Аэродинамические характеристики профилей

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Anatoliy.
К Вашему спору по индуктивному сопротивлению. Там на стр. 17 все ну очень ясно и понятно.

 

[daredevil]

Вы не прочли и не поняли даже ту часть которую процитировали о том, что большая часть профиля снизу имеет горизонтальную линию обвода.

- Я прочёл. Просто проиллюстрировал попавшейся картинкой ступенчатого профиля. Мне надо было удостовериться, что не будет поисков кошки там, где её нет.

А раз она есть - включаем дедукцию.

Шаг первый. В нулевом положении профиль имеет аэродинамический угол атаки ок. 7. То есть примерно половинка средней линии сзади имеет такой геометрический угол атаки. Как такое возможно у 12% профиля (я подозревал по названию, что он 12%) - мы выяснили: за хорду принята линия основания, а не линия, соединяющая переднюю и заднюю точки.

Шаг второй. Суmax >1,5 означает, что профиль сильно несимметричный.

Шаг третий. Плоское основание.


А теперь индукция.

Берём симметричный профиль Рознера с параметрами толщина 12, положение толщины 20, угол у задней кромки 20, радиус носка 3. Рисуем небольшим количеством точек, чтоб удобнее таскать. Поворачиваем относительно задней кромки так, чтобы нижняя сторона вышла почти в горизонталь. Текстом выводим её строго в горизонталь. Верх, наоборот, "надуваем" и тоже делаем (почти) плоским на некотором протяжении. Носок чуть вниз. И получаем что-то такое. Если "накачать" грубый контур профиля бОльшим количеством точек - Сymax уменьшится и получится ближе к Вашему и к реальности.

Подумаешь, бином Ньютона))

Меня вчера ввела в заблуждение форма кривой момента, я думал, у Вас модель срыва была Calcfoil, а не Eppler. Впрочем, обе - туфта, и момент прога оценивает с точностью даже не до слона, а до кита. Но даже порядка величины достаточно, чтобы понять: профиль - совсем не для роторкрафта.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

- Я прочёл. Просто проиллюстрировал попавшейся картинкой ступенчатого профиля. Мне надо было удостовериться, что не будет поисков кошки там, где её нет.

А раз она есть - включаем дедукцию.

Шаг первый. В нулевом положении профиль имеет аэродинамический угол атаки ок. 7. То есть примерно половинка средней линии сзади имеет такой геометрический угол атаки. Как такое возможно у 12% профиля (я подозревал по названию, что он 12%) - мы выяснили: за хорду принята линия основания, а не линия, соединяющая переднюю и заднюю точки.

Шаг второй. Суmax >1,5 означает, что профиль сильно несимметричный.

Шаг третий. Плоское основание.


А теперь индукция.

Берём симметричный профиль Рознера с параметрами толщина 12, положение толщины 20, угол у задней кромки 20, радиус носка 3. Рисуем небольшим количеством точек, чтоб удобнее таскать. Поворачиваем относительно задней кромки так, чтобы нижняя сторона вышла почти в горизонталь. Текстом выводим её строго в горизонталь. Верх, наоборот, "надуваем" и тоже делаем (почти) плоским на некотором протяжении. Носок чуть вниз. И получаем что-то такое. Если "накачать" грубый контур профиля бОльшим количеством точек - Сymax уменьшится и получится ближе к Вашему и к реальности.

Посмотреть вложение 509896

Подумаешь, бином Ньютона))

Меня вчера ввела в заблуждение форма кривой момента, я думал, у Вас модель срыва была Calcfoil, а не Eppler. Впрочем, обе - туфта, и момент прога оценивает с точностью даже не до слона, а до кита. Но даже порядка величины достаточно, чтобы понять: профиль - совсем не для роторкрафта.

Для крыла больше подойдет? Полочка по убыванию Су с нарастанием Сх мне нравится... Получается, чем выше скорость, тем меньше подъемная сила...

 

[Anatoliy.]

