Аэродинамические характеристики профилей

Чечако

Я люблю строить самолеты!
Чечако Почему вы решили, что масса воздуха обтекающая крыло сверху больше, чем вы это объясняете?
Это не столь важно. Масса важна при наличии ускорения.
(картинку вставить не могу, поэтому смотрите на то фото)

1. Предположим, что линии тока вдоль верхней и нижней кромок прямые (почти). Это означает, что профиль на них не влияет, от слова НИКАК.
2. На левой вертикальной кромке фото, ставим точку, между линиями тока которые ближе всего к профилю(верхней и нижней). Еще точку, аналогично, на правой кромке фото.
Соединяем эти точки. Получаем наклонную линию-общий скос потока. Обращаем внимание, что на левой кромке фото, грубо говоря, все линии тока, хоть на малом участке-параллельны и горизонтальны (см. п.п.1) т.е. профиль на них-влияния не оказывает(представить-то, все смогут).
3. Далее-по линиям тока, можно определить, где поток сжимается, где расширяется, и соответствующее изменение давления (примерно). Точнее, по фото сказать сложно, поскольку не определить, где вязкость, где трение, где смачиваемость, где турбулентность,...

Прим. Длина линий тока-различна,ближе к профилю-короче, дальше-длинее, но оно примерно пропорционально Fподъемн*Lтока(или L дужки профиля). На самом деле, конечно ПЛОЩАДИ, но при фиксированной длине хорды- сойдет и ДЛИНА. Естественно, что длина тех участков, на которые профиль ВЛИЯЕТ.
...
далее-сами думайте, а учебники 30-х годов, оставьте пращурам, они славно потрудились, чтобы сделать ПРОЩЕ, а мы желаем - ПРАВИЛЬНО! ;)
 

Чечако

Я люблю строить самолеты!
И еще. Если профиль сделать сторого по линиям тока ближайшим к профилю (силуэт будет похож на рыло дельфина-афалины), то такой профиль будет иметь исключительное качество, при условиях:
-неизменности характеристик среды
-неизменности скорости, углов атаки, крена...
Ближайшие известные в авиации аналоги:  беззазорный предкрылок, тросик-турбулизатор перед лобиком и сверхзвуговой треугольный профиль. ;)

Напоследок. Градиент давления в стандартной атмосфере примерно 5*10[sup]-5[/sup] кг/см2 на 1 метр высоты. Отсюда следует, что если крыло сплошное или вакуумированное, то есть привесок подъемной силы от Закона Архимеда, или! у симметричного профиля при угле атаки 0,000... градусов- есть подъемная сила! Маленькая-маленькая...Чем толще профиль (чем больше его объем) тем она больше. ;)
 

sergei107

Senior Member
[media]https://www.youtube.com/watch?v=QKCK4lJLQHU[/media]

Почему, что и как - не знаю, и вообще в аэродинамике пока не много понимаю, но может быть данное видео (на английском) кому-то окажется полезным.
Хорошая лекция.
В общих чертах, там говорится, что научно-популярные объяснения эффектов крыла , как то
- подъемной силы (разная длина поверхности сверху и снизу, отклонения потока) ,
- индуктивное сопротивление как следствие концевых вихрей
- и еще какие то
мягко говоря, не соответствуют действительности.

Единственный способ понять что там происходит, какие силы и куда направлены, -  это решать уравнения механики сплошных сред. Причем, учитывать БОЛЬШУЮ облать вокруг крыла.
Ну, и в конце он говорит, что воздух, поддерживающий самолет в себе, оказывает повышенное давление на ЗЕМЛЮ. То есть, вес самолета транслируется воздухом на землю, как бы далеко внизу она не была.

Лично ясчитаю, что подъемная сила и индуктивное сопротивление есть близнецы-братья скоса потока за крылом. Надо только поток учитывать потолще, скажем 10 хорд вверх и 10 хорд вниз.

