Аэродинамика

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
 
 
Fa-Fa сказал(а):
[highlight]  Gambic создай себе отдельную ветку[/highlight] там  и пори чушь. Ну совесть то наконец должна быть.
   Для тех, кому интересна аэродинамика, завожу эту ветку для обсуждения общих её вопросов, природы подъемной силы, аэро сопротивления и упругости, проблемы динамики и устойчивости полета. В порядке затравки переношу сюда ряд дискуссий, возникших в соседних ветках. Предполагаю (и призываю) переносить сюда все достойное обсуждения и впредь, – чтобы не засорять чужие поляны отвлеченной теорией, а эту – высерами дураков.
    Как избавиться от балбесов, которым плевать на аэродинамику, а лишь бы эксбиционировать свою глупость?.. Способ один: совсем не кормить и проскролливать их взаимокормежку. Для профилактики время от времени можно публиковать список троллей, чтоб благородным донам случайно не вляпываться.
   Для удобства прослеживания вопросов от начала к концу, предлагаю их помечать цветной меткой, чтоб глаз их выхватывал при быстром просмотре. Задавая новый вопрос, его можно метить цветным жирным шрифтом номера появления. Цвета лучше брать контрастные из стандартной палитры; трехцветные коды позволят пометить достаточно много "подтем".


*      *       *
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
001 001 001 
MaestroEv@mail.ru сказал(а):
  Напишу, а то может кто не знает. Во всех случаях более  тонкий профиль дает лучшие полетные характеристики. Но сделать профиль тонким очень сложно конструктивно.
  Это проверено на моделях - даже маленькие они четко реагируют на излишнюю толщину крыла, скорость падает, угол растет,  самолет летит "##пой вниз" на том же моторе, рулится менее точно.
  На практике из местного форума "5 местный самолет в Боварах" имеет более тонкое, более острое , более стреловидное крыло, а потому и выдающиеся характеристики.
    Проанализируйте сами пару сотен самолетов за все время развития авиации, берите однотипные самолеты. :)
  И кстати в программе, о которой вы пишите, рассчитывали мне тонкое крыло на модель. Расчеты показали лучшие характеристики на малых углах атаки, что и подтвердилось практикой.  А зачем летать на больших углах атаки? Зачем смотреть продувки на больших углах атаки? Самолет 99% времени летает на малых углах атаки.   А на взлете-посадке закрылки полностью меняют крыло.

   
sergei107 сказал(а):
  Не надо путать авиамодели и реальные самолеты. Тонкие профиля лучше только на малых числах Рейнольдса, меньше 50 000 – как раз для авиамоделей.
   Для больших Рейнольдцев (больше 1,000,000)  на толщинах 0-15% сопротивление примерно одинаковое.
На малых углах атаки все профили имеют  примерно одинаковые характеристики. Хоть от руки рисуй. Лишь бы гладенькие были.
Поэтому выбирают профили именно по их поведению на больших углах атаки ( больших Су). 

   
Hind сказал(а):
sergei107 сказал(а):
  На малых углах атаки все профили имеют  примерно одинаковые характеристики. Хоть от руки рисуй. Лишь бы гладенькие были. 
     Это вы фигню написали... Современные ламинарные профили, против довоенных вроде четырехзначных NACA или Цаги "Р" - С[sub]х[/sub] на малых углах атаки отличается вдвое. А на этих углах вы как раз летите с крейсерской скоростью. 

   
Hind сказал(а):
  Это будет реплика немножко в сторону от темы дискуссии, но.
   Если крыло короткое, удлинение ниже 10 - то каждая единица удлинения приносит больше пользы, чем какие-либо замены профиля. Хотите летучий самолет, наращивайте удлинение как можете. Вот с удлинением 12 и выше становится важно, как выбран профиль, и чем больше удлинение, тем важнее всякие тонкие вещи: профиль, крутка, эллиптичность, смена профилей от фюзеляжа к законцовке и т.п.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
003 003 003
Hind сказал(а):
 
sergei107 сказал(а):
Большой Су не сильно помогает в достижении минимальной скорости снижения.
   Золотые слова, если бы это еще и в учебниках писали! Качество важно на всех режимах полета, и уж для планера это особенно ярко проявляется. Я потому и рекомендовал график "качество-Су". На нем видно, что у профилей существует пик качества. Причем он бывает узкий и высокий, бывает широкий но пониже, и достигается на разных Су. Еще интереснее выходит, если для самых малых скоростей (т.е. Re < 1 000 000) и высоких Су продувать профили не в чистом виде, а с отклоненным закрылком. А для высоких скоростей - с закрылком "в минус".

