Аэродинамические характеристики профилей

[Anatoliy.]

не держите меня за идиота. У меня не один такой опыт и я работаю с профилями всю жизнь.

А это уже будет зависеть от того, как Вы осмыслите ту картинку из моего поста №790.

Или глазки не видят, мозг не воспринимает?

 

[Zakhar]

А это уже будет зависеть от того, как Вы осмыслите ту картинку из моего поста №790.

Или глазки не видят, мозг не воспринимает?

Анатолий. я вам уже ответил. Эта картинка мне знакома, но утверждение, что индуктивное сопротивление будет одинаковым нуждается в доказательстве. На самом деле оно не одинаковое. А между профильными сопротивлениями не такой большой разницы

 

[daredevil]

при прочих равных условиях мы ловим разницу в качестве при изменении удлинения на 0.2 единицы.

- То есть будем считать ответ положительным. Теперь по-моему самый важный вопрос. Как вы выбирали, задавали, определяли угол атаки крыла?
Напомню мысль RommT:

Это же не просто крылья, а кайты и парапланы имеются в виду? Они жёстко ограничены практически одним углом атаки из-за подвеса. У профилей ведь ещё истинный угол атаки сильно зависит от формы, может дело в углах атаки?

 

[Zakhar]

- То есть будем считать ответ положительным. Теперь по-моему самый важный вопрос. Как вы выбирали, задавали, определяли угол атаки крыла?
Напомню мысль RommT:

Я тогда же и ответил. И кайты и парапланы могут менять угол атаки. Я исследовал многие десятки профилей и конечно же про углы и настройки я тоже понимаю. Повторю- разница в качестве настолько значительна, что её нельзя не видеть

 

[tern]

Я всегда утверждал, что эта разница возникает не по правилам Бернулли, а как сила инерции (центростремительные и центробежные) присущи всякому материальному телу и каменюке, и жидкости, и воздуху в строгом соответствии с законами Ньютона.

В таком случае обьясните как эти центробежные / центростремительные создают разницу давлений и куда вдруг исчезают все эти силы инерции на закритических углах.


________________________________________________________

Насчёт Вашего "эксперимента призванного "похоронить" теорию с использованием не месту уравнений Бернулли":

Спрашивается, возникнет ли подъемная сила?
В какую сторону будет направлена эта подъемная сила?

B соответствии с Вашим же утверждением возникнет подьёмная сила, направленная вниз:

И вовсе не в соответствии с законом Бернулли, а по закону отбрасывания масс за задней кромкой листа по закону Ньютона, так как воздух покидая край листка просто "обязан" свернуть в сторону "застоялого" воздуха с необдуваемой стороны листочка.

Нижний быстрый поток будет обязан завернуть вверx в сторонy "застоялого" медленного. Hе так ли?

Если согласны, в таком случае крыло (как и лист бумаги) должнo будет отклониться в сторону потока с бOльшей скоростью. И как это будет опровергать Бернулли, если согласно его принципу должно происходить ровно то же самое?

Если не согласны, то и Ваше обьяснение отклонения бумажного листа не принимается.

 

[Anatoliy.]

утверждение, что индуктивное сопротивление будет одинаковым нуждается в доказательстве.

Да без проблем.
Все доказательства сосредоточены в учебниках, которых Вы отродясь не держали в руках.

Но я попробую хоть что то донести до Вас в графическом исполнении.
Смотрите на картинку.
Правда я сильно сомневаюсь в том, что если на картинке изображено больше двух векторов, то Вы хоть как то воспримите изображение, не говоря уже о том, что поймете смысл.

Хотя я не сожалею об этом.
Пусть все остальные смотря и оценивают.

Умный и пытливый взгляд увидит, что это непонятное для Вас индуктивное сопротивление (стрелка красного цвета) есть только лишь проекция отклоненной подъемной силы (стрелка черного цвета) и никаким образом не зависит от самого профиля.
Этот же пытливый взгляд рассмотрит на картинке и все остальные компоненты сопротивления крыла (стрелка коричневого цвета) , которые уже полностью зависят от формы профиля.

Ваше же беда состоит в том, что Вы воспринимаете только суммарное сопротивление и поэтому у Вас такая неразбериха с индуктивным сопротивлением.
Можно за всю свою жизнь сшить сотню тряпочных крыльев без каркаса, но это не означает, что Вы дока в аэродинамике.
Понимаете, у Вас напрочь отсутствует умение вычленять отдельные детали из общего.

 

[Zakhar]

Да без проблем.
Все доказательства сосредоточены в учебниках, которых Вы отродясь не держали в руках.

