Профиль крыла

[lav]

На обрубленной - с Вашего позволения...И получаются даже не один,а два (с верхней и нижней кромок) вихря - при скруглении задней кромки выходит хуже.

....но два шнура противоположных  направлений не могут увеличить циркуляцию по контуру...они (если их два) могут только хорошо подсасывать погранслой с обеих дужек?

 

[Anatoliy]

Упорно меняя местами причину и следствие вы ссылаетесь на законы физики. Законы аэродинамики (как раздела физики) вам, для ваших умозаключений, не подходят. И как бы точно эти законы(аэродинамические) здесь не излагались вам то -побарабану.

Для продолжения дискуссии надо иметь ввиду то обстоятельство, что я пользуюсь всеми формулами выведенными аэродинамиками. [highlight]Это первое.[/highlight]

Эти формулы относятся к разряду инженерных по причине вхождения в них переменных коэффициентов и характер их поведения (коэффициентов) не описывает математически аэродинамика.  Для примера сравним физическое и математическое объяснение кривой описывающей поведения напряжения синусоидального переменного тока и поведение кривой описывающей поведения коэффициента аэродинамической подъемной силы. Если в первом случае все с ужасающей точностью описано, то во втором случае мы довольствуемся экспериментально снятыми кривыми, причем для каждого случая снимаются новые зависимости. В формулах для расчета подъемной силы не хватает много величин, скажем всех геометрических параметров профиля, числа Re, угла атаки, шероховатости, стреловидности и тому подобное. Эта полная формула вывернет нам мозги наизнанку, поэтому этим занимаются компьютерные программы. Нам так удобно и никто, и я тоже не намерен отказываться от инженерных формул и не только в авиации.
[highlight]Это второе.[/highlight]

А теперь по порядку.

Взять к примеру (пример рабочекрестьянский!) симметричный профиль с нулевым углом атаки, позади него в непосредственной близости разместить набор тонких пластин отклоняющих поток за профилем вниз.
Отклонение потока есть? Есть. А подъёмная сила на профиле?

Ну вот сморозили глупость и сидите довольные. Подумайте сами с чем взаимодействует этот "поворачивающийся" поток воздуха ?  Взаимодействует с решёткой! Следовательно там и появляется аэродинамическая сила. Стоит Вам привязать механически эту решётку к симметричному телу и Вы моментально почувствуете аэродинамическую силу вновь полученной конструкции.

Если уж вам, Анатолий, нравится считать аэродинамику по законам Ньютона, то вам не мешало бы поглубже изучить методики таких расчетов.  Боюсь только, вы их найти не сможете и будете форумчан подзуживать вам их предоставить, чем, собственно, вы и промышляете.

Ну этим уже занимаются некоторые методики расчета воздушных винтов и поэтому звание первооткрывателя этой методики теряется в прошлом веке. Искать их не приходится - они хорошо описаны в литературе и находятся у меня на рабочем столе.

 

[Anatoliy]

.....и будете форумчан подзуживать вам их предоставить, чем, собственно, вы и промышляете. 

Ну это логика поведения [highlight]ЖЛОБА[/highlight]. - "У меня это есть, но я тебе этого не дам".

Что плохого произойдет если мы начнем делиться методиками, справочниками, данными экспериментов, необходимой литературой, советами?

[highlight]ЖЛОБУ[/highlight] это хуже ножа в сердце, а всем нормальным людям только в помощь.

 

[Anatoliy]

(почему Вы не учитываете Re по шероховатости в своих расчетах?)

А кто это Вам такое сказал? Тут наоборот надо мною многие потешаются, что я всегда пользуюсь конкретными границами числа Re.

с учетом законов Ньютона при соударении (жестком, упругом, центральном, не центральном) молекул воздуха с поверхностью профиля с учетом размерности молекул (разных газов, входящих в состав воздуха)

Да не цепляйтесь за молекулы. Ни кто не будет считать их соударения. Это было сказано в пример о глубине вопроса в которую мы за ненадобностью не лезем, а не для того чтоб показать свою "крутизну" в науке.

И мой Вам совет - откажитесь от использования всевозможных коэффициентов в формулах и программах - все сразу срастется и не будет глючить.