Подумаешь, бином Ньютона))

Если Вы овладели программой настолько, что сами строите профиля, то не подскажете ли мне что означает точка пересечения зависимости коэффициента Сm0,25 с вертикальной осью в районе значения где то минус 0,125 ???
Поподробней, пожалуйста,
Что обозначает эта величина -0,125, где в этом случае располагается фокус профиля и как это отклонение точки пересечения сказывается на свойствах профиля.
Объяснения типа "это плохой профиль или такой профиль не подходит для лопасти" не принимаются.

 

[daredevil]

чем выше скорость, тем меньше подъемная сила...

- Cy и Cx не зависят от скорости. Точнее, зависят в той же мере, что и Re. Что касается "полочки" - если я правильно понял - она является следствием "двугорбого" графика Cy(альфа). А такой график - признак плохих срывных характеристик. Не факт, что IRL будет 2 горба (и не всякая методика расчёта того же профиля даёт 2). Но это намёк, что в каком-то малом диапазоне углов атаки (порядка 2 градусов) точка сепарации (отрыва) резко сместится от задней части верхней дуги к носку. Что не есть хорошо.

точка пересечения зависимости коэффициента Сm0,25 с вертикальной осью в районе значения где то минус 0,125

- Во-первых, точка пересечения с вертикальной осью ничего не означает: Вы сами выбрали положение кривых отн. вертикальной оси, приняв за хорду основание и взяв за нулевой соответствующий угол атаки. А ненулевое значение Сm0,25 при альфа -7 (то есть при нулевой подъёмной силе) означает, что нулевая сила складывается из отрицательной на передней четверти и положительной на задних 3/4. А величина момента при альфа -7 около 0,1 (примерно как у NACA 4412) показывает, что при попытке применить этот профиль на лопасти Вы столкнётесь примерно с такими же проблемами, как если бы применили NACA 4412. Который на лопастях не применяют. Кроме прочего - потому что ненулевой момент относительно осевого шарнира означает крутильные автколебания лопасти при косом потоке через винт.

Во-вторых, по одной точке Cm судить о положении фокуса нельзя. Но он полюбому будет в районе 0,25 у профиля, похожего на классику.

 

[Anatoliy.]

А ненулевое значение Сm0,25 при альфа -7 (то есть при нулевой подъёмной силе) означает, что нулевая сила складывается из отрицательной на передней четверти и положительной на задних 3/4.

А вот с этого места по подробней, пожалуйста, с точки зрения всесильного учения Д Бернулли и Н Е Жуковского.
Значит в передней части профиля на верхней стороне струйки воздуха сильно уплотнены, что по Бернулли означает увеличение скорости потока и падения в нем давления. Таким образом передняя часть профиля должна создать положительную подъемную силу.
Вы станете оспаривать незыблемое учение Бернулли в трубах?
Далее, за перегибом профиля в задней 3/4 части эти самые струйки расширяются и Бернулли утверждает, что там скорость потока уменьшается и, следовательно, давление там должно вырасти.
Таким образом, в строгом соответствии со всесильным учением современной аэродинамики на профиле должен появиться момент силы поднимающий носик профиля с одновременным опусканием задней кромки.
А Вы тут утверждаете, что всё происходит наоборот.
И кто из Вас прав?, Бернулли или Вы?
Ну да черт с ним с нулевым значением подъемной силы у несимметричного профиля. А как быть с ненулевым значением подъемной силы? В какую сторону будет действовать момент?

Уверен, Вы не станете на эти вопросы отвечать, ибо в учебниках нет ответа.
Так же я никогда не дождусь ответа на вопрос о том как нулевое значение кинетической энергии мирно покоющегося воздуха при пролете крыла сквозь него вдруг из нулевого значения превращается во вполне ощущаемую потенциальную энергию статического давления, которое и является той живопорождающей подъемной силой.

 

[Anatoliy.]

Во-вторых, по одной точке Cm судить о положении фокуса нельзя. Но он полюбому будет в районе 0,25 у профиля, похожего на классику.

А если классический профиль типа NACA230 развернуть задней кромкой вперед по полету, то где окажется фокус?
Так же на 25 %хорды от передней уже заостренной стороны профиля или на 25 % хорды от старого тупого конца профиля, что оказался сзади?
Профиль то уж совсем классический, дальше некуда как классический.

И каков будет ответ?