Умный и пытливый взгляд увидит, что это непонятное для Вас индуктивное сопротивление (стрелка красного цвета) есть только лишь проекция отклоненной подъемной силы (стрелка черного цвета) и никаким образом не зависит от самого профиля.

Откройте учебник и прочитайте, что эти формулы справедливы только для идеальной жидкости, а при их выводе реальный профиль был заменен на вихрь, без доказательства правомочности такой замены. Но все опыты в реальном воздухе говорят о том. что разные профили имеют разные потери на создание подъемной силы. Я несколько раз объяснял физику.
С картинкой у вас небольшая неточность. Су должна совпадать с осью У. А наклон полной аэродинамической силы будет разным для разного профиля. Я заметил это еще экспериментируя с дельтапланами.

С углом атаки какая то лажа. Это что, картинка наклонена или у вас не поточные координаты? Тогда реально можно получить тягу вместо сопротивления

 

[Anatoliy.]

В таком случае обьясните как эти центробежные / центростремительные создают разницу давлений и куда вдруг исчезают все эти силы инерции на закритических углах.

Скажите, пожалуйста, а закритические углы атаки это когда обтекающий поток срывается и уже не может огибать верхнюю поверхность крыла ?
Если это так, то и ответ чрезвычайно прост.
Все центробежные и центростремительные силы намертво привязаны к радиусу кривизны траектории движения, да еще и к скорости в квадрате.
Раз обтекающий поток оторвался от поверхности крыла, то и радиус кривизны увеличился.
Дальше додумайтесь сами.

Теперь про давления.
При криволинейном движении элементарных порций воздуха их удерживает на этой траектории центростремительная сила которая проявляется как сила давления, которое фиксируют все измерительные манометры.
Беда лишь в том, что бернуллепочитатели приписывают эти силы давления уравнениям Бернулли, а не реальным центростремительны силам, которые невозможно отменить для инерциальной массы.

Кстати, принцип обратимости опровергает полностью правомочность применения уравнений Бернулли в случае движения крыла в спокойном воздухе.
Понимаете, основная фишка в уравнениях Бернулли состоит в том, что кинетическая энергия движущегося воздуха при изменении его скорости преобразуется в потенциальную и проявляется в виде изменения силы давления.
Так вот у спокойного воздуха вообще нет никакой кинетической энергии и его нулевая кинетическая энергия не может изменить потенциальную энергию воздуха.

 

[Anatoliy.]

С картинкой у вас небольшая неточность. Су должна совпадать с осью У. А наклон полной аэродинамической силы будет разным для разного профиля. Я заметил это еще экспериментируя с дельтапланами.

Там всё очень точно.
Это просто Вы не доросли до понимания.
Вы наверное станете утверждать, что вектор подъемной силы на крыле самолета в крутом вираже так же будет направлен вертикально вверх?
Ну Вы и клоун.

А теперь серьезный ответ на Ваш вопрос.
В зависимости от размаха крыла и скорости полета в процесс отбрасывания вовлекается разное количество воздуха.
Этот отбрасываемый воздух отклоняет вектор скорости обтекания опять таки в зависимости от скорости полета и размаха крыла.
При этом крыло будет лететь уже в местном наклоненном воздушном потоке.
И тогда все привычные углы атаки, подъемные силы и силы сопротивления уже строятся относительно этого скошенного потока, как изобразил я на том рисунке.
Но этого Вам не понять, Вы еле еле осилили существование только двух векторов для гипотетического крыла с бесконечным размахом.
При вычислении коэффициентов Су и Сх математически исключается индуктивное сопротивление и оставляют только профильное и сопротивление трения (справедливо на дозвуковых скоростях).
Это очень удобно для последующих расчетов, так как для реального крыла достаточно добавить только индуктивное сопротивление.
Всё предельно просто.
Есть свойства профиля для бесконечного размаха крыла и к этим величинам добавляют только проекцию отклоненной подъемной силы которая зависит только от скоса потока.
И никаких чудес и плясок с бубном вокруг костра, будь Вы хоть самый самый шаман из всех шаманов Севера.

Про сопротивление интерференции пока не будем вспоминать.

 

[Anatoliy.]

С углом атаки какая то лажа. Это что, картинка наклонена или у вас не поточные координаты? Тогда реально можно получить тягу вместо сопротивления

Да и с углом атаки всё в норме.
Если при снижении планера эта проекция отклоненной подъемной силы направлена вперед, то она уже "чудодейственным для Вас образом" превращается в силу тяги и препятствует силам сопротивления всего планера.
Для авторотации эта сила поддерживает вращение ротора.

Странно, очень странно, что пошив столько много тряпочных крыльев Вы так и не поняли почему на них летают.

