Аэродинамические характеристики профилей

[Юрий (Old_DomoVoy)]

У меня в Атласе как то Авторы не указаны. А нельзя ссылочку на Ваш альбом?

http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf

А вот атлас, где та же табличка но в отвратительном качестве.

Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей (1994).pdf

vk.com

 

[Petyofi]

А нельзя ли найти Су/Сх для ATR-72? Не Cl/Cd !!! Я честно говоря не понимаю, как можно заменить P III Профили разные очень. И Сх у P III как бы не самый низкий из известных мне профилей. На всей поляре зависимость К/а.
Посмотреть вложение 509735

Признаюсь не понял что вы имели ввиду. Су/Сх = Cl/Cd.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Признаюсь не понял что вы имели ввиду. Су/Сх = Cl/Cd. Посмотреть вложение 509757

Вот за это огромное спасибо. И не столько за сами поляры, сколько за привязку буржуинских обозначений к нашим.
По приведенной поляре. Ваш вариант сравнивает не P III Выше я выложил графическое сравнение разных профилей. Табличка Свободника неизвестно, какой профиль описывает. Ссылки буржуинов на профиль TsAGI R-3a имеется ввиду не на профиль P III

 

[Anatoliy.]

Признаюсь не понял что вы имели ввиду. Су/Сх = Cl/Cd.

А у меня к Вам следующий вопрос по поводу приведенных зависимостей.

Кому бы я его не задавал, никто не ответил по существу на вопрос.
Это касается коэффициента Сm.
Обычно его обозначают как Сm0,25
Таким образом поведение этого коэффициента привязывают к точке находящейся на 25 % хорды от лобика.
Хотя сам момент и в Африке момент. Ему, моменту, всё равно как вертеть профиль. И на заре аэродинамике его привязывали к лобику профиля.
На Вашем графике линия зависимости проходит ниже принятого "нулевого" уровня (25 %).

Спрашивается, хорошо ли это и лучше ли было если эта зависимость проходила над тем "нулевым" значением?
Если это момент относительно точки на 25 % хорды, то почему не "перенести" мысленно это значение назад или вперед по хорде и обращать внимание только как ведет себя зависимость от угла атаки относительно этой "новой" мысленно переставленной точки?

Меня это интересует относительно профилей для лопастей несущего винта.
Конструктора прилагают неимоверные усилия, чтоб сместить центр масс лопасти ближе к носку в область меньше чем 25 % хорды.
Причем, располагают осевой шарнир лопасти именно на 25 % хорды.
А если взять некий профиль у которого зависимость коэффициента Сm0,25 проходит на более удаленном расстоянии от лобика профиля, а таких большинство профилей, и перенести тот осевой шарнир подальше от традиционного положения (25 %) назад и даже дальше той точки где проходит эта зависимость?

Все разъяснения данные мне и прочитанные в учебниках сводятся к тому, что в точке на 25 % хорды помещается фокус профиля к которому прикладывается приращение подъемной силы и удобно считать момент относительно той же точки.
Но меня интересовал, интересует и я обращаю внимание не на фокус профиля, а на конкретную точку приложения самой подъемной силы к профилю, что совершенно безразлично для обученных специалистов всяким премудростям в авиа институтах .

Хотелось услышать Вашу трактовку ответа на вопрос в части смещения осевого шарнира лопасти в точку где зависимость Сm0,25 пересекает ось "Y".

 

[KAA]

Но меня интересовал, интересует и я обращаю внимание не на фокус профиля, а на конкретную точку приложения самой подъемной силы к профилю, что совершенно безразлично для обученных специалистов всяким премудростям в авиа институтах .

Очень часто в отчётах о продувках профилей помещают графики распределения давления по дужкам профиля, Положение ЦТ площади этих фигур и даст условную точку ЦД. При математическом расчёте характеристик, все параметры профиля также выводятся через распределение давлений.
Но это противоречит "реактивной теории".

 

[Anatoliy.]

При математическом расчёте характеристик, все параметры профиля также выводятся через распределение давлений.
Но это противоречит "реактивной теории".

Вы, пожалуйста не ерничайте по поводу какая теория более теорийная.
Теория это не закон.
А что касается теории основанной на трубках тока с их изменяемым давлением по ходу вдоль профиля, то именно эта теория входит в противоречие с принципом обратимости, который не отвергают не маститые теоретики, ни альтернативщики, ни вороны летающие задницей вперед когда в сторону клюва дует сильный встречный ветер.

И прежде чем так настойчиво продвигать теорию хоть от Н Е Жуковского, что от Д. Бернулли, попробуйте сформулировать эти законы Бернулли для случая когда воздух неподвижен, а в нем движется крыло.
Это обязательно требует принцип обратимости с которым, надеюсь, у Вас уважительные отношения, и Вы не станете оспаривать его справедливость.
Оправдания типа "так в эту теорию практически все верят" не прокатит.
Были времена когда практически все люди верили в плоскую землю покоющуюся на каких то трех чудищах, Верили все знатные ученные мужи в теплород и нынешние ученные пока верят в постулат Энштейна о постоянной скорости света в вакууме.

