индуцируемые. В корне угол атаки падает, на законцовке растёт.

Ну да. Скос потока от передней плоскости плюс (как сейчас Вы объяснили) воздействие вихря уменьшают эффективный угол атаки и защищают часть размаха крыла от срыва. Это, например, позволяет увеличить стреловидность "прикрытой" области. Но разработчики Виггена её уменьшили, а увеличили в той области крыла, которая как раз сильнее подвержена срыву. Это странно. Думал, что есть какое-то красивое объяснение, вроде какой-нибудь аэродинамической интерференции

Ненене. Не путайте причину и следствие. =)

Переднее крыло возникло из желания использовать преимущества схемы "утка". Но это-же самое переднее крыло обладает неотъемлемым свойством индуцировать поле скоростей на основное крыло. Зуб на законцовке - скорее всего следствие борьбы с этим явлением. При этом влияние переднего крыла на корень основного в данном случае скорее минус, чем плюс - мЕньший угол атаки приводит к его "недогрузу".

И форма в плане для пары крыльев с данным конкретным явлением скорее всего никак не связана, была получена на начальных итерациях проекта при оптимизации компоновки в целом.

Любое увеличение стреловидности части крыла ведёт к уменьшению подъёмной силы на нём. Поскольку концевые перетекания с переднего крыла уменьшают угол атаки как раз в этой части основного крыла, то никакого смысла увеличивать там стреловидность (следовательно: терять часть подъёмной силы) нет.

Гость, Mikhael
Ясно, значит, улучшали ВПХ. Спасибо.

- Пожалуйста.
Кстати: зубцы с запилами на стреловидном крыле, где обязательно есть тангенциальная составляющая потока (вдоль крыла), которая вызывает набухание пограничного слоя и преждевременный срыв потока, являсь турбулизаторами потока в этих местах, эту тангенциальную составляющую пресекают и срыв на элеронах на больших углах атаки дополнительно затягивается.
http://images7.alphacoders.com/412/412491.jpg
Запилы на крыле были, например, и на F-4, и на Як-28, хотя там и отсутствовало ПГО:
http://www.holloman.af.mil/shared/media ... 22-122.jpg
http://images7.alphacoders.com/385/385884.jpg

Есть ли у кого-то данные о статусе работ по двигателю РД-2500. В 2013 году Союз вроде выполнял какие-то работы по этой теме и с тех пор тихо. У нас вообще есть что-то в этой нише, т.е. 1700-4000кгс?

Кто-нибудь может быстро подсказать,где в последний раз дядя Миша выкладывал свою знаменитую таблицу по ЭПР(ну,там где 2 модельки? )

- Да она же есть на этом формуме, "наливай, да пей"...

У кого-нибудь есть масштабные коэффициенты? Конкретно нужно скорость модели самолёта перевести в скорость реального образца?

просто так это невозможно.

Да ладно усложнять! Они существуют, я сам видел, вот только не помню где

Встречал я подобное обсуждение, но народ всё же склонялся к мнению Well ...

Так что табличку ты какуюнить найдёшь, но вот даст ли она тебе объективные данные уже вопрос.

- Есть так называемые "критерии подобия", - нужно привести скорость модели и скорость самолёта к одному и тому же числу Рейнольдса.