Аэродинамика

Не зацикливайтесь на втором режиме, так как он скорее, обозначен как диапазон скоростей, в котором есть особенности пилотирования. Страшилки с критическим углом атаки могут быть везде, даже при выполнении обыкновенного разворота или виража, где обозначенные вами на графике минимальная (сваливания) и наивыгоднейшая скорости умножаются на квадратный корень из перегрузки. При этом кривая потребной тяги поднимается вверх и вправо. Так что, так называемый "второй режим", является эксплуатационным режимом самолета, присущий всем типам и меняющийся в основном из-за конфигурации самолета (чистое крыло, закрылки и т.д) а также от величины перегрузок при выполнении горизонтальных маневров.
Что касаемо горизонтального оперения, то без расчетов скоса потока рекомендательные положения см на рисунке. При положении стабилизатора в потоке от ВМУ эффективность его увеличивается, ослабляя влияние скоса потока от крыла. Однако с неработающим двигателем все будет наоборот. Поэтому изначально, расположение ГО должно быть вне зоны скоса потока. ГО целесообразно "положить" на два киля, несколько уменьшив их площадь.
2015-11-28_15_18_48.png
 
asz сказал(а):
так называемый "второй режим", является эксплуатационным режимом самолета,
Нажмите, чтобы раскрыть...
Корректно сказать - при крене в установившемся развороте растет скорость перехода во второй режим (пропорционально корню квадратному из перегрузки). Но на развороте мы вынуждены лететь все равно быстрее скорости перехода во второй режим. если ручку по тангажу не трогаем на развороте, то скорость сама увеличится при развороте. Добавляем газ. Ручку на себя брать не должны больше чем скорость перехода во второй режим - скорость близкая к полете на максимальном угле атаки.
 
Georgiy сказал(а):
скорость перехода во второй режим (пропорционально корню квадратному из перегрузки)
Нажмите, чтобы раскрыть...
Я тоже так раньше думал. Оказалось, что это не так, или не совсем так. Сравните переход во второй режим для СЛА и для самолёта Ан-2. Разница в полётном весе на порядок, а скорости перехода во второй режим очень близки, в пределах 60-110 км/ч.

Некоторые тяжёлые дельталёты не имеют второго режима, например, с крылом Стрэйнджер. На них сразу начинается срыв в носовой части крыла, который проявляет себя как удар трапецией по рукам. Это крыло имеет небольшую площадь и тонкие профили. Малая площадь увеличивает полётную скорость, а значит и скорость при срывных углах атаки. Скорость срыва оказывается больше скорости смены режимов. Есть крылья с профилями, которые терпят большие углы атаки (больший по площади Мэверик-2). Вот на них существует второй режим, так как аппарат с таким крылом может лететь медленно с приемлемыми углами атаки. Перегруженный аппарат вынужден лететь на слишком больших углах атаки, которые на достаточно больших скоростях дадут срыв без второго режима. Сама по себе скорость перехода между режимами зависит только от соотношения индуктивного и профильного сопротивления. Для данного аппарата оно слабо зависит от нагрузки на крыло.

Посмотрите на формулу для индуктивного сопротивления. Оно растёт с ростом нагрузки на крыло. Т.е. с ростом нагрузки мы наблюдаем рост скорости перехода. Однако мы наблюдаем противоположное. А эта противоположность вызвана более быстрым ростом скорости срыва.

Инд.jpg
 
mdp-shnik сказал(а):
Посмотрите на формулу для индуктивного сопротивления. Оно растёт с ростом нагрузки на крыло. Т.е. с ростом нагрузки мы наблюдаем рост скорости перехода. Однако мы наблюдаем противоположное. А эта противоположность вызвана более быстрым ростом скорости срыва.
Нажмите, чтобы раскрыть...

Вы имеете в виду - с ростом веса скорость на критическом угле атаки увеличивается. Да.
Как это "однако мы наблюдаем противоположное?" Не понял.

На графике потребных и располагаемых тяг точка перехода во второй режим - точка касания потребной тяги и располагаемой тяги. Согласен, если срыв резкий на крыле - можем не иметь этой точки и перехода во второй режим - только на первом режиме летать... и срыв.

Почему скорость перехода во второй режим, как и любая, например балансировочная скорость, не пропорциональна корню квадратному из перегрузки - не понял тоже...
 
Georgiy сказал(а):
Почему скорость перехода во второй режим, как и любая, например балансировочная скорость, не пропорциональна корню квадратному из перегрузки - не понял тоже..
Нажмите, чтобы раскрыть...
Вы задали очень интересные и не простые вопросы. Как образуется график зависимости сопротивления от скорости? Он является суммой возрастающей квадратичной параболы и убывающей квадратичной гиперболы. Парабола описывает профильное сопротивление, гипербола индуктивное. В точке пересечения оба вида сопротивлений равны, и в ней происходит смена режимов полёта. Нас интересует, при каких обстоятельствах эта точка смещается влево или вправо. Профильное сопротивление равно F=Y/k. С ростом полётного веса растёт F. Из формулы для индуктивного сопротивления мы имеем тот же результат. Это значит, что точка пересечения кривых смещается только вверх, и скорость перехода не изменяется.

