Профиль крыла

[sergei107]

Я хорошо понимаю, что при разных профилях эти поля будут разными 

У двух различных крыльев с одинаковым размахом, с одинаковой площадью и одинаковой подъемной силой, но с разными профилями будет одна и та же величина искомой проекции скорости скошенного воздушного потока.

Можете это доказать теоретическими выкладками или результатами экспериментов?

 

[Zakhar]

Я могу предложить желающим посчитать разницу в трении ламинарного и обычного профиля и сравнить с результатами экспериментов. Я такой опыт уже сделал.

 

[Anatoliy.]

Я такие картинки тоже видел.
Меня интересует анализ распределения скоростей в пространстве для разных профилей. Ламинарных и неламинарных
Такое кто нибудь делал?

Похоже нынешнее поколение изучало окружающий мир по картинкам и буржуинским комиксам.

А рядом с картинками тексты Вы читали?
Может там были ссылки?
Вы их не видели?

Уже полным полно разных программ по анализу профилей.
Стоит только попросить интернет и Вам накидают кучу всевозможных программ от крутых за десятки килозелени до бесплатных.
Да и на форуме об этом частенько говорят и пишут.
Берете такую программу и дуйте, дуйте на профиля и созерцайте на картину обтекания, на распределение скоростей, давлений, на ламинарность и турбулентность на Су и Сх На cm0,25, на углы атаки и на всё то о чем Вы даже и не подозревали что может в себе хранить профиль крыла.
Лично я пользуюсь весьма простой и мощной программой. В ней более 2 тысяч профилей и есть возможность самому сварганить свой собственный профиль под собственные задачи.

 

[Anatoliy.]

Я хорошо понимаю, что при разных профилях эти поля будут разными 

У двух различных крыльев с одинаковым размахом, с одинаковой площадью и одинаковой подъемной силой, но с разными профилями будет одна и та же величина искомой проекции скорости скошенного воздушного потока.

Можете это доказать теоретическими выкладками или результатами экспериментов?

Всё это может оказаться в Ваших руках если только соизволите открыть учебники.

 

[Zakhar]

Написано в учебнике и доказано это не одно и то же. В учебниках полно залепух.
Речь идет о серьезной коррекции теории. Я это понимаю. Просто нужно обратить внимние на зависимость индуктивного сопротивления от профиля. Если бы я знал это с самого начала, я бы не делал ряда дорогих ошибок

 

[KAA]

Если всмотреться повнимательнее, то можно обнаружить впереди красной стрелочки изображающей индуктивное сопротивление только "огрызок" черной стрелочки, которая изображает из себя то, что не совсем было заметно с первого взгляда.

Прошу прощения, не заметил "огрызка"!
Но напрасно вы его таким маленьким изобразили! Лишь при Су>Сунаив, индуктивное сопротивление становится больше Хр, а при меньших-Хр имеет относительно бОльшую величину, вплоть до Су=0, когда индуктивное сопротивление с подъёмной силой исчезают, а вектор  аэродинамической силы направлен по потоку ! Такая вот "загогулина" (с)

лично меня устраивает классическая аэродинамика ---расчёты и явления потверждаються практикой---что ёще нужно инженеру-конструктору

+1!
"есть ли жизнь на Марсе, нет ли жизни на Марсе...какая разница!" (с)

 

[Anatoliy.]

Прошу прощения, не заметил "огрызка"!
Но напрасно вы его таким маленьким изобразили! Лишь при Су>Сунаив, индуктивное сопротивление становится больше Хр, а при меньших-Хр имеет относительно бОльшую величину, вплоть до Су=0, когда индуктивное сопротивление с подъёмной силой исчезают, а вектораэродинамической силы направлен по потоку ! Такая вот "загогулина" (с

Я старался этот пояснительный рисунок выполнять как можно ближе к реальности.

Когда я вожусь с профилями, то меня интересуют лучшие типы и одной из значимых для меня является аэродинамическое качество.
Так вот это аэродинамическое качество крыла с бесконечным размахом может быть и 50 и 100, у крыла с бесконечным размахом.

