Аэродинамические характеристики профилей

[Anatoliy.]

Да, вашей самоуверенности дилетанта можно только позавидовать. Но всё-таки, просветите нас - неучей, раз вы обладаете сакральными знаниями. Такие дешёвые приёмы съезжания с темы прокатят, разве что, в детском саду.

Настоятельно поддерживаю Вашу просьбу по поводу просвещения нас сирых.
Как многие заметили, у меня есть то же некоторые претензии к отдельным тезисам принятым в аэродинамике.
Но вот это Ваше "откровение" меня сильно удивило:

Ламинарные профили уменьшают именно индуктивное сопротивления в вязкой и сжимаемой жидкости, какой является воздух.

И не потому, что:

Про зависимость индуктивного сопротивления от формы профиля вы нигде не прочитаете.

И не из за сверхсекретности такой зависимости, а потому что про индуктивное сопротивление можно прочитать в тех учебниках.
Хотя не во всех учебниках написано корректно.

Zakhar, вот у меня ряд вопросов к Вам.
1. Почему индуктивное сопротивление назвали индуктивным?
2. Почему индуктивное сопротивление вообще не зависит от типа профиля?
3. Почему индуктивное сопротивление зависит от размаха крыла?

И еще вопрос.
Откуда Вы взяли, что:

Для большего угла атаки идеальна большая вогнутость, размазанная на всю хорду.

Объясните как это большая вогнутость влияет на большой угол атаки?
Вогнутость верхней дужки или нижней дужки профиля, уж уточните?
А вот это

Общим местом является предположение, что индуктивное сопротивление не зависит от формы профиля, что следует из формул Жуковского ДЛЯ ИДЕАЛЬНОЙ НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ.

Совершенно точно, хоть для жидкости несжимаемой, хоть для слегка сжимаемого воздуха.
Тут с Николаем Егоровичем не поспоришь.

 

[свободник]

...Сопротивление отнесено к площади крыла, а его лобовая проекция не учитывается!

Оказывается я только про Cy профиля знал. Думал что Cx профиля - это то же самое что и Cx лобового сопротивления. Оказывается Cx бывают разные. Опять аэродинамики задачки поусложняли, чтобы жизнь мёдом не казалась

 

[Anatoliy.]

Оказывается я только про Cy профиля знал. Думал что Cx профиля - это то же самое что и Cx лобового сопротивления. Оказывается Cx бывают разные. Опять аэродинамики задачки поусложняли, чтобы жизнь мёдом не казалась

А откуда вы узнали про коэффициент Су ?
В гараже дядя Вася рассказывал?

 

[iae]

"Началось утро в деревне".

 

[свободник]

А откуда вы узнали про коэффициент Су ?

Толя, не начинай. Нормально же общались 😄

 

[свободник]

...Довольно часто... конструктивные особенности крыла так же могут довольно серьёзно влиять на выбор профиля...

...в книге, например, профиль выбирается раньше, чем геометрия крыла...

Опять хочу вернуться к обоснованию безсмысленности выбора профиля ранее чем оформится представнение о геометрии и конструкции крыла.
Вот, например, пара профилей одинаковой толщины. Красным какой-то Fx, а зелёным упомянутый в суе GA(W)-1

Например, проектировщик выбрал Fx, а далее в процессе проработки конструкции летательного аппарата напрашивается двухлонжеронная схема. Куда там вкорячивать второй лонжерон не очень понятно. Профиль Fx явно просит однолонжеронной схемы.
А вот GA(W)-1 своей "растянутой" толщиной как раз прям кричит "дайте второй лонжерон!!!"
И теперь конструктор, прочитавший книгу по проектированию и начавший с выбора профиля, ночей не спавший, выбравший Fx, наливает не чокаясь, поминая бесцельно потраченное время 🤓

 

[KAA]

Вот именно. При реальных продувках обычно не видно той ламинарной "ложки", которую рисуют программы виртуальной продувки.

Видно! Смотрите отчёт NACA № 824 1945-го года!