 

[Zakhar]

Там всё очень точно.
Это просто Вы не доросли до понимания.
Вы наверное станете утверждать, что вектор подъемной силы на крыле самолета в крутом вираже так же будет направлен вертикально вверх?
Ну Вы и клоун..
При этом крыло будет лететь уже в местном наклоненном воздушном потоке.
И тогда все привычные углы атаки, подъемные силы и силы сопротивления уже строятся относительно этого скошенного потока, как изобразил я на том рисунке.

доказать, что индуктивное сопротивление не зависит от формы профиля, вы не можете. Вы взываете к учебникам, но не можете дать ссылку на доказательство, потому что его нет.
С рисунком у вас путаница. Обычно используют оси координат, связанные с невозмущенным потоком, потому что если оси привязать к скошенному потоку или оси крыла, можно получить тягу вместо сопротивления. И да, там угол атаки просто ошибочно указан не от того направления. Не имея аргументов, вы пытаетесь меня обзывать и унижать, и это дополняет картину убожества.

 

[daredevil]

И кайты и парапланы могут менять угол атаки.

- Как говорит пан Генрик, думаю что сомневаюсь)) Сомневаюсь, что вы шили несколько крыльев для каждого профиля, чтобы оптимизировать угол атаки. А менять его не перешивая (не изменяя соотношения длин 100500 строп) - я не представляю как.

Ну да ладно, попробую зайти с другой стороны. Вы оценивали угол атаки хоть для одного профиля хоть в одном полёте? Можете написать хоть одну цифру? А то всё обсуждаем какие-то ощущения.

Это не подколка с моей стороны. У меня есть гипотеза, но для оценки её правдоподобия мне нужно примерное значение угла. Хотя бы до слона. Хотя бы зная угол заклинения (определяемый соотношением длин строп) и качество (которое определяет угол планирования).

 

[tern]

Все центробежные и центростремительные силы намертво привязаны к радиусу кривизны траектории движения, да еще и к скорости в квадрате.
Раз обтекающий поток оторвался от поверхности крыла, то и радиус кривизны увеличился.
Дальше додумайтесь сами.

Боюсь, чтобы мне до чего-то додуматься, надо сначала выяснить некоторые вещи. Например, что Вы понимаете под "радиусом кривизны траектории движения"?
Вот, например, профиль 24112, у него больше кривизна свeрху или снизу? Особенно учитывая, что 7/10 верхнего профиля - практически просто плоскость.

Или вот тут:

При криволинейном движении элементарных порций воздуха их удерживает на этой траектории центростремительная сила которая проявляется как сила давления, которое фиксируют все измерительные манометры.

Все манометры показывают понижение давления на верхней части крыла. Но чтобы противодействовать силам инерции и прижимать/удерживать плотный поток вдоль поверхности, которая "убегает вниз" от потока, необходимо повышенное давление. а не пониженное, не так ли?
Что-то не срастается.

 

[Zakhar]

- Как говорит пан Генрик, думаю что сомневаюсь)) Сомневаюсь, что вы шили несколько крыльев для каждого профиля, чтобы оптимизировать угол атаки. А менять его не перешивая (не изменяя соотношения длин 100500 строп) - я не представляю как.

Ну да ладно, попробую зайти с другой стороны. Вы оценивали угол атаки хоть для одного профиля хоть в одном полёте? Вы можете написать хоть одну цифру? А то всё обсуждаем какие-то ощущения.

И кайты и парапланы имеют систему строп, меняющих угол атаки одним движением. Правда, крутка, как правило, не меняется. Угол атаки определить трудно. для этого нужно знать угол планирования. Я сейчас не помню точно углы. Обычно я задаюсь качеством 8 и углом атаки 4 и меняю его, пытаясь получить выше качество. За каждый выход можно испытать много регулировок, но на кайте например, угол атаки меняется на ходу движением планки. То, что S-образные профили не летят я заметил еще меняя профиль на дельтаплане. За много лет испытал много профилей и много разных режимов. То, что я пишу, не вызывает сомнения- разные профили, даже имеющие одинаковое качество по атласу, летят сильно по разному. Хуже всего летят самоустойчивые профили, лучше всего "ламинарные"

 

[henryk]

Так вот у спокойного воздуха вообще нет никакой кинетической энергии и его нулевая кинетическая энергия не может изменить потенциальную энергию воздуха.

=200 кДж /куб.м.

 

[Anatoliy.]

Боюсь, чтобы мне до чего-то додуматься, надо сначала выяснить некоторые вещи. Например, что Вы понимаете под "радиусом кривизны траектории движения"?