Посмотрите на два вектора которые изображают, синий - полную аэродинамическую силу и красный который называется подъемная сила. Они отклонены назад из из того, что профиль находится в скошенном им самим воздушном потоке и угол атаки уже отсчитывается не от горизонта.
Синий вектор отклонен от вектора подъемной силы суммарным сопротивлением которое вытекает из аэродинамического качества этого профиля  у крыла с бесконечным размахом. В моем изображении аэродинамическое качество примерно 22 - 25. Не ахти какой замечательный профиль при тех значениях Су на крыле.
Нас же должна интересовать картина когда крыло имеет подъемную силу равную весу летательного аппарата, а не при обдуве крыла слабым дуновением ветерка когда крыло мирно "спит" на аэродроме.

 

[KAA]

В моем изображении аэродинамическое качество примерно 22 - 25. Не ахти какой замечательный профиль при тех значениях Су на крыле.
Нас же должна интересовать картина когда крыло имеет подъемную силу равную весу летательного аппарата, а не при обдуве крыла слабым дуновением ветерка когда крыло мирно "спит" на аэродроме. 

У вас изображена картина сила на околокритическом угле атаки. На 2-м режиме полёта.

 

[Zakhar]

Прошу прощения, не заметил "огрызка"!
Но напрасно вы его таким маленьким изобразили! Лишь при Су>Сунаив, индуктивное сопротивление становится больше Хр, а при меньших-Хр имеет относительно бОльшую величину

Я не устаю повторять, что индуктивное сопротивление в разы больше профильного. На режиме качества это половина общего сопротивления самолета, а профильное раза в четыре меньше.
В учебниках пишут, что крыло с бесконечным размахом не имеет индуктивного сопротивления, но это тоже лажа. Если есть подъемная сила, значит на воздух воздействует такая же сила, направленная вниз, есть потери на индуцирование скоростей частиц воздуха.

 

[Anatoliy.]

Я не устаю повторять, что индуктивное сопротивление [highlight]в разы больше профильного[/highlight]. 

Устанете повторять потому что Вы так необдуманно поставили точку в этом предложении.
При Су = 0  индуктивное сопротивление равно НУЛЮ, и ни как не может быть [highlight]"в разы больше профильного"[/highlight]   :STUPID

 

[Anatoliy.]

У вас изображена картина сила на [highlight]околокритическом[/highlight] угле атаки. На 2-м режиме полёта. 

На моём рисунке угол атаки примерно равен 5 градусам.
Вы считаете такой угол атаки (5 градусов) [highlight]околокритическим?[/highlight]

 

[iae]

В учебниках пишут, что крыло с бесконечным размахом не имеет индуктивного сопротивления, но это тоже лажа. Если есть подъемная сила, значит на воздух воздействует такая же сила, направленная вниз, есть потери на индуцирование скоростей частиц воздуха.

Это потому, что вы не понимаете ни природу подъёмной силы, ни природу индуктивного сопротивления.

 

[казак]

Это потому, что вы не понимаете ни природу подъёмной силы, ни природу индуктивного сопротивления.

Можно подумать что вы ЭТО понимаете..Не страшно делать такие громкие заявления?   

 

[казак]

Уже полным полно разных программ по анализу профилей.
Стоит только попросить интернет и Вам накидают кучу всевозможных программ от крутых за десятки килозелени до бесплатных.
Да и на форуме об этом частенько говорят и пишут.

@ Anatoliy. Если на профиле начиная с верхней точки  на рабочих углах существует турбулентность (сужу по фотографии обтекания Ан-2), то классическая теория создания подъёмной силы на профиле по Бернулли летит  сразу же коту под хвост ! Турбулентность  означает отмену встречи двух частиц воздуха  на задней кромке пролетевших   под профилем и над ! И это означает примерное равенство скоростей обтекания воздушным потоком над и под (незначительный разгон скорости только на подъёме на горбик ) и значит нужно придумать другую теорию возникновения подъёмной силы , не скоростную ! Нужно, наконец, определиться что первично :сначала в какой то части профиля отчего то растёт давление и потом разница их  разгоняет ВП , или отчего то растёт скорость , и дальше всё по Бернулли ..  Вот когда это станет ясным , тогда можно пойти дальше и говорить про индукцию.. Кстати , в этом случае придётся отказываться от понятия скос потока и всех заморочек , которые с этим тпонятием связаны ..Раз есть турбулентность то не может быть никакого скоса ! Турбулентность - это растяжение материи газа под воздействием вязкости с одной стороны и инерционных сил динамики с другой ! Природа не терпит пустоты , поэтому материя газа стремится заполнить всё пространство под воздействием молекулярных сил отталкивания ! Следствием этих событий будет падение давления ! Вот вам и разница давления перед профилем и над ним (увеличение скорости обтекания на лобике) , под профилем и над ним - часть полной подъёмной силы ! Вторая часть У - от скоростного напора под профилем.. :IMHO 

