Ламинарный профиль Мустанга-NACA 45-100.

Точка перехода на "ламинарном" крыле 2МВ в условиях реальной эксплуатации располагалась на передней кромке из-за шероховатости поверхности и весь пограничный слой был турбулентным. Поэтому выигрыша в Сх0 не было никакого. Плюс у такого профиля только один - волновой кризис позже начинается и Мкр выше. Но это случайно так получилось.

Этой фразы я вообще не понял: "Л. профиль создавался для достижения высоких скоростей и дальностей полета вследствии меньшего значения индуктивного сопротивления". Особенно после вот этого: "Су крейсерского полета на крыле с ламинарным профилем как правило выше, чем у пилотажного крыла вследствии меньшей удельной нагрузки на пилотажное крыло для реализации большого значения Ny, по этому Су кр ламинарного крыла ~0, 3 - 0, 4, а у пилотажного крыла ~ 0, 15-0, 2." Поскольку Сх индуктивный пропорционален Су^2, то при Су кр в два раза большем, Сх инд больше в 4 раза.

X15:

Ламинарный профиль Мустанга-NACA 45-100.

Точка перехода на "ламинарном" крыле 2МВ в условиях реальной эксплуатации располагалась на передней кромке из-за шероховатости поверхности и весь пограничный слой был турбулентным. Поэтому выигрыша в Сх0 не было никакого. Плюс у такого профиля только один - волновой кризис позже начинается и Мкр выше. Но это случайно так получилось


не совсем так, в те времена уже в этом вопросе неплохо разбирались, поэтому и стали мутить с ламинарными профилями, а не с бухты барахты их лепить.
это про Мустанг конечно, не про И-16,


http://www.aerofiles.com/airfo ...

Этой фразы я вообще не понял: "Л. профиль создавался для достижения высоких скоростей и дальностей полета вследствии меньшего значения индуктивного сопротивления". Особенно после вот этого: "Су крейсерского полета на крыле с ламинарным профилем как правило выше, чем у пилотажного крыла вследствии меньшей удельной нагрузки на пилотажное крыло для реализации большого значения Ny, по этому Су кр ламинарного крыла ~0, 3 - 0, 4, а у пилотажного крыла ~ 0, 15-0, 2." Поскольку Сх индуктивный пропорционален Су^2, то при Су кр в два раза большем, Сх инд больше в 4 раза.

///////////

фраза была скопирована с какого-то источника, который пишет в общем о крыльях, а не конкретно о истрибителях ВМВ, если взять в цифрах длja смолета с ламинарным профилем Р-51 Мустанг и "классика" Bf-109G, то получится
..........Skr/ud...Vkr...Cykr....
P-51D.....220........450.....0, 23.
Bf-109G.195.........400.....0, 26

скорости крейрские брал приборные 0, 8 макс, цифры вполне сопоставимы.

////////
Су кр ламинарного крыла ~0, 3 - 0, 4, а у пилотажного крыла ~ 0, 15-0, 2." Поскольку Сх индуктивный пропорционален Су^2, то при Су кр в два раза большем, Сх инд больше в 4 раза


это конечно не так, скорость Мустанга выше за счет меньшего Сх0 ( при нулевом Су)
Сх=Сх0+Схин+Схтр+Схволн

Не знаю, насколько значительную роль в увеличении дальности полёта на "Мустанге" играли ламинарный профиль крыла, а вот то, что у него был офигенный запас топлива во внутренних баках - несомненно.
По сравнению с Р-51А в следующую модификацию Р-51В впихнули позади кабины пилота топливный бак ёмкостью 85 американских галлонов. А это, как не крути, 321 литр!
Столько было у Bf109 в подвесном баке.

не совсем так, в те времена уже в этом вопросе неплохо разбирались, поэтому и стали мутить с ламинарными профилями, а не с бухты барахты их лепить.
+++++++++++

В каком вопросе-то? Перехода к турбулентности в пограничном слое? С этим и сейчас далеко не все ясно. Мутить в 30-х стали потому, что выяснилось: если создать на профиле длинную зону с понижением давления - переход затянется. Причем строго научное обоснование этому факту дали только в 40-х годах. А в 30-х спроектировали профили с соответствующим распределением давления и в трубах и на полированных самолетах они действительно показали нужный эффект. Только он полностью терялся при серийном производстве и в эксплуатации. Это тоже быстро выяснили. Вот и все.

Только он полностью терялся при серийном производстве и в эксплуатации. Это тоже быстро выяснили. Вот и все.
/////////

т.е. никакого преимущества в уменьшение Сх от применния ламинарного профиля по сравнению со Спитфайром и 109 на практике Мустанг не имел?
и от ламинарного профиля на нем отказались, вы в этом пытаетесь меня убедить?

т.е. никакого преимущества в уменьшение Сх от применния ламинарного профиля по сравнению со Спитфайром и 109 на практике Мустанг не имел?

До наступления волнового кризиса - не имел. Но у его крыла выше Мкр. Это достоинство.