А в остльном я солидарен с данным товарищем.
 

urry_buh

Терпеть не могу строить самолеты!
Лично ясчитаю, что подъемная сила и индуктивное сопротивление есть близнецы-братья скоса потока за крылом. Надо только поток учитывать потолще, скажем 10 хорд вверх и 10 хорд вниз.
Людвиг Прандтль в позапрошлом веке  был с Вами почти согласен. Только он предложил в качестве "ограничителя"- цилиндр с диаметром крыла. Из него получается при использовании закона сохранения импульса индуктивная скорость средняя, а закона сохранения энергии-доп. сопротивление, названное индуктивным. У него-же формула с Пи_Лямбдой. Но к-т формы "дельта" из его теории никак не получить. НЕЖ из другого закона сохранения- момента кол-ва движения получил более завуалированную в смысле физики модель, зато позволяющую потенциально учесть форму крыла и вообще распределение по размаху и хорде с использованием МКЭ. Что стало возможным только с компутерами. А вообще беда с преподаванием: всем вбили в голову про концевые вихри, отсюда и кольцепланы и прочая дребедень  :) СУВЖ. Особенно к пропавшему Fa-Fa  ;)
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
  Ну что, господа, у нас 3 открытых вопроса: мой 2-й из поста 181, вопрос про "неудачи" Петра в посте ХХХ и вопрос Генрика про подъемную силу при 0°К.
   Кстати (Захар!), всем ясен его расчет в конце поста 216?.. Что он там вычислил полную кин.энергию у молекул воздуха в кубометре?..  Что столько джоулей воздух отдаст остывая до абсолюта?.. Или, наоборот, что столько энергии надо затратить, чтоб разогреть его от нуля до комнатной (?) температуры, и аэродинамическая печка с 10 квт-ным двигателем при этом будет работать  (механически разгонять лопатками молекулы до 500 м/с) 16 секунд?

   Представим себе в невесомости очень разреженный газ почти при нуле К°.  А среди газа – крыло с профилем Clark-Y неподвижное относительно средней их скорости (которая = 1 мм/с, а расстояние между молекулами [ch8776] равно высоте профиля). Очевидно, что сила воздействия на крыло будет ноль, и, более того, абсолютное давление на все точки поверхности будет тоже ноль (а не 1 атм как на Земле).
   А теперь, с углом атаки 10° (по нижней поверхности) крыло начинает двигаться в этом газе со скоростью 10 м/с. Вопросы: 1) – каким будет след от него в этом воздухе (в частности – будут ли концевые вихри)?; 2) – чему будет равна подъемная сила?, и 3) – будет ли она зависеть от формы профиля?

    Ответы:
1.  а) –  сзади крыла появится коридор пустоты, не заполняемый "ленивыми" молекулами;
      б) –  снизу от этого коридора будут упруго отбитые молекулы, летящие вниз со скоростью 2[ch10799]10[sub]м/с[/sub][ch10799]sin(10°).  Направление их движения будет перпендикулярно нижней поверхности профиля;
      в) –  молекулы стукнутые лбом отскочат перпендикулярно его контуру со скоростью вверх  2[ch10799]10[sub]м/с[/sub][ch10799]sin (угла наклона к горизонтали точек контакта). Со скоростью 20 м/с строго вперед отскочат молекулы об "лобовую" точку профиля  (sin(90°) = 1);
      г) –  все эти стукнутые молекулы будут одиноко как метеориты в космосе  лететь среди сонного царства, не вызывая ни капли завихрений нашей привычной аэродинамики, и, в частности, никаких индуктивных вихрей на концах крыла не будет и в помине;
      д) –  чуть сзади от верхней точки профиля и вплоть до задней кромки, поверхность крыла не испытает ни одного соударения: здесь будет абсолютное бернуллевское"разрежение" при "обтекании".

2.  Сила, испытываемая крылом, будет равна и обратна суммарному импульсу всех отбитых за секунду молекул.

3.  Скажется ли на силе форма лба? – Нет. Значение будет иметь только угол атаки нижней поверхности и высота от атакующей кромки до верхней точки спины.