На это я уже ответив чуть выше для Михаила-Нск.

 

[Anatoliy]

Успехов! Веселиться буду продолжать из зала. 

Вот я повеселился когда прочел Ваш перл о космическом лифте в ветке о "Подъемная сила из массы".

Так что ошибаются все, и даже ГУРУ. Просто часто кое что не учитывается в условиях задачи.
Почитайте там мой ответ.

 

[Михаил-Нск]

Что плохого произойдет если мы начнем делиться методиками, справочниками, данными экспериментов, необходимой литературой, советами?

Делиться есть смысл тогда, когда знаешь, что подаренные тобой знания пригодятся. В вашем случае - басня "мартышка и очки".

 

[Lapshin]

....но два шнура противоположныхнаправлений не могут увеличить циркуляцию по контуру...они (если их два) могут только хорошо подсасывать погранслой с обеих дужек? 

А вот здесь моих фундаментальных знаний уже не хватает - но эти два вихорька отчетливо видны в эксперименте,хотя четкого механизма их действия поисать не могу.Рабоче-крестьянское представление рисует как бы два ролика,присоединенные к донышку профиля:струи,обтекающие верхнюю и нижнюю дужки как бы катятся по этим роликам...

 

[Anatoliy]

Делиться есть смысл тогда, когда знаешь, что подаренные тобой знания пригодятся.

А здесь всё очень интересно происходит. Кому надо тот и берет. Делишься вроде бы с одним, а пользуются многие. И не обязательно прямо сейчас. Ссылка остается постоянно на форуме. Сейчас вроде не требуется, а завтра просто позарез как нужна становятся. Форум читают многие и даже незарегистрированные. Делитесь, с Вас не убудет если есть что сказать.

 

[lav]

....но два шнура противоположныхнаправлений не могут увеличить циркуляцию по контуру...они (если их два) могут только хорошо подсасывать погранслой с обеих дужек? 

А вот здесь моих фундаментальных знаний уже не хватает - но эти два вихорька отчетливо видны в эксперименте,хотя четкого механизма их действия поисать не могу.Рабоче-крестьянское представление рисует как бы два ролика,присоединенные к донышку профиля:струи,обтекающие верхнюю и нижнюю дужки как бы катятся по этим роликам...

  При достаточно малых числах Re одновихревая система (поток- вихрь) может быть устойчива(силы вязкости " успевают" организовывать течение ) , за определённым порогом скорости(инерционные силы превалируют) система теряет устойчивость и переходит в двухвихревую более устойчивую и т.д. причём наибольшую устойчивость имеют  системы с нечётным числом вихрей ..в торнадо, как провило, их пять...и у меня нет причин Вам не верить..Вы наблюдали двухвихревую устойчивую систему.

 

[Юрий Ер]

Делиться есть смысл тогда, когда знаешь, что подаренные тобой знания пригодятся.

А здесь всё очень интересно происходит. Кому надо тот и берет. Делишься вреде бы с одним, а пользуются многие. И не обязательно прямо сейчас. Ссылка остается постоянно на форуме. Сейчас вроде не требуется, а завтра просто позарез как нужна становятся. Форум читают многие и даже незарегистрированные. Делитесь, с Вас не убудет если есть что сказать.

И это правильно!
В писании говориться; отдавай, и всё вернётся старицей.
Не зачем, всё уносить с собой в могилу. Отдай, и тебя с благодарностью, будут помнить потомки.

 

[Юрий Ер]

А я вот что-то не могу найти координат П301  
Может, кто что подскажет.
Вроде уже все атласы перекачал, что в сети попадались. Еще помню статейка где-то попадалась про этот профиль с текстом примерно такого содержания: "используйте новый профиль П301 и будет вам счастье". Вот теперь понадобилось, а найти не могу.

Да не гоняйтесь вы за новыми, революционными достижениями - нет надобности в этом для малого самолёта!
Для планёра надо использовать проверенную годами схему - их сделано и исследованно уже огромное количество, не стоит изобретать велосипед!
Любой новый профиль дуется в трубе не один час, гоняется на модели и всё равно при использовании на самолёте нет нет, да и всплывёт какая-то закавыка! На такие исследования годы тратятся в институтах, а вы ради одного самолета городить огород пытаетесь - глупо, чесслово!

