- Откуда
- ХМАО
Follow along with the video below to see how to install our site as a web app on your home screen.
Примечание: This feature may not be available in some browsers.
Вы не прочли и не поняли даже ту часть которую процитировали о том, что большая часть профиля снизу имеет горизонтальную линию обвода.
Для крыла больше подойдет? Полочка по убыванию Су с нарастанием Сх мне нравится... Получается, чем выше скорость, тем меньше подъемная сила...- Я прочёл. Просто проиллюстрировал попавшейся картинкой ступенчатого профиля. Мне надо было удостовериться, что не будет поисков кошки там, где её нет.
А раз она есть - включаем дедукцию.
Шаг первый. В нулевом положении профиль имеет аэродинамический угол атаки ок. 7. То есть примерно половинка средней линии сзади имеет такой геометрический угол атаки. Как такое возможно у 12% профиля (я подозревал по названию, что он 12%) - мы выяснили: за хорду принята линия основания, а не линия, соединяющая переднюю и заднюю точки.
Шаг второй. Суmax >1,5 означает, что профиль сильно несимметричный.
Шаг третий. Плоское основание.
А теперь индукция.
Берём симметричный профиль Рознера с параметрами толщина 12, положение толщины 20, угол у задней кромки 20, радиус носка 3. Рисуем небольшим количеством точек, чтоб удобнее таскать. Поворачиваем относительно задней кромки так, чтобы нижняя сторона вышла почти в горизонталь. Текстом выводим её строго в горизонталь. Верх, наоборот, "надуваем" и тоже делаем (почти) плоским на некотором протяжении. Носок чуть вниз. И получаем что-то такое. Если "накачать" грубый контур профиля бОльшим количеством точек - Сymax уменьшится и получится ближе к Вашему и к реальности.
Посмотреть вложение 509896
Подумаешь, бином Ньютона))
Меня вчера ввела в заблуждение форма кривой момента, я думал, у Вас модель срыва была Calcfoil, а не Eppler. Впрочем, обе - туфта, и момент прога оценивает с точностью даже не до слона, а до кита. Но даже порядка величины достаточно, чтобы понять: профиль - совсем не для роторкрафта.
Если Вы овладели программой настолько, что сами строите профиля, то не подскажете ли мне что означает точка пересечения зависимости коэффициента Сm0,25 с вертикальной осью в районе значения где то минус 0,125 ???Подумаешь, бином Ньютона))
- Cy и Cx не зависят от скорости. Точнее, зависят в той же мере, что и Re. Что касается "полочки" - если я правильно понял - она является следствием "двугорбого" графика Cy(альфа). А такой график - признак плохих срывных характеристик. Не факт, что IRL будет 2 горба (и не всякая методика расчёта того же профиля даёт 2). Но это намёк, что в каком-то малом диапазоне углов атаки (порядка 2 градусов) точка сепарации (отрыва) резко сместится от задней части верхней дуги к носку. Что не есть хорошо.чем выше скорость, тем меньше подъемная сила...
- Во-первых, точка пересечения с вертикальной осью ничего не означает: Вы сами выбрали положение кривых отн. вертикальной оси, приняв за хорду основание и взяв за нулевой соответствующий угол атаки. А ненулевое значение Сm0,25 при альфа -7 (то есть при нулевой подъёмной силе) означает, что нулевая сила складывается из отрицательной на передней четверти и положительной на задних 3/4. А величина момента при альфа -7 около 0,1 (примерно как у NACA 4412) показывает, что при попытке применить этот профиль на лопасти Вы столкнётесь примерно с такими же проблемами, как если бы применили NACA 4412. Который на лопастях не применяют. Кроме прочего - потому что ненулевой момент относительно осевого шарнира означает крутильные автколебания лопасти при косом потоке через винт.точка пересечения зависимости коэффициента Сm0,25 с вертикальной осью в районе значения где то минус 0,125
А вот с этого места по подробней, пожалуйста, с точки зрения всесильного учения Д Бернулли и Н Е Жуковского.А ненулевое значение Сm0,25 при альфа -7 (то есть при нулевой подъёмной силе) означает, что нулевая сила складывается из отрицательной на передней четверти и положительной на задних 3/4.
А если классический профиль типа NACA230 развернуть задней кромкой вперед по полету, то где окажется фокус?Во-вторых, по одной точке Cm судить о положении фокуса нельзя. Но он полюбому будет в районе 0,25 у профиля, похожего на классику.
- А Вы гляньте на обтекание профилей в JavaFoil во вкладке Flowfield. На нулевом аэродинамическом угле атаки увидите вот что:Значит в передней части профиля на верхней стороне струйки воздуха сильно уплотнены, что по Бернулли означает увеличение скорости потока и падения в нем давления.
