Аэродинамика

Gambic сделал очень правильное замечание  о пользе выхода верхней и нижней обшивки на общую касательную. Это может оказать большое влияние на коэффициент профильного сопротивления. На его третью цифру после запятой.
  Предлагаю также рассмотреть диаграмму распределения давления по профилю в случае S-образного профиля и в случае профиля типа Гав-1
В каком случае будут выше скорости, индуцируемые профилем, потери на вязкость, в каком случае будет больше масса вовлеченного в движение воздуха? Скажется ли это на сопротивлении?
 
Интересный эффект.
Если самолёт летит в установившемся горизонтальном полёте, то такое поведение обшивки возможно из-за того, что каким-то образом откачивается воздух из внутреннего объёма консолей крыла. 
Почти вакуумный сфероко... дижабель (http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1475161356/520#520)

Нет, к вакуумному дирижаблю это крыло не имеет ни какого отношения.
Возможно, что в задней кромке консолей есть какие-то технологические отверстия через которые из внутренних полостей консолей  в полёте потоком откачивается воздух.
 
🙂

Нет, к вакуумному дирижаблю это крыло не имеет ни какого отношения.
Возможно, что в задней кромке консолей есть какие-то технологические отверстия через которые из внутренних полостей консолейв полёте потоком откачивается воздух.

Видимо так и есть.

Значит Карабасу не повезло  ;D
 
Друзья, не будите лихо, пока оно тихо! Ну варится Он в своей кастрюле, так не мешайте и радуйтесь, что не парит мозг всем остальным. Вариант "OPEL" (для тех кто не в курсе: сам-себе собеседник)-это лучший вариант из всех возможных сценариев.
 
          006 006 006

...может оказать большое влияние на коэффициент профильного сопротивления. На его третью цифру после запятой.

  Захар! У Сх[sub]prof[/sub]  крыла третья цифра после запятой – это как минимум вторая значимая... а то и первая... 🙂

   2. "Предлагаю  рассмотреть диаграмму распределения давления...". Поддерживаю, Захар! – найдите, желательно на одном и том же Су-ке, –  с удовольствием посмотрим.  А для "прикидок" – я лично, всегда представлю спинку как американские горки, по которым проносится упругий столбик воздуха с массой; и все сразу ясно и с распределением и с моментом.

   3. Потери на вязкость  (при прочих равных) будут зависеть от перехода из ламин. в турб. обтекание, т.е. от Ре, шероховатости и градиента давления.

   4.  "в каком случае будет больше масса вовлеченного в движение воздуха?"   А с какими скоростями, Захар? 🙂. Если – со скоростью больше некоторой, то это  будет зависеть от: 1) – скорости полета, 2) – размаха, 3) – величины и распределения по размаху подъемной силы, которые в свою очередь будут зависеть от а) – хорд вдоль размаха и  б) – Су-ков сечений (в которые и войдут все Ваши свойства профиля и углы атаки).

  Захар, я понимаю, что Вы с устойчивым многолетним недоверием относитесь ко всем учебным текстам по аэродинамике. Мне они тоже в массе своей не нравятся: называют циркуляцию причиной, а не способом вычисления подъемной силы, – скос потока объясняют индуцированием концевыми вихрями, а не отклонением движущегося с углом атаки крыла и проч.
    Но зачем Вам во всё это вникать?.. Возьмите экспериментальные продувки в атласах и проверьте  калькулятором, что прибавка общего сопротивления при увеличении угла атаки на линейном участке от [ch945][sub]1[/sub] до [ch945][sub]2[/sub] действительно равна

                  [Су[sup]2[/sup]([ch945][sub]2[/sub]) – Су[sup]2[/sup]([ch945][sub]1[/sub])] / [ch960][ch955] .

  После этого Вы легко поверите, что величина Су[sup]2[/sup]/[ch960][ch955] – это не "фикция", а нечто реальное и удобное при расчетах,.. ну и люди привыкли называть это индуктивным сопротивлением...
    А Су, при прочих равных, действительно зависит от профиля. ... И это примирит Вас с людьми, хотя и вызовет внутреннее сопротивление от временной потери самооценки. 🙂



    
 
Как вы понимаете вторая значимая цифра в профильном сопротивлении слабо сказывается на общем сопротивлении.

