vert
Я строю вертолеты!
- Откуда
- Южный Урал
При чем тут установочный угол? Да, коллеги ,действительно, тяжелый клинический случай.
Подъёмная сила: есть или нет?
candid
Люблю самолёты!
Вы думаете, что этого здесь никто не понимает, поэтому так кричите (пишите метровым шрифтом?)8. СВЯЗАННАЯ И СКОРОСТНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ.
УСТАНОВОЧНЫЙ УГОЛ.
Системы координат, применяемые в аэродинамике, имеют начало координат в центре тяжести (ЦТ). Так как ЦТ или центр масс (они совпадают) являются такой точкой, вокруг которой происходят все вращения и повороты тела в пространстве.
Установочным углом называется угол между продольной осью ЛА и хордой крыла. Этот угол выбирается таким, чтобы на крейсерской скорости полёта угол атаки имел оптимальное значение, а фюзеляж ЛА создавал минимальное сопротивление.
Рис.6 Скоростная система координат – это система координат, ось Х в которой параллельна вектору потока, а ось Y – перпендикулярна ей. рис.7 Связанная система координат – это система координат, ось Х в которой параллельна хорде крыла, а ось Y –перпендикулярна ей. Угол атаки профиля крыла - угол между хордой крыла и направлением вектора скорости набегающего потока. Важно понять, что угол атаки - это угол между вектором скорости набегающего потока и хордой крыла, а не между продольной осью ЛА и горизонтом, Этот угол называется углом тангажа и обозначается буквой (тета).
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Вы уверены?
Нарисуйте физически достоверную картинку указанного вами процесса плиз..
Обоснуйте .
Снимите верхнюю обшивку обшивку с данного профиля например...и подумайте что же все создает ПС в полете...
candid
Люблю самолёты!
Поизучайте графики Су по углу атаки для несимметричных профилей. Или поставьте собственные эксперименты, повторяемые, само собой.
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Настоятельно рекомендую ознакомиться с азами..
"..
Рис.6
| Скоростная система координат – это система координат, ось Х в которой параллельна вектору потока, а ось Y – перпендикулярна ей. |
рис.7
| Связанная система координат – это система координат, ось Х в которой параллельна хорде крыла, а ось Y –перпендикулярна ей. Угол атаки профиля крыла - угол между хордой крыла и направлением вектора скорости набегающего потока. Важно понять, что угол атаки - это угол между вектором скорости набегающего потока и хордой крыла, а не между продольной осью ЛА и горизонтом, Этот угол называется углом тангажа и обозначается буквой
|
Вячеслав Атнагулов
Я учусь...
- Откуда
- Нижнекамск
С такими амбициями нужно писать"Абаснуй" 😭 😭
- Откуда
- Одесса+Таганрог
А давайте поставим действительно ??
Известный Вам с детства "вертолет Муха"..увы ..не полетит если НВ сделать без угла атаки..Из школьной линейки например..Согласны?
при этом разрешаю Вам лепить любой профиль к Мухе...
Отпишитесь - по результатам..
Мое мнение - Муха не взлетит.
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Вас удивили Законы Ньютона?
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Думаю что ...что-то понимают...
Иначе бы не стал пояснять школьные азы ..особоодаренным "авиаторам"...
Например такое:
любой вертолет с любым профилем НВ не взлетит если не будет отброшена масса воздуха превосходящая его вес.
Вы хоть с этим утверждением согласны?
Все точно также и с самолетом...
Можете конечно оспорить ...но увы...Таковы Законы Природы.
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Да примерно этим я как раз занимался около 20 лет...40 лет назад правда...
Но вам очень рекомендую все же подойти к опыту с "Мухой" более серьезно...
Иначе у вас тов. И.Ньютон так и останется без дела при ...создании ПС..
Что в корне - ...дико.
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Если профиль крыла двояковыпуклый, несимметричный, то, как видно на Рис. 3, картины обтекания крыла в нормальном и перевернутом полете будут отличаться одна от другой. Это отличие будет уменьшаться по мере приближения формы профиля к двояковыпуклой, симметричной.
Рис. 2 Обозначения углов атаки и подъемной силы в перевернутом полете
У строго симметричных профилей картины обтекания в нормальном и перевернутом полетах практически мало отличаются одна от другой. Имеющее место некоторое различие объясняется действием сил тяготения на частицы воздуха в потоке, обтекающем профиль крыла.
У несимметричных профилей картины обтекания и распределения давлений по хорде профиля в прямом и перевернутом полете будут иметь существенные различия. В результате этого изменяется и характер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки в области отрицательных углов атаки.