 
sergei107 сказал(а):
aerobaika сказал(а):
    В принципе любой профиль оптимально работает только в одном режиме---например птичей или вогнуто-выпуклый с большой кривизной средней линии и огромным Су =2-3 хорош лишь при больших углах атаки  в 10-12 град--режим взлета или посадки с минимальной скоростью полета или парение с минимальной скоростью снижения
   Большой Су не сильно помогает в достижении минимальной скорости снижения. Почти никак не влияет.
Да, полетная скорость уменьшается, но и качесво (К) падает тоже. А скорость снижения - это полетная скорость деленная на качество.
 
    (Полетная скорость[ch10799]cos(atanK) )


 
Hind сказал(а):
   Для настоящих планеров совершенно точно известно, что применение закрылков не позволяет сильно понизить скорость снижения из-за большого роста Сх. Композитные планера 15-метрового размаха бывают двух классов: "закрылочные" (или просто 15-метровый класс) и "беззакрылочные", стандартный класс так называемый. Так вот, в термике они парят одинаково, только на переходе стандарты немножечко отстают. На Бланике, к примеру, спирали в термиках очень многие предпочитают крутить без закрылков вообще. Ну или выпускать не больше 1/3. Там есть хороший признак: если закрылки зашумели, значит ты уже лишнего выпустил, теряешь высоту. Это как раз на 30% полного хода начинается. Неслучайно вторая модель Бланика - L-23 - сделана без закрылков.

   
Hind сказал(а):
   А вы уверены, что с закрылком срывной угол остается 15°, а не уменьшается? Вообще говоря, режим наименьшего снижения - это всегда очень медленно и где-то близко от срыва. Что усугубляется тем фактом, что в термике вы крутите разворот с весьма приличным креном. По сути дела, планера проводят полжизни в том самом режиме, который у самолетчиков считается категорически опасным и которого необходимо избегать всеми силами: крутой разворот без запаса скорости.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
004 004 004
rukan2012 сказал(а):
https://yadi.sk/i/rEGfKqJo3DvKas

   Замечательный,на мой взгляд,материальчик,о влиянии числа Re на Су профилей. Примечательность репорта в диапазоне Re - от 40 тыс. до 3 млн.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
005 005 005
Gambic сказал(а):
...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 дм2  – аэродинамика птичьего профиля за пределами ньютоновской механики; такое ощущение что птичье крыло высасывает потенциальную тепловую энергию из атмосферы и преобразует в дополнительную подъемную силу – по другому такой огромный Су=3-4 единицам не объяснить...

  "Чайка" с нагрузкой 7 кгс/м[sup]2[/sup] будет иметь размах 3.2 м, – это очень большой орел. А у чайки весом 800г с размахом 1.6 м нагрузка равна 3.2 кгс/м[sup]2[/sup], это в два раза меньше, чем у дельтаплана. Соответственно, и Су[sub]max[/sub] у нее нормальный, [ch8776] 1,5.
     
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
006 006 006
Gambic сказал(а):
  1.
   1. Почему при Су = 0,5 максимальное качество у крыла будет при кривом, а не симметричном профиле, хотя Схо у симметричного меньше?

   2. Су= 0,5; у какого профиля будет минимальное сопротивление: у выпуклого или S-образного?


Rafis сказал(а):
  1. Потому что профильное сопротивление зависит от угла атаки. У несимметричного профиля минимальное сопротивление достигается при Су><0.
  2. На этот вопрос нельзя ответить однозначно. Слишком общий вопрос, много неизвестных.


 
Gambic сказал(а):
     Rafis писал(а) 20.11.19 :: 22:24:21:
1. Потому что профильное сопротивление зависит от угла атаки. У несимметричного профиля минимальное сопротивление достигается при Су><0.
   На 1-й вопрос ответ получен. Спасибо. Я б ещё так сказал: что в искривленном потоке обтекаемое сечение – кривое.

   Про 2-й – согласен, что однозначного ответа нет...  Зависит от общей кривизны (максимальной стрелки прогиба средней линии) и толщины профиля. Но тем более интересны соображения в поддержку S-образного.
    Обратите внимание, что все 4-х и 5-ти значные NASA, и вообще, все "старые" моментные профиля (условно говоря весь Кравец) все сплошь –  выпуклые. Создается впечатление, что первые [ch8776] 70 лет в авиации господствовало неверное представление об идеальной форме обтекаемого тела. Я думаю, что это пошло от дирижаблей. А в гидродинамике кораблей  давно уже все понимали правильно, но в авиацию перекинулось только к концу прошлого века.
[/quote]


Gambic сказал(а):
Ко 2-му вопросу в начале поста:



Gambic сказал(а):
   
   Ещё ко второму вопросу в начале поста .