++++++++

и от ламинарного профиля на нем отказались, вы в этом пытаетесь меня убедить?

Самолет в производстве, идет война... я не понимаю вопроса. На Пе-2 когда появилась возможность - отказались.

Сафокл:

Им нужна была дальность, что и было достигнуто. При тех удельных мощностях и приёмистости, критичности альфы, они не боялись, мне кажется.

Вау! Критичность альфы! Шедеврально! Чувствуется хватка гения - с аэродинамикой запанибрата! :)))

Профиль крыла МиГ-3
СLARK YH
в корневом сечении -14%
http://images.rcuniverse.com/f ...

в концевом сечении -10%

Ант! Дружок, Дружок!



с аэродинамикой запанибрата! :)))

Дружок! Тебе, как старинному Дружку- па-сикрету: У меня один диплом, аж красный! Так что... ни тока с аэродинамикой дружооон был по молодости...

Сафокл:

Дружок! Тебе, как старинному Дружку- па-сикрету: У меня один диплом, аж красный! Так что... ни тока с аэродинамикой дружооон был по молодости...

А собачки, вас воспитавшие, диплом красный не выписывали? :)))
Как же вы хвастануться-то любите! :)))
А язык родной - великий и могучий, по-тинэйджерски корявите для того, чтобы безграмотность свою краснодипломную прикрыть? :)))

X-21
На Пе-2 когда появилась возможность - отказалис
///////
Теперь понятно, это от вас идет заблуждение относительно ламинарного профиля и поверхности крыла,
На самолете Пе-2 профиль BS, BBSбыл не ламинарным, по сему и отказыватся было не от чего.
На самолете мустанг ламинарноый профиль давал преимущество меньшим сопротивлением. И никто от него не отказывался более того такой же профиль получил и F-80,

То Ант

Вы как-то интересовались вторым режимом и эксплуатационными скоростями Ту-134, я вам подробно разьяснил на ветке http://www.forumavia.ru/m/t/187157/

2 neustaf:

Я читал, спасибо.

Ант:

2 neustaf:

Я читал, спасибо
////////

нема за шо.

Сафокл:
Су крейсерского полета на крыле с ламинарным профилем как правило выше, чем у пилотажного крыла вследствии меньшей удельной нагрузки на пилотажное крыло для реализации большого значения Ny, по этому Су кр ламинарного крыла ~0, 3 - 0, 4, а у пилотажного крыла ~ 0, 15-0, 2.
*********
вы когда чужие посты копируете, указывайте авторов, а то ведь можно подумать, что сами писали.


http://www.su_kh_oi.ru/fo_ru_m ...
Soul 25.03.2004, 15:35
Ув. пилоты! Ламинарный профиль - это профиль у которого точка перехода (Хтп) погранслоя из ламинарного в турбулентный отодвинута на 0, 3 - 0, 5 хорды профиля. Лаимнарный профиль создавался для достижения высоких скоростей и дальностей полета вследствии меньшего значения индуктивного сопротивления (сопротивления, возникающего при угле атаки, при котором возникает подъемная сила (без учета Схо)). Ламинарный профиль стабильно несет до углов атаки 12-15 градусов, срывные явления не являются критичными и протекают без резких клевков. В целом, срывные характеристики сильно зависят от конструкции самого крыла и механизации. Максимальный Су крыла с ламинарым профилем меньше, чем Су "толстого" крыла на 10-15%. Маневренные характеристики самолета в основном зависят от удельной нагрузки на крыло, а не от максимального Су. Во время совершения маневра с большой перегрузкой значение Су достигает значения порядка 0, 7 Су макс. Вывести самолет на критические угды атаки во время полета с максимальной перегрузкой очень тяжело и, как правило, это носит конструктивное ограничение в виде усилия на ручке управления. Су крейсерского полета на крыле с ламинарным профилем как правило выше, чем у пилотажного крыла вследствии меньшей удельной нагрузки на пилотажное крыло для реализации большого значения Ny, по этому Су кр ламинарного крыла ~0, 3 - 0, 4, а у пилотажного крыла ~ 0, 15-0, 2.


данные по нагрузке на крыло и Су крейсерского для ламинарного Мустанга и классика 109 я привел, с Soul возможно бы и побеседовал о его цифрах, а с вас то, Сафокл: , плагиатора чего взять?

