Профиль крыла

[daredevil]

Блестящее объяснение и такое простое!!!

Не понял Вашего восторга. Подумал было, что это сарказм - но судя по лайку под процитированным сообщением СС, таки нет.

В данном "блестящем" объяснении вот это вот как понимать?

А теперь представьте, что обдуваете все это под разными углами атаки. На этой палке ОБЯЗАТЕЛЬНО будет точка, относительно которой моменты сил ( именно моменты, а не силы!) от передней и задней плоскости будут одинаковы в широком диапазоне углов атаки. Это и есть точка фокуса.

Пусть m1 это момент от передней плоскости, m2 от задней. Я понял так, что СС постулирует для точки фокуса m1=m2. То есть векторная сумма m1+m2=0. То есть он либо попутал ЦД, для которого сумма моментов =0, и фокус, для которого сумма моментов =const, либо изложил коряво и проглотив слово "сумма" - так что у любого читателя, который не знает, что такое фокус, но знает русский язык, сложится неправильное представление. Я уточнил в своём расспросе, и после того, как СС заявил:

Если на первом крыле подъёмная сила в два раза больше( влияние скоса потока, углы установки) то эта же пропорция сохранится на всех других эксплуатациионных углах атаки

- понял, что он профан в аэродинамике*, даже если дока в других вещах. И я не ошибся, считая, что он грубо ошибся в определении фокуса, попутав его с ЦД.
* - наверно, изучал её по ютюбовским роликам

В "блестящем" объяснении есть ещё одна грубая ошибка:

передняя плоскость всегда более загружена . ОТНОСИТЕЛЬНО задней. Даже если она меньше. Правило продольного V.

Правило продольного V вовсе не такое, а вот такое, и передняя плоскость может быть "загружена" меньше задней с соблюдением данного правила.

 

[Daos]

1) Центр давления просто сила. Сила без момента бессмысленна . Значит надо к чему то силу приложить
3) Приложить ЦД к носку профиля и считать момент относительно этого носка- усложняет расчёты
3) Привяжем ЦД к некой точке вдоль хорды, относительно которой коэффициент момента профиля всегда будет одинаков . И все стало на места

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

 

[Строитель самолета]

Только у симметричных и самоустойчивых профилей. У профилей с одинарной кривизной пикирующий момент есть всегда, кроме покоя.

Я

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

Вообще то центр давления крыла это точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой профиля. Видимо вас тоже пора в игнор, чтобы не видеть ваши заблуждения

 

[Строитель самолета]

Только у симметричных и самоустойчивых профилей. У профилей с одинарной кривизной пикирующий момент есть всегда, кроме покоя.

Я не знаю что такое профиль с одинарной кривизной. Возможно вы имели ввиду плоско выпуклый? Если нет подъёмной силы(угол атаки нулевой подъёмной силы ) то откуда появится момент на пикирование? Для пикирующего момента нужна сила пересекающая хорду крыла . А такой силы при Су=0 нет
И центра давления тоже нет

 

[old_soarer]

Да в том-то и дело, что для VTOL высокая скорость это не обязательно низкий Cy - если низкой скорости у него просто нет (то есть она есть с привлечением тяги НВ).

В отчёте, на который ссылка, у USA35В Cymax парадоксальным образом оказался ниже (1,2 против 1,5) при высоких Re, чем при низких. То есть USA35В это, оказывается, низкорейнольдсовый профиль, к тому же не "брадитолерантный" (терпящий малую скорость, но хорошо работающий на большой), а "тахифобный" (боящийся скорости). Не знаю причину. Возможно, при высоких Re и больших углах атаки у него пузырь сепарации ламинарного слоя начинается дальше от носка (не сразу за носком, а ближе к горбу), но при этом оказывается более толстым и протяжённым, чем при низких. И с толстолобыми Эпплерами как бы не вышло так же.

_____
Ламинарности при Сy свыше 1 точно не будет (и можно для этого режима выбирать не ламинаризованный профиль), а вот в промежутке от 0,5 до 1 ИМХО можно побороться.

Да, долголёту надо хорошее качество на больших Cy, независимо от величины скорости.
Transition bubble с ростом Cy смещается вперед по верхней поверхности и назад по нижней. В целом, правда, профильное сопротивление с ростом Cy увеличивается, а процент поверхности, обтекаемой ламинарно, уменьшается. Тем не менее какая-то ламинарность на Cy>1 возможна.