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 сказал(а):
     Ещё ко второму вопросу в начале поста.

 
  По эпюрам  тоже можно считать перемещение ЦД .
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
007 007 007
asz сказал(а):
Gambic сказал(а):
  ...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 сказал(а):
  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.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
 008 008 008
Ryabikov сказал(а):
Zakhar сказал(а):
Часто профиль, имеющий большее профильное сопротивление на нулевом угле, имеет ГОРАЗДО меньшее индуктивное сопротивление.
     Не запутывайте людей. Индуктивное сопротивление зависит только 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.

 
Gambic сказал(а):
  henryk писал(а) 20.11.19 :: 01:41:16:
-можно краткое изложение индуктивной теории Юрьева?
   Берем все молекулы воздуха, возмущенные пролетом крыла за секунду. Cуммируем квадраты их скоростей Vy[sup]2[/sup][ch10799]массу/2 и делим эту сумму на расстояние пролета за секунду. Получаем величину индуктивного сопротивления в ньютонах.   Про то как эта величина зависит от параметров крыла и полета, и как она считается – и содержится в книжке Юрьева.

  В "Технической аэродинамике" К.Д.Вуда (Москва, 1938 г) дано простейшее изложение индуктивной теории. Делается предположение, что в полете крыло взаимодействует с круглым "коридором" воздуха с диаметром равным размаху, и равномерно его отклоняет вниз. Секундная масса разогнанного вниз воздуха – известна, и из закона сохранения импульса: (подъемная сила)[ch10799](время полета) = (масса воздуха)[ch10799]Vy вычисляется Vy, которая получается из угла отклонения (угла скоса) встречного потока. Общая сила взаимодействия направлена по биссектрисе этого угла, её проекция на горизонталь – и есть индуктивное сопротивление.
   Получаемый из этого простейшего рассмотрения результат хорошо совпадает с практикой, в частности – с формулой исчезнувшего Фа-Фа:  Xi =  Y[sup]2[/sup]/([ch961]/2•V[sup]2[/sup]•L[sup]2[/sup]•[ch960]), (где Xi – индукт. сопротивление, Y – подъемная сила, L – размах).  ... В том смысле – с практикой, что при изменении параметров у полета и самолета, его общее сопротивление изменяется на [ch916]Xi в соответствии с формулой.


sergei107 сказал(а):
Евген777 писал(а) 21.11.19 :: 03:04:20:

   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. https://youtu.be/QKCK4lJLQHU

   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 область 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 я считаю, 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.

urry_buh сказал(а):
sergei107 писал(а) 22.11.19 :: 18:12:29:
""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, средняя индуктивная скорость, а из 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 сказал(а):
urry_buh писал(а) 22.11.19 :: 18:45:10:
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 сказал(а):
Zakhar сказал(а):
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.

 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
    009 009 009 
henryk сказал(а):
  Вопрос на засыпку: сможет ли взлететь беспилотный электровертолёт в пылевом облаке плотностью 1,3 кг на кубометр распыленном в вакуумной камере?.. (или в воздухе,молекулы которого не имеют тепловой скорости,
т.е. их кинетическая энергия равна нулю!)
     После можно порассуждать про физику подъёмной силы на крыле или тяги винта...

   
Gambic сказал(а):
henryk писал(а) 22.11.19 :: 03:59:15:
Вопрос на засыпку: сможет ли...
   О'Генрик!.. прекрасный вопрос! поздравляю...  Но, к сожалению, условия Вашего мысленного эксперимента на Земле принципиально невыполнимы – лингвистически: слово "распыленном" неверное. Ибо и пылинки в вакууме и молекулы при нуле К° с ускорением g упадут на пол. (Посмотрите как оседает лунная пыль за колесами лунокара: там не "клубы", а чисто параболические фигуры).
  Но исправим этот прокол. Возьмем замкнутый объем вакуума с пылью на орбите (в невесомости), встряхнем его, чтоб пылинки заполнили его равномерно и запустим в нем дрон как на Земле. Вопрос: полетит ли он с ускорением вверх?

