Аэродинамические характеристики профилей

Статус
Закрыто для дальнейших ответов.
.. учили аэродинамику в которой в самом начале обосновывают применительность всех формул от идеальной жидкости для слегка сжимаемого газа.
Так какого рожна Вы тут кочевряжитесь, причем, безосновательно и бездоказательно??????
вы правы. Изменение давления меньше одной сотой атмосферы, изменение объёма также. Но опыт говорит о том, что для уменьшения ИС очень важно правильное распределение давления по профилю. Возможно, волна давления в воздухе быстро затухает из-за вязкости. Факт в том, что ИС зависит от формы профиля.

Сопротивление строп и сопротивление пилота, конечно , считается. Считаем по Сх=1, но продувки говорят о том, что с уменьшением диаметра Сх уменьшается. Пилот в коконе тоже имеет сильно меньший Сх
 
Последнее редактирование:
Форм доказательств существует несколько.
Одна из форм это доказательство от противного.

Вот и воспользуемся этой формой доказательства.
Тогда уж Вы постарайтесь ответить почему соосные винты не показывают той тяги, которую ему приписывают уравнения Бернулли.
Ну и заодно поясните как нулевая кинетическая энергия неподвижного воздуха преобразовывается в потенциальную в строгом соответствии с уравнениями Бернулли.
Во-первых, неверность одной какой-либо теории не делает автоматически верной какую-либо альтернативную теорию (кроме непосредственного отрицания первой теории). Так что доказательство "от противного" тут совершенно не к месту. Оно применяется в других случаях.

Во-вторых, я не знако́м с указанными Вами казусами и не знаю, как там считали тягу, правильно ли применялся принцип Бернулли, и примени́м ли он там вообще в той постановке. А то как с листком у стены может получиться.

Как уже отметил выше, я не являюсь религиозным "бернуллипочитателем". Но менять "шило на мыло" не в моих правилах.
Разве что если мыло очень хорошее. 😎
 
Последнее редактирование:
Сопротивление строп и сопротивление пилота, конечно , считается. Считаем по Сх=1, но продувки говорят о том, что с уменьшением диаметра Сх уменьшается. Пилот в коконе тоже имеет сильно меньший Сх
Сколько в килограммах?
 
Но опыт говорит о том, что для уменьшения ИС очень важно правильное распределение давления по профилю.
О каком индуктивном сопротивлении Вы тут пишите?
Опомнитесь, несчастный.
В планирующем полете индуктивного сопротивления не существует по определению.
Вы это индуктивное сопротивление никогда не видели со своими планирующими матрасами.

Очень внимательно прочтите еще раз моё сообщение №859.
Там Вы найдете объяснение своей упертости.

И, пожалуйста, не молчите о конкретном сопротивлении шнурков выраженном в конкретных килограммах.
 
но утверждение, что индуктивное сопротивление будет одинаковым нуждается в доказательстве. На самом деле оно не одинаковое.
inductive.jpg

Вот некоторое объяснение природы индуктивного сопротивления. Допустим кубиком обозначен любой горизонтально летящий ЛА, имеющий массу и создающий подъемную силу за счет отбрасывания некой массы воздуха неважно каким способом (винт, крыло). Синие стрелки - набегающий поток, красные - поток после взаимодействия с ЛА а зеленые - поток не взаимодействовавший с ЛА по сторонам от него. Посмотрим на это сзади по биссектрисе угла между набегающим и отклоненным потоком. Видим проекции векторов скорости которые явно создают ротор и затем П образный вихрь. На это тратится энергия. И именно это создает индуктивное сопротивление.
Не важно какой там профиль и как создается скос потока. Есть подъемная сила значит есть скос потока и есть вихрь.
 
Во-вторых, я не знако́м с указанными Вами казусами и не знаю, как там считали тягу, правильно ли применялся принцип Бернулли, и примени́м ли он там вообще в той постановке. А то как с листком у стены может получиться.
Так Вы дунули или не дунули на листок у стенки?

А о чем говорят уравнения Бернулли?
Они говорят, что если струйка некой среды (жидкость или газ) движется с некой скоростью, отличающейся от скорости движения в другой струйке, то в этих струйках статическое давление будет различно.
Я не ошибся в такой примитивной интерпретации закона Бернулли?
Если не ошибся, то берем два крайних случая.
В одной струйке воздух движется, а в другой имеет нулевую скорость.
Вас это устроит?
Если устроит, то тогда чем отличается поведение двух листочков между которых струйка движется с некой скорость, а с другой стороны каждого листочка струйки не движутся, от одиночного листочка с одной стороны которого струйка движется с той же скоростью, что и между двух листочков и с другой стороны листочка струйки как и в первом эксперименте не движутся?