Рис. 3 Картина обтекания профиля крыла в прямом и перевернутом полете
Рис. 4 Кривые Су = f (а) профилей: а - несимметричного; б - симметричного
У симметричного профиля, как видно из Рис. 4, коэффициент подъемной силы в области положительных и в области отрицательных углов атаки имеет одинаковый характер изменения при изменении угла атаки. Практически одинаковы абсолютные значения критических углов атаки
У несимметричного профиля в области отрицательных углов атаки абсолютная величина коэффициента CyМАКС значительно меньше величины Сумакс в области положительных углов атаки. Эта разница будет больше у таких профилей, у которых кривизна верхней поверхности больше, чем кривизна нижней, т. е. у профилей, которые имеют большую относительную кривизну
Критические углы атаки у несимметричных профилей по абсолютной величине, как правило, неодинаковы, причем в области отрицательных углов величина
Лобовое сопротивление крыла в летном диапазоне отрицательных углов атаки не будет равно лобовому сопротивлению крыла на положительных углах атаки при полете на одних и тех же значениях Су. Например, при полете на скорости и в нормальном, и перевернутом положениях потребная величина коэффициента подъемной силы будет одинакова в том и в другом случае и составит, по абсолютной величине
Однако углы между хордой крыла и направлением набегающего потока при этом будут отличаться из-за наличия угла атаки нулевой подъемной силы
Рис. 5 Влияние угла установки крыла на угол между продольной осью самолета и горизонтом
Можно записать, что при Су = СуП будем иметь
Следовательно, в перевернутом полете угол между хордой профиля и направлением набегающего потока при прочих равных условиях больше аналогичного угла прямого полета на величину 2
Самолеты, предназначенные для выполнения длительных полетов в перевернутом положении и пилотажа с отрицательным значением подъемной силы, должны иметь крыло, набранное из профилей по своей форме, близких к симметричным.
Лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете обычно имеет большую величину, чем лобовое сопротивление в нормальном полете. Это обусловливается особенностями конструкции фюзеляжа, предусматривающей минимальное сопротивление в обычном полете;
вредной интерференцией крыла и фюзеляжа, наличием положительного установочного угла крыла.
В нормальном полете при угле атаки крыла aуст угол между продольной осью фюзеляжа и направлением набегающего потока меньше угла атаки на величину установочного угла крыла. Тем самым снижается лобовое сопротивление фюзеляжа. В перевернутом положении этот угол, наоборот, будет больше, чем угол атаки, на двойную величину установочного угла крыла. Например, если установочный угол равен +2°, то при полете на угле атаки
Все это вызовет увеличение лобового сопротивления самолета в перевернутом полете по сравнению с полетом в нормальном положении. Поляра крыла самолета показывает зависимость коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления крыла от угла атаки в положительной и отрицательной областях. На поляре (см. Рис. 6) видно, что величина максимального значения коэффициента подъемной силы /
Рис. 6 Поляра крыла и самолета
Поляра самолета в целом строится с учетом дополнительных величин подъемной силы и лобового сопротивления, создаваемых фюзеляжем и другими частями самолета.
Выше было установлено, что при полете при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы в прямом и перевернутом полетах у самолетов, имеющих крыло с несимметричным профилем, коэффициенты лобового сопротивления и крыла и фюзеляжа будут большими при полете в перевернутом положении.
Из сказанного можно сделать вывод: в перевернутом полете при прочих равных условиях лобовое сопротивление всегда будет больше, чем в нормальном полете.
Аэродинамическое качество самолета есть отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления
Но так как лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете всегда больше лобового сопротивления в нормальном полете, то, следовательно, аэродинамическое качество самолета в перевернутом полете всегда меньше, чем в нормальном полете.
Учим азы ..прежде чем говорить об авиации..
candid
Люблю самолёты!
Зря занимались, выходит, коли ничего доказать не можете))
JohnDoe
Усы-то сбрею, а умище-то куда дену? )))
- Откуда
- где-то в России....
Вы неуч, простите. Большинству людей на данном форуме известно о квадратичном росте потребляемой мощности от скорости истечения("отбрасывания") и прямой от массы "отбрасываемого" рабочего тела. Поэтому винт большего диаметра через редуктор даёт большую тягу, чем меньшего диаметра без редуктора при одной и той же подведенной мощности. Но Вам, весёлому, это не понять. Пилите платформу Гребенникова.😁Организация присоединенных масс к струе - вещь довольно обыденная в инженерной практике.
Водоструйные насосы например..
Но Ваше желание увеличить тягу водомета за счет эжекции = глупость.
Масса увеличится - тяга уменьшится.
Причина до обидного - банальна: струя воды при выходе (на срезе сопла) имеет вполне конкретную скорость...
Пока запомните.А повезет - еще и ...поймете.