  Когда-то я придумал для школы демонстрационную модель атмосферы из пинг-понговых шариков. В большом толстостенном стеклянном цилиндре на дне вертушка с деревянными лопатками от электромоторчика.  В эту стеклянную "бочку" на четверть насыпано 1000 шариков и несколько той же плотности цветных шаров побольше (от детских кеглей). Сверху в цилиндр свободно вставлена круглая пенопластовая плита.
   Сперва всё покоится, шарики все на дне, крышка лежит на них – абсолютный ноль. Включаем вертушку, шарики начинают беситься и импульсами своих ударов приподымают крышку и держат её на весу! Прибавляем обороты – скорости "молекул" становятся больше ("температура" выше), "плотность" – меньше, а крышка взлетает сильнее. Ещё увеличили обороты – еще выше поднимается крышка. Кладем на нее груз, она опускается ниже – "давление" становится больше. А между шариками медленным броуновским движением перемещаются цветные шары от кеглей...
   Надо бы эту идею сбагрить в Экспериментариум... Из середины "бочки" можно сделать отводную стеклянную трубу, в которую будут залетать только продольные ей "молекулы", и будет наглядно видно причину  Бернуллевского падения давления: в быстром течении той же температуры молекулы с теми же абсолютными скоростями будут двигаться больше вдоль стенок, чем поперек, и поэтому давление на стенки окажется меньше.



 
Gambic сказал(а):
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]10м/с[ch10799]sin(10°).  Направление их движения будет перпендикулярно нижней поверхности профиля;
      в) –  молекулы стукнутые лбом отскочат перпендикулярно его контуру со скоростью вверх  2[ch10799]10м/с[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/м3.
   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.


 
henryk сказал(а):
Gambic писал(а) 23.11.19 :: 06:06:30:
   подъемная сила будет раз в 50
=+100 !
Если помню,в кубометре воздуха около 10 в 23 степени ?
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
 010 010 010 
Stanislavz сказал(а):

   
Gambic сказал(а):
На 0.49 (https://youtu.be/eDsRLgmwhhI?t=49), 1.34 и 3.30  у мальчика "не получается"...  Почему?

 
Gambic сказал(а):
  Господа! Я придумал фундаментальный вопрос, проливающий свет на природу подъемной силы. Если в опыте, 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?.. 
   1. Полетит ли дым из того выхода, куда Петр засовывал шарики?
   2. А если нижний конец трубы тоже развернуть как верхний вперед?
   3. 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?
   4. Летит одномоторный самолет с двумя термометрами за бортом: один за ГО, другой за элероном: у какого температура больше?
 

henryk

Я люблю строить самолеты!
Откуда
Krakow
-чтобы почувствовать "работу" активного воздуха достаточно
поставить свечки в коридоре и резко открывать/закрывать
дверь=веер !
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
    010 010 010

[quote author= link=1180372614/592#592 date=1288853924] Экс.участник А.Б.
1. Из-за вязкости воздуха надо рассматривать профиль крыла, как так называемое "тело вытеснения", образуемое пограничным слоем, который характеризуется так называемой "толщиной вытеснения". То есть в реальности имеется искажённый профиль с воздушными границами по верхней и нижней поверхностям и с длинным "хвостом", вытягивающимся назад далеко за пределы задней кромки . и в поперечном сечении на задней критической точке имеющем толщину в виде суммы толщин вытеснения на верхней и нижней поверхностях в этой точке.
   В результате нарушается парадокс Даламбера-Эйлера для идеальной среды, когда давление торможения на передней и задней критических точках профиля одинаково, ибо задняя критическая точка как бы исчезает (возникает сопротивление давления, так как не уравновешивается давление торможения воздушного потока на переднюю критическую точку). Чем больше турбулентность пограничного слоя, тем больше взбухает и ещё быстрее, чем взбухает, удлиняется тело вытеснения, а, значит, тем больше искажается исходный профиль.

   Как известно, в пограничном слое воздух, как и всякая вязкая среда, осуществляет своё движение под действием сил трения и давления. Приповерхностные струйки воздуха по мере продвижения от передней кромки (ребра атаки) к точке максимальной толщины профиля вынуждены сужаться, так как на них давят струйки, двигающиеся по потоку выше. Чтобы "протолкнуть" ту же массу воздуха в ту же единицу времени (ибо этой массе деваться просто некуда), необходимо увеличить скорость протекания. Согласно закону сохранения энергии общая энергия струйки должна оставаться неизменной (за минусом потерь на трение в вязкой среде) в каждом своём поперечном сечении. Если увеличивается одна составляющая энергии (в данном случае – кинетическая, за счёт увеличения скорости), значит, на столько же должна уменьшаться другая составляющая (в данном случае – потенциальная, за счёт уменьшения статического давления на верхнюю поверхность). После прохождения самого толстого сечения профиля крыла приповерхностные струйки воздуха начинают расширяться вплоть до задней законцовки профиля (задней критической точки) с соответственным уменьшением скорости потока и ростом статического давления.