Если Вы не можете ответить на этот вопрос, то либо Вы вообще не видели в глаза те уравнения Бернулли, либо не понимаете их физического смысла.
 
Не важно какой там профиль и как создается скос потока. Есть подъемная сила значит есть скос потока и есть вихрь.
Чем больший объём воздуха захватит крыло, тем с меньшей скоростью оно его может отбрасывать. Когда волна давления от крыла быстро затухает из-за сжимаемости и вязкости, в движение приходит меньший объём воздуха и крылу приходится отбрасывать воздух с большей скоростью, что приводит к увеличению сопротивления.
 
Последнее редактирование:
Сколько в килограммах?
У обычного параплана площадь сечения строп около 0.4 кв.м, пилот без кокона 0.3 кв.м
Индуктивное сопротивление есть всегда, когда есть подъёмная сила
 
Чем больший объём воздуха захватит крыло, тем с меньшей скоростью оно его может отбрасывать. Когда волна давления от крыла быстро затухает из-за сжимаемости и вязкости, крылу приходится отбрасывать воздух с большей скоростью, что приводит к увеличению сопротивления.

Первое утверждение верно. Второе не понял. Что такое "волна давления" у нас ведь дозвуковой поток ? Если мы рассматриваем процесс в разрезе давления то нам не важно что и где там затухает. Понятие давления введено для простоты расчета и позволяет быстрее рассчитать силу зная площадь.
 
Первое утверждение верно. Второе не понял. Что такое "волна давления" у нас ведь дозвуковой поток ? Если мы рассматриваем процесс в разрезе давления то нам не важно что и где там затухает. Понятие давления введено для простоты расчета и позволяет быстрее рассчитать силу зная площадь.
В идеальной жидкости нет волны давления, давление распространяется мгновенно. В воздухе ближний к крылу слой передает давление следующему, при этом часть его съедается на сжимаемость и вязкость. В итоге крыло захватывает какой то объём, но он был бы больше в идеальной жидкости и больше в случае когда давление по хорде размазано ровным слоем.
 
Вот некоторое объяснение природы индуктивного сопротивления.
Почти всё верно, но только с оговоркой.
В пределах этого летательного аппарата отклоненному воздуху сообщают энергию для его движения в сторону отбрасывания.
И уже за пределами этого летательного аппарата , когда эти отброшенные массы воздуха уже не взаимодействуют с ним. они движутся так как им удобнее с энергетической точки зрения.
Самая энергоэкономная траектория движения это вращение по кругу.
Ну и пусть этот воздух вращается за пределами летательного аппарата, мы же его уже отбросили.
Теперь задача превратить энергию в конкретные килограммы.
Это просто проделывается с помощью законов Ньютона.
Но в результате можно получить только вертикальную силу - подъемную силу.
Но нас интересует индуктивная сила сопротивления.
А вот она перпендикулярна той подъемной силы и никак не может быть выделена из той энергии отброса.
Так в чем дело?
Тут надо посмотреть на угол скоса в отходящей среды.
При разной ширине отбрасываемого потока различна масса воздуха и соответственно различно индуктивное сопротивление.
Меньше угол скоса - меньше индуктивное сопротивление.
Тут на подмогу призовем круглое крыло у которого зависимость Су от угла атаки сильно растянулась почти до 45 градусов и почти независимо от типа профиля.
О чем это говорит?
О том, что чудес не может быть - это раз.
И это говорит, что круглое крыло так скашивает обтекающую среду, что крыло будет двигаться уже в скошенном потоке - это два.
Иначе бы давным давно наблюдался срыв потока при закритических углах атаки.
А на круглом крыле этого закритического угла атаки нет.
Почему?
Потому, что относительно того скошенного потока сам угол атаки вовсе не тот, который мы измеряем между направлением полета и хордой профиля, а реальный угол атаки отсчитывается между направлением движения того скошенного потока и хордой профиля.
Другими словами угол атаки измеряется относительно скошенного потока.
Никакая другая теория не объяснит такое поведение круглого крыла.
А раз угол атаки отсчитывается относительно скошенного потока, то и всё там перекашивается вместе с подъемной силой относительно скошенного потока.
Но для полета важна вертикальная составляющая той отклоненной полной аэродинамической силы.
Раскладывая "новую" отклоненную подъемную силу на составные относительно вертикали (реальная подъемная сила требуемая для полета) и на относительно горизонтали ( тормозящую полет) получаем то вреднючее индуктивное сопротивление, которое, как Вы справедливо заметили, абсолютно не зависит от формы того, что повлияло на скос воздушного потока.
 