Кстати, на VTOL можно применить большое удлинение - т.к. вследствие большого Cx_0 всего аппарата он быстро летать не должен и не сможет. Болтаночные перегрузки будут меньше из-за повышенной нагрузки на крыло. Значит требования по жёсткости и прочности крыла будут ниже. Соотв. можно увеличить удлинение против обычного.

 

[Anatoliy.]

Но логика ясна-на линейной части поляры профиля, всегда по хорде есть точка, относительно которой коэффициент момента профиля не меняется и не зависит от угла атаки. Это фокус.

Подскажите, пожалуйста, где эта линейная часть поляры профиля?
Вот прямо на этой поляре где она там линейность?

Видите, что несмотря на гуляющий относительно носка ЦД, момент относительно 0,24 САХ менятся незначительно.

Это писано в учебниках, но возникает вопрос вот к этим Вашим словам:

При Су=0 нет момента относительно хорды профиля. Что тут непонятного.

Если Вы имели ввиду, что координаты момента относительно хорды не меняется в диапазоне линейности характеристики зависимости коэффициента Су от угла атаки, то в точке с нулевым значением Су линейность графика самая самая линейная.
Но Вы говорите, что там момент будет нулевым.
Хорошо, допустим мы поверим Вам на слово.
Тогда если вдруг коэффициент Су только только изменит своё нулевое значение, то по Вашей логике у профиля вмиг появится постоянный момент, сохраняющийся вплоть до заметного завала характеристики коэффициента Су от угла атаки.

Так что ли ?

Хотя ответа я не дождусь от Вас.
Вы же послали меня в свой личный игнор, и то что я написал Вы в упор не видите.

Тогда этот вопрос я адресую остальным участникам диспута.
А вопрос звучит так.
Присутствует ли момент у несимметричного профиля (крыла) при нулевом значении коэффициента Су и чему он равен?

 

[daredevil]

т.к. вследствие большого Cx_0 всего аппарата он быстро летать не должен и не сможет

Думаю, сможет. У тилтвингов как раз и с обтекаемостью, и с миделем всё оки. Даже если ВМУ будет не 2, а 4 или больше.

 

[old_soarer]

Думаю, сможет. У тилтвингов как раз и с обтекаемостью, и с миделем всё оки. Даже если ВМУ будет не 2, а 4 или больше.
Посмотреть вложение 599416

А это VTOL?

 

[Georgiy]

Да проще простого. Представьте горизонтальную палку . Спереди палки прикреплено крыло и сзади палки крыло. Неважно , одинаковые или разного размера. Неважно какого профиля. Хоть плоские. Хоть одно плоское, а другое профилированное . А теперь представьте, что обдуваете все это под разными углами атаки. На этой палке ОБЯЗАТЕЛЬНО будет точка, относительно которой моменты сил ( именно моменты, а не силы!) от передней и задней плоскости будут одинаковы в широком диапазоне углов атаки. Это и есть точка фокуса. Если передняя плоскость больше, это точка будет ближе к ней( больше сила, но меньше плечо) Если задняя плоскость больше, то ближе к ней. Если разместить цт в этой точке, то система будет нейтрально устойчивой, то есть какой угол задали, то и сохранился( тут можно было перейти к вопросам устойчивости и управляемости, это разные вещи и мешают друг другу, но вопрос про продольную устойчивость) А если размещаете ЦТ перед этой точкой, то относительно этого цт всегда будет восстанавливающий момент от той точки где ранее сложились все моменты аэродинамических сил. Если цт разместишь сзади этой точки , то наоборот точка суммарного момента сил все моментально дестабилизирует и все опрокинется. Передом считается та часть палки, откуда идёт набегающий поток. Кстати, если прикинете это на бумажке с простыми вычислениями, то окажется, что передняя плоскость всегда более загружена . ОТНОСИТЕЛЬНО задней. Даже если она меньше. Правило продольного V.