   Таким образом градиент статического давления воздуха по верхнему контуру профиля сначала отрицательный (от носка до максимальной толщины профиля – давление по ходу движения падает), а затем положительный (от максимальной толщины профиля до законцовки - давление по ходу движения растёт). В точке верхнего контура профиля, соответствующей максимальной толщине профиля, градиент статического давления равен нулю, а само статическое давление достигает своего минимального значения. Данная точка – это точка максимального разрежения воздуха на верхней поверхности.
  На участке отрицательного градиента статического давления силы, связанные с давлением, способствуют течению воздуха в пограничном слое (поддавливают воздушный поток в направлении движения). В этом случае, если в носке профиля был ламинарный (плоско-параллельный) пограничный слой, то он сохраняется, а если турбулентный (вихреобразный), то его толщина по мере продвижения вдоль профиля растёт медленно. На участке положительного градиента статического давления силы давления направлены против течения в пограничном слое, ибо в каждой последующей по потоку точке верхнего контура профиля давление больше, чем в предыдущей. Если до начала этого участка ещё сохранялось ламинарное течение, то происходит его нарастающая по ходу течения вдоль профиля турбулизация.


   2. Скос потока за крылом – побочный эффект того что крыло имеет концы. На крыле бесконечно размаха, скоса потока нет.
   Вызывается перетеканием воздуха на концах крыла из нижней части на верхнюю(скорость потока над крылом больше и он "подсасывает" к себе воздух из под крыла-через торцы)- так называемого индуктивного сопротивления. Из за того что самолет постоянно перемещается, получается крутящийся "жгут". Крутящийся "жгут" сходящий с торцов крыла из-за вязкости воздуха увлекает за собой близлежащий поток. Образуется скос потока.  Если смотреть с хвоста "жгут" крутится по часовой на левой консоли и против часовой на правой консоли. Скос потока максимален к у концов консоли и уменьшается к корню. Тут мы затрагиваем такие понятия как сужение и удлинение.
Касаемо крыла-скос потока не участвует в создании подъемной силы. Скос потока за крылом -это вредное и нехорошее явление.
[/quote]

  Как хорошо человек написал первую часть – про набухание погранслоя, и искажение им "формы профиля", определяющей обтекание. И, кстати, в этом его описании заключен намек на ответ – почему резкий срез задней кромки иногда не влияет на сопротивление? (Потому что два микровихря за ней "притягивают" набухшие слои сверху-снизу (как закрылок затягивает обтекание), и в результате общая "толщина вытеснения" за крылом не увеличивается, + меньше смоченная. (Здесь на Форуме где-то было про микрозакрылки). Но у полированных планеров с короткой хордой и ламинарными профилями заднюю кромку "точат").

  А вот про скос – не дотянул! :-[.  Кто-нибудь растолкует нам скос за крылом как проявление dГ по dz? :).
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
016 016 016 
DSA писал(а) 03.07.07 :: 00:36:26:
   Спасибо конечно, но я около месяца «процедил» интернет вдоль и поперёк в поисках любой информации о этом самолете, но увии… И в Аэропракт писал – глухо «как в танке». И я решил – мне всего лишь надо профиль крыла, остальное, - я одолею. Всё же к профилю – кто-нибудь из спецов может мне «зелёному» объяснить например, почему на этом Гамлете используется профиль FX S 02-196, который, как я понял, используют на всю катушку лишь на планерах. И зачем  к нему цеплять навесной элерон-закрылок, если можно сделать вот как на этом рисунке. Кстати Коломбан на своем Cri-cri тоже прицепил навесной элерон-закрылок, зачем, что это даёт?

Трудно искать черную кошку в темной комнате - особенно,если ее там нету.
Не мучайтесь - никакого здравого смысла в применении Вортмановского ламинарного профиля в Гамлете нет,а любой другой,взятый наугад из атласа или даже нарисованный от руки был бы,по крайней мере,не хуже
.


OldParovoz писал(а) 10.07.07 :: 23:21:26:
На слёте в Кольчугино был самолёт с толстым профилем и предкрылком.Летал-классно!Может действительно,имеет смысл ставить предкрылок?