Да, конечно я имел в виду разницу в распределении давлений на одинаковых Су.
Когда крыло индуцирует в массе воздуха скорости, влияние шероховатости крыла не будет первой причиной в потерях на вязкость. К тому же, для выяснения влияния профиля, разумно считать остальные параметры крыла равными.
Попробуйте провести мысленный эксперимент. Один профиль дает распределение давления со скачками, другой меньшие и более плавно размазанные величины. Где потери будут больше? Где масса воздуха вовлеченная в движение будет больше?
Результатам продувок верить нельзя. Причин этому несколько. На главную составляющую сопротивления сильно влияют стенки трубы- разница в сопротивлении обрезается. Люди, которые продувают профили, знают, как должен выглядеть результат и их начальство требует именно такого результата. Поэтому я вижу в атласе результаты продувок, которые противоречат моему опыту. Поляра сильно вогнутого профиля не может быть симметричной относительно оси Сх на малых углах.
Формула сопротивления почти правильная, ей можно пользоваться. Но во втором слагаемом должен быть увеличивающий коэффициент, учитывающий свойства жидкости и профиля на этом угле. Можно назвать его коэффициентом Захарова
 
1.  Помимо того, что "начальство требует", самолеты еще худо-бедно летают, а это, черт возьми, – неплохая проверка как для расчетов, так и для предварительных экспериментов, включая трубы.

2. "я вижу в атласе результаты продувок, которые противоречат моему опыту" – тем хуже, Захар, для Вашего опыта... Плохой у Вас опыт.

3. "Поляра сильно вогнутого профиля не может быть симметричной относительно оси Сх на малых углах."...   А она и несимметрична, она вообще  выше оси абсцисс... Вы уверены, что Вы правильно видите "результаты продувок в атласе"?..

4.  "Можно назвать его коэффициентом Захарова"...   Где смайлик, Захар?..  Ведь иначе – это клиника... :'(.   Или – банальный троллинг.
 
1. Самолеты летают, но их скорости и качество могут сильно отличаться от расчетных.
2.Опыт-критерий истины. Если я вижу в атласе  два профиля с одинаковыми полярами, которые фактически летят совершенно по   разному, я склонен верить опыту.
3. С полярой на малых отрицательных углах я , возможно, лажанулся. Когда то смотрел, и думал, что сопротивление на малых углах должно бы расти резче. А может, и не лажанулся. Надо смотреть внимательнее. Там еще до наступления срыва сопротивление должно расти резче из-за хренового распределения давления.
4. Да, там смайлик подразумевается. Но повышающий коэффициент нужен.
 
https://www.researchgate.net/figure/Variation-of-cylinder-drag-coefficient-with-Reynolds-number-Source-Experimental-data_fig22_316588041

Cx=f(Re)...=min (5*10^5 ) ???
 
   А-а...  Тогда другое дело...🙂...  Но, Генрик, после вопроса про 0°К я не верю, что Вы (не взирая на старость и приверженность к S-образному Каспервингу (о чём можно пустить отдельный "побег" на этой ветке)) – этого не знаете. Вам просто охота послушать мою трактовку. Извольте.

   Хотя у цилиндра и шара [ch945] всегда равен 0, это их не спасает от срыва на спинках профиля. А как затянуть ламинарный отрыв? – сделать его турбулентным... Можно поставить кольцо Тауненда, предкрылок, Vortex, проволоку как моделисты на лоб, добавить шероховатость, или же просто дождаться когда местный Re станет уже турбулентным. Что мы и имеем при 10[sup]4[/sup] < Re < 10[sup]6[/sup]. У шарика и цилиндра это [ch8776] 0,3 10[sup]5[/sup] . Вот и всё.

    А вообще, вот эта затяжка отрыва при турбулизации погранслоя – это единственно значимый фактор во всех профильных изысках. Но что характерно? – Что все сеточные расчеты в принципе не умеют считать отрыв, потому что линейная суперпозиция циркуляций, предложенная Жуковским для поиска непротекающего обтекания без бесконечной скорости, исходит из безвихревого потока у идеальной жидкости, сохраняющей потенциал во всех линиях тока. А отрыв происходит от вязкости, нарушающей потенциал течения. Точка. И во всех программах Фа-Фы даже простой переход от лам. к турб. вычисляется "на глазок", и не случайно N[sub]крит[/sub] допускает ручное вмешательство. А настоящий срыв и Су[sub]max[/sub] они честно отказываются считать.