   Вся эта картина – это идеальная Ньютоновская модель молекулярно-кинетической гидродинамики без "кинетической компоненты" молекул.   И она дает нам ответ на вопрос Генрика про пыль в вакууме с плотностью 1,3 кг/м[sup]3[/sup].
   Чем пыль будет отличаться от воздуха, – вроде плотность-то та же?..  Тем, что в этом кубе тяжелых пылинок-точек гораздо меньше, чем молекул воздуха при 1 атм. И, отбитые поверхностью движущегося крыла, они будут двигаться, не обмениваясь импульсом с близлежащими, – не будут от них отражаться и вновь стукаться об крыло. То есть, они не будут вовлекать большие массы  остальной пыли в свое движение, вызванное ударами об крыло. И вот здесь корень отличия "ньютоновской" корпускулярной модели от картины "сплошных сред", вовлекаемых в спутный след обменами импульсами у молекул. Крыло, летящее в воздухе, "опирается" на гораздо большую массу молекул, чем только те, что непосредственно встретятся ему на пути.  То есть крыло Генрика, скажем за 5 метров своего движения, разгонит вниз плоский коридор шириной в размах, а высотой – всего в толщину профиля. А крыло в воздухе разгоняет вниз [ch8776] круглый коридор с диаметром равным размаху с гораздо большей массой, чем плоский. При этом скорость отбоя молекул вниз  будет той же: в первом приближении это просто упругий отскок от поверхности вниз (и "неотскок" вверх от подвижной спины).
   Таким образом у крыла Генрика подъемная сила будет раз в 50 (при [ch945] = 6° и [ch955] = 5) меньше, чем у крыла в воздухе.
 

anton19286

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Томск
Ну у парапланов сейчас максимальное качество в районе десятки, у самолетов примерно также
;D 10- у очень отдельных, спортивных крыльев, в сочетании с коконами хитрых форм. А обычно-6.
У Як-52, К=12, у С-172 К=14, У Ту-134-18. 
Обычный кокон, чего уж специальный. Конечно сидячая подвеска будет сопротивление создавать, полквадрата с Сх=1. Давайте у Ту-134 все пассажирские кресла на крыло прикрутим в ряд и померим качество.
 

henryk

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Krakow
подъемная сила будет раз в 50 
=+100 !
-если помнью,в кубометре воздуха ок. 10 в 23 степени ?

-кстати,не получается "засасывать" воздух (слы взаимного тяготения молекул есть,но они ничтожно малы),
зато доминируют силы взаимного отталкиания...

=работа умелого аэродинамика заключается в создавании пониженного давления в нужных местах...

-нпр.горячий воздух мотора трудно "вытолкнуть",
зато легко его "выпустить" в зону пониженного давления!
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
 
А вообще беда с преподаванием: всем вбили в голову про концевые вихри, отсюда и кольцепланы и прочая дребедень 
   Индуктивное сопротивление как потери на концевой вихрь – это совсем уж детское заблуждение. А вот как считать (называть): будет ли индукт. сопротивление у дельтаплана с хорошими антипиками в момент невесомости?
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
    Господа! Я придумал фундаментальный вопрос, проливающий свет на природу подъемной силы. Если в опыте из поста 209, где мальчик Пётр играет с шариками, верхний выход трубы накрыть колпаком-воздухозаборником (как у вент.отверстий на палубе яхты), направленным входом вперед, то появится в этой трубе ток воздуха вниз?..  Полетит ли дым из того выхода, куда Петр засовывал шарики?

 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
  К вопросу в посте 229:

   Почему на спине у крыла скорость потока больше, чем скорость полета?.. "Кто" разгоняет молекулы?.. И разгоняются ли они по модулю?...
   Сознаете ли вы, что ураганный ветер это всего лишь малюсенький перекос в средней скорости его молекул?


   
 

Fa-Fa

Я люблю строить самолеты!
Не пойму зачем засорять интересную и нужную ветку наукообразным бредом!?
Gambic создай себе отдельную ветку там  и пори чушь. Ну совесть то наконец должна быть.
 

Stanislavz

Я люблю строить самолеты!
Не пойму зачем засорять интересную и нужную ветку наукообразным бредом!?
Gambic создай себе отдельную ветку там  и пори чушь. Ну совесть то наконец должна быть.
Офф, топик. Добрый день. А можно ли Вас в личке потревожит по ansys ?
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
  О, на ловца и зверь бежит! Я как раз зашел, чтобы набрать нижеследующий текст:

   Господа! Вопрос всем, но особо "исчезнувшему Фа-Фа".