   Это был Гриффон.
    Самолет с предкрылком действительно можно подорвать на очень небольшой скорости,из-за чего собственно разбег оказывается небольшим.Но,во-первых,для этого необходима повышенная тяговооруженность при очень низких крейсерах;во-вторых,взлетная ДИСТАНЦИЯ,т.е. разбег+набор 15 м вообще-то не уменьшается (так Гриффон в Кольчугино быстро взлетал,набирал метров 10 и на этой высоте разгонялся далее до достижения скорости набора высоты;однажды так на втором режиме он набрал и метров 50).
     На посадке,выйдя на режим парашютирования при достаточно высоком режиме работы двигателя,также возможно достижение пониженной посадочной скорости и уменьшение длины пробега.
     Таким образом,потратив избыточную мощность и жертвуя всеми остальными ЛТХ, размениваем все это на взлетно-посадочные характеристики.Примерно по той же идеологии построен и известный немецкий Физелер-Шторьх и наш Як-12 - при схеме шасси с хвостовым колесом и длинноходовых основных стойках "внедорожные "качества реализуются даже лучше.

А этот критерий, как и максимальное качество нужно считать для всего самолета, с учетом всех составляющих сопротивления, чистый профиль на него влияет мало.

   Браво! Вот тут в саааамую дырочку!

    Можно подобрать супер-пупер-гипер профиль и убить все ЛТХ дурной местной аэродинамикой, неудачным выбором геометрии крыла (сужение-удлиннение-площадь) и прочими ошибками...

   Знаете, чем отличается хороший конструатор от плохого? Плохой ищет революционный прорыв, какую-нибудь фичу типа "совершенного" профиля, кольцевого крыла, "ламинаризации" потоков, которые, как ему кажется, обеспечат подавляющее преимущество перед имеющимися аппаратами... и ему не хватает энергии и времени на грамотное проектирование всего остального: управления, стыковых узлов, топливной системы, электрооборудования,  поиска простых и чистых сопряжений поверхностей - что, собственно, и составляет 95% работы конструктора.
    Хороший конструктор работает на результат. Вот, например, наш уважаемый камрад Оренавиа, или Боря Чернов. KISS ! (Делай это проще - не заморачивайся!). При этом с выбором профила не заморачиваются, а ставят, как правило, то что хорошо себя зарекомендовало: NACA 23...., Кларк, Р-II и т.п. Вот и получается любопытная вещь: эти профили считаются "хорошими" потому, что конструкция в целом удачная, а конструкция удачная потому, что автор вообще не парился по теме "Профили крыла"  ;)
.

       RAF-6 используется в основном для профилировки лопастей винтов (например знаменитая "английская" серия R&M-829, на которую ссылаются многие наши довоенные справочники и РДК). Его характеристики и геометрия подбирались с учетом не только аэродинамики, но и положения ЦМ сечения, а также характеристик прочности.
    Этот профиль работает как на относительно малых скоростях, так и на трансзвуке (в концевых сечениях лопасти винта). Для винтового профиля также имеют значение характеристики на закритических углах и углах атаки с отрицательной подъемной силой, поэтому Вы можете найти "круговую" обдувку RAF-6.
     Профиль Вортмана - типичный "ламинарник" для малых скоростей и размерностей. Используется для тонкой настройки крыла планера.
    Кстати по поводу суперкритических профилей. Так называют профили, разработанные в 60...80 гг. прошлого века. Дело в том, что местные скорости потока вокруг профиля больше скорости полета аэроплана. Поэтому при достижении определенной скорости на крыле возникают местные скачки уплотнения, и скорость эта называется "критической".
     Традиционные способы борьбы - стреловидность и тонкий профиль.
    С появлением в конце 50-х мощных компьютеров появилась возможность достаточного точного расчета поля скоростей. Тогда же (по-моему, Уиткомбом) была сформулирована идея: за счет отгиба вниз хвостовой части как бы "размазать" приращение местной скорости по хорде. Результаты расчетов и экспериментов позволили создать для транспортных самолетов третьего поколения крылья с большой относительной толщиной и умеренной стреловидностью, что значительно снизило массу конструкции крыла.
У нас внедрение этих профилей пошло на Ту-204 и Ил-96. Сравните стреловидность и удлиннение крыла у Ил-62 и Ил-96. Вот это и есть результат использования суперкритических профилей.