 

[Lapshin]

Еще один первооткрыватель нарисовался.
И что же - эти бредни также следует опровергать?
Хотя у него есть уникальная возможность доказательства правоты: после подъема его детища, Вжика с подтверждением заявленных чудес, его мнение может обсуждаться: покамест, это не более, чем рыдания лузера, никакого внимания не заслуживающие.
Но интересно - почему подобные гении не сподобились сколь-нибудь вдумчиво разобраться с существующей наукой, прежде, чем изобретать альтернативную?
Потому, что "писатели, а не читатели" - или просто знаний маловато, чтобы понять логику "классики"?

 

[Anatoliy.]

классическая теория создания подъёмной силы на профиле по Бернулли летитсразу же коту под хвост !

Раз высказанная дурь уважаемым на то время человеком прочно вошла в учебники. И с тех пор практически все умные мужи тянут несчастного Д. Бернулли из труб в открытое воздушное пространство пытаясь доказать реальность байки про барона Мюнхаузена с его косичкой, лошадью и болотом.
Не помогает даже самый примитивный опыт с дутьем между двумя листочками бумаги, что показывали на уроках физики.
Один раз высказанное неправильное объяснение школьным преподавателем физики напрочь заседает в головах доверчивых школярят и шагает в их головах по жизни.
Огромная куча экспериментов не в силах опровергнуть бернулевскую природу возникновения подъемной силы крыла и её, эту теорию, продолжают вдалбливать в головы уже студентам.
Да еще устраивают проверки знаний на экзаменах - насколько прочно эта дурь была вбита в голову студентов.

Вот один из таких экспериментов. (Первая пара фотографий)

Точно так происходит и с индуктивным сопротивление. С его представлением.
Поэтому столько невежества в этом вопросе.
Гляньте что пишут под рисунком в учебниках. (Второй слайд)

Но можно найти и объяснение тем завиткам за крылом.
Хотя его напрочь не хотят воспринимать почитатели перетеканий воздуха с нижней части крыла на верхнюю.
Ну, хоть поубивай их всех!

 

[aerobaika]

зачем погружаться в дебри теоритических изысканий---здесь же не семинар учёных вроде и так известно максимум а.к. крыла конечного размаха можно получить приемлемым удлинением , применением ламинизированного профиля  при гарантированной высокой чистоте поверхности и точности изготовления ( тряпколёты и каркасные не рассматриваются !) :~)

 

[казак]

Еще один первооткрыватель нарисовался.
И что же - эти бредни также следует опровергать?

А по существу , конкретно,без этих "одесских" штучек есть что сказать?

 

[Lapshin]

Еще один первооткрыватель нарисовался.
И что же - эти бредни также следует опровергать?

А по существу , конкретно,без этих "одесских" штучек есть что сказать? 

Вы, может быть, сказать что-то хотели - говорите.
Комментировать ваши бредни, как уже сказано выше, мне ни к чему до названного момента: разве, что другие сподобятся.

 

[viache]

#terivlev. Вы смогли бы и сами себе объяснить индукт. сопрот., если бы "...Я не имел в виду концевые вихри..." объясняли индукт. сопрот. только концевыми вихрями и естественно на крейсерских углах полета. Рассматривая два крыла с одинаковыми профилями, углами атаки, скоростным напором, площадями, законцовками- т.е. с одинаковыми по размаху зонами действия концевых вихрей, но с разными удлинениями. То доля зоны действия вихря к общему размаху будет разной, на это и указывает индукт. сопротивление.
  С индукт. сопрот. всегда боролись и борются формой законцовок, начиная с вертикальных шайб и заканчивая винглетами( кстати, винглет и отводит концевой вихрь от крыла, т.е. концевая часть крыла полноценно участвует в образовании подъемной силы, а конец винглета приближает крыло к эллиптическому, т.е. уменьшает энергию на образование конц. вихря).
  Форма профиля влияет на разницу давлений на верхней и нижней поверхностях( интенсивность вихря),так "лобастый" профиль будет иметь конц. вихрь большей интенсивности.
   Что касается скоса потока за крылом- сделайте попытку объяснить себе образование подъемной силы S-образным профилем.