  Берем Clarc-Y (Кравец, 39)  на угле 2°, когда его низ параллелен потоку: его  Су=0,43. Берем пластину (карта 41 ЦАГИ-683) с нулевым углом: её Су=0. Теперь делаем "биплан": не меняя углов, укрепляем на стойках пластину над Кларком на высоте 10% от b, и закрываем торцы коробки сплошными шайбами. Вопрос: создаст ли такая коробка подъемную силу? (с точностью до Су=0,1).
   И давайте все дружно попросим Фа-Фа продуть её в Ansys (а то меня он не слушает :) )
  (Заодно проверим его программу :)).


  P.S.  Фа-Фа! Вы сначала ответь на вопросы в посте №1034 своей ветки , чем бредом ругаться. Это вы развели тут "мистерию профилей" и играетесь в ней как в песочнице:
И еще, ребята, чтоб два раза не отвлекаться: прекратите вы эту профильную мистерию. У всех профилей на линейных участках наклон Cy от [ch945] (величина dCy/d[ch945]) зависит только от удлинения. Точка.  И на хрена вам тогда "продувать" профиля? На линейных участка все ровно, а начало срыва и сам срыв ни одна программа считать не умеет... более или менее по определению:)..  Таким образом, пока вы летите в летных углах вдали от срыва, вас вообще не волнуют свойства профиля, их просто нету; "есть" – только удлинение. А у профилей есть только три значимых свойства: толщина – для лонжерона, кривизна – для Су[sub]max[/sub] (если нет механизации) и положение макс. кривизны для момента – все.
     Вся эта "профильная мистерия" порождается только одним: что контур профиля – то  какую линию в этот момент начертить – абсолютно без разницы для конструктора, и он поддается соблазну на халяву достичь улучшения ЛТХ: "а вдруг станет лучше?".
  А сами, похоже, азов аэродинамики не понимаете... И заметьте: мои вопросы имеют легко проверяемые ответы, а значит они научны.
 

iae

Я люблю строить самолеты!
@ Gambic

Поддерживаю Fa-Fa. Кончай ху бред нести.
 Господа! Вопрос всем, но особо "исчезнувшему Фа-Фа".

  Берем Clarc-Y (Кравец, 39)  на угле 2°, когда его низ параллелен потоку: его  Су=0,43. Берем пластину (карта 41 ЦАГИ-683) с нулевым углом: её Су=0. Теперь делаем "биплан": не меняя углов, укрепляем на стойках пластину над Кларком на высоте 10% от b, и закрываем торцы коробки сплошными шайбами. Вопрос: создаст ли такая коробка подъемную силу? (с точностью до Су=0,1).
Ты, чё, блин, профессор перед студентами, задачки тут задаёшь? Вычисти нахрен свою бредятину.
 

serg610

Я люблю СЛА
Откуда
Москва
Не пойму зачем засорять интересную и нужную ветку наукообразным бредом!?
[highlight]Gambic создай себе отдельную ветку[/highlight] там  и пори чушь. Ну совесть то наконец должна быть.
+100!
Gambic  засорял своим бредом  и хамил в вертолетной ветке, откуда его выгнали, теперь сюда приперся.
 

Евген777

Junior Member
Откуда
Казань
Товарищ Andr[ch233] Deperrois, известный по написанию полезной программы xflr5, недавно выпустил новую программу flow5.
Подробности здесь:
https://www.youtube.com/watch?v=Lv4PltYstqQ
+ есть больше видеороликов на его ютуб-канале (techwinder).
Программа стоит денег, но деньги, даже по нашим меркам вполне нормальные (около 8 тыс. руб. за год подписки). Хотя многим пользователям xflr5 дополнительный функционал (а он, надо сказать, значительно расширился в новой программе) может и не понадобится, т.к. для серьёзных расчётов используются серьёзные программы. Но, как мне кажется, любой труд должен оплачиваться, а здесь человек больше 10 лет занимался программой xflr5, которой пользуется громадное число людей. И, насколько я понимаю, все эти годы он занимался этим, не получая ни копейки в ответ.
Никого ни к чему не призываю, да и сам пока ничего не купил, просто делюсь новостью.
 

anton19286

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Томск
я бы взял, но не по подписке. стукнет ему завтра в голову чего и программа в тыкву превратится
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
   
Ещё ко второму вопросу поста № 181.