Да, подкорректировать немного надо прекрасное, наглядное определение фокуса.
"На этой палке ОБЯЗАТЕЛЬНО будет точка, относительно которой моменты сил ( именно моменты, а не силы!) от передней и задней плоскости будут одинаковы в широком диапазоне углов атаки. Это и есть точка фокуса".
Это надо записать так: ... будет точка, относительно которой момент всей палки будет постоянным (или одинаковым) для разных углов атаки. Если напишем сумма моментов от передней и задней плоскости постоянна - тоже правильно, но сложнее для понимания.
Я так понял! Строитель самолета ведь не написал - что моменты равны друг другу! Он наверное подразумевал "и на одном и на другом угле атаки одинаковы моменты".

Особенно мне понравилось в описании Строителя самолета - что любые крылья - по размеру, по форме, площади, профилированные или нет. Я с этим согласен.
Но, согласен, что надо углы атаки от угла атаки нулевой подъемной силы отсчитывать.
Что передняя плоскость всегда загружена больше задней - тоже надо уточнить. Угол атаки ее всегда больше чем у задней. Это закон продольного "V".
Угол продольного "V" у схемы утка больше, чем у классической схемы при прочих равных условиях - площадях и плечах плоскостей (отсчет по линиям 1/4 хорд). Но подъемная сила на оперении "у ки"меньше, чем на крыле, также как и у классической схемы.

Но кто первый и как точно сформулирован закон продольного "V" - не знаю. Вадим Ростиславович Михеев направил к работам Джорджа Кейли и его планеру 1953 года, где он демонстрирует, что при уменьшении угла установки горизонтального оперения его модель становится более устойчивой, но дальность планирования (сейчас бы связали ее с аэродинамическим качеством) - уменьшается.

Какая интеллигентная переписка здесь по этой теме! И такие красивые объяснения рождаются!

 

[daredevil]

А это VTOL?

В широком смысле - да. Но это не самолёт, лететь (планировать) без тяги он не может. Кабы мог - был бы ещё (чуть-чуть) быстрее. Ведь это полбеды - что у него в горизонтальном полёте не вся тяга по горизонтали и мощность верхних движков слегка меньше, чем нижних (для балансировки). Беда в том, что когда он летит в наклонном положении - у него Cx выше, чем мог бы быть. Другими словами, создавать часть ПС за счёт фюзеляжа (у которого очень низкое качество) и за счёт винтов - энергетически дороже, чем крыльями.

А зачем Вы про дрон спросили? Свой -

На моём дроне, бегающем за 400км/

- Вы сделали именно как самолёт?

____

Вадим Ростиславович Михеев направил к работам Джорджа Кейли и его планеру 1953 года

Джордж Кейли это начало 19-го века вообще-то. А само понятие аэродинамического фокуса ЕМНИП Жуковский ввёл?
При этом правило поперечного V в алгебраическом виде я не знаю, кто ввёл, но оно очень простое: Сy передн. / Сya передн. > Сy задн. / Сya задн., где Сya это производные Сy по углу атаки. А графическое представление этого правила ещё проще: в координатах Сy(альфа) при данном альфа* касательная к графику Cy переднего крыла должна втыкаться в ось абсцисс левее, чем заднего - тогда аппарат при этом альфа устойчив, вне зависимости от нагрузки на единицу площади передней и задней плоскостей. И это проще для понимания, чем понятие фокуса.
* - имеется в виду угол атаки всего аппарата

Да, подкорректировать немного надо прекрасное, наглядное определение фокуса.

Имхо наглядное оно именно как точка приложения дельтаY. Потому что иначе вовсе не очевидно, что относительно некоторой точки момент (более-менее) постоянный.

Логика такова примерно. Пусть у нас передняя и задняя плоскости любой площади, формы и профиля. Для каждой из них до срыва зависимость ПС от угла атаки можно принять линейной. Это значит, в некотором диапазоне углов атаки каждому градусу приращения угла атаки соответствует некоторая постоянная величина приращения ПС передней плоскости и постоянная же величина приращения ПС заднего. Относительно некоторой точки между плоскостями моменты этих приращений скомпенсированы. Это и есть точка фокуса, она же точка приложения суммарного приращения ПС. Момент приращения относительно этой точки равен 0 - значит, на момент суммарной ПС, какая была до приращения, это приращение не влияет. Именно поэтому момент ПС относительно этой точки = const.

Какая интеллигентная переписка здесь по этой теме!