Тем не менее, она может меняться. На дельталёте причиной может быть изменение крутки крыла под нагрузкой в сочетании с неудачными профилями, как я уже говорил. Срыв, конечно зависит от скорости, так как он зависит от числа Re, но для дельталёта эта зависимость исчезающе мала по сравнению с зависимостью скорости от угла атаки. Срыв в наших практических случаях происходит при определённом угле атаки, заданном свойствами конкретного профиля. Увеличивая нагрузку на крыло и сохраняя балансировочную скорость, мы смещаем телегу назад и увеличиваем углы атаки. Как известно, крыло дельталёта проектируют так. чтобы срыв начинался сначала в корневой части. Отсюда и удар трапецией по рукам.
 
mdp-shnik сказал(а):
Как образуется график зависимости сопротивления от скорости? Он является суммой возрастающей квадратичной параболы и убывающей квадратичной гиперболы. Парабола описывает профильное сопротивление, гипербола индуктивное. В точке пересечения оба вида сопротивлений равны, и в ней происходит смена режимов полёта.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Согласен, с параболой - профильным сопротивлением и гиперболой - индуктивным.
Формула потребной тяги равной полному сопротивлению будет:
P потр = А*V*V + (B*G*G)/(V*V)
Вместо квадратов дважды умножил, А и В - коэффициенты постоянные, G- взлетный вес, V- скорость.
Диаграмма потребной тяги, как Вы пишите вверх пойдет, но еще и вправо при увеличении веса.

В точке пересечения - минимум - наивыгоднейшая скорость. Но не скорость смены режимов полета. Точка касания кривых располагаемой и потребной тяг сменяет режим полета - так в учебнике Н.Ф.Николаев Аэродинамика и динамика полета Транспортных самолетов 1990 г. разъяснено на стр.170.

Не понял - Y/k = F - это не профильное, это полное сопротивление, если k - аэродинамическое качество.

Поляра от веса самолета не зависит. У Дельталета - понятно, крыло гнется, и зависит, рейнольдс влияет. Но не будем рейнольдс и гибкость учитывать.
Тогда, при увеличении веса, если мы летим на том же угле атаки, и Cy, Сх будет тот же. И сопротивление увеличится во столько же раз, во сколько подъемная сила, пропорционально квадрату скорости.

Поляра одна и та же. Наивыгоднейшая скорость будет больше при увеличении веса, но при том же угле атаки. Располагаемая тяга коснется на глаз - в той же точке, что и при меньшем весе самолета, значит угол атаки перехода во второй режим при большем взлетном весе останется тем же. Скорость будет больше.

Угол атаки тот же при крене будет, скорость пропорционально корню квадратному из перегрузки расти будет...
 
Georgiy сказал(а):
Диаграмма потребной тяги, как Вы пишите вверх пойдет, но еще и вправо при увеличении веса.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Выражение в знаменателе для индуктивного сопротивления замените на подъёмную силу. Получите, что инд. сопр. пропорционально Y, или что то же пропорционально G. В результате оба вида сопротивления пропорциональны полётному весу. А значит скорость перехода остаётся прежней.
Georgiy сказал(а):
В точке пересечения - минимум - наивыгоднейшая скорость.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Это не так. Слева от минимума зависимость сопротивления от скорости неустойчивая. А это и есть второй режим. Скорость перехода между режимами называют экономической.
Georgiy сказал(а):
Точка касания кривых располагаемой и потребной тяг сменяет режим полета
Нажмите, чтобы раскрыть...
Мы кривые тяг не рассматриваем. Насколько я знаю, режимы сменяются на минимуме потребной тяги.
Georgiy сказал(а):
Y/k = F - это не профильное, это полное сопротивление, если k - аэродинамическое качество.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Да, это так. Здесь я допустил неточность. А раз так то придётся признать, что с ростом нагрузки на крыло профильное сопротивление растёт медленнее, чем индуктивное. Это даёт прирост скорости перехода. Хотелось бы понять, насколько большой.
Georgiy сказал(а):
Тогда, при увеличении веса, если мы летим на том же угле атаки, и Cy, Сх будет тот же. И сопротивление увеличится во столько же раз, во сколько подъемная сила, пропорционально квадрату скорости.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Если мы примем зависимость сопротивления от квадрата скорости, то мы пренебрегает индуктивным сопротивлением. Чуть выше Вы мне уже поставили на вид это (Y/k=F).
Georgiy сказал(а):
Поляра от веса самолета не зависит. Тогда, при увеличении веса, если мы летим на том же угле атаки, и Cy, Сх будет тот же. И сопротивление увеличится во столько же раз, во сколько подъемная сила, пропорционально квадрату скорости.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Как я понимаю, угол атаки и соотношение Су/Сх, соответствующие переходу во второй режим определяются точкой касания вертикальной прямой к поляре, а это и есть минимум сопротивления. Точка касания прямой, проведенной из начала координат, определяет наивыгоднейшую скорость. Это означает, что переход между режимами определяется однозначно углом атаки. Поэтому я должен согласиться, что скорость перехода тоже растёт.