Ме-109
Профиль и характеристики
http://ricaro.nm.ru/profiles/N ...

neustaf:

retro_80-th: Технологические возможности СССР не позволяли делать крыло с ламинарным профилем. Простите за наивность - а что за неподъёмные, для СССР, принципы лежат в ламинарном профиле? На Ваш взгляд. //////////
Так именно ето меня и удивило, потому и спросил про поверхность


Ну, например:
"Главной отличительной чертой «Мустанга» в плане аэродинамики было ламинарное крыло, впервые в мировой практике авиастроения установленное на боевом самолете. Об этой «изюминке» самолета, родившейся в лаборатории американского научно-исследовательского центра NASA накануне войны, следует сказать особо. Дело в том, что мнение специалистов по поводу целесообразности применения ламинарного крыла на истребителях того периода неоднозначно. Если перед войной на ламинарные крылья возлагали большие надежды, поскольку при определенных условиях они обладали меньшим аэродинамическим сопротивлением по сравнению с обычными, то опыт работы с «Мустангом» поубавил первоначальный оптимизм. Оказалось, что при реальной эксплуатации такое крыло недостаточно эффективно. Причина заключалась в том, что для реализации ламинарного течения на части такого крыла требовалась весьма тщательная отделка поверхности и высокая точность в выдерживании профилировки. Из-за шероховатости, возникавшей при нанесении защитной окраски на самолет, и даже небольшой неточности в профилировке, неизбежно появлявшейся в серийном производстве (небольшая волнообразность тонкой металлической обшивки), эффект ламинаризации на крыле Р-51 сильно снижался."
http://www.e-reading-lib.org/b ...
Везде, где доводилось читать про ламинарный профиль, обязательно отмечалось, что поверхность крыла с таким профилем должна быть тщательно отделана. И очень желательно - отполирована. В противном случае эффект от ламинаризации будет стремиться к нулю. В этой связи хочу напомнить, что при передаче И-301 в серию отказались от "рояля" на крыле и фюзеляже.

P.S. Кстати: а каков реальный выигрыш в деле снижения аэродинамического сопр. крыла от применения ламинарного профиля? Мне где-то попадалась цифра в 10%.

И далее у Косминкова:
"Посвоим несущим свойствам ламинарные профили уступали обычным, что вызывало трудности в обеспечении хороших маневренных и взлетно-посадочных свойств.

Кроме пониженного сопротивления ламинарные профили имели лучшие скоростные качества - при равной относительной толщине эффекты сжимаемости воздуха (волновой кризис) проявлялись у них при больших скоростях, чем на профилях обычного типа. С этим уже тогда приходилось считаться. В пикировании, особенно на больших высотах, где скорость звука существенно меньше, чем у земли, самолеты стали достигать скоростей, при которых уже проявлялись особенности, связанные с приближением к скорости звука. Повысить так называемую критическую скорость можно было, либо применяя более скоростные профили, каковыми оказались ламинарные, либо уменьшая относительную толщину профиля, мирясь при этом с неизбежным увеличением веса конструкции и сокращением объемов крыла, часто используемых (в том числе и на P-51D) для размещения бензобаков и оружия. Интересно, что благодаря намного меньшей относительной толщине профилей, волновой кризис на крыле «Спитфайра» возникал на большей скорости, чем на крыле «Мустанга».

Если воздушные бои велись на относительно небольших высотах, кризисные явления сжимаемости воздуха почти не проявлялись, поэтому необходимость в специальном скоростном крыле остро не ощущалась."

То есть, на И-17, Як-1 и ЛаГГ-3 ламинарный профиль крыла был вобщем-то и не нужен.

А о истории появления профилей крыла B и BS на Пе-2 есть очень хороший рассказ у Галлая:
http://www.testpilot.ru/review ...
Тут правда, надо вспомнить, что изначально "сотка" была высотным истребителем. На котором такой профиль был вполне уместен.

retro_80-th:
есть очень хороший рассказ у Галлая:
http://www.testpilot.ru/review ...


Кто ж его не читал?!
Иллюстрация в отношении к технике, нормального практика. Первое и главное - управляемость. В т.ч. на наиглавнейшем для живого человеке режиме - взлётно посадочном.

И это нормальные ножницы между конструктором и эксплуатантом. От КБ требуют увеличения боевых характеристик. Часто это исполнимо только в ущерб ВПХ и удобству обслуживания. Или технологичности.


Тут правда, надо вспомнить, что изначально "сотка" была высотным истребителем. На котором такой профиль был вполне уместен

Да.

Только уточню - крыло Пе-2 с круткой. состоит из профилей В и BS. Буква S обозначала верхнюю часть профиля, как сочетание выгнуто-вонутого. Нижняя поверхность профиля - выпуклая. Носок острый, центр приподнят к уровню средней линии. В общем профиль Пе, был предельно изощрённым на время появления.

X15:

На ламинарном профиле легче свалиться. Меньше альфа крит.

Ошибся, характеристики профиля довольно приличные
http://digital.library.unt.edu ...


Да нет, всё верно. В отношении Мустанга об этом и Мартин Хольман писал:
"Кроме того, высоколаминарные профили (вспомните NACA 23012) обычно имеют плохие срывные характерстики.

Крыло самолета Р-51 сужалось к законцовкам и не имело крутки. Поскольку срыв на таком крыле происходит от законцовок, самолет входит в штопор, из которого выходит с трудом, поскольку имеет небольшое вертикальное оперение. Для Р-51 не была необычной потеря до 300 м высоты для вывода из сваливания. РЛЭ самолета Р-51D предупреждает пилотов об опасности сваливания на этом самолете и все пилоты Р-51, с которыми я говорил, знают это."
http://twistairclub.narod.ru/l ...
А на Кобрах к этому ещё добавлялась особенность центровки.