     На базе теории и методик расчетов трансзвуковых профилей Уиткомб разработал также профили для АОН. GA(W) расшифровывается как General Aviation, Whitcomb. Но эти профили не есть суперкритические, поскольку рассчитаны для работы на очень малых числах Маха (до 0,3)
.

       Если говорить про профиля и суперкритические в часности, то я в МАИ об этом немного узнал, в основном сам и из литературы...

   2 TheRaven:
   Действительно, оч. обстоятельно, если позволите, немного добавлю.
   Само название "суперкритический" уже говорит об их назначении, для повышения скорости на которой возникает "критическое"обтекание. Поскольку потребность в этом возникла в транспортной авиации; увеличить крейсерскую скорость хотя бы на 50-70км/ч при той же экономичности, но не снижая объёма крыла(топливных баков), т.е. толщина крыла не должна была уменьшаться, вернее нужен был объём. Самый простой способ оттянуть начало возникновения скачков уплотнения, это передвинуть назад максимальную толщину профиля .А уменьшить другие вредные последствия (очень сильно меняются моментные характеристики при появлении скачков уплотнения),удалось с помощью поджатия в хвостовой части профиля снизу. Но при этом как побочное явление оттянулась назад точка перехода ламинарного в турбулентный поток по нижней поверхности, так что не стоит забывать, что у ламинарных профилей нижняя поверхность важней по качеству исполнения, чем верхняя...
" Ламинаризация" профиля тогда не имела особого значения, потому что на тех Рейнольдсах почти весь поток на крыле турбулентный. То что профиля изначально проектировавшиеся как суперкритические, оказались очень интересными на гораздо меньших Рейнольдсах, это уже другая история...

   С уважением, Айрат.

    Составной профиль из дужек 4309 вверху и 1006 внезу придуман Уиттменом для упрощения постройки (нижняя поверхность плоская), аэродинамические характеристики отличаются мало. Продольный момент довольно большой, но и он здесь не мешает.   Острота носка и характер сваливания мало связаны друг с другом.
    Более существенны процесс развития срыва по размаху и характеристика продольного момента. У тейлвинда при развитии срыва развивается значительный пикирующий момент, который заставляет самолет опускать нос и тем предотвращает дальнейшее затягивание на большие углы атаки. Это стремление можно усилить  за счет выбора расположения ГО относительно крыла (вблизи плоскости хорд крыла).  Тогда даже с профилем серии 230 самолет с прямоугольным крылом будет послушным котеночком.
(Тейлоркрафт).

    Генераторы вихрей фиксируют перход погранслоя в турбулентный в оперделенной точке и не дают ламинарному погранслою оторваться, образовав застойную зону. Безотрывное обтекание сохраняется до значительно большего угла атки (аналогично действию предкрылка), а отрыв потока вне зависимости от свойств исходного профиля, начинается у задней кромки. В отличие от предкрылка, профильное сопротивление понижается  в очень большом диапазоне углов атаки. включая крейсерские, а если где растет, то только на очень малых углах, что даже полезно, так как уменьшает разгон скорости на пикировании.  На профилях НАСА 4- и 5-значных серий генераторы вихрей дают Сумах в пределах 1.7 - 1.9, практически независимо от Re. На Тейлвинде примеров их применения я пока не нашел, а было бы очень интересно.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
   016 016 016 
     Но вернусь к профилям. Предлагаю более пристальное внимание уделить старому проверенному 4412. У Торенбика встречал упоминание о фантастических Су на этом профиле с простым щелевым закрылком. Вообще, табличка о приростах Су и Сх в некоторых учебниках при применении разной механизации применима, мне кажется, только как обзорная при первом знакомстве с темой.
   Меня "прикалывает"(вызывает недоумение) ссылочка о том как сильно влияет форма щели... Здесь явное "белое пятно" в теоретической("статистической") аэродинамике, в рамки которой цифры приведённые Торенбиком не влезают...
   Конечно по объёму, жёсткости на кручение, строительным высотам лонжеронов,.. профиль 4412 никакого сравнения с Гавами не выдерживает, и в крейсере для скоростного с-та он сильно уступает,но... оптимизация должна быть комплексной, а не примитивной, вроде лучшего отношения Су в какой-то степени к Сх какому-то, пардон, ИМХО.
   Где-то на предыдущей стр форума TheRaven писал об этом,.. особенно понравилось первым пунктом "сначала рисуем компоновку..."++

   Мне почему-то думается что вихревая теория обтекания от "отцов" аэродинамики в корне неверна, точнее там нет вразумительной теории, в неё плохо вписываются практически все птицы и водоплавающие, совсем не вписываются физически существующие (а не теоретические) вихри, устойчивые тороидальные - вроде колец дыма, или смерчи, которые по классической теории вязкости должны тут же распадаться на более мелкие и гаснуть (что и происходит при определённых, вернее совсем непонятных условиях). Потому и не получается простой и вразумительной теории, опираясь на которую можно было бы проектировать нужные по заданным критериям профиля, а не пытаться мучительно подбирать...
   