В том-то и дело, что она не по теме 🙁
Предпочёл бы её поскорее закончить - но не ценой поругания основ аэродинамики одним невеждой с высоким самомнением и ютюб вместо учебника))

 

[daredevil]

PS
Т.е. СС не прав в том, что рассматривает моменты сил, а не приращений сил, в остальном объяснения моё и его практически одинаковы.

 

[daredevil]

мощность верхних движков слегка меньше, чем нижних

А может, наоборот - смотря по тому, пикирующий или кабрирующий момент от планера - но полюбому в общем случае она не одинакова, т.е. дать самый полный газ на всех нельзя. Хотя отличия, понятно, невелики.

 

[Georgiy]

daredevil сказал:

Джордж Кейли это начало 19-го века вообще-то. А само понятие аэродинамического фокуса ЕМНИП Жуковский ввёл?

После трудового дня век 19 железный, становится 20 веком... Самая хорошая книга о Джордже Кэйли - Самуэля Смита, 1962 года кажется... до планера 1853 года, у которого прекрасно описание конструкция, есть чертежи и описаны испытания - был еще планер 1804 г., где тоже продольное "V" присутствовало.

Как пишет В С.Пышнов (кажется в сборнике по истории авиации и космонавтики ИИЕТовском читал) - понятие "фокус" ввел С.А.Чаплыгин в статье "о сопротивлении крыла моноплана в 1919 году. По его определению - фокус - это фокус параболы, которая - метацентрическая кривая устойчивости, т.е. кривая, по которой скользит вектор суммарной аэродинамической силы.

Логика такова примерно. Пусть у нас передняя и задняя плоскости любой площади, формы и профиля. Для каждой из них до срыва зависимость ПС от угла атаки можно принять линейной. Это значит, в некотором диапазоне углов атаки каждому градусу приращения угла атаки соответствует некоторая постоянная величина приращения ПС передней плоскости и постоянная же величина приращения ПС заднего. Относительно некоторой точки между плоскостями моменты этих приращений скомпенсированы. Это и есть точка фокуса, она же точка приложения суммарного приращения ПС. Момент приращения относительно этой точки равен 0 - значит, на момент суммарной ПС, какая была до приращения, это приращение не влияет. Именно поэтому момент ПС относительно этой точки = const.

Ой спасибо!!! Как понятно объяснили!
Для доказательства постоянства фокуса, в лекциях студентам - я использую графики Y(альфа) - прямые линии, и показываю, что на разных углах установки плоскостей друг относительно друга - прирост одинаковый Y и у переднего и заднего крыла (у переднего крыла всегда одинаковый и у заднего крыла одинаковый). Но сами графики каждого крыла, при разных площадях, удлинениях естественно имеют разный наклон (чем меньше площадь, тем меньше наклон). Даже если Cy-ки одинаковый наклон имеют площади наклон определять будут.
Но хорошо Вы описали, понятно! А можете также понятно объяснить понятие "фокуса", используя прямой график момента от угла атаки?

Описание фокуса Строителем самолета - можно дополнить - момент постоянен, еще при разных углах установки плоскостей!

PS
Т.е. СС не прав в том, что рассматривает моменты сил, а не приращений сил, в остальном объяснения моё и его практически одинаковы.

Как я понял, Строитель самолета рассматривает моменты сил, учитывая, что они изменяются по величине и перемещаются при изменении угла атаки.

 

[Строитель самолета]

Мое сугубо лично мнение, что фраза продольное V не совсем удачное. Дело же по сути не просто в разнице углов атаки. Ведь есть самолеты у которых передняя и задняя плоскости в ноль стоят. Или задняя имеет меньший угол относительно передней( или наоборот , кто не верит читайте РЛЭ. Есть самолеты у которых оперение имеет больший угол установки чем крыло и имеет положительную подъёмную силу) . И не в скосе потока первопричина. Независимо от углов и схемы самолета- правило одно: «цт перед фокусом».
И там достаточное сложное объяснение, что сравнению с которым фокус покажется простым как 2х2. Потому что: надо понимать про какую систему отсчета речь идёт. Ибо разместив цт перед фокусом мы автоматически увеличиваем удельную нагрузку на площадь переднего плана больше нежели заднего( а это впринципе и есть это правило продольного V ), иначе будет постоянный момент на пикирование, а чтобы его не было мы подгоняем всю систему планов под это новое условие . ( а кто не смог, тянет все время ручку на себя и ноет про « переднюю центровку»))) и….. и потом в головах начнётся путаница с системами отсчета. Я даже не хочу начинать. И слова «передняя и задняя центровка» тоже не совсем удачные- центровка по сути всегда передняя, потому что цт всегда перед фокусом при любой центровке и всегда передний план загружен ОТНОСИТЕЛЬНО заднего больше .