А на Кобрах к этому ещё добавлялась особенность центровки.


Паазвольте! Причём тут Кобра?
Кобра Р-39 имела заднюю центровку, но не имела ламинарного крыла.
КингКобра Р-63 (с ламинарным крылом) и не имела проблем с центровками (т.к. создана по результатам применения Р-39).

neustaf:
Теперь понятно, это от вас идет заблуждение относительно ламинарного профиля и поверхности крыла,
++++++

Это не заблуждение. Для поддержания ламинарного пограничного слоя на поршневом истребителе нужно поддерживать чистоту передней кромки на уровне 4-5 мкм. Если у Вас иная точка зрения - обоснуйте ее.

neustaf:
На самолете Пе-2 профиль BS, BBSбыл не ламинарным, по сему и отказыватся было не от чего.
++++++

Эта логика ("был не ламинарным, по сему и отказыватся было не от чего") немного напоминает женскую. Да, серии профилей B и BS изначально проектировались Глассом как безмоментные, с S-образной средней линией. Но так уж вышло, что форма их и распределения давления по их поверхности оказались близкими к появившимся несколько позже ламинарным профилям.

neustaf:
На самолете мустанг ламинарноый профиль давал преимущество меньшим сопротивлением. И никто от него не отказывался более того такой же профиль получил и F-80
++++++

Профиль Мустанга может и давал какое-нибудь преимущество в сопротивлении, но оно не было связано с ламинарным пограничным слоем. Наковские ламинарные профили, кстати, использовались и на сврехзвуковых машинах. У них максимум отн. толщины назад смещен - волновой кризис позже наступает, я Вам уже говорил. Поэтому и на F-80 они использовались.

retro_80-th:
Кстати: а каков реальный выигрыш в деле снижения аэродинамического сопр. крыла от применения ламинарного профиля? Мне где-то попадалась цифра в 10%.
++++++

Да, выигрыши порядка 15-20% на самолетах, например 20% и более прогнозируется на современных компоновках магистральных самолетов (только ламинаризация пердполагается современная, комбинирующая активные методы и использование специальных профилей). На планерах модет быть и выше. Вообще ламинарные профили по своему первоначальному предназначению пока только на планерах себя и зарекомендовали.

retro_80-th:

X15:

На ламинарном профиле легче свалиться. Меньше альфа крит.

Ошибся, характеристики профиля довольно приличные
http://digital.library.unt.edu ...


Да нет, всё верно.
===
Имел ввиду, что для профилей одинаковой относительной толшины (Сотн), у ламинарного (положение Сотн.мах на 40% хорды) срыв по углу атаки наступит примерно на пару градуса раньше, чем у традиционного (положение Сотн.мах на 30% хорды)
Но у Р-63 ламинарный профиль толше (Сотн 16%), чем скажем у Ме-109 (Сотн 12%) или Миг3(Сотн 14%) с традиционным профилем. Поэтому альфа крит. сохранено на том-же уровне, в ущерб профильному сопротивлению из-за увеличенной толщины.
А в итоге, как уже подмечали, выигрыш от ламинарного практически ноль.

retro_80-th:
Кстати: а каков реальный выигрыш в деле снижения аэродинамического сопр. крыла от применения ламинарного профиля? Мне где-то попадалась цифра в 10%.

мне попадались на просторах инета такие данные
***********
Cd = 0.023 for the 109F-4/G-2
Mustang: Cd = 0.018 Cd).

Bf 109 ..... 0.0101
Mustang ..... 0.0072
*********

примерно 30% преимущество Р-51, у него конечно и аэродинамика более чистая, но и крыло вносит свой вклад.

X15
Для поддержания ламинарного пограничного слоя на поршневом истребителе нужно поддерживать чистоту передней кромки на уровне 4-5 мкм.
///////

а на реактивном?

neustaf
===
Не врубился в первоисточник:))

neustaf
===
Понял, это к X-21:))

X15:

neustaf
===
Понял, это к X-21:))
///////

да, это маленько путает.

X-21
Это не заблуждение. Для поддержания ламинарного пограничного слоя на поршневом истребителе нужно поддерживать чистоту передней кромки на уровне 4-5 мкм. Если у Вас иная точка зрения - обоснуйте ее.
////////
по переходу ламинарного обтекания в турбулентное меня вполне устраивает Мхиторян, стр 191
http://photo.qip.ru/users/neus ...

X-21
Это не заблуждение. Для поддержания ламинарного пограничного слоя на поршневом истребителе нужно поддерживать чистоту передней кромки на уровне 4-5 мкм. Если у Вас иная точка зрения - обоснуйте ее.
////////
по переходу ламинарного обтекания в турбулентное меня вполне устраивает Мхиторян, стр 191
http://photo.qip.ru/users/neus ...

neustaf:
а на реактивном?

