Бесплатный Большой Интересный Курс Аэродинамики

[Gravio]

Если Вы такой обученный теоремой Жуковского, то ответьте, пожалуйста, точно каков в этом случае будет тот коэффициент Су который следует применить для определения подъемной силы крыла, причем с учетом удлинения крыла?

Перестаньте задирать взрослых людей сынок..
Вы абсолютный профан в аэродинамике,и вот почему:
вам ясно товарищ сказал:
"... но уже с отрицательным знаком - ведь мы идем против потока. доходим откуда начали - записываем число."
Похоже ты и взаправду тупой ..упрямец.
Рановато ты взялся заниматься приращением малых величин - видимо тебе и школьный учебник освоить не удалось в юности..
Горе ты мое безграмотное...

 

[Gravio]

​

Рис.8. Конфигурация воздушных потоков на «Экранном эффекте»: а.) Оптимальный угол атаки без застойной зоны под крылом, б.) Избыточный угол атаки, формирующий большой пузырь застойного воздуха повышенного давления между крылом и поджатым слоем воздуха «Экранной воздушной подушки».

Вывод: Дополнительное задирание угла атаки крыла без увеличения скорости полёта на экране не даёт приращения подъёмной силы, а лишь увеличивает сопротивление полёту Сх (см.рис.8.б)

Считая угол хорды крыла авиалайнера в посадочном режиме около 15 градусов можем оценить величину сжатия струи под крылом до давления Ро и соответствующей ему скорости Vо, считая при этом величину хорды В равной высоте полёта крыла Х.

15 градусов соответствует sin15= 0,262

При угле атаки 15 градусов должен быть скоростной напор Ро=0,26атм= 26кПа, но такие давления реализуются на очень высоких скоростях (740км/ч) и намного превосходят необходимые для полёта расчётные нагрузки на крыло. То есть такой большой Посадочный угол атаки для создания экранного эффекта над ВПП является избыточным на посадочных скоростях 250-300 км/ч.

Качество крыла при угле атаки 15 градусов упадёт до величины всего К=3,7.
Посадочная скорость авиалайнера всего около 250км/ч (70м/с), при этом скоростной напор составит Ро=3кПа или всего 3% от Ратм, тогда как нормальна расчётная нагрузка на крыле в полёте составляет 5кПа (500кг/м.кв=5% от Ратм). То есть при посадке экранный эффект у авиалайнера начинает заметно ощущаться пилотом на высоте соизмеримой с шириной крыла В, сопоставимой с высотой стоек шасси. Выравнивание самолёта и снижение угла атаки для скорости 250км/ч позволяет самолёту пробить «экранную воздушную подушку», так как её несущая способность оказывается ниже, чем потребное давление под крылом для полёта.
За счёт «Экранного эффекта» возникает «Несажаемость» у самолёта в горизонтальном полёте без выпуска механизации крыла при угле атаки 5% (или 3 град.) при скоростном напоре Ро=5кПа, что соответствует Vо=324км/ч или 90м/с.

Угол атаки 5% (или 3 град.) создаёт качество крыла экраноплана равное К=20.
Высокий К=30 соответствует углу атаки в 3% (2 град), при этом подпор под крылом составит всего 3% * Ратм = 3кПа (300кг/м.кв), что соответствует скоростному напору при Vо=70м/с (250 км/ч).

Таким образом, экономически эффективные режимы полёта в режиме «экраноплана» в сравнении с обычным высотным «самолётом» лежат в зоне малых скоростей. При падении качества крыла экраноплана ниже К=20 выгоднее использовать для транспортировки обычный высотный самолёты. То есть экономически выгодные области эксплуатации Экранопланов соответствуют скоростям ниже 300км/ч.
Читать далее

 

[Anatoliy.]

Перестаньте задирать

Ты, потерявший всякий стыд и честь смеешь появлятся на форуме.
Вначале расплатись за проигранное пари.
Брысь с форума бестолочь неграмотная.

 

[Gravio]

Весь смысл этого курса даже не научить студентов понятиям аэродинамики из учебников а предоставить возможность себя продавать

Простите ...а..а кто же будет проектировать?
Покупатель??

 

[Gravio]

Согласно теме,
Предлагаю все же пройти "предпродажную подготовку" хотя бы на студенческом уровне...
Думаю, топикстартеру вполне пригодятся школьные азы...

Рис.6. Обтекание струями воздуха толстого крыла с обозначенными характерными элементами движения. Эпюра давлений на крыло и диаграммы коэффициента давления Су по хорде крыла и Сх по высоте крыла. Площадь закрашенных зон соответствуют суммарным силам по направлениям Y и Х соответственно.

При низких числах М основная подъёмная сила формируется в зоне носового обтекателя в отрывных пузырях. При малых числах М возвратная струя в зоне отрыва идёт по касательной к толстому профилю крыла и не вызывает Удара в точке возврата. Но при приближении к М=1 отрывные пузыри раздуваются на столько сильно, что становится невозможно добиться нужной толщины профиля для безотрывного течения струи, и тогда возникает выраженный Отрыв потока с образованием Отрывного Пузыря, визуально наблюдаемого по колебаниям шелковинок, наклеенных на плоскость крыла. Раздувание отрывных пузырей по высоте становится препятствием для набора скорости, и потому их развитие начинают уменьшать за счёт заострения носовой кромки (понижение радиуса лобового обтекателя).
При трансзвуковых скоростях полёта задняя граница отрывного пузыря достигает задней кромки крыла, после чего происходит соединение объёмов верхнего отрывного пузыря с зоной высокого давления нижней плоскости крыла. В объединившихся объёмах верхнего и нижнего отрывных пузырей давление выравнивается, а подъёмная сила крыла Fy резко падает.

Полностью читать