Аэродинамические характеристики профилей

[Миро-Бг]

Кстати, когда ожидать конкретного ответа на вопрос из поста №428 ??

Из поста 427. На картинке значения углов атаки расположены по абсциссе, а соответствующий коэффициент момента по ординате, и ни о каких точках на хорде речи быть не может. Точка обозначена как 0,25 и ее нет на графике, потому что дело не в длине, а в углах и коэффициентах.
Из поста 428. Вообще непонятен общий график для разных профилей - в американских источниках, скажем, коэффициент продольного момента отрицательный, а в старых русских источниках положительный при направлении против часовой стрелки. Возможно, на график наложены схожие данные из разных источников.

 

[iae]

Простите великодушно, а Вы уверены, что я Вместо него, а не ему ответил? Ведь Ваш вопрос был без адресата... Я принял его на свой счет

Тоже прошу прощения. Я принял ваш ответ на свой счёт.

 

[iae]

Поэтому при определении значения числа Re оперируют длиной объекта как наиболее общим понятием в противовес ограниченному понятию "Хорда".

Прошу прощения у Юрия, т.к ответ Анатолия был Юрию. Но ещё раз говорю: Анатолий штудируйте букварь. По большому счёту в формуле Рейнольдса берётся не длина объекта, а характерный размер. Для линейных объектов типа пластинки или крыла берётся длина, естественно вдоль потока. Для шара - диаметр. Для трубы поперёк потока диаметр.

 

[Anatoliy.]

Если вы рассчитываете число Рейнольдса для крыла, интересно, какую «длину объекта» вы будете учитывать? Эта ветка, очевидно, касается аэродинамических профилей на крыле, а не на фюзеля е и тем более на лодке.

Физика, она одинакова для всех случаев физических явлений.
Случай с крылом это только частный случай из общего.
Для крыла (лопасти) число Re определяется по формуле для каждого сечения отличающееся от соседних своей длиной в направлении относительного движения потока.
Но поскольку влияние изменения числа Re в пределах крыла на характеристики профиля мало (почти никак) не влияют на конечное значение коэффициентов Су, Сх и Сm0,25, то принимают среднее значение этого числа Re для крыла.

Понимаете, это только совпадение, что для многих профилей принятое положение хорды (от носка до хвостика) совпадает с длиной профиля.
Но встречаются в литературе и другое положение хорды как линия проходящая по ПЛОСКОЙ части нижнего обвода профиля.
И в этом нет ничего необычного.
Заостряю внимание, это не линия на которую опирается ("ложится") несимметричный профиль, а линия проходящая по плоской (прямолинейной) части профиля находящейся от задней кромки вперед, пока нижний обвод не оторвется от той прямой.

А вот какой поперечный размер стреловидного крыла Вы примете для расчета числа Re ?
1. Вдоль потока который наискосок "соскальзывает со стреловидного крыла.
2. Поперечную ширину крыла перпендикулярную линии проходящую через магические 25 % ширины крыла.
3. Значение длины хорды профиля совпадающую с направлением оси фюзеляжа.

 

[Anatoliy.]

В Гидодинамике рассматриваются при вычислении Re другие величины.

В аэродинамике приняты все законы и формулы из гидродинамики с некой оговоркой о несжимаемости воздуха, поскольку эта величина чрезвычайно мало влияет на конечные результаты и вписывается в зону инженерной точности расчета.

 

[Anatoliy.]

Но ещё раз говорю: Анатолий штудируйте букварь. По большому счёту в формуле Рейнольдса берётся не длина объекта, а характерный размер.

Ну, а я о чем тут толкую?
Характерный размер это характерный размер, а не хорда шара или чего там еще.
Так кому штудировать букварь?

 

[Anatoliy.]

Для шара - диаметр. Для трубы поперёк потока диаметр.

А если трубу поставить наискосок к потоку?
Что брать в расчет?
Её диаметр (хорду) или продольный размер сечения трубы плоскостью совпадающую с направлением потока?

 

[Anatoliy.]

Из поста 427. На картинке значения углов атаки расположены по абсциссе, а соответствующий коэффициент момента по ординате, и ни о каких точках на хорде речи быть не может. Точка обозначена как 0,25 и ее нет на графике, потому что дело не в длине, а в углах и коэффициентах.