Для практики полётов на дельталёте мы должны знать соотношение между скоростью срыва и скоростью перехода между режимами. Для меня совершенно неожиданным оказалось, что возможно состояние, когда срывная скорость больше скорости перехода. Путём увеличения геометрической крутки (удлиняя центральный трос поперечины аж на 130 мм) я не добился увеличения скорости перехода. Срыв происходил раньше, а качество k становилось значительно меньше. Рост геометрической крутки дал одновременный рост обоих видов сопротивления. Пришлось понять, что профили крыла Стрэйнджер (запущено в производство в 1991 году) далеки от совершенства, и всё дело в них.
,
Georgiy, благодарю Вас за плодотворное обсуждение и полезные подсказки.
 
Вдогонку. Сообразил простую вещь. Профильное сопротивление зависит только от формы ЛА, а индуктивное зависит от полётного веса, так как именно индуктивный вихрь держит аппарат в воздухе. Поэтому на графиках зависимости этих сопротивлений от скорости с ростом полётного веса квадратичная гипербола поднимается, а квадратичная парабола остаётся на месте. Их точка перемещения ползёт вверх пропорционально квадрату скорости.
 
Индуцируется или происходит от другого фактора (в данном случае от подъемной силы, т.е от Су. При постоянном весе, горизонтальный полет производится или на большей скорости и меньшем угле атаки или на меньшей скорости и на более высоком угле атаки. Индуктивное сопротивление косвенно действительно зависит от веса в гор. полете, но напрямую только от Су (угла атаки, перегрузки,)
 
mdp-shnik сказал(а):
Профильное сопротивление зависит только от формы ЛА
Нажмите, чтобы раскрыть...
Сопротивление формы тоже зависит от угла притекания потока.
mdp-shnik сказал(а):
Для меня совершенно неожиданным оказалось, что возможно состояние, когда срывная скорость больше скорости перехода. Путём увеличения геометрической крутки (удлиняя центральный трос поперечины аж на 130 мм) я не добился увеличения скорости перехода. Срыв происходил раньше
Нажмите, чтобы раскрыть...
Это срыв в корневой части крыла. Сy нэт - лететь не на чём. Индуктивное сопротивление в данном случае ни при чем.
Нужно не забывать, что дельтапланерное крыло гибкое.
 
mdp-shnik сказал(а):
Как я понимаю, угол атаки и соотношение Су/Сх, соответствующие переходу во второй режим определяются точкой касания вертикальной прямой к поляре...
Нажмите, чтобы раскрыть...
То есть при отвесном пикировании? Подъемная сила равна нулю? 🙂

mdp-shnik сказал(а):
Профильное сопротивление зависит только от формы ЛА, а индуктивное зависит от полётного веса, так как именно индуктивный вихрь держит аппарат в воздухе.
Нажмите, чтобы раскрыть...

Вес больше, скорость больше и профильное и индуктивное сопротивление возрастают. А коэффициент профильного сопротивления постоянен - по определению.
 
Georgiy сказал(а):
То есть при отвесном пикировании? Подъемная сила равна нулю?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Я имею ввиду другое. К кривой поляры нужно провести вертикальную касательную. Точка касания определит Сх и угол атаки экономического режима полёта. Эта же точка является точкой смены режимов первый-второй.

Поляра.jpg
 
Georgiy сказал(а):
Вес больше, скорость больше и профильное и индуктивное сопротивление возрастают.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Уточню графиком. С ростом полётного веса растёт индуктивное сопротивление, а профильное постоянно, так как оно зависит только от геометрической формы тела, а точнее от той формы, котороая встречает набегающий поток (см. Рябиков выше). В результате индуктивная гипербола на графике смещается вверх, а профильная парабола остаётся на месте. Их точка пересечения смещается вправо-вверх, т.е. скорость смены режимов возрастает.

Это же легко понять из формул зависимости от скорости обоих видов сопротивления. В упрощённом виде:

Xi = Y^2/(k1*V^2);
X = k2*V^2.
В точке перехода Xi = X, откуда V ~ Y^0,5

К смене режимов.jpg
 
Рябиков сказал(а):
Правильно - касательная из начала координат.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Никак нет! Касательная из начала координат даст максимальное отношение Су/Сх, т.е. наивысшее качество. А нам нужен режим наименьшей скорости снижения. Так?
 
mdp-shnik сказал(а):
Эта же точка является точкой смены режимов первый-второй.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Минимальная тяга для горизонтального полета потребуется при максимальном качестве самолета
img-urRlh5.png
,
а эта точка как раз и является границей между первым и вторым режимами полёта.
 
Рябиков сказал(а):
Минимальная тяга для горизонтального полета потребуется при максимальном качестве самолета
Нажмите, чтобы раскрыть...
Однако переход во 2-й режим не происходит на именно минимальной тяге. Вот известный график. В точке В мы имеем наивыгоднейшую скорость. В интервале между точками А и В мы имеем устойчивость, которая нарушается левее точки А. Логично понять, что точка А является точкой смены режимов.

Поляра скоростей.jpg
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Назад
Вверх