         С уважением, Айрат.


   Имея достаточный опыт полетов на разных самолетах, в том числе и на СЛА, и какие-то знания из аэродинамики, скажу, что для СЛА по барабану какой профиль использован  на данном типе. Профиль на СЛА это"влияние мочи на солнечные лучи", как говорил мой приятель. Характер сваливания и его интенсивность зависят практически только от нагрузки на крыло и его формы и очень мало от  профиля. Больше нагрузка - больше влияние профиля(его носка) на характер срыва. И наоборот. Другое дело если конструктор при 100 л.с. задумал получить  макс скорость больше 300 км /час. Тут видимо важны характеристики профиля. На всем остальном, что мы сейчас имеем – не тема.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
    018 018 018
  Все действующие сейчас нормы летной годности, применимые к легким самолетам, полностью запрещают установившийся полет на скорости ниже 1.3Vs1. Это значит,  что запас Су до сваливания состаляет не менее 69%. Нивыгоднейшая скорость превосходит эту, минимально разрешенную, еще не менее, чем на 10%, а кроме начального набора высоты не имет смысла лететь на скорости менее наивыгоднейшей и тогда запас Су минимум двукратный. Эти же соотношения используются при выборе площади крыла и сравнении преимуществ и недостатков различных профилей.
 

Gambic

Я не люблю военные самолеты.
    010 010 010

  На крыле бесконечно размаха-скоса потока нет.


  Это верно, но не потому что оно не имеет концов...а потому,что секундная отбрасываемая масса воздуха стремится к бесконечности , а скорость отбрасывания вниз этой массы стремится к нулю.

slav писал(а) 04.11.10 :: 14:36:11:
lav писал(а) 04.11.10 :: 14:32:33:
\\и эта скорость отбрасывания стремиться к нулю.

  Но всё же немного больше! 

 
   Хорошо! Если не применять перехода к пределу в формуле подъёмной силы как меры изменения импульса, можно сказать ,что бесконечную  массу не надо отбрасывать вообще... ,  опираясь на неё вы имеете бесплатную подъёмную силу!



 
   Анатолий! Поток скашивается не только за профилем, но и перед профилем... только в другую сторону(вверх)...  Но вертикальная составляющая суммарного скоса всё-таки направлена вниз и обусловлена тем, что мы вынуждены (что-бы не проваливаться на воздушной "дороге") ежесекундно отбрасывать массу воздуха вниз с этой скоростью, испытывая при этом значительные потери равные  величине кинетической энергии отбрасываемой массы M*V*V/2. Вот так создаётся у самолёта сила реакции опоры. Паровоз в этом смысле гораздо более выгоден: молекулы рельса в точке опоры колеса никуда не разбегаются, будучи связанными силами кристаллической решётки, чего не скажешь о молекулах воздуха! Вот куда расходуется энергия нарисованного Вами  "реактивного двигателя" !  А у паровоза "подъёмная сила"(реакция опоры) совершенно бесплатная! 
     Модель обтекания по Ньютону сильно завышает аэродинамические силы на уровне моря и становится правильной на высотах более 90 км где длина свободного пробега молекул становится соизмеримой с размерами обтекаемого тела.

  Zakhar писал(а) 24.09.12 :: 11:13:56:
   Ламинарные профили, довоенные профили, самоустойчивые профили со своими диаграммами давлений и вихрь, которым их заменяли , создают разные поля скоростей в массе воздуха. Глупо бездоказательно верить тому, что индуктивные сопротивления окажутся равны.

     Естественно, дорогой, если взять аналогичные крылья, но с разными профилями, то при тех же углах атаки (к примеру 8°) у всех этих крыльев  будут разные индуктивные сопротивления и разные коэффициенты Су.  Но при одном и том же заданном для всех коэффициенте Су (к примеру 1,1) – у всех этих крыльев будет одно и тоже индуктивное сопротивление и разные углы атаки. Что, собственно говоря, и не доходит до вашего головного мозга.

     
 
Вверх