Ответ принимается.

Из поста 428. Вообще непонятен общий график для разных профилей - в американских источниках, скажем, коэффициент продольного момента отрицательный, а в старых русских источниках положительный при направлении против часовой стрелки. Возможно, на график наложены схожие данные из разных источников.

На том семействе графиков всё выполнено по единой методике.
Вопрос не в том, что это различные профили собранные вместе по признаку коэффициента момента, а в том, какой профиль автостабильнее.
Скрытый смысл вопроса вот в чем: можно ли применить тот профиль которому принадлежит синяя линия графика вместо симметричного профиля NACA230 (зеленая линия графика) применяемого для лопастей вертолета как безмоментный профиль?

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

У меня складывается впечатление, что Анатолий тут, на форуме, не для того, чтоб разобраться в вопросах аэродинамики профиля крыла, а для каких то совершенно иных целей, которые только прикрываются темой аэродинамики
Anatoliy.
Я предлагаю Вам вспомнить формулу Сталина:
Критикуешь -- предлагай.
Предлагаешь -- делай.
Делаешь -- отвечай!
Вы же постоянно обстреливаете участников вопросами провокационного свойства. И НИЧЕГО БОЛЕЕ.
Если Вы РЕАЛЬНО считаете свои выводы более близкими к истине - идите в науку и защищайте ТАМ свои идеи. Формулами, опытами, РЕЗУЛЬТАТАМИ.

 

[Anatoliy.]

У меня складывается впечатление, что Анатолий тут, на форуме, не для того, чтоб разобраться в вопросах аэродинамики профиля крыла, а для каких то совершенно иных целей, которые только прикрываются темой аэродинамики

Это Вам только кажется.
В сообщении выше я раскрыл мой интерес к вопросу по аэродинамике профиля, и в частности по коэффициенту Сm0,25.
И это меня интересует не из академических интересов, а чисто из практических для применения в лопастях сверхлегкого складного одноместного вертолета "!Меркурий" в категории до 115 кг, проектированием которого я сейчас и занимаюсь.
Вот я разработал профиль (синяя линия на том семействе графиков) и спросил форумчан может ли такой профиль иметь преимущества перед симметричным профилем NACA230, который применяют некоторые конструктора вертолетов избегая напрягать свои мысли.
Им сказали, что такой профиль супер-пупер, и они не задумываясь его применяют.
В отличие от них я стараюсь не просто собрать вертолет из готовых узлов, деталей и решений, а спроектировать вертолет в соответствии с поставленным мной самому себе тех заданием.

@Anatoliy.
Я предлагаю Вам вспомнить формулу Сталина:
Критикуешь -- предлагай.
Предлагаешь -- делай.
Делаешь -- отвечай!

Я не критикую, а спрашиваю о том, чего не нашел во всех букварях.
Да и Вы не нашли ответов на мои вопросы, а только стали цитировать то, о чем я осведомлен, и полагаю несколько глубже Вас.
У Вас даже не возникло подобных вопросов и Вы не понимаете почему они меня интересуют.
Для этого надо очень и очень глубоко разобраться в вопросах.
И пока я не разберусь с этим вопросом, то ли с помощью форума, то ли после собственных изысканий, я не смогу (морально) что то предлагать.
Ну а отвечать за свои решения я умею.
Ни одно из технических решений которые я реализовал в различных отраслях не было не то что на уровне, а превосходило аналоги на десятилетия.

Вы же постоянно обстреливаете участников вопросами провокационного свойства. И НИЧЕГО БОЛЕЕ.

Вот если не можете помочь разобраться, то и не стоит строить какие то предположения на счет моих "тайных" обстрелов.

 

[Миро-Бг]

NACA230

Профили NACA 230 не симметричны. Первая цифра соответствует расчетному коэффициенту подъемной силы для серии, умноженному на 3/20, то есть расчетное Су равно 0,3. Его также можно принять как меру относительной кривизны профиля, т. е. если он не равен 0, он не является симметричным. Вторая цифра указывает положение максимальной кривизны хорды, умноженное на 2, то есть на 15 процентов. Третий указывает тип относительной кривизны 0 или 1. Для симметричного профиля серии NACA вам нужно 00ХХ, где ХХ — относительная толщина.