По поводу радиуса кривизны траектории движения элементарных объемов воздуха.
Посмотрите на картинку,на которой изображены линии тока.
Вот там и смотрите на местные радиусы кривизны линий тока, а не обводов профиля.
Как можно заметить линии тока не повторяют обводы профиля.
Смотрите особенно на смену кривизны траектрории этих линий тока.
Вогнутые к профилю линии тока вызывают повышение давления у поверхности профиля, а выпуклые наоборот - разряжение.

На рисунке нанесены две пунктирные линии, которые проходят через точки линий тока где кривизна траектории изменяет свой знак и равна нулю.
Эти пунктирные линии проходят через середину желтых областей в которых давление равно давлению в невозмущенной окружающей среде.
Так же на картинке отчетливо виден скос потока.

Теперь для наглядности сильно исказим форму профиля NACA 8-H-12 увеличив его относительную толщину до 40 %.
Виртуальное обтекание такого сверх утолщенного профиля с углом атаки 10 и 0 градусов представлено на рис 15.

На всех этих картинках нанесенные пунктирные линии пересекают линии тока, в точках в которых кривизна траектории струек меняет свой знак. Именно в этих точках пересечения давление равно давлению в невозмущенной среде.
Это давление обозначено цветом в соответствии с цветовой шкалой справа на первом рисунке.

По поводу представленных Вами профилей.
Постройте в программе обтекание этих профилей и Вам станет всё предельно ясно.

Не столь важна непосредственно кривизна обводов профиля, а то, как обтекается этот профиль.
И картина обтекания сильно зависит от угла атаки.
Естественно, картина обтекания зависит и от числа Re, но эту зависимость сложно усмотреть невооруженным глазом.

 

[tern]

Не столь важна непосредственно кривизна обводов профиля, а то, как обтекается этот профиль.

Хорошо, с кривизнами поверхностей можно сказать, разобрались. Что насчёт давлений? На всех представленных Вами картинках поток худо-бедно следует профилю крыла. Какое давление над/в потокe по поверхности крыла этому способствует: пониженное или повышенное?

 

[Anatoliy.]

Все манометры показывают понижение давления на верхней части крыла. Но чтобы противодействовать силам инерции и прижимать/удерживать плотный поток вдоль поверхности, которая "убегает вниз" от потока, необходимо повышенное давление. а не пониженное, не так ли?
Что-то не срастается.

Всё там срастается на ура.

Представьте умозрительно себе такую картинку.
Рассматриваем случай безотрывного обтекания.

Вот движется элементарный объем воздуха (ЭО) вдоль поверхности крыла.
По пути следования этого ЭО при подходе к лобику на его пути возникает преграда в виде возвышающегося участочка поверхности крыла.
Куда деваться воздуху в этом случае?
Естественно этот ЭО начинает двигаться по кривой дабы обойти это препятствие и траектория его движения становится вогнутой в сторону профиля.
При этом на него начинает действовать сила отталкивания которая будет направлена от поверхности профиля.
Эта сила называется центростремительной.
Откуда возьмется эта сила?
Сразу "свернуть" воздух не "спешит" и начинает подминать под собой воздух повышая в нем давление.
Тут то его и зафиксируют манометры.
Далее, по отношению к вектору движения этого ЭО поверхность крыла начнет "отгибаться" и теперь этот ЭО воздуха начнет "нехотя" сворачивать в сторону отгибающейся поверхности крыла.
А что за сила заставит инерциальную массу этого ЭО изменить прямолинейное движение?
Опять таки это будет происходить за счет окружающего воздуха, но уже с внешней стороны.
И опять это выльется в изменение давления. Между ЭО и поверхностью возникнет понижение давления.
Теперь в качестве центростремительной силы будет выступать уже внешнее давление окружающей атмосферы.
Не забывайте, что внешнее давление весьма сильно давит на поверхность с силой в 10 тонн на квадратный метр.
А если учесть, что молекулы в составе воздуха стремятся "разбежаться" в стороны при первой же возможности со скоростью звука, то становится понятно что за силы и как быстро воздействуют на эти ЭО.

Объяснение понятно?

 

[Anatoliy.]

Хорошо, с кривизнами поверхностей можно сказать, разобрались. Что насчёт давлений? На всех представленных Вами картинках поток худо-бедно следует профилю крыла. Какое давление над/в потокe по поверхности крыла этому способствует: пониженное или повышенное?

Я медленно печатаю.
Читайте пост № 818 следом за Вашим вопросом.

 

[henryk]

молекулы в составе воздуха стремятся "разбежаться" в стороны при первой же возможности со скоростью звука,

=наконец то понятно=у молекул азота и кислорода есть ионные сверхзвуковые
моторчики,
которые "правят Мирами" !,,,УРЯЯЯЯЯЯЯ

=Тепло,Тепло...