Аэродинамические характеристики профилей

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
[quote author= link=1292060356/80#80 date=1472559000]да иногда просто не понять как огромная чайка держиться за воздух--летит медленно  5-6 мс в штиль и не падает при нагрузке на крыло 60-70 гр на дм 2---аэродинамика птичьего профиля за пределами ньютоновской механики :IMHOтакое ощущение что птичье крыло высасывает потенциальную тепловую энергию из атмосферы и преобразует в дополнительную подьемную силу--по другому такой огромный Су=3-4 единицам не обьяснить :cool: ;) :D :~) :IMHO [/quote]

Чайка с нагрузкой 7 кгс/м[sup]2[/sup] будет иметь размах 3.2 м, это очень большой орел.
 

Вложения

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
Вот кстати профили птиц в районе локтевого сгиба, я так понимаю без нагрузки совсем другой источник оринтолог Шестакова ГС 1971г
  Как она их меряла? Трубы у ней не было, а без нагрузки – совсем другая форма. И как у коршуна получился объемный профиль в хвостике, когда там второстепенные маховые без толщины?
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
sergei107 сказал(а):
это полетная скорость деленная на качество. 
О, разумные мысли пошли.

и окажется что Су то большой и не нужен, Сx тоже важен  ;)
   Для парения – да. А при посадки без выравнивания (чтоб не разбиться) и при выдерживании – нужен.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
А вот отклонение вниз тоже непонятно. отклонение на 5-10 гр вниз почти никак не влияет на скорость снижения. увеличивается Су, уменьшается полетная скорость, уменьшается Качество, итоговая скорость снижения остается прежней.
Единственный плюс от закрылка, это в том что с закрылком полетный угол атаки составляет 5-6 градусов, при максимальном 15, а крыло без закрылка летит на угле 9-10 градусов при максимальном возможном 15.
ТО есть без закрылка режим наименьшей скорости снижения будет на околосрывных углах атаки.
А с закрылком режим такой же наименьшей скорости снижения будет на меньших углах атаки. Что, в принципе , предпочтительней. 

   Крыло с отклоненным закрылком на том же Су-ке, что при 9-10[ch186] (если у него угол срыва 15[ch186])  будет иметь ниже качество.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
А вы уверены, что с закрылком срывной угол остается 15[sup]о[/sup], а не уменьшается?
Ну, Xflr показывает что срывной угол не изменяется.
не знаю как ей верить на околосрывных углах.
При применении механизации критический угол атаки будет уменьшаться всегда, Для того чтоб он не уменьшался применяют совместную работу с предкрылком
  Дайте тоже поумничать...  Понятия "Критический угол" , он же "Срывной" имеет только одно естественное определение: это когда Су максимален в точке экстремума функции Су([ch945]).
    Теперь, если вы возьмете профиль на таком угле атаки, и начнете у него отклонять закрылок, то его Су начнет возрастать (а не "срываться вправо вниз"). Значит у профиля с отклоняемым закрылком уже не будет при "этом угле" срыва :).
   И, кстати: при каком угле?.. между какими прямыми или плоскостями?.. Угол атаки отродясь мерялся между вектором скорости и хордой профиля, а при отклонении закрылка у вас хорда начнет "кабрировать" и угол атаки начнет возрастать :). (О чем стыдливо умалчивают все учебники, перерисовывая эти графики друг у друга, не удосужившись вникнуть в суть дела.) Таким образом, строго (и правильно) говоря, при отклонении закрылка критический угол возрастает. И не надо путать с углом атаки угол между осями Х в скоростной и связанной системе координат. :).
   Почему критический угол при отклонении закрылка возрастает, то есть почему при отклонении закрылка Су растет? Потому что разряжение за закрылком подсасывает поток со спинки профиля, предотвращая локальный отрыв на спине за счет собственного срыва.