 

[daredevil]

Значит в передней части профиля на верхней стороне струйки воздуха сильно уплотнены, что по Бернулли означает увеличение скорости потока и падения в нем давления.

- А Вы гляньте на обтекание профилей в JavaFoil во вкладке Flowfield. На нулевом аэродинамическом угле атаки увидите вот что:

Линии сгущены как раз спереди ВНИЗУ.

Так же на 25 %хорды от передней уже заостренной стороны профиля

- Это и есть ответ. Но к JavaFoil тут обращаться бессмысленно. Я пробовал: отклонял острый нос развёрнутого задом наперёд симметричного профиля вниз, чтобы получить скос тоже вниз. То есть получить положительную подъёмную силу при отрицательном угле атаки! Получилось. Но только в проге. В жизни при минимальных углах атаки за кромкой возникнет "пузырь", который прога не учитывает. И оно будет работать как профиль с двумя тупыми кромками. Вместе с завихрёнными зонами спереди и сзади (которые можно рассматривать как часть профиля) будет выглядеть по форме похоже на классику - только форма будет меняться в зависимости от угла атаки.

 

[daredevil]

Если Вы овладели программой настолько, что сами строите профиля

- Строю я их без резкой отсебятины. Сейчас я считаю перспективным комбинирование верхней и нижней частей от разных симметричных профилей. Вот если мы взяли расширенный генератор NACA 4-й серии и построили 10% профиль с максимумом толшины на 45%, а потом 20% с максимумом толщины на 20%, а потом скомбинировали половинки - то в итоге получили 14,5% профиль со слегка S-образной средней линией (я специально двигал максимумы толщин по хорде) и благодаря этому почти безмоментный. Считаю его очень подходящим для проектируемой мной бесхвостки.

Кроме того, он "свинорыбий" (готовый предкрылок, безударное обтекание носка до углов порядка 8) и с почти параллельными на значительном протяжении верхней и нижней поверхностями (это если кому-то нравится коробчатый лонжерон или кессон "из досок").

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

- Cy и Cx не зависят от скорости. Точнее, зависят в той же мере, что и Re. Что касается "полочки" - если я правильно понял - она является следствием "двугорбого" графика Cy(альфа). А такой график - признак плохих срывных характеристик. Не факт, что IRL будет 2 горба (и не всякая методика расчёта того же профиля даёт 2). Но это намёк, что в каком-то малом диапазоне углов атаки (порядка 2 градусов) точка сепарации (отрыва) резко сместится от задней части верхней дуги к носку. Что не есть хорошо.

При просчете похожего на Ваш, профиля на Re=1 000 000 происходит отказ просчета. На меньших числах Re и бОльших -- считается, а вот на ляме - отказ. Не является ли это признаком вот такого опасного явления, описанного Вами?

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

А вот с этого места по подробней, пожалуйста, с точки зрения всесильного учения Д Бернулли и Н Е Жуковского.
Значит в передней части профиля на верхней стороне струйки воздуха сильно уплотнены, что по Бернулли означает увеличение скорости потока и падения в нем давления. Таким образом передняя часть профиля должна создать положительную подъемную силу.
Вы станете оспаривать незыблемое учение Бернулли в трубах?
Далее, за перегибом профиля в задней 3/4 части эти самые струйки расширяются и Бернулли утверждает, что там скорость потока уменьшается и, следовательно, давление там должно вырасти.
Таким образом, в строгом соответствии со всесильным учением современной аэродинамики на профиле должен появиться момент силы поднимающий носик профиля с одновременным опусканием задней кромки.
А Вы тут утверждаете, что всё происходит наоборот.
И кто из Вас прав?, Бернулли или Вы?
Ну да черт с ним с нулевым значением подъемной силы у несимметричного профиля. А как быть с ненулевым значением подъемной силы? В какую сторону будет действовать момент?

Уверен, Вы не станете на эти вопросы отвечать, ибо в учебниках нет ответа.
Так же я никогда не дождусь ответа на вопрос о том как нулевое значение кинетической энергии мирно покоющегося воздуха при пролете крыла сквозь него вдруг из нулевого значения превращается во вполне ощущаемую потенциальную энергию статического давления, которое и является той живопорождающей подъемной силой.

