Бюллетень №1

Отправлено 8 апр. 2016 г., 01:07 пользователем ИШАД РОСС   [ обновлено 18 дек. 2016 г., 05:26 ]
Выпущен в печать первый выпуск по исследованию аэродинамических характеристик самолетов симулятора Ил-2 "Битва за Сталинград".

Исследование соответствия заложенных в игре значений  углов сваливания 

самолета Р-40 значениям реального самолета.

Игра предполагает следующие значения  углов сваливания и скоростей сваливания для самолета Р-40:


Мануал реального Р-40 называет следующие значения скоростей срыва:

135,18 км/час при выпущенных шасси и закрылках.

144,84 км/час при убранных шасси и закрылках.


Для справки: 

Стояночный угол Р-40 13, 5 градуса. Угол сваливания в посадочной конфигурации в игре 12,6 градуса.

Меньше стояночного угла.
Стояночные углы и критические углы в посадочной конфигурации:
Bf-109 - 14, 17 градусов соответственно

FW-190: 13 градусов, 15,35 (реальная фока, не игровая)
Ла-5: 13 градусов, 15,1 градусов соответственно.


РЛЭ требует сажать Р-40 на три точки:


Однако заложенный  в игре критический угол не позволяет выполнить требования РЛЭ. И действительно, бот в игре сажает самолет на две точки:


В полете критические углы выглядят так (тяга отлична от «0»):

Гладкое крыло:


Посадочная конфигурация:


И с экранным эффектом у земли на выравнивании:


Кроме того, величина критического угла атаки существенно уменьшается вблизи земли:



"Обращаем внимание на очень большое понижение величины критического угла атаки в результате влияния земли. Руководитель занятий с летным составом, имея график поляры самолета, снятый в аэродинамической трубе при натурных числах Рейнольдса, может без учета влияния земли допустить неверные выводы. Так, при натурном числе Рейнольдса αКРИТ обычно равен 19-22°; угол атаки крыла при стоянке самолета равен 13-15°; отсюда, казалось бы, что летчик, совершающий посадку, имеет до αКРИТ сравнительно большой запас углов атаки. Если же учесть приведенное выше понижение αКРИТ из-за влияния земли, то оказывается, что вблизи земли стояночный угол очень близок к αКРИТ и упомянутый запас отсутствует. Последним отчасти объясняется легкость выхода при посадке на критический угол атаки или так называемый "передир" самолета."


Аэродинамика скоростного самолета. Горощенко. 1948, стр. 147-148.

В цифрах это выглядит так:



"Так, у крыла без предкрылка при сужении L=2, Су max уменьшается с 2,1 до 1,85, а при сужении L=4 уменьшается с 1,98 до 1,93. При этом αКРИТ при сужении L=2 уменьшается с 22 до 15°, а при сужении L=4 с 20 до 16°." (Параметры исследуемого крыла: у корня NACA23013, у законцовки NACA2309, щиток на половине размаха, отклонен на 60°) Аэродинамика скоростного самолета. Горощенко. 1948, стр. 147.



Профиль NACA 22 по своим аэродинамическим характеристикам не сильно отличается от NACA 230, следовательно, у P-40 вблизи земли критический угол атаки, исходя из данных, заявленных разработчиками симулятора, должен уменьшаться приблизительно до 12.6 * 0,68 = 8,56, что очевидно абсурдно с учетом стояночного угла в 13,5 градуса.

Посадка Р-40 на три точки.
В подтверждение РЛЭ и для сравнения с реалиями игры.

В подтверждение РЛЭ и для сравнения с реалиями игры.

Видео YouTube

Посадка со 2 минуты видео


Посадка на 5 минуте


2. Аэродинамический расчет крыльев

Поскольку Р-40 в игре критические углы  не соответствуют значениям критических углов других самолетов и стояночному углу Р-40, появились объективные сомнения в правильности объявленных значений критических углов и скоростей для P-40.

Wadом был выполнен аэродинамический расчет крыльев трех самолетов (P-40, Як-3 и Ла-5) на величину критического угла атаки. Правильность расчета проверялась по Ла-5 (результат сравнивался с данными игры и результатами продувки ЦАГИ) и по расчету Як-3 (сравнивался  с характеристиками "крыла Яка" из "Практической аэродинамики крыла" Красильщиков, 1973, стр. 160).

Расчет выполнен по методу, изложенному в РДК-43, значение Cу и αКРИТ получены в соответствии с критерием, указанным в РДК: если значение СУ, при котором половина крыла охвачена срывом, превышает значение СУ, при котором на крыле только начинается срыв потока, не более, чем на 0,1 - за СУ МАХ принимается значение СУ начала срыва потока, а за αКРИТ - отношение СУ МАХ к углу наклона линейного участка зависимости CУ по α.