- Это и есть ответ. Но к JavaFoil тут обращаться бессмысленно. Я пробовал: отклонял острый нос развёрнутого задом наперёд симметричного профиля вниз, чтобы получить скос тоже вниз. То есть получить положительную подъёмную силу при отрицательном угле атаки! Получилось. Но только в проге. В жизни при минимальных углах атаки за кромкой возникнет "пузырь", который прога не учитывает. И оно будет работать как профиль с двумя тупыми кромками. Вместе с завихрёнными зонами спереди и сзади (которые можно рассматривать как часть профиля) будет выглядеть по форме похоже на классику - только форма будет меняться в зависимости от угла атаки.Так же на 25 %хорды от передней уже заостренной стороны профиля
- Строю я их без резкой отсебятины. Сейчас я считаю перспективным комбинирование верхней и нижней частей от разных симметричных профилей. Вот если мы взяли расширенный генератор NACA 4-й серии и построили 10% профиль с максимумом толшины на 45%, а потом 20% с максимумом толщины на 20%, а потом скомбинировали половинки - то в итоге получили 14,5% профиль со слегка S-образной средней линией (я специально двигал максимумы толщин по хорде) и благодаря этому почти безмоментный. Считаю его очень подходящим для проектируемой мной бесхвостки.Если Вы овладели программой настолько, что сами строите профиля
При просчете похожего на Ваш, профиля на Re=1 000 000 происходит отказ просчета. На меньших числах Re и бОльших -- считается, а вот на ляме - отказ. Не является ли это признаком вот такого опасного явления, описанного Вами?- Cy и Cx не зависят от скорости. Точнее, зависят в той же мере, что и Re. Что касается "полочки" - если я правильно понял - она является следствием "двугорбого" графика Cy(альфа). А такой график - признак плохих срывных характеристик. Не факт, что IRL будет 2 горба (и не всякая методика расчёта того же профиля даёт 2). Но это намёк, что в каком-то малом диапазоне углов атаки (порядка 2 градусов) точка сепарации (отрыва) резко сместится от задней части верхней дуги к носку. Что не есть хорошо.
Читать Избранное (сборник) онлайн (полностью и бесплатно) страница 59 Теория относительности для Карцева и Ильченко.А вот с этого места по подробней, пожалуйста, с точки зрения всесильного учения Д Бернулли и Н Е Жуковского.
Значит в передней части профиля на верхней стороне струйки воздуха сильно уплотнены, что по Бернулли означает увеличение скорости потока и падения в нем давления. Таким образом передняя часть профиля должна создать положительную подъемную силу.
Вы станете оспаривать незыблемое учение Бернулли в трубах?
Далее, за перегибом профиля в задней 3/4 части эти самые струйки расширяются и Бернулли утверждает, что там скорость потока уменьшается и, следовательно, давление там должно вырасти.
Таким образом, в строгом соответствии со всесильным учением современной аэродинамики на профиле должен появиться момент силы поднимающий носик профиля с одновременным опусканием задней кромки.
А Вы тут утверждаете, что всё происходит наоборот.
И кто из Вас прав?, Бернулли или Вы?
Ну да черт с ним с нулевым значением подъемной силы у несимметричного профиля. А как быть с ненулевым значением подъемной силы? В какую сторону будет действовать момент?
Уверен, Вы не станете на эти вопросы отвечать, ибо в учебниках нет ответа.
Так же я никогда не дождусь ответа на вопрос о том как нулевое значение кинетической энергии мирно покоющегося воздуха при пролете крыла сквозь него вдруг из нулевого значения превращается во вполне ощущаемую потенциальную энергию статического давления, которое и является той живопорождающей подъемной силой.
Всякая таблица двухмерных координат содержит две координаты.Правой кнопкой мыши щелчок по иконке передвижения, появится табличка координат.
Вас никогда не интересовал вопрос про статическое давление в воздушной среде?Потому что ПОД профилем давление буде ещё больше, чем в задней части профиля.
Сейчас я считаю перспективным комбинирование верхней и нижней частей от разных симметричных профилей.
А если этот принцип применить к моменту приложенному к профилю?Применительно к Вашим вопросам, необходимо принять точку относительных координат. Если её расположить на носке обсуждаемого профиля, то Вы будете правы. А если ниже профиля, даже не на его поверхности - то нет.
Господи, какая же каша у Вас в голове...Вас никогда не интересовал вопрос про статическое давление в воздушной среде?
Вот Вы пишете, что где то под крылом давление больше чем...
А что это за давление?
Допустим это давление будет статическим.
А в какую сторону действует это статическое давление?
Ясно, что оно действует во все стороны равномерно.
С одной стороны эту область давления "прикрывает" поверхность крыла, а с другой стороны той области что происходит?
Если там стенка жесткая преграда, а крыло не закреплено, то статическое давление,"опираясь" с одной стороны на ту жесткую преграду подействует на крыло.
Но в воздухе нет той жесткой преграды.
Воздух ускользает из под крыла со скоростью звука.
То же происходит и со статическим давлением над крылом.
Понимаете, это статическое давление, чем бы оно не было порождено не способно оказать действия на крыло.
Теоретики бернулевцы лихо оперируют статическим давлением только в сторону поверхности крыла напрочь игнорируя точно такое же воздействие с противоположным знаком во внешнюю сторону от поверхности крыла.
По своей теории (предположению) они не видят, что нарушается ЗАКОН Ньютона о противодействующей силе.
Чувствуете разницу: предположение (теория) и ЗАКОН ???
- Это в какой проге так считается?на Re=1 000 000 происходит отказ просчета. На меньших числах Re и бОльших -- считается, а вот на ляме - отказ.