 

[daredevil]

Видно! Смотрите отчёт NACA № 824 1945-го года!

В общем, понятно, что нужна малотурбулентная труба и не очень большие Re, чтобы увидеть ложку.


Вот здесь пишут, что:
- Ламинарные профиля работают должным образом только при числах Рейнольдса от 1 до 5 миллионов.
- Чувствительны к дождю, насекомым, технологическим неровностям и стреловидности.
- При Re < 1 млн. практически все профиля ламинарны и все требуют принудительной турбулизации в зоне после минимума давления для улучшения срывных характеристик.

Re 5 млн. это ок. 250 км/ч при хорде 1 м, 170 км/ч при хорде 1,5 м.

 

[Строитель самолета]

А товарищи в курсе, что на наших скоростях ламинарность не ламинарость мало на что влияет? Даже на поверхности самого идеально гладкого ламинарного профиля реальный воздушный поток условно ламинарен примерно до половины хорды? А на крыле аля самопал -лобик фанера/металл, далее тряпка, профиль хоть Р3(хоть любой другой) поток ламинарен процентов до 20 хорды. А на трубколетах с мяккой обшивкой вообще турбулентен с начала хорды. И ничего неплохо летают, а разница в сопротивлении в реальности складывается от того, подекосы там или тросы, какие колеса и что вообще в потоке и тд и тп. А всеми этими изгибами и отогнутыми хвостиками мы можем менять в основном наивыгоднейший угол атаки да характер распределения давления по хорде( я не про удлинение).

 

[KAA]

Товарищи в курсе. Если до ВМВ, планеры с К=25, это солидные аппараты с размахом 16-17 м, то сейчас-это например Swift, который перевозится на багажнике легкового автомобиля, а АС-5 размахом 12м, имеет К=35.
Ламинарность позволила самолёту AR-5 (размерности Арго-02) достигать скорости полёта 310 км/ч с Ротаксом -582.

- Ламинарные профиля работают должным образом только при числах Рейнольдса от 1 до 5 миллионов.

В отчёте №824, продувки при Re=3,6,9 млн. 3 млн.-это уже "наш" диапазон. А современные профили дают результат и при гораздо меньших скоростях и Re. Современные сверхлёгкие планера с их ЛТХ тому подтверждение.

 

[Строитель самолета]

Нифига товарищи не в курсе. Абсолютный рекорд по скорости у Земли среди поршневых самолётов не могли побить с 1939 года в течении 30 лет. По планерам с обычными профилями тоже позже приведу примеры. Ламинарность хороша на больших скоростях. В классе и скоростях СЛА никаких преимуществ ни у одного профиля просто нет: определите составляющую ламинарности профиля в своём самолёте в абсолютной цифре да посмотрите в общей сводке

 

[Миро-Бг]

Может ли кто-нибудь предоставить данные и мнение о следующих двух профилях. У П-52 мало того, что в справочнике неправильные координаты, так еще и отсутствуют его аэродинамические характеристики.

 

[леха (magnum)]

Видно! Смотрите отчёт NACA № 824 1945-го года!

хороший отчет, есть о чем подумать...

https://engineering.purdue.edu/~aerodyn/AAE514/Spring%202011/naca-report-824.pdf

 

[Anatoliy.]

Толя, не начинай. Нормально же общались 😄

Это был тонкий намек, что в том месте где упоминают про коэффициент Су одновременно сообщают про коэффициент Сх.

И там же пишут, что сопротивление крыла состоит из профильного сопротивления, сопротивления трения, волнового сопротивления , сопротивления вызванное интерференцией и из индуктивного сопротивления.
Первое слагаемое сопротивления зависит только от формы профиля и от числа Re. Второе слагаемое зависит от шероховатости поверхности и не зависит от формы профиля. Третье слагаемое зависит от всего того, что находится рядом с крылом. Про четвертое слагаемое не будем вспоминать, так как летаем (на форуме) медленнее скорости звука.
А вот последнее слагаемое самое противное и по своей доле соперничает с первыми тремя слагаемыми того комплексного сопротивления крыла.
На малых скоростях индуктивное сопротивление заметно больше их, на скоростях выше крейсерских оно заметно меньше.
И только на правильно рассчитанной крейсерской скорости оно равно тем трем компонентам.

