AviaSkins.Forums - Показать сообщение отдельно

Vasya · 29.08.2026, 00:52

Относительно нового П-47 модель-22.
https://www.sas1946.com/main/index.p...22707.html#new
Второй раз читаю форум БзС(англоязьічньій, читаю через переводчик в Опере).
https://forum.il2sturmovik.com/topic...reof/#comments
Есть документы продувки самолёта модели Б и продувки модельки
в маштабе П-47Д-30.
Предварительно поляра будет такая:

Код:

[Aircraft]
  Type 1
  Crew 1
  Wingspan 12.43
  Length 10.6
  Seaplane 0
  Canard 0
  Jet 0
  JetHiV 0
[Mass]
  Empty 4600.0     // 4665.0
  TakeOff 5796.0   // 6129.0
  Oil 65.0
  Fuel 558.0
  Nitro 56.0
//  Oil 97.0
//  Fuel 1006.0
//  Nitro 70.0
[Controls]
  CAileron 1
  CAileronTrim 1
  CElevator 1
  CElevatorTrim 1
  CRudder 1
  CRudderTrim 1
  CFlap 1
  CFlapPos 3
  CDiveBrake 0
  CInterceptor 0
  CEngine 1
  CVectoredThrust 0
  CUndercarriage 1
  CLockTailwheel 1
  CStabilizer 0
  CArrestorHook 0
  CWingFold 0
  CCockpitDoor 0
  CAileronThreshold 420.0
  CRudderThreshold 500.0
  CElevatorThreshold 600.0
  DefaultAileronTrim -0.001
  DefaultElevatorTrim -0.00
  DefaultRudderTrim 0.0708
[Squares]
  Wing 27.87
  Aileron 1.40       // 1.78
  Flap 3.58          // 2.40
  Stabilizer 2.40
  Elevator 1.61
  Keel 1.5
  Rudder 1.50
  Wing_In 4.5
  Wing_Mid 4.5
  Wing_Out 4.935
  FuselageCxS 0.00
  AirbrakeCxS 0.0
[Arm]
  Aileron 4.16
  Flap 1.67
  Stabilizer 5.4
  Keel 5.6
  Elevator 5.80
  Rudder 6.2
  Wing_In 1.65
  Wing_Mid 4.16
  Wing_Out 5.41
  Wing_V 4.5
  GCenter 0.08
  GCenterZ 0.00
  GC_AOA_Shift 0.41     // 28.6
  GC_Flaps_Shift 0.20
  GC_Gear_Shift -0.05
[Toughness]
  AroneL 100
  AroneR 100
  CF 1200
  Engine1 350
  Engine2 350
  Engine3 350
  Engine4 350
  GearL2 300
  GearR2 300
  Keel1 180
  Keel2 180
  Nose 180
  Oil 100
  Rudder1 100
  Rudder2 100
  StabL 170
  StabR 170
  Tail1 200
  Tail2 500
  Turret1B 100
  Turret2B 100
  Turret3B 100
  Turret4B 100
  Turret5B 100
  Turret6B 100
  VatorL 100
  VatorR 100
  WingLIn 350
  WingLMid 250
  WingLOut 100
  WingRIn 350
  WingRMid 250
  WingROut 100
  Flap01 100
  Flap02 100
  Flap03 100
  Flap04 100
[Engine]
  Engine0Family PrattWhitney_R-2000_Series(MOD):P-47D-22RE_FM
  Engine0SubModel Pratt-Whitney-R-2800-59/P-47D-22/NEW
[Gear]
  H 1.614541
  Pitch 11.842
  SinkFactor 1400.0
  SpringsStiffness 0.3
  TailStiffness 0.2
[Params]
  CriticalAOA 17.00
  CriticalCy 01.40
  CxCurvature 00.93
  CxStraightness 00.18
  CriticalAOAFlap 16.50
  CriticalCyFlap 01.90
  SpinTailAlpha 17.00
  SpinCxLoss 0.04
  SpinCyLoss 0.02
  Vyfac 0.92
  Tfac 1.02
  Vmin 195.0
  Vmax 486.0          // 502.0 Wep
  VmaxAllowed 1000.0
  VmaxH 660.0         // 675.0
  HofVmax 9500.0      // 8800.0
  VminFLAPS 165.0
  VmaxFLAPS 270.0
  Vz_climb 14.0
  V_climb 270.0
  T_turn 30.0
  V_turn 350.0
  K_max 12.68
  Cy0_max 0.13
  FlapsMult 1.0
  FlapsAngSh 4.0
  G_class_coeff 20.0
  G_class 11.5
  ReferenceWeight -100.0
  Range 3060.0
  CruiseSpeed 310.0
  SensYaw 0.47
  SensPitch 0.60
  SensRoll 0.32  //  0.34
[Polares]
  lineCyCoeff 0.092      // 0.72~0.74:8*=0.090|0.0925 0.092(патч 4.10)
  AOAMinCx_Shift 0.6
  Cy0_0 0.13             // 0.18(17 патч 4.10), если заклинение крыла 2*  
  AOACritH_0 16.6        // 15*~16.6
  AOACritL_0 -12.0
  CyCritH_0 1.40
  CyCritL_0 -0.80
  CxMin_0 0.0262
  parabCxCoeff_0 4.1E-4
  Cy0_1 0.94             // 20*-4*+1*(заклинение крыла) Cy0_1 0.85-flap 40* / 0.8(патч 4.10)  
  AOACritH_1 16.0        // 15.4* БзС
  AOACritL_1 -22.0
  CyCritH_1 1.90         // 16*+1* заклинение крыла / 1.80-flap 40* 
  CyCritL_1 -0.75
  CxMin_1 0.101
  parabCxCoeff_1 6.0E-4
  parabAngle 4.9
  Decline 0.008
  maxDistAng 34.0
  draw_graphs 0
  mc3 -10.183,-8.4804,-17.521,-27.311,-48.533,-15.255,-21.34,-10.104
  mc4 31.265,38.861,81.767,413.29,282.28,98.939,144.86,61.433
  mm 0.655,0.75,0.795,0.797,0.775,0.72,0.641,0.581
  mz 0.245,0.202,0.172,0.077,0.116,0.131,0.121,0.154
[SOUND]
  Engine Std