++++++++++

а на реактивном истребителе ламинаризация не нужна совсем ))). Больше гемора, чем выгоды. На свехрзвуке сопротивление трения не самая главная проблема, а на дозвуке у них и так запасы тяги офигенные, табуретка полетит с такими тягами, если ей устойчивость и управляемость наладить.

Ламинаризация нужна на транспортных машинах (и дозвуковых, и сверхзвуковых), дабы расходы снижать. В данный момент истории вся техника имеет турбулентные пограничные слои, кроме В787, на котором впервые в коммерческой эксплуатации введены ламинаризированные гондолы (только мне до сих пор не удалось увидеть цифры, показывающие их эффект на практике, на прошлом МАКСе люди из московского Боинга не смогли дать никаких разумных комментариев на эту тему).

Цифры по шероховатости для так называемой "естественной" ламинаризации (т.е. достигаемой подбором нужного распреддавления) на транспортной машине с Мкрейс порядка 0, 8 я сейчас Вам привести не могу, они тоже порядка нескольких микрон или меньше. Но они и не очень интересны, поскольку в современой концепции на передней кромке ламинаризация должна осуществляться либо отсосом, либо более хитрыми устройствами. И только далее по хорде - естественным путем.

На передней кромке же для ламинаризации на практике существует куча проблем - насекомые липнут, дождь мешает и прочие капли, обледенение... да до фига всего. Прорыв совершили в конце 70-х-начале 80-х американцы на вот этой ЛЛ

http://farm2.staticflickr.com/ ...

но им пришлось вместо нормального эффективного предкрылка воткнуть предкрылок Крюгера, который и собирал всю грязь на малых высотах.

neustaf:
по переходу ламинарного обтекания в турбулентное меня вполне устраивает Мхиторян, стр 191
++++++

Это правильная схема. Но она идеализирована. Реальность гораздо хуже.

Я далеко отклонился от темы МиГ-3, прошу прощения.

X-21:
В данный момент истории вся техника имеет турбулентные пограничные слои, кроме В787,
///////

вы блудите в трех соснах ламинарное и турбулентное течение это не только погран слой, хотите править Нхиторяна? флаг вам в руки, но ваше имя мне ничего не говорит.

neustaf:

X-21:
В данный момент истории вся техника имеет турбулентные пограничные слои, кроме В787,
///////

вы блудите в трех соснах ламинарное и турбулентное течение это не только погран слой, хотите править Нхиторяна? флаг вам в руки, но ваше имя мне ничего не говорит.

++++++

Ну да, любые течения жидкости и газа (а не только погранслой) можно разделить на ламинарные, турбулентные и переходные. Ну и что? Различных течений огромное разнообразие. Какое это имеет отношение к обтеканию самолета? Для сопротивления самолета важно состояние погранслоя.

А кто такой Мхиторян, чтобы мне его править? Я Вам уже сказал: схема правильная, но на ней ни единой цифры. Положение перехода на крыле подавляющего большинства самолетов находится практически на передней кромке. Приведите иные данные по переходу и условия, в которых они получены - будет предмет для разговора. Пока от Вас никакой цифры, полученной на практике, не прозвучало.

Вы вот, например, уверены, что на крыле Мустанга было ламинарное обтекание. Сами американцы в истории своей аэродинамической науки (The Wind and Beyond (The History of Aerodynamics in America) NASA SP-4409) пишут вот что:

"One of the major emphases of the documentary record is the experience of the
North American P-51 Mustang, one of history’s most remarkable airplanes and
the first aircraft to employ a NACA laminar-flow airfoil. More than any other case
study, the Mustang’s performance in the war demonstrates how the NACA’s lami-
nar-flow airfoils proved to be a success, despite also being a failure. The record of this
magnificent fighter plane confirmed expectations of appreciable improvements in
speed and range as a result of the low-drag design, but practical experience with this
and other aircraft using advanced NACA sections in the 1940s also showed that the
airfoil did not perform as spectacularly in flight as in the laboratory. Manufacturing
tolerances were off far enough, and maintenance of wing surfaces in the field were
careless enough, that some significant points of aerodynamic similarity between the
operational airfoil and the accurate, highly polished, and smooth test model were
lost. Because the percentage drag effect of even minor wing surface roughness (e.g.,
dirt, dead bugs, and the dusty footprints of airplane crewmen) increased as airfoils
became more efficient, laminar flow could be maintained in actual flight operation
only in a very small region near the leading edge of the wing."

X-21:
Положение перехода на крыле подавляющего большинства самолетов находится практически на передней кромке. Приведите иные данные по переходу и условия, в которых они получены - будет предмет для разговора. Пока от Вас никакой цифры, полученной на практике, не прозвучало.
////////

спасибо за ссылку весьма интересно, но с вашим выводом о том, что у большинства самолетов точка перехода в турбулентное обтекание находится на передней кромке потвольте не согласится, положение точки зависит от Ре (соответсвенно и от скорости полета) практические данные по склонностi самолетов с ламинарными профилями k резкому сваливанию (вы в теме и вам не нужно объяснйть чем это обусловленно) и очень критичны по АЛФАкр (серия катастроф наглядно эти подтверждают, наличие турбулизаторов на крыле 737 вы считаете глупостью (чего поток турбулизировать, если он уже турбулетный от передней кромки)

X-21:

neustaf:
а на реактивном?