Я хочу поддержать оппонента!
Действительно нечего рыться в профилях. Профиль, лишь характеризует характер обтекания крыла, и влияет на срывные характеристики. На подъёмную силу в меньшей степени. Вам всем известен, принцип  образования подъёмной силы. Принцип не неразрывности (ЗАКОН БЕРНУЛИ) на подъёмную силу большее влияние оказывает кривизна. И если вы сравните разные профили, она будет мало отличаться. Я имею в виду для полёта в условиях где не проявляется сжимаемость воздуха. Так, что выбирайте профиль по срывным характеристикам.
У вас учебная машина, отодвиньте срыв. Вы опытный пилот этим можно пренебречь, сосредоточте внимание  на других, не обходимых характеристиках. Например достижение, большей крейсерской скорости. Что такое профиль в атласе. Это тоже самое, если вы нарисуете профиль от руки.  продуете его в трубе и данные занесёте в атлас и он будет назван вашим именем. Характеристики вашего профиля будут мало отличаться от атласных. Но при определённых условий, могут быть идеальными. на Своём ЛА я использовал два профиля двояко вогнутый, и двояковыпуклый не симметричный.  Разницы на рабочих углах атаки не заметил. Мало того даже крейсерская не возросла. На, что я накладывал большие надежды. Так, что задумывая свой Л.А уделите большее внимание нагрузке на квадратный метр и прочности лонжерона. От этого будет больше пользы.

 

[Михаил-Нск]

Отдай, и тебя с благодарностью, будут помнить потомки.

Вы, вероятно, с благодарностью вспоминаете свою учительницу по русскому языку, но писать грамотно не научились. И атласы составлены, вероятно, тоже не для вас - не помогают. У вас свой путь, как и у Анатолия - флаг в руки. Только жлобить меня не надо - грамотности не прибавится, а форум замусорите. :IMHO

 

[rtyuiop.400]

Из-за вязкости воздуха надо рассматривать профиль крыла, как так называемое "тело вытеснения", образуемое пограничным слоем, который характеризуется так называемой "толщиной вытеснения".
То есть в реальности имеется искажённый профиль с воздушными границами по верхней и нижней поверхностям и с длинным "хвостом", вытягивающимся назад далеко за пределы задней кромки . и в поперечном сечении на задней критической точке имеющем толщину в виде суммы толщин вытеснения на верхней и нижней поверхностях в этой точке. В результате нарушается парадокс Даламбера-Эйлера для идеальной среды, когда давление торможения на передней и задней критических точках профиля одинаково, ибо задняя критическая точка как бы исчезает (возникает сопротивление давления, так как не уравновешивается давление торможения воздушного потока на переднюю критическую точку). Чем больше турбулентность пограничного слоя, тем больше взбухает и ещё быстрее, чем взбухает, удлиняется тело вытеснения, а, значит, тем больше искажается исходный профиль.

Как известно, в пограничном слое воздух, как и всякая вязкая среда, осуществляет своё движение под действием сил трения и давления. Приповерхностные струйки воздуха по мере продвижения от передней кромки (ребра атаки) к точке максимальной толщины профиля вынуждены сужаться, так как на них давят струйки, двигающиеся по потоку выше. Чтобы "протолкнуть" ту же массу воздуха в ту же единицу времени (ибо этой массе деваться просто некуда), необходимо увеличить скорость протекания. Согласно закону сохранения энергии общая энергия струйки должна оставаться неизменной (за минусом потерь на трение в вязкой среде) в каждом своём поперечном сечении. Если увеличивается одна составляющая энергии (в данном случае – кинетическая, за счёт увеличения скорости), значит, на столько же должна уменьшаться другая составляющая (в данном случае – потенциальная, за счёт уменьшения статического давления на верхнюю поверхность). После прохождения самого толстого сечения профиля крыла приповерхностные струйки воздуха начинают расширяться вплоть до задней законцовки профиля (задней критической точки) с соответственным уменьшением скорости потока и ростом статического давления.