 

[Миро-Бг]

И пока я не разберусь с этим вопросом, то ли с помощью форума, то ли после собственных изысканий, я не смогу (морально) что то предлагать.

Я не совсем понял понятие "автоустойчивость". Практически почти у всех профилей при увеличении угла атаки точка приложения подъемной силы смещается вперед примерно на координате помежду 25% - 30% Это помогает? Или, может быть, вы должны посмотреть на S-профили.

 

[Anatoliy.]

Профили NACA 230 не симметричны.

Тут я не совсем точно выразился.
Правильно было писать семейство профилей NACA230.
Эта серия именно симметричных безмоментных профилей.
Естественно в этом семействе профиль может иметь различную относительную толщину.
Например, у лопастей вертолета Ка-18 применена серия профилей NACA230. с относительной толщиной 14 % в корне и 10 % на конце лопасти.
Зависимость коэффициента Cm0,25 такого профиля при 12 % относительной толщине представлена на моём семействе графиков зеленой линией проходящей через ноль с наклоном вправо.

 

[Anatoliy.]

Я не совсем понял понятие "автоустойчивость".

Я имею ввиду такой профиль со свойствами как у S-образного профиля.
Или другими словами такой профиль крыла с которым не требуется стабилизатор.

Практически почти у всех профилей при увеличении угла атаки точка приложения подъемной силы смещается вперед примерно на координате помежду 25% - 30%

Что то не понятно.
Где эта точка приложения подъемной силы?
В фокусе профиля прикладывается только приращение подъемной силы, а вот где приложена сама подъемная сила вы не найдете нигде ни в одном учебнике.

Или, может быть, вы должны посмотреть на S-профили.

А Вы не находите, что тот мой несимметричный профиль (синяя линия) очень смахивает на S-профиль?
Или достаточно было бы его назвать S-профиль и тогда у всех это не вызывало такой бурной реакции отторжения и критики?

 

[Миро-Бг]

В фокусе профиля прикладывается только приращение подъемной силы, а вот где приложена сама подъемная сила вы не найдете нигде ни в одном учебнике.

Найдете в продувки профиля в аэродинамической трубе. Такие данные есть. Даже XLRF5 дает подобные данны.

Или достаточно было бы его назвать S-профиль и тогда у всех это не вызывало такой бурной реакции отторжения и критики?

Почему бы не назвать это тем, чем оно является на самом деле ?

 

[Anatoliy.]

Почему бы не назвать это тем, чем оно является на самом деле ?

А разве это поможет разобраться?

Меня интересует что сулит такое поведение коэффициента Cm0,25, а не как назвать тот или иной профиль.

 

[Миро-Бг]

Правильно было писать семейство профилей NACA230.

Разпределение относительной толщине при 4 и 5 значных профили NACA одинаково. Есть математические модели для серии NACA 1, 4, 5 и 6 значные можно построить что хотите.

 

[Anatoliy.]

Практически почти у всех профилей при увеличении угла атаки точка приложения подъемной силы смещается вперед примерно на координате помежду 25% - 30%

А вот тут Вы очень и очень сильно не правы.
Сколько штук симметричных профилей среди всех видов профилей?
Подавляющее большинство профилей несимметричные и их этак раз в двести или даже много больше симметричных.
Так вот, почитайте учебники что там пишут как скачет эта точка приложения подъемной силы по хорде.
Удивитесь, от минус бесконечности до плюс бесконечности.
А Вы тут о каких то там 25% - 30%

 

[Миро-Бг]

Меня интересует что сулит такое поведение коэффициента Cm0,25, а не как назвать тот или иной профиль.

Вы сказали, что проектируете вертолет, поэтому вам следует обратить внимание на нагрузку на лопасти в разных режимах полета. Я верю, что такая литература есть. Этот момент не повлияет ни на что другое.

 

[Anatoliy.]

Разпределение относительной толщине при 4 и 5 значных профили NACA одинаково. Есть математические модели для серии NACA 1, 4, 5 и 6 значные можно построить что хотите.

Ну, и ???
От этого серия профилей NACA230 стала симметричной или не симметричной?
Вопрос о чем был первоначально задан?