 

[Georgiy]

Но хорошо Вы описали, понятно! А можете также понятно объяснить понятие "фокуса", используя прямой график момента от угла атаки?

Кажется простой ответ - раз линейный график момента от угла атаки относительно передней кромки (например). Меняя положение точки вращения крыла - мы меняем угол наклона графика момента прямо пропорционально изменению плеча, и понятно - можем иак наклонить график Y(альфа) - что он станет параллельным оси альфа.

 

[old_soarer]

- Вы сделали именно как самолёт?

да.
2 компоновки: классика и тандем.

 

[daredevil]

Кажется простой ответ - раз линейный график момента от угла атаки относительно передней кромки (например). Меняя положение точки вращения крыла - мы меняем угол наклона графика момента прямо пропорционально изменению плеча, и понятно - можем иак наклонить график Y(альфа) - что он станет параллельным оси альфа.

График m(а), в отличие от графика Y(а), не будет линейным, если ЦД смещается. Поэтому в теории проще выйти вначале на приращения Y, потом на моменты этих приращений. Но! В опыте, когда мы замеряем моменты и имеем нелинейный график Сm(а) для некоторой точки - на основании этого графика и графика Cy(a )мы можем построить график Сm(а) в любой точке и определить, в какой точке при данном альфа касательная к Сm(а) параллельна оси альфа. Это и будет точка фокуса при данном альфа.

Например, по этому графику Сm0,25(а) для виртуальной продувки NACA 4412 мы видим, что положение фокуса б,-м. постоянно только в интервале углов атаки от -9 до +6, причём фокус находится чуть позади 0,25 хорды, т.к. момент относительно четверти хорды слегка растёт с альфа.

В целом согласен, в общем случае подход с моментами самый правильный. Но не самый наглядный.

есть самолеты у которых передняя и задняя плоскости в ноль стоят. Или задняя имеет меньший угол относительно передней( или наоборот , кто не верит читайте РЛЭ. Есть самолеты у которых оперение имеет больший угол установки чем крыло и имеет положительную подъёмную силу) . И не в скосе потока первопричина.

Важны и скос (определяющий истинный угол атаки), и абсолютный угол атаки (угол между текущим положением плоскости и положением нулевой ПС). Скажем, при нулевом геометричсеком угле атаки профиль NACA 4412 имеет абсолютный угол 4 градуса. При отклонении флаперона на 20 этот угол возрастает примерно до 17. У горизонтального оперения с симметричным профилем при отклонении РВ вверх на 15 абсолютный угол атаки становится -10. В итоге у аппарата, у которого углы заклинения крыла и стабилизатора нулевые, истинный продольный V в посадочной конфигурации составит примерно 17 + 10 + 3 = 30 градусов (!). Плюс 3 тут за счёт скоса. И разумеется, с отклонёнными закрылками без риска для устойчивости можно иметь угол установки стабилизатора больше, чем крыла.

Независимо от углов и схемы самолета- правило одно: «цт перед фокусом».

Это правило и правило "касательная к Cу(а)для передней плоскости втыкается в ось a левее, чем для задней плоскости" на самом деле почти тождественны. Почти - потому что графики Cу(а) не учитывают движения ЦД каждой плоскости - которые обычно невелики по сравнению с движением общего ЦД при изменении угла атаки. И ещё нюанс: график для задней плоскости должен быть построен с поправкой на влияние скоса от передней.

 

[daredevil]

2 компоновки: классика и тандем.

А фотки - секрет?

 

[Строитель самолета]

Покопался в своей библиотеке в разделе Аэродинамика . Нашёл старинную книжку. Умели все таки простыми словами писать, без всяких « приращений»

 

[Строитель самолета]

На западе кстати в аэродинамике нет слова фокус крыла( самолета) . Называют neitral point . Нейтральная точка, относительно которой , моменты постоянны. Так и пишут. Нигде никаких упоминаний о одной только силе, ее приращении и тд и тп. Только момент силы