ПАК-ДА

Посторонним В

Посторонним В

Старожил
Уже упомянутый A-12 Avenger II - палубная машина - имел проектную нагрузку на крыло 300 кг/кв.м.
Можно вспомнить и об X-47B.
Справедливости ради, ВПХ там обеспечивают катапульты и аэрофинишёры.
 
Реклама
П

Прочнист

Местный
Не все с Вами согласны. Вот первые попавшиеся ссылки из разряда "невикипедий":
"Раз"
КБ "Радуга":
«Летающее крыло» характеризуется следующим набором преимуществ перед другими аэродинамическими схемами:
1. Высокое аэродинамическое совершенство, характеризуемое малой величиной безындуктивного сопротивления и, отсюда, повышенным аэродинамическим качеством.
Товарищи из КБ Радуга привирают.
В качестве критериев аэродинамического совершенства они выбирают второстепенные параметры.
По главному аэродинамическому параметру - несущим свойствам профиля крыла (Су, Сх, Качество) - летающее крыло в принципе не может приблизится к нормальной схеме.
Поэтому для получения такoй же подъемной силы ЛК будет всегда переразмерено, что сводит на нет его компоновочные преимущества.

"Два-с"

УГАТУ:
Данная конфигурация обладает возможностями повышения качества при небольшой массе конструкции, но летные и эксплуатационные характеристики вызывают опасения. Для пассажирского транспортного самолета схема летающее крыло плохо приемлема, но является перспективной при создании специальных летательных аппаратов, например планера, разведывательного самолета или самолета-бомбардировщика большой дальности.
Т.е., на самом деле, товарищи из ОГАТУ со мной согласны - область примения схемы ЛК весьма узка - это только весьма специфичные условия, где весовая эффективность не является главным требованием.

Что давным давно доказано практикой. По крайней мере, на дозвуке нет самолетов, обладающих высоким аэродинамическим совершенством и построенным по схеме ЛК.


Разумеется, есть у этой схемы и существенные недостатки. Большинство связано с проблемами с устойчивостью/управляемостью и большими балансировочными потерями. Но всё это характерно для ЛК статически устойчивой схемы. В случае отказа от неё, что вполне позволяют современные ЭДСУ, проблемы эти вполне решаемы.
Неправда.

Проблемы с устойчивостью-управляемостью летающего крыла - это отдельная "песня". Эти проблемы фактически закрывают область пассажирских перевозок для ЛК.

А проблемы балансировки у ЛК тождествены необходимости применения профилей с низким качеством, и это общая принципиальная проблема, независимо от того, перевозит л.а. пассажиров или нет. Ничем тут АСУ, а уж тем более ЭДСУ, помочь не может.
 
D

DmitryO

Местный
По главному аэродинамическому параметру - несущим свойствам профиля крыла (Су, Сх, Качество) - летающее крыло в принципе не может приблизится к нормальной схеме.
Поэтому для получения такoй же подъемной силы ЛК будет всегда переразмерено, что сводит на нет его компоновочные преимущества.
Переразмерено - согласен, но дело не профильном сопротивлении. Kmax у ЛК повыше будет. А вот крейсерское качество (именно из-за ограничения механизации) ниже.
Примерно так (точки - крейсерский режим):

При Kmax на 6 единиц больше - Kкр меньше на единицу на самолётах одного поколения.
 
A

A_Z

Старожил
DmitryO, ОК, вопрос про размерность г/оси повторю.
 
A

A_Z

Старожил
Примерно так (точки - крейсерский режим):

При Kmax на 6 единиц больше - Kкр меньше на единицу на самолётах одного поколения.
Преобразуя формулу подъёмной силы, получим, что Су (с точностью до постоянного коэффициента) равен удельной нагрузке на крыло, делённой на квадрат скорости. Плотность воздуха можно не учитывать, поскольку крейсерская высота YB-35 и В-29 была одинакова – порядка 30 тыс. футов.
YB-35 имел полётную нагрузку на крыло 220 кг/кв.м, В-29 – 337 кг/кв.м. Крейсерские скорости – 275 mph и 342 mph соответственно.
В результате несложного подсчета получим k*Су для YB-35 – 0,291, для В-29 – 0,288. То есть величины близкие.
А вот на приведённом вами графике Су получился равным 0,295 и 0,402 (измерено в Кореле). Разница на треть.
Что-то не вяжется...
 