Цитата:

Хольцхауге
Член
Holtzauge

Опубликовано 15 декабря 2021 г (отредактировано)
Кажется, существует некоторая путаница в том, как сравнивать
различные Clmax: Clmax может звучать как статика, но на самом деле
зависит от многих вещей, таких как число Рейнольдса, Маха, пределы
бафтинга и, что является ключевым в цитируемом отчете NACA (792),
если измерение проводится в устойчивых или, как прямо указано
в названии отчета, РЕЗКИХ маневрах.

При резком маневре на всасывающей стороне крыла образуется короткий
период сильного вихря, что приводит к очень короткому периоду
значительно более высокого Clmax, чем вы увидите в устойчивых
условиях. Таким образом, Clmax порядка 1,523 или даже выше вполне
возможно достичь при резких маневрах даже при Clmax 1,35 в условиях
низкого Маха и отключения питания. Кроме того, если поискать, то можно
даже найти диаграмму Clmax, показывающую, что мощность P-47
в определенных условиях составляет 1,7. Означает ли это, что вы нашли
доказательство того, что P-47 имеет Clmax=1,7?

Нет, все это означает, что вам нужно быть осторожным, чтобы не
сравнивать яблоки с грушами, что легко сделать, если вы смотрите
на диаграммы и не понимаете контекста и того, в каких ситуациях
применим этот конкретный Clmax. Обычно, если авиационный инженер
говорит, что у определенного самолета Clmax равен X, он имеет в виду
Clmax выключения питания для низких Махов, а смешивание других
чисел для резких маневров, условий включения питания или чисел
Clmax, полученных в ходе испытаний в аэродинамической трубе
на небольших моделях при низком Re, не очень полезно.

Если вы погуглите, вы найдете статьи об этом эффекте, и я видел
на Youtube хорошие видеоролики о дымовых туннелях, а также
показывающие, что происходит, когда профиль крыла резко меняется
в aoa. Это, конечно, очень интересное явление, но оно ничего
не говорит о Clmax самолета в напряженном повороте.

Цитата:

Опубликовано 19 декабря 2021 г (отредактировано)
Рассмотрев этот вопрос подробнее на выходных, я думаю, что совершил
ошибку, установив такое тесное соединение между профилями NACA230
и Republic S3: у S3 гораздо более острый радиус носа, и это большой
недостаток для достижения высоких коэффициентов подъемной силы.
Так что, во всяком случае, исходя из этого, S3 должен иметь более
низкий Clmax. Это также можно увидеть в данные airfoiltools.com,
где S3 управляет только Clmax около 1,25 в то время как NACA23912
превышает 1,5. Однако данные на airfoiltools.com достигают только
Re=1M, и я провел несколько запусков при Re=5M, что больше
соответствовало бы IRL Re. Однако тенденция сохраняется:
профиль NACA достигает примерно 1,75, тогда как профиль
S3 достигает только примерно 1,45 при Re=5M. Это плохая
новость для тех, кто надеется на высокий Clmax для P-47,
поскольку это означает, что у Thunderbolt будет более низкий Clmax,
чем 1,35 на уровне самолета, поскольку Fw-190, использующий профиль
NACA230, справляется с 1,35 с профилем крыла с Clmax около 1,75
при Re=5M. К сожалению, это означает, что Clmax 1,2 на уровне
самолета для P-47 не является необоснованным.

Наконец: Ранее в этой теме высказывались утверждения о надежности
результатов с сайта airfoiltools.com, подразумевая, что имеющиеся там
данные ненадежны для профиля Republic S3, поскольку он использует
слишком грубое панельное отображение. Однако правильный способ
(и предполагаемый) использования Xfoil — использовать более грубый
файл данных координат для создания более мелкой сетки перед запуском
моделирования. Это также было сделано, когда L/D-поляры для S3 были
созданы на аэродинамических инструментах. Таким образом,
проведение собственного моделирования с использованием более
грубых координатных данных и на основании этого дисквалификация
результатов — это скорее непонимание того, как были сгенерированы
данные в airfoíltools и как следует использовать Xfoil.