Читать Избранное (сборник) онлайн (полностью и бесплатно) страница 59 Теория относительности для Карцева и Ильченко.
Применительно к Вашим вопросам, необходимо принять точку относительных координат. Если её расположить на носке обсуждаемого профиля, то Вы будете правы. А если ниже профиля, даже не на его поверхности - то нет. Потому что ПОД профилем давление буде ещё больше, чем в задней части профиля. Только профили с отогнутым вверх хвостом меняют в некоторых пределах эту картину.
Ну, это я так рассуждаю.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Anatoliy.
Применительно к вычислению координат точек сплайна в Максе.
Сам полученый профиль в Максе уже является сплайном. Копировать его нет смысла - лишнее. При необходимости конвертируется в Едитабл Сплайн либо в Едитабл Поли. Затем выбирается работа с вертексами и .... Правой кнопкой мыши щелчок по иконке передвижения, появится табличка координат. Выбираем точку - считываем-списываем координаты.
Прошу учесть, что многие программы вокруг координатной точки создают технологическую окружность, так же состоящую из точек, соединенных ребрами. И при ОШИБОЧНОМ выборе можно получить и ошибочный результат. На приведенных скринах красный профиль так же имеет эти технологические образования. Но они гораздо меньше. Однако - есть.

 

[Anatoliy.]

Правой кнопкой мыши щелчок по иконке передвижения, появится табличка координат.

Всякая таблица двухмерных координат содержит две координаты.
По какому правилу выбираются координаты оси "Х" ???
Если взять некий профиль, то у него свой принцип расстановки этих иксовых координат.
Я столкнулся с тем, что если изменить тот порядок на другой, то параметры того же профиля изменятся.
Эта беда не позволяет сравнивать разные профили между собой.
И тогда я установил сам для себя эту шкалу координат по оси "Х".
Теперь если возникает необходимость использовать некий "ужбольнохороший" профиль с имеющимися, то я перевожу его координаты в свою систему координат.
Было замечено, что форма лобика профиля очень сильно влияет на поведение обтекания профиля.
Та "густота" точек профиля вблизи лобика, что предлагает программа Javafoil недостаточна для определения свойств профиля.

 

[Anatoliy.]

Потому что ПОД профилем давление буде ещё больше, чем в задней части профиля.

Вас никогда не интересовал вопрос про статическое давление в воздушной среде?

Вот Вы пишете, что где то под крылом давление больше чем...
А что это за давление?
Допустим это давление будет статическим.
А в какую сторону действует это статическое давление?
Ясно, что оно действует во все стороны равномерно.
С одной стороны эту область давления "прикрывает" поверхность крыла, а с другой стороны той области что происходит?
Если там стенка жесткая преграда, а крыло не закреплено, то статическое давление,"опираясь" с одной стороны на ту жесткую преграду подействует на крыло.
Но в воздухе нет той жесткой преграды.
Воздух ускользает из под крыла со скоростью звука.
То же происходит и со статическим давлением над крылом.
Понимаете, это статическое давление, чем бы оно не было порождено не способно оказать действия на крыло.
Теоретики бернулевцы лихо оперируют статическим давлением только в сторону поверхности крыла напрочь игнорируя точно такое же воздействие с противоположным знаком во внешнюю сторону от поверхности крыла.
По своей теории (предположению) они не видят, что нарушается ЗАКОН Ньютона о противодействующей силе.
Чувствуете разницу: предположение (теория) и ЗАКОН ???

 

[erisky]

Сейчас я считаю перспективным комбинирование верхней и нижней частей от разных симметричных профилей.

Теперь осталось скрестить "ужа с ёжиком": верхнюю дужку взять от "августа 160", а нижнюю от "Р-3-15,5%" ( с 16-й страницы ) .
Интересно, что получиться? Можете сие "продуть" - в смысле, исследовать?

 

[Anatoliy.]

Применительно к Вашим вопросам, необходимо принять точку относительных координат. Если её расположить на носке обсуждаемого профиля, то Вы будете правы. А если ниже профиля, даже не на его поверхности - то нет.

А если этот принцип применить к моменту приложенному к профилю?