По вопросу соотношения СУ МАХ и αКРИТ изолированного крыла и самолета (из РДК-43):

"При оценке СУ МАХ и αКРИТ изолированного крыла... необходимо иметь в виду следующее: При не отклоненных щитках или закрылках СУ МАХ и αКРИТ самолета обычно мало отличается от таковых для изолированного крыла". (РДК-43 п. 13441).

Р - 40

В расчете учтено влияние фюзеляжа, полученное значение Су уменьшено на 5% (влияние окраски и возможных дефектов). Дополнительно рассчитано αКРИТ по теоретическим значениям.

Конечный результат:

СУ МАХ эфф = 1.43

αКРИТ по продувке NACA:  17,57 (относительно продольной оси фюзеляжа)

αКРИТ по теоретическому расчету: 16,81 (относительно продольной оси фюзеляжа) 

Ла - 5

Крыло Ла-5 по своим срывным характеристикам (с прижатыми предкрылками) по характеристикам близко к крылу P-40, но несколько лучше.

Расчетное значение СУ МАХ изолированного крыла = 1,58


В отношении СУ всего самолета в целом (и сравнению с результатами продувки Ла-5 в трубе Т-101 ЦАГИ) - следует принять во внимание следующие факторы:

 1. Влияние фюзеляжа, хотя и, как сказано в РДК-43, "незначительное", но оно все же есть. Метод для оценки этого влияния дает Л. И. Сутугин в книге "Механизированные крылья", 1948, стр. 297Снижение СУ МАХ, вызванное влиянием фюзеляжа, для всех рассматриваемых самолетов приблизительно одинаковое (т. к. отношение подфюзеляжной части крыла к площади всего крыла у них почти одинаковое) и составляет приблизительно 10% от расчетного значения.


2. Полученные расчетные значения СУ МАХ являются идеальными и не учитывают состояние поверхности крыла. Вместе с тем, оно оказывает весьма существенное значение на его аэродинамические характеристики. Например,  испытания,  проведенные в Англии и США показали, что покрытие поверхности профиля крыла порошком со средним размером зерна 0,00005b (для нашего размера крыла это 0,1 мм) приводит к снижение СУ МАХ на 16%.  Небольшая неровность на ребре атаки крыла,  шириной  0,005b и высотой  0,0002b (для нашего случая это 1 см и 0,4 мм соответственно) приводит к снижению СУ МАХ на 15%. (К вопросу о максимальной скорости самолета, Горощенко, 1941, стр. 138-139). Таким образом, окраска самолета, различные небольшие производственные отклонения от идеальной поверхности и щели в стыках предкрылков с крылом вполне могут снизить СУ МАХ у Ла-5 еще на 10%.


Итого:

СУ МАХ расчетное изолированного крыла = 1,58

СУ МАХ расчетное с учетом влияния фюзеляжа = 1,42

СУ МАХ эффективное с учетом окраски, стыков и возможных дефектов = 1,28

Критический угол атаки определяется исходя из наклона прямолинейного участка зависимости CУ от α для корневого сечения крыла и расчетного значения числа Рейнольдса. К полученному значению рекомендуется прибавить 1,5 градуса, т. к., несмотря на быстрое для данного крыла падение CУ вблизи критического угла атаки, оно все же не мгновенное и некоторый радиус там все же есть. (РДК-43, п. 14323)

Метод расчета наклона прямолинейного участка кривой СУ от α (параметр a) дан в РДК-43 (п. 13212), расчет по данной методике дает  a = 4,31°

 

Конечный результат:

CУМАХ эфф. = 1,28

αКРИТ с учетом угла заклинения = 16,41 град.

Реальная продувка ЦАГИ:


Як-3.

Для проверки правильности методики расчета Су и αКРИТ  был выполнен расчет крыла Як-3 и сверка полученного результата с данными из книги "Практическая аэродинамика крыла" Красильщиков. 1973, стр. 160:


Расчетное значение для крыла Як-3 с учетом влияния фюзеляжа при Re = 4*10^6: αКРИТ = 19,19°.

По данным из монографии Красильщикова: αКРИТ при Re = 4*10^6 = 19°:


Сводные графики срыва потока по размаху крыла и краткий конспект расчета СУ МАХ и αКРИТ:                               Для крыла Ла-5 (с прижатыми предкрылками) и крыла P-40 значения СУ МАХ определяются по крайней нижней точке соответствующего графика. СУ в этих точках у них практически равны: 1,58 и 1,6 соответственно.