а на реактивном истребителе ламинаризация не нужна совсем ))). Больше гемора, чем выгоды. На свехрзвуке сопротивление трения не самая главная проблема, а на дозвуке у них и так запасы тяги офигенные, табуретка полетит с такими тягами, если ей устойчивость и управляемость наладить
*******
вам же прекрасно известно, что масса реактивных истрибителей была также дозвуковая и какое значение чистотy передней кромки на уровне было у них в отличи от поршневых?

про то что не надо уменьшать Сх на самолетах с огромной тяговооруженностью вы ни правы, для предельных виражей качество на больших УА важный показатель

Для Сафокла
Во время налётов на крупные города для зашиты от зениток бомбардировщики поднимались повыше. Не зря в боях за воздушную оборону Москвы и Ленинграда именно МиГи и проявили себя с наилучшей стороны. А потом было это:
http://www.airwar.ru/enc/fww2/ ... и http://www.airwar.ru/enc/spyww ...
Летали германские высотные разведчики днём, вероятно фотографировали. Обнаруживали их по инверсионному следу, только достать не могли, до тех пор, пока, как следует из текста, немецкого высотного разведчика не обстрелял Спит на советской службе (существование которого отрицал в своё время А. Булах).
МиГ-3У были приняты на вооружение примерно в то же время, когда был зафиксирован последний пролёт немецкого разведчика над Москвой и в погоне за ним, похоже, не участвовали.
МиГ-3У имели целиком деревянный фюзеляж и металлические крылья. Вес пустой машины получился примерно на 70 кг меньше, чем у обычного МиГ-3. Это при том, что на 3У поставили моторы АМ-35А на основе деталей моторов АМ-38ф. (Где-то читал, что вся партия таких моторов оказалась достаточно неудачной). Такие моторы при той же мощности, что и обычные весили на 40 кг больше, что в погоне за высотой много значит. Крылья МиГ-3 и у 3-х из 5 принятых в боевые части МиГ-3У имели одинаковый размах и площадь. Машина с такими «стандартными» крыльями и испытывалась в НИИ ВВС. А вот длина у 3У была больше: 8, 62 м против 8, 25 м «стандартного» МиГ-3. Вышедший на испытания осенью того же 1943 г И-231 имел длину как у 3У, «стандартные» крылья МиГ-3, но мотор АМ-39А и цельнометаллическую конструкцию. По скоростным характеристикам И-231 превзошёл 3У, а по высотным проигрывал метров 500. (Потолок 3У – 11900 м). Увеличение длины фюзеляжа 3У означало и увеличение веса всей конструкции и не очень способствовало улучшению высотных характеристик. В связи с этим есть вопросы на которые у меня нет ответа:
1. Связано это удлинение фюзеляжа с тем, что в КБ знали, что им достанутся переутяжелённые моторы АМ-35А, или под АМ-39 планировался уже 3У?
2. Вероятно, облегчение конструкции 3У достигнуто главным образом не деревянным фюзеляжем, а заменой деревянных консолей крыла металлическими. Но ведь консоли МиГов были съёмными. Сколь сильно проиграл бы в технических характеристиках МиГ-3 при замене консолей крыла на металлические и установке стандартного (830 кг), но нового мотора, в сравнении с 3У?
3. Согласно статье про Як-9 ПД получается, что на высоту свыше 13 000 м реально поднялась только одна машина – та, у которой был увеличен размах крыльев и поставлен специальный облегчённый винт. Одному и спецвинт и мотор новой конструкции, а другому в самый ответственный момент только эрзац-мотор. АМ-39 в КБ МиГ получили уже ближе к осени 43-го. Почему так?
4. И очень интересно кто собирал и облегчал эти Як-9 ПД? Женщины и подростки про которых пишут многие ветераны-истребители, сетующие на качество сборки приходящих на фронт Яков, или для этих целей выделили наиболее опытных рабочих и инженеров?
5. А самое интересное то, что ещё в начале 1940 г высоты 12 400 м достиг И-190 с деревянным (т.е. чуть более тяжёлым, чем металлическое) крылом без спецвинта и других мероприятий по снижению веса. В 1943 г его мотор М-88 был гораздо лучше освоенным в производстве и надёжным, чем в 1940.
Понятно, что заводы экспериментальных машин не могли построить их в большом количестве. А разве Як-9 ПД было построено много?

neustaf:

спасибо за ссылку весьма интересно,
===
да не за что ))