Как там будет начинаться Ваше толкование?
Нулевая кинетическая энергия неподвижного воздуха при продвижении сквозь него крыла преобразуется из нулевого значения во вполне осязаемую потенциальную энергию выражающуюся в изменении давления воздуха относительно окружающего его воздуха.

 

[daredevil]

Подскажите каких примерно характеристик можно ожидать от профилей из доисторического материализма

- XFoil и JavaFoil на этот вопрос не ответят. Подозреваю, что уже после 5 градусов угла атаки такие профиля работают в режиме срыва на передней кромке и реаттачмента где-то между ней и 25% хорды, т.е. с застойным "пузырём" спереди. Такие тонкости по Эпплеру не высчитываются.

Но меня интересовал, интересует и я обращаю внимание не на фокус профиля, а на конкретную точку приложения самой подъемной силы к профилю

-Эта точка называется центр давления и движется при изменении угла атаки. При углах, близких к срывным, она близка к 25%. А при меньших может уезжать за 50%. Момент относительно 25% при нулевом аэродинамическом угле атаки (угле нулевой подъёмной силы) как раз показывает, насколько центр давления "ездюч". Надеюсь, после десятилетий неспешного покорения своего "Эвереста" Вы уже близки к осознанию, почему подвижный ЦД для лопасти есть зло.

 

[Anatoliy.]

Надеюсь, после десятилетий неспешного покорения своего "Эвереста" Вы уже близки к осознанию, почему подвижный ЦД для лопасти есть зло.

За эти неспешные годы мне многое стало понятно, что до сих пор не отражено в официальной аэродинамике.
Поэтому и спрашиваю про этот коэффициент Сm0,25
Понимаете, поведение этого коэффициента момента у симметричного профиля относительно точки 25 % на хорде ровно такое как и у сильно несимметричного профиля у которого график зависимости этого коэффициента пересекает вертикальную ось много ниже 25 %, скажем пересекает в координате 29 %.
Я имел ввиду, что симметричный профиль относительно 25 % и тот гипотетический несимметричный профиль относительно 29 % ведут себя совершенно одинаково.
Вот поэтому и спрашиваю, что произойдет с устойчивостью лопасти с тем упомянутым несимметричным профилем, если ось осевого шарнира (ну того что идет вдоль лопасти) будет смещена с 25 % до 29 % ?

Момент относительно 25% при нулевом аэродинамическом угле атаки (угле нулевой подъёмной силы) как раз показывает, насколько центр давления "ездюч".

"Ездюч" по чему, в смысле по какому месту, а не по какой причине?
Если по хорде, то у несимметричного профиля его "ездючесть" от минус бесконечности, до плюс бесконечности.
Но в реальной физике реальная величина не может "прыгать" в точке с минуса бесконечности в плюс бесконечность как раз в непосредственной близи от нулевой подъемной силы профиля крыла или лопасти.
Так просто не может быть.
Значит центр давления искали не там где он практически не движется никуда.

 

[daredevil]

симметричный профиль относительно 25 % и тот гипотетический несимметричный профиль относительно 29 % ведут себя совершенно одинаково.

- Это неверно. Профиль, у которого ЦД на 25% хорды при альфа 3 и 10, не будет вести себя так же относительно 29% хорды, как профиль, у которого ЦД на 50% при альфа 3 и на 29% при альфа 10 и на 27% при альфа 15.

в реальной физике реальная величина не может "прыгать" в точке с минуса бесконечности в плюс бесконечность как раз в непосредственной близи от нулевой подъемной силы профиля крыла или лопасти.
Так просто не может быть.
Значит центр давления искали не там где он практически не движется никуда.

- Это софистика. При аэродинамических углах атаки, отличных от 0, положение центра давления по хорде определимо и он движется.

_____________
Если бы удалось сделать профиль безмоментным на всех углах атаки относительно 29% (то есть с ЦД, совпадающим с фокусом и расположенным на 29%) - это с точки зрения конструктива лопасти и винта было бы то же самое, что безмоментность относительно 25%. Но это реализуемо только в случае переменной формы профиля или на тандеме профилей. А одиночный профиль постоянной формы можно сделать почти безмоментным (в эксплуатационном диапазоне углов атаки) только относительно 25% хорды.

 

[Anatoliy.]

"Ездюч" по чему, в смысле по какому месту, а не по какой причине?
Если по хорде, то у несимметричного профиля его "ездючесть" от минус бесконечности, до плюс бесконечности.