    А Вы знаете, Генрик, откуда взялись наши зубы?.. Они гомологичны плакоидной чешуе у акул, имевшей шипы-турбулизаторы в проблемных местах обтекания. Эти "крючки" оказались удобны для челюстей и превратились здесь в зубы. А у птиц (Re моделей), похоже, всегда турбулентное обтекание. [ch916]-пшик от этого трения никого не колышит (Захар тут прав)... Разве что планера, не умеющие как птицы убирать лишнюю площадь на переходах. А отрывом птицы, конечно же, управляют оперативно.
 
🙂

Возможно, что в задней кромке консолей есть какие-то технологические отверстия через которые из внутренних полостей консолейв полёте потоком откачивается воздух.

Видимо так и есть.

Значит Карабасу не повезло  ;D 

Но это только одна из версий.
Возможно, причина не в откачке, а в другом.
 
откуда взялись наши

=мужские мозги=для того,чтобы "привлекать" побольше женщин
и таким образом распространить свои гены...

"отрывом птицы, конечно же, управляют оперативно."

=это хорошо видно на миникамерах,прикреплённых к хребту больших птиц...
(а можно и подешевле=наблюдать взлёт и посадку воронов).
 
🙂

Возможно, что в задней кромке консолей есть какие-то технологические отверстия через которые из внутренних полостей консолейв полёте потоком откачивается воздух.

Видимо так и есть.

Значит Карабасу не повезло  ;D 

Но это только одна из версий.
Возможно, причина не в откачке, а в другом.

http://www.reaa.ru/yabbfiles/Attachments/shad_0001.jpg

=наверное область повышенного давления,вслед за пониженным на лобике ?

https://lotnie.pl/historia/2014312-witold-kasprzyk-i-kasperwing#gallery-4

внешне подобная картина,но причина другая=при малых углах атаки пониженное давление под куполом (КАСПЭРВИНГ),
заодно добиваемся уменьшения сопротивления всего крыла !
 
http://www.reaa.ru/yabbfiles/Attachments/shad_0001.jpg

=наверное область повышенного давления,вслед за пониженным на лобике ?

!

Скорее всего так и есть. Так же обжата и обшивка закрылков и элеронов. "Ниже скорость - больше давление"
Глянуть бы видео полёта с таким же ракурсом съёмки.
 
   
   032 032 032

shad_0001.jpg


  Судя по тени за левым килем, у него вся обшивка за лобиком вдавлена вниз: что за дичь?.. Кто понимает?..



  По этим графикам для 23012 дыра во лбу у него должна быть где-то между 0,05 хорды и лонжероном:
davlenie_2.jpg


  Здесь на виде сзади другой экземпляр –  все нормально: https://imgproc.airliners.net/photos/airliners/1/2/3/2405321.jpg?v=v40

  Здесь – вид спереди без заплат на стыках с центропланом: https://imgproc.airliners.net/photos/airliners/0/3/3/2515330.jpg?v=v40

  Здесь он – с двумя заплатками на стыках, но без большой заплатки на правом крыле. Полагаю, в таком состоянии, или вообще без заплат, он – на исходном фото: https://www.airplane-pictures.net/photo/66781/g-mwez-private-cfm-metal-fax-shadow/.

  А вот здесь  – он с залепленной серым тканевым скотчем (?) щелью на лбе как раз там, где нужно:   https://www.airplane-pictures.net/photo/314268/g-mwez-private-cfm-metal-fax-shadow/

    И ещё: на фото (где с кабаном) мы видим, что тяги от элеронов выходят как раз из тех секций, которые на исходном фото продавлены меньше всего, особенно третья справа. Элероны отклонены, и можно предположить, что у выхода правой тяги – дырка, снижающая разряжение в секции. Лонжероны стеночные и разряжение по лбу свободно расходится вдоль размаха.

А вообще: летает чувак и не парится... Что подтверждает автоэротику профильных изысканий.
 

-на одном из снимков КАСПЭРВИНГа в полёте на малых углах
отчётливо видо,что спереди кармана заднего лонжерона
давление понижено (нормальное давление позади толкает лонжерон) и таким образом результирующие сопротивление снижается !

=схему этого механизма можно посмотреть на рисунке=
https://lotnie.pl/historia/2014312-witold-kasprzyk-i-kasperwing#gallery-4

-если этот лонжерон упрятать с помощью нижней обшивки,
сопротивление будет БОЛЬШЕ !

ЗЫ=
" летает чувак и не парится... "
-этот дедушка занял ведущие место на 5-м Чемпионате Мира,
Познань,1994...
а Ю.Яковлев заняли 1-е место !
 
Назад
Вверх