но с вашим выводом о том, что у большинства самолетов точка перехода в турбулентное обтекание находится на передней кромке потвольте не согласится, положение точки зависит от Ре (соответсвенно и от скорости полета) практические данные по склонностi самолетов с ламинарными профилями k резкому сваливанию (вы в теме и вам не нужно объяснйть чем это обусловленно) и очень критичны по АЛФАкр (серия катастроф наглядно эти подтверждают, наличие турбулизаторов на крыле 737 вы считаете глупостью (чего поток турбулизировать, если он уже турбулетный от передней кромки)
+++++

Не, я не считаю глупостью эти штучки на крыле 737 (и на 767 они тоже есть, кстати). Поскольку на стреловидном крыле 25-35 град типичной магистральной транспортной машины с М=0, 8 все сложнее, чем на прямом крыле с огромным удлинением планера рекордного класса с М=0, 2-0, 3 из очень гладкого стеклопластика, который стоит в ангаре и имеет хороший уход, то давайте разберем случай стреловидного крыла отдельно (пока я завтракаю )))) правда, тут очень много физики.

Во-первых, на передней кромке стреловидного крыла нет точки торможения - поток на линии присоединения течет от корня крыла к законцовке. Во-вторых, в самом пограничном слое на стреловидном крыле поток течет не только вдоль хорды, но и вдоль размаха: там где давление падает скорость внутри слоя имеет компоненту направленую к корню крыла, там где давление растет поток в слое отклонен к законцовке. Это называется вторичное течение в погранслое.

тут большой текст не поместить, кусками придется.

теперь рассмотрим область самой передней кромки и вблизи нее, где давление вдоль хорды падает. Фюзеляж самолета всегда имеет турбулентный слой, поддержать его ламинарным просто невозможно. В том месте, где крыло сочленяется с фюзеляжем этот турбулентный слой с фюзеляжа проникает на линию растекания на передней кромке стреловидного крыла и турбулентность распространяется к законцовке, в результате ВЕСЬ СЛОЙ НА СТРЕЛОВИДНОМ КРЫЛЕ СРАЗУ ТУРБУЛЕНТНЫЙ. Это называется "загрязнение турбулентностью на передней кромке (leading edge contamination)". Чтобы этого избежать надо у корня поставить какой-нибудь выступ, он будет препятствовать распространению турбулентности по кромке. Как вот например на этой картинке нарисовано (это ЛЛ на базе А320 с ламинаризированным килем, выступ на передней кромке киля я обвел зеленым кружком):

http://img-fotki.yandex.ru/get ...

Если у нас на крыле появился такой выступ, то мы можем ожидать, что на самой передней кромке вдоль линии растекания течение ламинарное. Но для этого мы должны иметь очень гладкую поверхность: для типичных передних кромок транпортных машин с радиусами закругления от 50 мм и выше шероховатость не должна превышать 0, 1-0, 2 мм. Вроде для реальной эксплуатации это еще хоть как-то приемлемо. Но вот, блин, другая проблема возникает - в самом пограничном слое вторичное течение само по себе очень быстро турбулизируется при числах Рейнольдса реального самолета. Даже при невысокой скорости на 10% хорды поток уже турбулентный.

Вот пример визуализации перехода на крыле этого самолетика

http://forum.worldofwarplanes. ...

при скорости 160 км/ч и угле стреловидности 30 град

http://img-fotki.yandex.ru/get ...

Линия перехода примерно на 15% хорды прекрасно видна. И учтите, что у этой ЛЛ очень гладкое крыло с небольшими Рейнольсами и ламинарным профилем. На крыле транспортника, чтобы избежать перехода из-за вторичного течения в слое нам нужно поддерживать шероховатость на уровне нескольких микрон и уже не только на самой передней кромке а вообще везде. Как это сделать в условиях аэродрома никто не знает. Поэтому выступы про которые я выше написал и не ставят на самолеты - бессмысленно, слой все равно турбулентный уже на 5% хорды. Другое дело, если есть система активной ламинаризации как на киле ЛЛ А320, там выступ на передней кромке нужен.

Теперь про устройства, которые (ума не приложу почему) у нас в России часто любят называть "турбулизаторы". Это Вы имеете в виду, как я понимаю, вот эти выступы на поверхности крыла:

http://www.airliners.net/aviat ...

Это не "турбулизаторы", там слой уже хорошо турбулентный и турбулизировать этим штукам действительно нечего. Это генераторы вихрей. Служат они в зависимости от компоновки крыла разным целям. На Боингах работают так:

http://img-fotki.yandex.ru/get ...

За выступом возникает направленный примерно вдоль хорды вихрь. Он перемешивает пограничный слой, перемещая наружный воздух, который имеет большую скорость, внутрь слоя, к обшивке. Профиль скорости внутри слоя становится более наполненным, сам слой тоньше делается (красные линии без вихрегенератора, зеленые с вихрегенератором) и отрыв наступает несколько позже. Это сделано, чтобы улучшить протекание Су по углу атаки и бафтинг задержать (короче, эту хрень ставят "по просьбам" людей, проектирующих систему управления).