Поэтому сильно заморачиваться о том сопротивлении ноги которого растут из формы профиля не стоит.

 

[свободник]

Это был тонкий намек, что в том месте где упоминают про коэффициент Су одновременно сообщают про коэффициент Сх...

Из школьного курса в памяти отпечаталось, что лобовое сопротивление зависит от площади лобовой проекции. Формулу подъёмной силы естественно изучал внимательно вдоль и поперёк, где фигурирует S площадь крыла, перпендикулярная хорде. А вот формулу сопротивления профиля крыла проскакивал поверхностно, видя там S и по старой школьной памяти думая, что это площадь лобовой проекции.

...GA(W)-2 имеет Cx на 20% меньше. (чем ГАВ-1)...

Теперь понятно, что в этом примере коэффициент сопротивления профиля примерно пропорционален его площади лобовой проекции и соответствует знаниям из школьного курса 🤓

 

[Anatoliy.]

А вот формулу сопротивления профиля крыла проскакивал поверхностно, видя там S и по старой школьной памяти думая, что это площадь лобовой проекции.

Для общего уровня развития школьного курса вполне достаточно.
Но когда пробуждается интерес к авиации следует углубляться в авиационные науки.

Почему привязали коэффициент Сх крыла (профиля) к площади крыла?
Потому что так удобнее в расчетах.
Можно было считать силу сопротивления крыла с учетом поперечной площади (лобовой) крыла, но это только усложнит расчет.
В таком случае пришлось бы пересчитывать лобовую площадь через относительную толщину крыла и использовать уже другие значения коэффициента Сх. И в добавок получать головную боль при определении аэродинамического качество крыла, деля полученную подъемную силу на вычисленное сопротивление.
А так проще определить АК разделив коэффициент Су на Сх.

Когда же хотят вычислить силу сопротивления фюзеляжа, или корпуса автомобиля, или колес шасси, или другой торчащей фигне в воздушном потоке, то там уже используют площадь поперечного сечения (миделя) и коэффициенты Сх выведенные именно для таких тел. с учетом миделя.
А формулы будут одни и те же, поскольку физические процессы будут теми же.

Что касается того аэродинамического качества крыла.
Если взять некий профиль и посмотреть на его коэффициенты Су и Сх, то АК будет на уровне 50 или даже 100.
Но это имеет место если размах крыла, или другими словами удлинение крыла, равен бесконечности.
У реального же крыла с конкретным удлинением это АК уменьшается до 8 - 20.
И это происходит за счет добавочного индуктивного сопротивления крыла.
Тут многие имеют весьма вульгарное представление об этом индуктивном сопротивлении, да и многие солидные конструктора пытаются побороть это индуктивное сопротивление с помощью винглетов и прочих прибамбасов на законцовках крыла.

Так что черпайте знания и умные мысли из правильных учебников.

 

[Zakhar]

Сутки был занят и здесь опять нагородили кучу тезисов, которые нуждаются в комментариях.
Прежде всего. должен сказать. что всё то. что я писал выше. чрезвычайно важно и я заплатил за эти знания значительными деньгами и потерянным временем. Но и на момент получения этого опыта я знал по аэродинамике больше, чем большинство комментаторов, пытающихся меня подловить на школьных вопросах. Прежде всего, чрезвычайно важно, что индуктивное сопротивление ВСЕГДА зависит от формы профиля. Оно не зависит от неё только в идеальной жидкости, которой не существует. Воздух, кроме вязкости, обладает еще сжимаемостью. Давление, образующееся на поверхности крыла сжимает близлежащие слои воздуха и на следующие слои передается уже меньшее давление, потому что его часть ушла на сжатие воздуха, часть энергии расходуется из-за вязкости. Так образуется быстро затухающая волна давления, направленная вдаль от крыла. В итоге масса отклоненного воздуха меньше той, которая была бы, если бы воздух не сжимался. Поэтому скорость отбрасывания воздуха должна быть больше и потери на индуцирование скоростей в воздухе будут больше. Особенно если профиль имеет яркие скачки кривизны, дающие скачки давления.
В отличие от воздуха, в идеальной жидкости потерь нет. Волны давления нет- давление распространяется мгновенно. В 100 метрах от профиля жидкость тоже получает часть давления от крыла.
Выше человек сравнивал два профиля. Они оба "ламинарные". Но один имеет минимум индуктивного сопротивления на больших Су, а второй на Су=0.4, выбирать профиль, исходя из расположения лонжеронов, глупо. Надо понимать, на каких Су будет летать самолет и брать нужный профиль.
Я использую название профилей-"ламинарные" условно. Не в ламинарности там дело, а в правильном распределении кривизны и создании плавной волны давления на крейсерской скорости. Про требовательность всех "ламинарных" профилей к чистоте поверхности я уже писал. что это неправда.