Куда бы мы не поместили точку опоры, момент завернет профиль в одну и ту же сторону.
А вот касательная сила приложенная к профилю будет определяться только длиной "рычага" опирающегося на точку опоры.
Поэтому с этим моментом так.
Его хоть к носику прикладывай, что к хвостику - результат будет тем же.
Вот и спрашивается, какие последствия последуют, если график зависимости коэффициента Сm,25 пройдет выше или ниже той якобы нулевой точки которая называется 25 % хорды от лобика профиля?

И еще для прояснения ситуации.
Мне как злостному буквоеду интересно как это может быть профиль безмоментным?
Это только касается симметричного профиля при угле атаки равном Нулю?
А чуть в сторону, в плюс или в минус он же уже не безмоментный.
Теперь представим себе такую картинку.
Вертится лопасть при косой обдувке. Для создания подъемной силы лопасть должна иметь определенный угол атаки.
Следовательно что у лопасти что с симметричным, что с несимметричным профилем на лопасти будет присутствовать момент действующий на уменьшение подъемной силы.
При взмахах лопасти изменяется еще и местный (в зависимости от азимута) угол атаки.
Прирост или уменьшение коэффициента Сm,25 что у симметричного, что у несимметричного профиля практически одинаков.
В этом можно убедиться посмотрев на наклон графика зависимости коэффициента Сm,25.
Так в чем разница?

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Вас никогда не интересовал вопрос про статическое давление в воздушной среде?

Вот Вы пишете, что где то под крылом давление больше чем...
А что это за давление?
Допустим это давление будет статическим.
А в какую сторону действует это статическое давление?
Ясно, что оно действует во все стороны равномерно.
С одной стороны эту область давления "прикрывает" поверхность крыла, а с другой стороны той области что происходит?
Если там стенка жесткая преграда, а крыло не закреплено, то статическое давление,"опираясь" с одной стороны на ту жесткую преграду подействует на крыло.
Но в воздухе нет той жесткой преграды.
Воздух ускользает из под крыла со скоростью звука.
То же происходит и со статическим давлением над крылом.
Понимаете, это статическое давление, чем бы оно не было порождено не способно оказать действия на крыло.
Теоретики бернулевцы лихо оперируют статическим давлением только в сторону поверхности крыла напрочь игнорируя точно такое же воздействие с противоположным знаком во внешнюю сторону от поверхности крыла.
По своей теории (предположению) они не видят, что нарушается ЗАКОН Ньютона о противодействующей силе.
Чувствуете разницу: предположение (теория) и ЗАКОН ???

Господи, какая же каша у Вас в голове...
""А в какую сторону действует это статическое давление?
Ясно, что оно действует во все стороны равномерно."" ПРАВИЛЬНО.
""С одной стороны эту область давления "прикрывает" поверхность крыла, а с другой стороны той области что происходит?
Если там стенка жесткая преграда, а крыло не закреплено, то статическое давление,"опираясь" с одной стороны на ту жесткую преграду подействует на крыло.
Но в воздухе нет той жесткой преграды.
Воздух ускользает из под крыла со скоростью звука."" -- НЕПРАВИЛЬНО.
Вот с какого перепуга в боксе, где стоит самолет, давление ВДРУГ из статического станет динамическим и исчезнет со скоростью звука? Зашел механик провести техобслуживание и ... АГА? Давление то ТЮ-ТЮ!! С воздухом вместе! Ладно. Оставим. Не преобразовалось давление из статического никуда. С какого перепуга оно, статическое будет так неблагоприятно действовать на все, что находится в боксе? Потому что крыша в боксе есть? А что давление ОДИНАКОВО ВНУТРИ КРЫЛА И СНАРУЖИ - не помните? Так оно точно так же одинаково внутри бокса!
Отсюда вывод: влияние плоскости на расположенный рядом предмет возможно только при динамике!! И ни как иначе.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Алексей, с Вами точно все в порядке?

 

[daredevil]

на Re=1 000 000 происходит отказ просчета. На меньших числах Re и бОльших -- считается, а вот на ляме - отказ.

- Это в какой проге так считается?

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

ПрофильПро