  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 крыла, 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?".
 

maverick

Учусь учиться.
А у профилей есть только три значимых свойства: толщина – для лонжерона, кривизна –для Суmax (если нет механизации) и положение макс. кривизны для момента – все.
Вы не поверите , но  есть еще одно самое главное свойство - это угол нулевой подъемной силы(альфа 0 синий кружечек), о котором Вы не сказали.
Крит угол атаки  крыла ,  щитки 0 гр
С применением механизации изменяется угол нулевой подъемной силы , щитки 60 гр. зеленый кружечек
Ну и видим соответственно уменьшение крит. угла атаки крыла с выпущенным щитком 60гр.
Расчет делал согласно методике из РДК-43
 
 

Вложения

asz

Я люблю летать и самолеты!
И, кстати: при каком угле?.. между какими прямыми или плоскостями?.. Угол атаки отродясь мерялся между вектором скорости и хордой профиля, а при отклонении закрылка у вас хорда начнет "кабрировать" и угол атаки начнет возрастать :). (О чем стыдливо умалчивают все учебники, перерисовывая эти графики друг у друга, не удосужившись вникнуть в суть дела.) Таким образом, строго (и правильно) говоря, при отклонении закрылка критический угол возрастает.
По-Вашему, на любое отклонение закрылка /механизации/ крыла необходимо строить свой график Су по альфа - зачем, чтобы вводить сумятицу? При выпуске механизации, график сдвигается влево, изменяя угол нулевой подъемной силы, а линейные части графиков без механизации и с механизацией, условно, будут практически параллельны, не вдаваясь в подробности, с той лишь разницей, что Сумах для закрылков будет выше. Тем более, что в практической аэродинамике используется в основном угол атаки по САХ без механизации, а не местные углы профилей. Указатели углов атаки не учитывают изменение кривизны профиля и местное увеличение углов атаки при выпуске механизации. Поэтому для летчика есть одно понятие - при выпуске механизации критический угол атаки уменьшается. Из наших, на форуме, в этом уже убеждались на собственном печальном опыте. Забыв выпустить закрылки перед взлетом, пробовали выпускать их после отрыва, что приводило к срыву и возвращению на матушку - землю нашу...
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
   @ maverick – имейте совесть, у меня в посте ни одной формулы!:)

И, если не трудно, просветите, что это за характеристический параметр крыла [ch956][sub]х[/sub]?



  @ asz  –  когда люди все понимают правильно, то даже общий язык не требуется...

  А разве у кого-нибудь "из наших" есть "указатели угла атаки"? У МИГ-ов и птиц есть: у птиц по всему телу и крыльям разбросаны так называемые "нитевидные перья" – с тонюсеньким стерженьком и маленьким опахале на конце, так что они в любой ситуации "видит" (хотя нам этого не говорят) обтекание всей поверхности.
 

sergiv

Я люблю строить самолеты!
Всем привет.
Кто может подсказать профиль, работающий (большое Cl/Cd) на малых числах Re ? Порядка 50000-150000
 

sergiv

Я люблю строить самолеты!
Ещё вопрос. Нашёл профиль e377-il
В характеристиках есть строка:
e377-il      100,000      9      104.7 at [ch945]=5°      Mach=0 Ncrit=9      Xfoil prediction      Details
На сколько она близка к реальности ? :-/

Смущает отношение Cl/Cd=104,7
 

Рябиков

Изобретаем решительно все!
Всё нормально.
Не смущайтесь. :)
Это аэродинамическое качество профиля с бесконечным удлинением (нет индуктивной составляющей сопротивления), гладкий и практически отсутствует (Ncrit=9) турбулентность потока.
 

sergiv

Я люблю строить самолеты!
Да уж, про индуктивное и не подумал сразу. Прикинул, что при размахе примерно 1 м и хорде 0,1 м (удлинение 10, форма крыла эллиптическое), к Cx (0.01126) добавится Cxi (0.04428)

И Cl/Cd будет не 104.7, а 21,23 (1.1792/(0.01126+0,04428))

Я правильно прикинул ? Неужели качество крыла от качества профиля так сильно отличается? Неужели индуктивное сопротивление на столько велико, что так сильно всё портит (
Или я неправильно рассчитал?
 

red_bullsan

Full Member
Откуда
Харьков
Ещё вопрос. Нашёл профиль e377-il
В характеристиках есть строка:
e377-il      100,000      9      104.7 at [ch945]=5°      Mach=0 Ncrit=9      Xfoil prediction      Details
На сколько она близка к реальности ? :-/

Смущает отношение Cl/Cd=104,7
а что обозначает переменная Ncrit в ваших данных?
 