 

[Anatoliy.]

Сутки был занят и здесь опять нагородили кучу тезисов, которые нуждаются в комментариях.

По неподтвержденным, высосанным из пальца и взятым с потолка тезисам вы один из первейших на этом форуме.

Я просил Вас ответить на вопрос почему индуктивное сопротивление назвали индуктивным?
В ответ Вы опять написали ту же ахинею, связав индуктивное сопротивление с формой профиля и с сжимающейся средой.

Не путайте индуцирование скоростей с индуктивным сопротивлением.
Эти две величины являются векторными и направлены в разные стороны, а точнее перпендикулярны друг к другу.
Поэтому их путать может только безграмотный.

Прежде всего. должен сказать. что всё то. что я писал выше. чрезвычайно важно и я заплатил за эти знания значительными деньгами и потерянным временем.

Зря Вы так сильно потратились, не пошло это Вам на пользу.
Так почему индуктивное сопротивление назвали индуктивным?

 

[daredevil]

индуктивное сопротивление ВСЕГДА зависит от формы профиля

Не верю!

Во-первых, у нас на крыле перепады давления в единицы процентов от атмосферного - и они ещё "размазываются" градиентами. Какая там сжимаемость?
Во-вторых, крылом мы чувствуем только то, что происходит у крыла. Если мы создали разность давлений - то не важно, как она там распределится дальше в пространстве.
В-третьих, ложка на графике сопротивления говорит о вкладе ламинарности. Наличие ложки предсказывается программами, рассчитывающими точку перехода ламинарный/турбулентный - и подтверждается продувками.
В-четвёртых, кабы разница в "индуктивном" сопротивлении (хотя по вашему описанию это скорее разновидность волнового) была обусловлена сжимаемостью - выигрыш у ламинаризованных профилей увеличивался бы с ростом скорости (и Re). А это не так. Очерчен диапазон Re (от 1 до 5 млн.), при которых ламинаризованные профиля выигрывают. Выше практически нет ламинарности, ниже ламинарности дофига даже на лобастых профилях.

В-пятых, как налипшие комары могут сказаться на индуктивном сопротивлении?

В-шестых, почему-то по-вашему профиль влияет на индуктивное сопротивление только тогда, когда оно минимально.
В-седьмых, хотелось бы почитать по этому поводу у Вортмана. Вы на него ссылались. Или вы ссылались на свою дедукцию, думая за Вортмана?

 

[Миро-Бг]

выбирать профиль, исходя из расположения лонжеронов, глупо

А в конструкции «тряпколета» получается немного наоборот, иначе не получится вставить лонжероны в контур профиля.
И теперь я ищу аэродинамический профиль с притупленным носом и сужженой хвостовой частью, чтобы передний лонжерон соответствовал контуру носа, а задний лонжерон опирался на два контура верхней и нижней дуги аэродинамического профиля. И это без необходимости модификации. Но пока я не нашел ни одного полезного совета по этому поводу.

почему индуктивное сопротивление назвали индуктивным?

Его еще называют "вихревое", что несколько отвечает на вопрос.