Всем привет!
Вот и подошли мы к новому проекту "Boeing"!
И решили мы сделать его (самолет).
*
К сожалению название модели решили оставить "неизвестным"... Так как, не хотим светить его через "Google" (но это временно!).. Есть плохой опыт с Харьковским Миг -29. Ну а тот кто знает название проекта, прошу воздержаться от "комментариев"! Заранее -спасибо!
Итак, какой он будет (самолет).
Тех.хар:
Размах - 2959мм
Длина - 3350мм
Сухой вес - 23800гр
Две турбины P-120. Или две турбины Hawk 100R. Hawk 100R потребляет на 40% меньше топлива чем обычная турбина....
3-D модель была нарисованна нашим Украинским коллегой! За это мы ему очень -БЛАГОДАРНЫ! Было потраченно 6 месяцев работы! Да, 6 месяцев... Поверьте Друзья, это нормально! Такие проекты быстро не рождаються....
Итак, продолжим. 3-D модель была отправлена на фирму "Airbus"!!! Именно*СЮДА
Нам продули самолет в программе и дали хороший прогноз! Правда немного сказали где и чего изменить на чертежах, но переделки были НЕ значительны...
Прислали они 40 листов распечатки.... Я когда увидел, чуть не упал... Одним словом, я был -ХОЛОДНЫМ!
Вот немного текста:
Принятая к расчётам модель «Х»
*
Длина через всё- * 3352,5мм
Размах через всё- 2955,6мм
Омываемая поверхность всего- 9,429мІ
Общаяя масса-****** 251,1N
Суммарная тяга силовой установки- 240 N/s (2 x P120)
*
Изменения внесённые в конструкцию при продувке
*Взрыв вихревого жгута наплыва крыла вводит ГО в зону затенения, эффективность ГО 0,12, эффективность ВО составляет при этом 0,2.
Плоскость построения крыла была отнесена от изначальной на -22мм от горизонтальной оси самолёта и составляет на оси координат по У (игрек) -69мм
Ось ГО по У +351мм.
Все нижеприведённые расчёты справедливы для выше описаных изменений.
*
Наиболее подходящая конфигурация для крыла:
*
Крневое сечение NACA 63-412, угол установки + 0,5
Концевое сечение NACA 63-215, угол установки -1,5
Винглет сечение HQ-W 25-10 углы установки см. 3Д модель
Сечение ГО NACA 0010 угол установки +/- 0
Сечение ВО NACA 0010 угол установки +/- 0
Толщина задних кромок всех несущих поверхностей приближена к настоящей эксплуатационной= 2мм, относительно идеальных = 0мм
Площади поверхностей управления составляют 25% несущих поверхностей
Оптимальная экплуатационная скорость V= 68,466m/s
Минимальная посадочная скорость Vmin. = 13,065m/s при
а закрылков = -15 Grad
а РВ = 15 Grad
*
Расчётные параметры для ЦТ Х= 1516, У=0, Z=0* на высоте 300м н.у.м.:
Положение управляемых поверхностей а = 0Grad
*
V= 14,892 m/s
Скорость сваливания.
*
V= 15 m/s
Угол атаки самолёта = 11,085Grad
Угол сдвига = 0,000Grad
Са= 0,574
Коэф. Планирования Е= 3,9553
Угол планирования= 14,188 Grad
Коэф. Подъем. е = 2,82
Полное инд. Сопротивление (CWI_ges) = = 0,10504
Сопротивление крыла (cw_visc) = 0,02360
Полное суммарное сопротивление (cw_ges) = cwi + cw_visc + cw_int + cw_Фюз.= 0,12864
Скорость пикирования (vs) = 3,7924 m/s
Момент кабрирования (CM_NP) = -2,0552
Момент рыскания (CN_NP)* = -0,0000
Момент скольжения (CL_NP) = 0,0000
Возростание аэродинам качества в районе угла атаки = 2,544
*
*
V=28 m/s
Угол атаки самолёта = 1,755Grad
Угол сдвига = 0,000Grad
Са= 0,165
Коэф. Планирования Е= 3,9553
Угол планирования= 14,188 Grad
Коэф. Подъем. е = 0,403
Полное инд. Сопротивление (CWI_ges) = = 0,02740
Сопротивление крыла (cw_visc) = 0,11093
Полное суммарное сопротивление (cw_ges) = cwi + cw_visc + cw_int + cw_Фюз.= 1,0556
Скорость пикирования (vs) = 26,5248 m/s
Момент кабрирования (CM_NP) = -0,5714
Момент рыскания (CN_NP)* = -0,0000
Момент скольжения (CL_NP) = 0,0000
Возростание аэродинам качества в районе угла атаки = 2,534
*
*
V=56 m/s
Угол атаки самолёта = -1,035Grad
Угол сдвига = 0,000Grad
Са= 0,041
Коэф. Планирования Е= 0,6288
Угол планирования= 57,88 Grad
Коэф. Подъем. е = 0,1199
Полное инд. Сопротивление (CWI_ges) = = 0,01608
Сопротивление крыла (cw_visc) = 0,04207
Полное суммарное сопротивление (cw_ges) = cwi + cw_visc + cw_int + cw_Фюз.= 0,6277
Скорость пикирования (vs) = 89,2111 m/s
Момент кабрирования (CM_NP) = -0,1364
Момент рыскания (CN_NP)* = -0,0000
Момент скольжения (CL_NP) = 0,0000
Возростание аэродинам качества в районе угла атаки = 2,536
*
V=83 m/s
Угол атаки самолёта = -1,542Grad
Угол сдвига = 0,000Grad
Са= 0,019
Коэф. Планирования Е= 0,260
Угол планирования= 75,41 Grad
Коэф. Подъем. е = 0,0335
Полное инд. Сопротивление (CWI_ges) = = 0,01456
Сопротивление крыла (cw_visc) = 0,04931
Полное суммарное сопротивление (cw_ges) = cwi + cw_visc + cw_int + cw_Фюз.= 0,06388
Скорость пикирования (vs) = 319,0377 m/s
Момент кабрирования (CM_NP) = -0,0574
Момент рыскания (CN_NP)* = -0,0000
Момент скольжения (CL_NP) = 0,0000
Возростание аэродинам качества в районе угла атаки = 2,533
*
V=111 m/s
Угол атаки самолёта = -1,729Grad
Угол сдвига = 0,000Grad
Са= 0,001
Коэф. Планирования Е= 0,1409
Угол планирования= 81,98 Grad
Коэф. Подъем. е = 0,013
Полное инд. Сопротивление (CWI_ges) = 0,01405
Сопротивление крыла (cw_visc) = 0,05190
Полное суммарное сопротивление (cw_ges) = cwi + cw_visc + cw_int + cw_Фюз.= 0,06595
Скорость пикирования (vs) = 787,8125 m/s
Момент кабрирования (CM_NP) = -0,0283
Момент рыскания (CN_NP)* = -0,0000
Момент скольжения (CL_NP) = 0,0000
Возростание аэродинам качества в районе угла атаки = 2,532