Zakhar

Я шью кайты, парапланы и парашюты.
индуктивное сопротивление на режиме качества составляет ровно половину общего и ОЧЕНЬ сильно зависит от формы профиля.

Связано это с вязкостью и сжимаемостью воздуха, в результате чего вниз отбрасывается гораздо меньшая масса воздуха, чем было бы в идеальной несжимаемой жидкости, для которой Жуковский писал свои формулы.
Часто профиль, имеющий большее профильное сопротивление на нулевом угле, имеет ГОРАЗДО меньшее индуктивное сопротивление. Там величины разного порядка. Индуктивное гораздо больше
 

Рябиков

Изобретаем решительно все!
Часто профиль, имеющий большее профильное сопротивление на нулевом угле, имеет ГОРАЗДО меньшее индуктивное сопротивление.
Не запутывайте людей. Индуктивное сопротивление зависит только то от формы распределения аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Наименьшее индуктивное сопротивление имеет крыло с эллиптической формой распределения нагрузки, которая, в свою очередь, зависит от формы крыла в плане, геометрической или аэродинамической крутки.
Профильное сопротивление состоит из сопротивления трения и сопротивления формы профиля (или сопротивления давления). Если сопротивление трения мало зависит от угла атаки, то сопротивление формы изменяется сравнительно сильно.
 

Zakhar

Я шью кайты, парапланы и парашюты.
То что я написал, мало известно. Но иначе не объяснить громадную разницу в сопротивлении планеров с разными профилями. Разница в трении ламинарного и турбулентного обтекания -граммы.
Для подсчета индуктивного сопротивления 100 лет назад Жуковский сделал предположение что что оно связана с поворотом потока жидкости, и вывел формулу для  идеальной несжимаемой жидкости  в отсутствие вязкости.  Для простоты  выводы формула на Жуковский заменил реальный профиль на вихрь который и совершал поворот потока. Для идеальной жидкости циркуляция скорости вокруг профиля не меняется с изменением кривой по которой считается циркуляция. Очевидно, что что для вязкой сжимаемой жидкости это будет не так часть энергии будет тратиться на сжатие жидкости, часть  теряться на  потери трения.
Несмотря на то,что Жуковский нигде не доказал правомочности  замены реального  профиля вихрем, а  вывод формулы делал для идеальной несжимаемой и невязкой   жидкости, до сих пор считается что индуктивное сопротивление не зависит от от формы профиля.  Это не так , и  это это очень сильно тормозит развитие теории динамики.
   Я анализировал продувки профилей в ЦАГИ  и у меня сложилось впечатление что что продувки  сильно подгонялись под теорию независимости индуктивного сопротивления от формы профиля.  Это заметно по симметричности  сопротивления относительно  оси X  на на малых углах атаки. В реальности качество планирование вогнутого профиля на отрицательных углах атаки сильно хуже. Также хуже сопротивление S образных профилей.  В   тридцатых годах wortmann изобрел профили дающие сильное уменьшение сопротивления и и продул эти  профили в полете реального самолета, я потому что что продувки  в трубе дают сильные искажения из-за  влияния стенок трубы.  Он объяснил огромное уменьшение сопротивления ламинарностью  этих профилей, хотя разница в сопротивлении ламинарного трения и турбулентного микроскопическая.  Ну сама методика поиск формы профиля говорит о том что Вортман хорошо понимал В какую сторону надо искать. Минимальная индуктивное сопротивление даёт профиль, у которого давление  по поверхности распределено максимально равномерно. Нетрудно догадаться что для каждого угла атаки и для каждого суммарного C Y  идеальной являются одна-единственная форма профиля. Важно понимать, что это может быть относительно толстый профиль. То есть  на более толстом профиле можно получить меньшее сопротивление, чем на более тонком, что тоже мало кто понимает.
 
Вверх