Не успел исправить ошибку.
Эта фраза должна быть написана так:

"Ездюч" по чему, в смысле по какому месту, а не по какой причине?
Этот коэффициент ведет себя примерно одинаково для всех профилей. чуть вверх, чуть вниз относительно той точки пересечения с вертикальной осью на графике.
А вот про центр давления, что "скачет по хорде, то у несимметричного профиля его "ездючесть" "скакучкесть" от минус бесконечности, до плюс бесконечности.

 

[Anatoliy.]

Профиль, у которого ЦД на 25% хорды

А кто Вам сказал, что ЦД приложен к некой точке на хорде?
В каком таком учебнике Вы прочитали эту глупость?
Понимаете, находится на хорде и пересекает хорду это совершенно две большие разницы, как говорят в Одессе.

 

[daredevil]

находится на хорде и пересекает хорду это совершенно две большие разницы

- Преувеличиваете. В данном случае это одна несущественная разница

Ещё раз. Чтобы сделать профиль практически безмоментным относительно 30% хорды, вам понадобится как минимум автоматически отклоняемый закрылок. А относительно 25% - понадобится просто симметрия или небольшая S-образность.

 

[Anatoliy.]

- Это софистика. При аэродинамических углах атаки, отличных от 0, положение центра давления по хорде определимо и он движется.

Да не движется точка приложения подъемной силы по хорде.
Она совершенно в другом месте.
Поняв это и даже вычислив эти координаты я теперь могу превратить самый нестабильный профиль в самоустойчивый без каких бы то нибыло отгибок и не прикладывая никаких причандалов к профилю.

Вот я взял крыло с примитивный плоско-пыпуклым профилем, приладил его к палочке, что называется фюзеляж и начал в большущих пределах изменять центр тяжести такого летадла.
Естественно никаких дополнительных стабилизаторов там не было. Только крыло, палочка с перемещаемым грузиком.
В диапазоне от парашютирования до максимальной скорости полета эта конструкция летела самостабилизировано.

 

[Anatoliy.]

Ещё раз. Чтобы сделать профиль практически безмоментным относительно 30% хорды, вам понадобится как минимум автоматически отклоняемый закрылок. А относительно 25% - понадобится просто симметрия или небольшая S-образность.

Вы поторопились со своей "гениальной" мыслЁй.
Я в это время писал уже ответ на Ваше высказывание.
Читайте сразу после своего сообщения.

 

[daredevil]

Да не движется точка приложения подъемной силы по хорде.

- точка приложения равнодействующей сил давления на крыле движется и легко определяется в опыте.

летела самостабилизировано.

- Вы походу пропустили слово "вниз"))

Я в это время писал уже ответ на Ваше высказывание.

- Не всякий ответ является возражением. А большинство Ваших являются словоблудием. Ещё раз. По учебнику, чтобы сделать профиль безмоментным относительно 25% - достаточно сделать его симметричным. Теперь поделитесь, как Вы собирались сделать или сделали профиль безмоментным относительно 29%.

 

[Anatoliy.]

Теперь поделитесь, как Вы собирались сделать или сделали профиль безмоментным относительно 29%.

29 % это гипотетическая величина, чтоб прояснить суть вопроса.
А для своего несущего винта я уже сгенерировал профиль такой, который удовлетворяет меня и по аэродинамическим параметрам, и по технологическим, и по конструктивным.
И у него график зависимости коэффициента Сm0,25 пересекает вертикальную ось ниже чем 25 %.

. Ещё раз. По учебнику, чтобы сделать профиль безмоментным относительно 25% - достаточно сделать его симметричным.

Так это справедливо по тем старым учебникам которые многие не умеют читать и понимать написанное.
А вот я умею и уже на практике доказал сам себе, что любой несимметричный профиль можно сделать весьма стабильным без всяких там автоматических закрылков и S-образности.

Для этого надо знать к какой точке приложена подъемная сила.
А этого в учебниках не написали.
Пока аэродинамики пользуются фокусом и моментом профиля.

 

[Anatoliy.]

Если бы удалось сделать профиль безмоментным на всех углах атаки относительно 29%

В силу физических законов при создании подъемной силы на профиле появляется момент силы стремящийся уменьшить эту подъемную силу.
Так что безмоментных профилей при наличии у них подъемной силы не может быть в природе по физическим законам.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

А для своего несущего винта я уже сгенерировал профиль такой, который удовлетворяет меня и по аэродинамическим параметрам, и по технологическим, и по конструктивным.

Профиль в студию. Просто картинку хотя бы в JPEGe.
Ну и проектные данные вентилятора.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

У меня вот такой получился...

 

[daredevil]

А вот я умею и уже на практике доказал сам себе, что любой несимметричный профиль можно сделать весьма стабильным без всяких там автоматических закрылков и S-образности.

Для этого надо знать к какой точке приложена подъемная сила.

- А я умею, даже не зная, в какой точке приложена. И любой парапланерист так умеет))