Вот, ввёл в прогу координаты профилей парапланов отсюда.
paraglider2.jpg

Прослеживается какая-нибудь закономерность? Кроме той, что они ни разу не ламинарные.
 
А вот еще следующая "заморочка в огород бернуллилюбов.


Спрашивается, возникнет ли подъемная сила?
В какую сторону будет направлена эта подъемная сила?
Посмотреть вложение 522910
Хорошая задачка но если мы исключим все что после задней кромки то у нас образуются две изолированные системы полное давление в которых не обязано совпадать.
А если где то впереди и сзади сообщаются то внизу тоже образуется подобный "профиль" вследствие того что более в скоростной нижний поток будут подсасываться частицы снизу из под него и ускорятся вверх создавая скос потока и подъемную силу (за счет отбрасывания) на совершенно плоской нижней пластине.
 
Последнее редактирование:
Вот, ввёл в прогу координаты профилей парапланов отсюда.

Прослеживается какая-нибудь закономерность? Кроме той, что они ни разу не ламинарные.
Не вижу закономерности. Но весь прогресс в парапланах связан, в основном, с профилями. Так как это коммерческая информация, новых профилей никто не публикует. И я не буду.
 
Так Вы дунули или не дунули на листок у стенки?
И не собирался. Я ведь уже ответил что листок у стенки - это не тот случай где следует применять Бернулли. Всё, что можно будет из такого эксперимента извлечь - это сравнить давление на листок со стороны продуваемого воздуха с давлением на тот же листок со стороны стенки.

Каким боком тут Бернулли?
 
Последнее редактирование:
И не собирался. Я ведь уже ответил что листок у стенки - это не тот случай где следует применять Бернулли. Всё, что можно будет из такого эксперимента извлечь - это сравнить давление на листок со стороны продуваемого воздуха с давлением на тот же листок со стороны стенки.

Каким боком тут Бернулли?
А вот таким боком.

Если устроит, то тогда чем отличается поведение двух листочков между которых струйка движется с некой скорость, а с другой стороны каждого листочка струйки не движутся, от одиночного листочка с одной стороны которого струйка движется с той же скоростью, что и между двух листочков и с другой стороны листочка струйки как и в первом эксперименте не движутся?
Это как так получается?
Тута Бернулли применим, а тута не применим?
Значит можно считать дутье между двух листочков в качестве доказательства действия теории откровенным шулерством.

Всё же советую подуть на одиночный листок.
Делов то. Листок не дефицит ныне, дувалка при Вас, стенку можно заменить на что угодно плоское.
Осталось только пятую точку оторвать от стула.
Результат Вас сильно удивит.

Так самозабвенно защищать порочную теорию и так наплевательски относиться к результатам экспериментов могут только стойкие фанаты
 
это не тот случай где следует применять Бернулли.
Эта теория с уравнениями Бернулли не применима к вертолетам, автожирам, много-коптерам, конвертопланам, воздушным винтам, импеллерам, дисковым крыльям и крыльям с малым удлинениям, К пляжной тарелочки фрисби, к магнусолетам, коандолетам, бипланам и много планам.
Что там осталось?
Ах да, остались самолеты времен братьев Райт и времен Жуковского.
Шаг влево, шаг вправо от этих доисторических ископаемых и вся теория в корзину для использованных бумаг.
 
Последние напоминают серию NACA типа 23012 с сильно смещенной максимальной относительной кривизной к носовой части аэродинамического профиля. То есть Bi 1995 г. и Ascender.
да, эти два профиля рабочие. Я ставил NACA 23018 на параплан в 1993, тогда это было рывком вперед. Дальнейший рост качества парапланов связан с увеличением устойчивости профиля на малых углах атаки, потому что летали на слишком больших углах. И на уменьшении сопротивления заборников.

Однослойные пока летят сильно хуже, но выигрывают в весе, конечно.
 
Статус
Закрыто для дальнейших ответов.
Назад
Вверх