Спасибо за веселую беседу!!
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Да ладно...
Даже Вы теперь поняли что в реальном полете зоны разрежения (над крылом) движутся вместе с крылом.
И вы - не Мюнхаузен который вытаскивал себя за волосы из болота...
Ну и обратно:
При продувке в трубе - зоны разрежений ...стоят на месте создавая действительно вертикальную составляющую...
Но к созданию ПС на крыле в реальном полете - отношения не имеют.
Аэродинамика - серьезная часть газодинамики..
- Откуда
- Одесса+Таганрог
Да прощаю ..чего уж там...
И поздравлю Вас даже с началом понимания работы винта.
Да.
Именно так - никакие насадки, эжекторы и прочий тюнинг не устоят перед ..обычным двухлопастным..
JohnDoe
Усы-то сбрею, а умище-то куда дену? )))
- Откуда
- где-то в России....
Кто-то оспаривал "хорошесть" "обычного двухлопастного"(который, кстати, сольёт "обычному однолопастному")? Оспаривалось Ваше утверждение , что эжектор бесполезен, потому как в оном масса бе растёт, а скорость потока падает. Страшный сИкрет открываю: в примере с винтами с потоком происходит РОВНО ТО ЖЕ САМОЕ!
Да, догадайтесь, плиз, с какой скоростью движется поток в привтулочной области ВВ на его срезе/выходе.
Gravio убедиться в наличии подъемной силы при нулевом угле атаки достаточно просто- возьмите 2 листочка бумаги , расположите их параллельно друг другу и подуйте между ними- листочки начнут сходиться
Дело в том что окружающий наш мир более сложный чем мы можем его себе представить в наших примитивных рассуждениях, да, подъемная сила создаваемая за счет угла атаки больше чем подъемная сила от несимметричного профиля, но она тоже есть, и крыло с нулевом углом атаки также отбрасывает воздух вниз, это факт, многократно проверенный. И при этом соблюдается и закон Бернулли и все законы Ньютона.
Понять что происходит на уровне молекул и вербально описать бывает в некоторых случаях достаточно сложно, я вот например хоть убей не понимаю за счет чего при сверхзвуковом течении происходит ускорение потока газа в расширяющемся сопле, формулы и вывод формул , которые это объясняют я знаю, но как и с чем там молекулы взаимодействуют ума не приложу.
Дело в том что окружающий наш мир более сложный чем мы можем его себе представить в наших примитивных рассуждениях, да, подъемная сила создаваемая за счет угла атаки больше чем подъемная сила от несимметричного профиля, но она тоже есть, и крыло с нулевом углом атаки также отбрасывает воздух вниз, это факт, многократно проверенный. И при этом соблюдается и закон Бернулли и все законы Ньютона.
Понять что происходит на уровне молекул и вербально описать бывает в некоторых случаях достаточно сложно, я вот например хоть убей не понимаю за счет чего при сверхзвуковом течении происходит ускорение потока газа в расширяющемся сопле, формулы и вывод формул , которые это объясняют я знаю, но как и с чем там молекулы взаимодействуют ума не приложу.
JohnDoe
Усы-то сбрею, а умище-то куда дену? )))
- Откуда
- где-то в России....
Как мне представляется происходит перерасширение газа, т.е. статическое давление падает ниже давления в критическом сечении сопла Лаваля(самом узком его месте), соответственно растёт динамическая составляющая/скорость потока. Все строго по Бернулли. Стенки диффузора не дают окружающей среде "схлопнуть" поток. Это работает только если есть запас по температуре/перепаду давления потока перед соплом.
ИМХУ
vert
Я строю вертолеты!
- Откуда
- Южный Урал
[U]Gravio[/U]
Вы привели правильную картинку. Обратите внимание - нулевой угол атаки а=0 на пересечении осей Су и а. А угол атаки нулевой подъемной силы (альфа ноль) - на пересечении кривой Су(а) и оси альфа. У несимметричного профиля он отрицателен. Красный треугольник на левом графике - где подъемная сила (Су>0) уже есть, а угол атаки еще отрицательный. В этом отличие симметричного профиля (Вашей школьной линейки) и несиметричного, который создает подъемную силу даже при нулевом угле атаки.
Вы привели правильную картинку. Обратите внимание - нулевой угол атаки а=0 на пересечении осей Су и а. А угол атаки нулевой подъемной силы (альфа ноль) - на пересечении кривой Су(а) и оси альфа. У несимметричного профиля он отрицателен. Красный треугольник на левом графике - где подъемная сила (Су>0) уже есть, а угол атаки еще отрицательный. В этом отличие симметричного профиля (Вашей школьной линейки) и несиметричного, который создает подъемную силу даже при нулевом угле атаки.