На других машинах такие вихрегенераторы могут служить для улучшения эффективности элеронов. ПОтому, что если создать мощный вихрь, то он будет препятствовать вторичному течению в пограничном слое стреловидного крыла, которое (когда направлено уже к законцовке) портит работу элеронов, вызывая отрыв. На МиГах с 15 по 19 с этим боролись устанавливая аэродинамические перегородки, на Ил-62 и МиГ-23 сделали "клык" на передней кромке, который тоже работает как вихрегенератор.

За наукообразие извиняюсь, я старался объяснять по-доступнее. Про ламинаризацию реактивных истребителей с прямым крылом отвечу вечером, если времени хватит (дочь ЕГЭ сдает, елки-палки).

X-21:


спасибо за подробный ответ, да еще и с картинками, редко встречается такой ликбез на авиа.ру в последнее время.
таких тонкостей в училище не изучал в конце 80-х, да и позже не сталкивался. но все же с ламинарным обтеканием не все так безнадежно, если и переходило обтекание в турбулентное на Мустанге, то все же дальше чем у его противника 109, данные по Сх говорят об этом


Поэтому выступы про которые я выше написал и не ставят на самолеты - бессмысленно, слой все равно турбулентный уже на 5% хорды.
/////////
стало быть и стреловидные крылья вы лишаете возможности ламинарного обтекания из-за "загрязнения" от фезюлюжа?


За выступом возникает направленный примерно вдоль хорды вихрь. Он перемешивает пограничный слой, перемещая наружный воздух, который имеет большую скорость, внутрь слоя, к обшивке. Профиль скорости внутри слоя становится более наполненным, сам слой тоньше делается (красные линии без вихрегенератора, зеленые с вихрегенератором) и отрыв наступает несколько позже.
///////

ваше наглядное отображение показывает, что распределение давление красным цветом более подходит для ламинарного течения, а зеленым для турбулентного, так что "турбулизатор" подхиодящее название.

успехов дочке в ЕГЭ.

Доброго дня всем. Хочу снова вернуться к МиГу-3, точнее к завершению его службы, а именно использованию его в ВВС Тихоокеанского флота. В Сетке удалось накопать немного. Известны номера полков: 6, 31, 39 ИАП ТОФ, 41 ИАП СТОФ. Последние МиГи были списаны в апреле 1945г. Вышел на историка ВВС ТОФ Павла Левшова. Он ответил, что по применению МиГ-3 на Дальнем Востоке очень мало данных. Поэтому у меня вопросы к уважаемому Александру Булаху. Что Вам известно о тихоокеанских МиГах? Выполняли они только плановые вылеты или были вылеты на перехват? Были ли встречи с японцами или американцами? Павел Левшов прислал мне несколько фотографий. В Сетке я их не встречал, сюда вставить не получилось. Среди них- МиГ-3 бн 37 белый в оригинальном нестандартном камуфляже. Считается, что он принадлежит ВВС ТОФ. Боковик- на "Палитре Крыла". Эта схема камуфляжа использовалась на Дальнем Востоке в 43-44гг. Александр, что Вы можете сказать про этот борт? Этот МиГ ранних серий, но доработан- установлен храповик для запуска двигателя автостартёром. Непонятно, есть у него предкрылки или нет. Известно ли, в каком полку он был? Кстати, Александр, почему бы Вам не связаться с Павлом Левшовым через "В Кругу Друзей"? Наверняка найдутся новые материалы для Вашего журнала.

Доброго дня всем. Хочу снова вернуться к МиГу-3, точнее к завершению его службы, а именно использованию его в ВВС Тихоокеанского флота. В Сетке удалось накопать немного. Известны номера полков: 6, 31, 39 ИАП ТОФ, 41 ИАП СТОФ. Последние МиГи были списаны в апреле 1945г. Вышел на историка ВВС ТОФ Павла Левшова. Он ответил, что по применению МиГ-3 на Дальнем Востоке очень мало данных. Поэтому у меня вопросы к уважаемому Александру Булаху. Что Вам известно о тихоокеанских МиГах? Выполняли они только плановые вылеты или были вылеты на перехват? Были ли встречи с японцами или американцами? Павел Левшов прислал мне несколько фотографий. В Сетке я их не встречал, сюда вставить не получилось. Среди них- МиГ-3 бн 37 белый в оригинальном нестандартном камуфляже. Считается, что он принадлежит ВВС ТОФ. Боковик- на "Палитре Крыла". Эта схема камуфляжа использовалась на Дальнем Востоке в 43-44гг. Александр, что Вы можете сказать про этот борт? Этот МиГ ранних серий, но доработан- установлен храповик для запуска двигателя автостартёром. Непонятно, есть у него предкрылки или нет. Известно ли, в каком полку он был? Кстати, Александр, почему бы Вам не связаться с Павлом Левшовым через "В Кругу Друзей"? Наверняка найдутся новые материалы для Вашего журнала.