Профили с двумя поджатиями сейчас в моде на вертолетных лопастях. 
Дают, дают результат эти поджатия - только, действительно, надо уметь обращаться с такими профилями, не ставя их, куда ни попадя.
Так, планерам, без них, никогда в жизни, не удалось бы увеличить макс. качество в полтора раза
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
Про разное профильное сопротивление я слышал много раз. Есть два крыла, одно летит явно хуже другого. Скорость, размах, нагрузка одинаковые. Раз в учебниках написано, что индуктивное сопротивление у этих крыльев одинаковое, то значит- разное профильное сопротивление. А то, что все профильное сопротивление в разы меньше той разницы в сопротивлении этих двух крыльев, вы не видите.
   Захар! Почитав еще ветку "Профиль крыла", я, кажется,  уяснил ваш посыл: Вы говорите, что профиль крыла важен для качества парапланов, так как влияет на индуктивное сопротивление; и что в сравнительных тест-полетах вы в этом явственно убедились. И ядро Вашего спора с сообществом – тезис, что профиль крыла влияет на индуктивное сопротивление.

   В связи с этим вопрос: а как Вы отличаете индуктивное сопротивление от остальных?.. И не только Вы, а вообще все?..  Ведь измеряя в полете качество: траекторию или Vx/Vy  ... или – меряя сопротивление Х на весах, или же натяжение троса у буксировщика, или расчетом тяги винта и т.д. и т.п. – мы меряем общее сопротивление и абсолютно не можем измерить отдельно – трения, профильное и индуктивное. И в реале мы все всегда имеем дело с общим сопротивлением, а разделение его на три составляющие – это расчетный прием...  и ничего больше??...

    И я стал придумывать эксперименты, чтоб отделить один вид сопротивления от другого.
  1. Можно ли вычленить чистое "трение"?.. Только предположив, что у плоской тонкой пластины под нулевым углом нету ни "профильного", ни "индуктивного". И далее, снова предположив, что у профиля на поверхности будут такие же касательные напряжения, так же зависящие от шероховатости, турбулентности, Re и т.п. И косвенно это можно проверить. Например, если у пластинки с той же смоченной что и у профиля также поменять шероховатость и получить одинаковое приращение сопротивления. Или – если у профиля сделать волнистую поверхность с мелким гофром вдоль хорды и получить добавку сопротивления пропорциональную чисто смоченной, не наблюдая ни изменения Су, ни картины вихрей за крылом.

  2.  А как "поймать" чисто профильное?
     а) – взять симметричный профиль с [ch945]=0° и начать "раскрывать" его по задней кромке. Получим приращение Х за счет донного сопротивления, которое можно считать чисто профильным;
     б) – сделать симметричное крыло с подвижными как транспортерные ленты (на множестве валиков вдоль размаха) поверхностями и разогнать их до скорости потока. Тем самым мы [ch8776] "выключим" касательные напряжения. Остаток будет профильным.

  3.  А как отделить индуктивное от суммы Х[sub]prof[/sub] + Х[sub]тр.[/sub] ?  Вроде бы все согласны, что индуктивное определяется скосом потока, сопутствующим подъемной силе. Тогда, если взять два одинаковых крыла, первое расположить под углом атаки к потоку, а второе чуть ниже за ним перевернуть и выправить скос от первого до обнуления общей подъемной силы, то у такой системы из двух крыльев индуктивного сопротивления не будет (по всеми признанному определению), а будет только  2Хprof  + 2Хтр.  Замеряем его. Теперь заднее крыло убираем и фиксируем повышение сопротивления у одного оставшегося переднего, – потому что у заднего, выпрямлявшего скошенный вниз поток, была тяга. Вычитаем из этого возросшего сопротивления (2Х[sub]prof[/sub]  + 2Х[sub]тр[/sub])/2  и получаем чистое индуктивное (фанфары!).
    Далее, можно экспериментировать с этой парой на разных углах атаки (Су-ке у одного переднего), и – с другими парами другого удлинения, и  убедиться в справедливости формулы Хi = Cу[sup]2[/sup]/([ch960][ch955]).  А, изменяя профиль у этих крыльев, – в невлиянии на Хi формы профиля. Точка.
 
Вверх