Таким образом градиент статического давления воздуха по верхнему контутру профиля сначала отрицательный (от носка до максимальной толщины профиля – давление по ходу движения падает), а затем положительный (от максимальной толщины профиля до законцовки - давление по ходу движения растёт). В точке верхнего контура профиля, соответствующей максимальной толщине профиля, градиент статического давления равен нулю, а само статическое давление достигает своего минимального значения. Данная точка – это точка максимального разрежения воздуха на верхней поверхности.

На участке отрицательного градиента статического давления силы, связанные с давлением, способствуют течению воздуха в пограничном слое (поддавливают воздушный поток в направлении движения). В этом случае, если в носке профиля был ламинарный (плоско-параллельный) пограничный слой, то он сохраняется, а если турбулентный (вихреобразный), то его толщина по мере продвижения вдоль профиля растёт медленно. На участке положительного градиента статического давления силы давления направлены против течения в пограничном слое, ибо в каждой последующей по потоку точке верхнего контура профиля давление больше, чем в предыдущей. Если до начала этого участка ещё сохранялось ламинарное течение, то происходит его нарастающая по ходу течения вдоль профиля турбулизация............................

 

[rtyuiop.400]

Скос потока за крылом -побочный эффект того что крыло имеет концы. На крыле бесконечно размаха-скоса потока нет.
Вызывается перетеканием воздуха на концах крыла из нижней части на верхнюю(скорость потока над крылом больше и он "подсасывает" к себе воздух из под крыла-через торцы)- так называемого индуктивного сопротивления. Из за тогго что самолет постоянно перемещается получается крутящийся "жгут". Крутящийся "жгут" сходящий с торцов крыла из за вязкости воздуха увлекает за собой близлижащий поток. Образуется скос потока.  Если смотреть с хвоста "жгут" крутится по часовой на левой консоли и против часовой на правой консоли. Скос потока максимален к у концов консоли и уменьшается к корню. Тут мы затрагиваем такие понятия как сужение и удлинение.
Касаемо крыла-скос потока не участвует в создании подъемной силы. Скос потока за крылом -это вредное и нехорошее явление.

 

[lav]

В точке верхнего контура профиля, соответствующей максимальной толщине профиля, градиент статического давления равен нулю, а само статическое давление достигает своего минимального значения. Данная точка – это точка максимального разрежения воздуха на верхней поверхности.

Вот именно, [highlight]на поверхности[/highlight]...но в объёме воздуха над этой точкой (в непосредственной близости) плотность не изменилась!.т.е. [highlight]над поверхностью [/highlight]разрежения нет! Если-бы это было не так, то для определения полной подъёмной силы надо было-бы учитывать Архимедовы силы. На околозвуковых скоростях "картина"начинает меняться.

 

[lav]

Re: Профиль крыла.
Ответ #593 - Сегодня :: 11:09:46 Скос потока за крылом -побочный эффект того что крыло имеет концы.

А если на торцы крыла наглухо приклеить шайбы бесконечно большой площади?...то, что ..скоса потока не будет? 

 

[slav]

Скос потока за крылом -побочный эффект того что крыло имеет концы. \\\\Скос потока за крылом -это вредное и нехорошее явление.

  Это ваше личное субьективное заблуждение...........скос потока это одно ,вихреобразование на концах крыла это несколько другое! :

 

[lav]

На крыле бесконечно размаха-скоса потока нет.

Это верно, но не потому что оно не имеет концов...а потому,что секундная отбрасываемая масса воздуха стремится к бесконечности , а скорость отбрасывания вниз этой массы стремится к нулю.

 

[slav]

\\\\и а скорсть отбрасывания стремиться к нулю.

Но всё же немного больше!

 

[lav]

\\и а скорсть отбрасывания стремиться к нулю.

Но всё же немного больше!

Хорошо! Если не применять перехода к пределу в формуле подъёмной силы как меры изменения импульса, можно сказать ,что бесконечную  массу не надо отбрасывать вообще... ,опираясь на неё вы имеете бесплатную подъёмную силу! ;D