Учет влияния фюзеляжа: умножаем CУ на (SКР+SФЮЗ*0,5)/S (основание: Механизированные крылья. Сутугин. 1948, стр. 297):

Ла-5: 1,58*0,92 = 1,45

P-40: 1,6*0,94 = 1,51

Учет влияния окраски крыла, щелей и прочих отклонений от идеальной поверхности:

Ла-5: 1,45 - 10% (основание - продувка ЦАГИ) = 1,3

P-40: 1,51 - 5% (основание - отсутствие щелей в стыке крыла с предкрылками) = 1,43

Критический угол атаки рассчитывается исходя из наклона прямолинейной части характеристики СУ по альфа (параметр а) и угла нулевой подъемной силы корневого сечения (параметр альфа0).

Для крыла Ла-5 с прижатыми предкрылками a = 4.31 рад., альфа0 = -1,1; для P-40 а = 4,55 рад., альфа0 = -1,7 (основание: расчет по методике РДК-43, п. 13212 и характеристики профилей).

Ла-5: (180/Pi())*1,3/4,31-1,1 = 16,18

P-40: (180/Pi())*1,43/4,55-1,7 = 16,3

Критический угол для значений СУ МАХ, рассчитанных по первому способу РДК-43 (без расчета распространения срыва потока по крылу) увеличивается на 1,5 градуса для учета скругления характеристики СУ по альфа на перегибе:

Ла-5: 16,18 + 1,5 = 17,68

P-40: 16,3 + 1,5 = 17,8

Углы атаки относительно продольной оси фюзеляжа получаются уменьшением углов атаки крыла на углы заклинения:

Ла-5: 17,68 - 1 = 16,68
P-40: 17,8 - 1 = 16,8
Таким образом, проведенное исследование и расчеты показывают, что игровой Р-40 имеет заниженные значения критических углов атаки.

Если использовать для оценки угла наклона зависимости Cy по альфа данные, полученные в результате продувки P-40 в полномасштабной аэродинамической трубе (отчет NACA 4B10, February 1944), 
то в этом случае αКРИТ для P-40 = 16,81:

В процессе изучения вопроса обнаружена опечатка или ошибка для значения критического угла ЛаГГ-3 в посадочной конфигурации:

Для FW-190 также присутствует неверное значение:

Точно по этому графику.

Но если обратиться к документам:
Угол установки (заклинения) крыла для всех Фок типа -A: 2°.
Источник: P. Gross "Die Entwicklung der Tragwerkkonstruction Fw 190", Bericht 176, der Lilienthal Gesellschaft, 2 Teil, January 1944 г.
Угол нулевой подъемной силы для крыла Фоки типа -A: 0°.
Источник: NACA Technical Note № 1299, 1947 г.

Если установить крыло на фюзеляж и продуть в трубе: фюзеляж никакой подъемной силы не создает, значит угол нулевой подъемной силы для самолета в целом должен составлять -2°, однако на результатах продувки самолета в Шале-Медоне (тот график, что выложил Вирус) мы наблюдаем -3,2°. Откуда разница в -1,2°?

Ответ: В любой аэродинамической трубе воздушный поток не идеальный, поэтому результаты продувок необходимо исправлять, используя различные поправочные коэффициенты, для каждой трубы - эти коэффициенты свои. В процессе обработки результатов продувок FW-190 в Шале-Медоне немцы использовали неправильное значение поправки на скос потока: 1,5°. Уже после окончания эксперимента они продули симметричный профиль и обнаружили, что правильная поправка должна была быть равна 0,25°, о чем и написали в своем отчете об испытаниях:"Der Schlechtere Verlauf der Polaren kann von der Korrektur infolge der Strahlneigung herr?hren, die nach fr?heren Messungen mit 1,5deg angegeben war, nach neueren Messungen aber 0,25deg betr?gt." 
Источник: "Messungen an einer Fw 190 im grossen Windkanal von Chalais Meudon bei Paris", Focke-Wulf Bericht Nr.06006, 1943

Что в переводе означает: "Искажение протекания поляр из-за отклонения направления потока могут быть скорректированы: старое значение поправки 1,5° град., новое: 0,25°."
Разница между поправками составляет 1,25°. Таким образом, разница в 1,2° между теоретическим и практическим значением угла нулевой подъемной силы на графике из Шале-Медона вызвана ошибкой в обработке исходных данных и график может быть легко скорректирован путем сдвига всей кривой вправо на 1,25 градуса:

Таким образом, критический угол атаки
 должен быть равен 16,75°, а зависимость СУ от альфа должна быть смещена вправо на 1,25°, и, соответственно СУ 0=0,12, а не 0,22.
ĉ
ИШАД РОСС,
8 апр. 2016 г., 01:07
Comments