D

DmitryO

Местный
Преобразуя формулу подъёмной силы, получим, что Су (с точностью до постоянного коэффициента) равен удельной нагрузке на крыло, делённой на квадрат скорости. Плотность воздуха можно не учитывать, поскольку крейсерская высота YB-35 и В-29 была одинакова – порядка 30 тыс. футов.
YB-35 имел полётную нагрузку на крыло 220 кг/кв.м, В-29 – 337 кг/кв.м. Крейсерские скорости – 275 mph и 342 mph соответственно.
В результате несложного подсчета получим k*Су для YB-35 – 0,291, для В-29 – 0,288. То есть величины близкие.
А вот на приведённом вами графике Су получился равным 0,295 и 0,402 (измерено в Кореле). Разница на треть.
Что-то не вяжется...
По скорости вопрос - в вики для XB-35 указана крейсерская 292 км/час, для B-29 - 322-402 км/час. То, что вы указали для 29 ближе к максимальной, 600 км/час (у 35 максимальная даже выше). Возможно, тот, кто считал график, брал 292 и 322.
 
Реклама
D

DmitryO

Местный
Впрочем, даже если на 35 пытались приподнять качество за счет медленного полета, выигрыша от этого они не получили бы. Дальность определяется не качеством, а произведением качества на скорость.
 
A

A_Z

Старожил
По скорости вопрос - в вики для XB-35 указана крейсерская 292 км/час,..
Если уж речь идёт об иностранных самолётах, то потрудитесь залезть хотя бы в англоязычный раздел вики: cruise speed of 443 km/h (275 mph).
Глядишь, будет поменьше вопросов.

То, что вы указали для 29 ближе к максимальной, 600 км/час
342 mph = 550 км/ч.

Возможно, тот, кто считал график, брал 292 и 322.
То есть "тот, кто считал график", тоже не удосужился заглянуть дальше русскоязычной вики?
Какое у вас с ним, однако, совпадение во взглядах на источники информации... :)

И почему вдруг для В-29 именно 322, а не 402? Там ведь "вилка" указана.
Может, потому, что 402 км/ч уж совсем с этим графиком разойдётся? :)

---------- Добавлено ----------

Впрочем, даже если на 35 пытались приподнять качество за счет медленного полета, выигрыша от этого они не получили бы. Дальность определяется не качеством, а произведением качества на скорость.
"Если ЛК эксплуатируется на (своей) самой экономичной скорости, а не на самой экономичной скорости обычного самолета, ... дальность полета будет на 14-41% больше при том же запасе топлива,.." (Джон Нортроп)
 
D

DmitryO

Местный
И почему вдруг для В-29 именно 322, а не 402? Там ведь "вилка" указана.
Может, потому, что 402 км/ч уж совсем с этим графиком разойдётся? :)

"Если ЛК эксплуатируется на (своей) самой экономичной скорости, а не на самой экономичной скорости обычного самолета, ... дальность полета будет на 14-41% больше при том же запасе топлива,.." (Джон Нортроп)
Скорее всего причина вилки - изменение массы из-за расхода топлива. Значит, у 35 тоже должна быть вилка. На английской вики вилки нет, а для максимальной скорости указано два разных значения - 622 и 750 км/час.
На досуге посчитаю скорости, крейсерское качество и расход топлива. Но не сейчас.
 
A

A_Z

Старожил
Кому интересна тема ЛК, рекомендую - отчёт НАСА 1989 г.
Рассматривается влияние на ЛТХ снижения статической устойчивости для двух размерностей ЛК: маленький БПЛА и большой (вес пустого ~30 тонн) пилотируемый. В качестве "исходной" машины выступает YB-49, так что и по нему немало приводится.
 
П

Прочнист

Местный
Кому интересна тема ЛК, рекомендую - отчёт НАСА 1989 г.
Рассматривается влияние на ЛТХ снижения статической устойчивости для двух размерностей ЛК: маленький БПЛА и большой (вес пустого ~30 тонн) пилотируемый. В качестве "исходной" машины выступает YB-49, так что и по нему немало приводится.
Только это не отчет НАСА, а, скорее, пропаганда (в хорошем смысле этого слова) идей Нортропа по летающим крыльям. К реальной жизни характеристики, полученные в этой работе, имеют такое же отношение, как и прогнозы характеристик по XB-35 и YB-49 к их реальным характеристикам. Идеализированность в расчетах видна невооруженным глазом. Но НИР вполне на уровне и выглядит солидно.
 
А

Антон К.

Местный
Главный недостаток ЛК - невозможность применять эффективную механизацию. Механизация создает момент, и чем мощнее, тем момент больше. Парировать его рулями у ЛК рычага не хватает. В результате приходится из условий базирования делать крыло с малой нагрузкой, как следствие летать на Cy существенно ниже Cy Kmax. И этот баг съедает тот выигрыш, который могла бы обеспечить схема ЛК, с лихвой.
А если использовать управлемый вектор тяги?
 
D

DmitryO

Местный
А если использовать управлемый вектор тяги?
Приложение вектора будет примерно там, где дополнительная подъемная сила от механизации. Плюс от крыла покроется минусом от двигателя. На оперении же можно за счёт меньшей силы вниз и рычага парировать больший прирост подъемной силы.
 
Реклама