Принципиально новый СЛА
igorvnikol
Я люблю строить самолеты!
Вы ее слышали в школе.
asz
Я люблю летать и самолеты!
Насчет Су считается он весьма просто: в линейной части изменения Су=Су(по а) умножить на (а-а нулевое).
А Су(по а) для крыльев с различным сужением и удлинением найдете в любой книжке по аэродинамике.
А Су(по а) для крыльев с различным сужением и удлинением найдете в любой книжке по аэродинамике.
igorvnikol
Я люблю строить самолеты!
Я так понимаю, они знают КАК он считается, они хотят понять ПОЧЕМУ он так считается.
Попробую ещё раз (повторение мать учения).
Миг-17ф говорит: имея геометрические данные профиля (хорда,кривизна профиля,высота) и зная параметры потока (скорость ,давление,температура,плотность и т.д.) используя некую формулу вычисляем Су.
Все остальные дружно: (читаем голосом Задорного) Ну ты тупой!!! Берёшь кусок крыла с нужным профилем,засовываешь в поток ,измеряешь подъёмную силу,используя формулу подъёмной силы находишь Су пересчитываешь для профиля и всё.
Да знает он всё это и получше некоторых советчиков.Чтобы получить Су в первом случае нужно знать суть процесса обтекания,а во втором знать много не надо мерий и считай,что безусловно проще.
Спасибо Док! Объёмно! ;D ;D ;D
FlyCat
43 регион
- Откуда
- Не член РАОПА
Попробую объяснить вкратце.
Скорости молекул как и направление движения их разные, когда тело неподвижно в неподвижной среде число соударений со всех направлений одинаково и импульсы, полученные от молекул с разных направлений уравновешиваются, другое дело, когда крыло движется относительно среды (или среда относительно крыла - аэродинамическая труба) тогда кинетическая энергия соударений со стороны набегающего потока становится большей, а с противоположной стороны - меньшей, а она зависит от квадрата скорости. Кроме того имеет значение, под каким углом соударяются молекулы с поверхностью крыла,
и количество соударений на единицу площади (в передней части профиля крыла оно в разы больше чем в задней, потому и подъемная сила приходится примерно на 1/4 хорды профиля), кроме того, молекулы отскочившие от передней поверхности крыла тут же отшибаются обратно к поверхности молекулами набегающего потока, создавая так называемый пограничный слой. Тепловые процессы тоже имеют место, однако пока их рассматривать не будем. А вот то, что отражаясь от передней поверхности крыла под острым углом молекулы вторично соударяются с поверхностью и смешиваясь с молекулами набегающего потока создают на передней кромке крыла область повышенного давления.
Почему возникает подьемная сила? Потому, что верхней передней частью профиля крыла молекулы отражаются под значительным углом к поверхности и пролетают не испытывая вторичных столкновений создавая зону разряжения, а вот в нижней продолжают сталкиваться с поверхностью чаще, но под углом, вызванным движением крыла, потому под крылом давление также снижается, но в меньшей степени. Однако вспомнив, что кинетическая энергия соударений равна квадрату скорости (с учетом её проекции по осям) получим значительную разницу между верхней и нижней поверхности.
Скорости молекул как и направление движения их разные, когда тело неподвижно в неподвижной среде число соударений со всех направлений одинаково и импульсы, полученные от молекул с разных направлений уравновешиваются, другое дело, когда крыло движется относительно среды (или среда относительно крыла - аэродинамическая труба) тогда кинетическая энергия соударений со стороны набегающего потока становится большей, а с противоположной стороны - меньшей, а она зависит от квадрата скорости. Кроме того имеет значение, под каким углом соударяются молекулы с поверхностью крыла,
и количество соударений на единицу площади (в передней части профиля крыла оно в разы больше чем в задней, потому и подъемная сила приходится примерно на 1/4 хорды профиля), кроме того, молекулы отскочившие от передней поверхности крыла тут же отшибаются обратно к поверхности молекулами набегающего потока, создавая так называемый пограничный слой. Тепловые процессы тоже имеют место, однако пока их рассматривать не будем. А вот то, что отражаясь от передней поверхности крыла под острым углом молекулы вторично соударяются с поверхностью и смешиваясь с молекулами набегающего потока создают на передней кромке крыла область повышенного давления.
Почему возникает подьемная сила? Потому, что верхней передней частью профиля крыла молекулы отражаются под значительным углом к поверхности и пролетают не испытывая вторичных столкновений создавая зону разряжения, а вот в нижней продолжают сталкиваться с поверхностью чаще, но под углом, вызванным движением крыла, потому под крылом давление также снижается, но в меньшей степени. Однако вспомнив, что кинетическая энергия соударений равна квадрату скорости (с учетом её проекции по осям) получим значительную разницу между верхней и нижней поверхности.
igorvnikol
Я люблю строить самолеты!
Да не надо в импульсы молекул залазить. Ньютон там был, много чего навыводил, все стройно красиво, но с реальной картиной не очень стыковалось. Стыкуется на гиперзвуке. Почему стыкуется не стыкуется? смотрите книжки. На дозвуке воздух можно рассматривать как некую однородную субстанцию(жидкость) движущуюся со скоростью, являющейся средней скоростью движения молекул, которые двигаются хаотически. Та самая средняя скорость получается если набегаем телом, или дуем воздухом без разницы. Об остальной физике жидкости - смотрим книжки. Результаты полученные из такой картины, хорошо согласуются с действительностью.
igorvnikol
Я люблю строить самолеты!
То don migel
У Ньютона корпускулы тоже не отскакивали. Так что смело можете приравнивать , по мощи мысли, себя с этим могучим челом 🙂
У Ньютона корпускулы тоже не отскакивали. Так что смело можете приравнивать , по мощи мысли, себя с этим могучим челом 🙂
Полностью с вами согласен. Мы с Мигелем обсуждали это пару дней назад. Сообщения №83(про подъемную силу) и №38(про давление)
Только я там на пальцах объяснял. А вы как говорится, более акдемично объянили.
Только мне кажется помимо лобовой части крыла, еще и остальная часть создает подъемную силу.
Значит вижу это так: Молекула движется только по прямой и с огромной скоростью,давление -это когда молекула ударяется о поверхность,Чтобы уменьшить давление нужно заставить молекулу ударяться под углом (чем острее угол, тем меньше давление) и чтобы давления не было молекула должна двигаться либо в сторону от поверхности, либо параллельно.Двигая профиль вперёд на задней части профиля создаём условие ,что молекулы будут ударяться под более острым углом и чем больше скорость тем острее угол,+ создаём свободное пространство, куда будут стремиться молекулы, вытесняемые лобиком,эти молекулы имея возможность двигаться свободно в сторону Нмах будут по пути ударяться с поверхностью под острым углом,либо двигаться параллельно ей,что и есть уменьшение давления.
УФФФфффф.........Во родил!!Немного подсказали и дурак кое-что понял. ;D ;D ;D
УФФФфффф.........Во родил!!Немного подсказали и дурак кое-что понял. ;D ;D ;D
Спасибо Док!!! :'( :'( ГОВОРЯ ЭТО ВЫ НЕЖНО ПОХЛОПЫВАЛИ МЕНЯ ПО ПЛЕЧУ И ПРЕДЛОЖИЛИ ЗАНЯТЬ КОЙКУ РЯДОМ С НАПОЛЕОНОМ. ;D ;D ;D ;D
Хочу выставить на обсуждение одну свою идейку. Советы и замечания хотелось бы видеть от знающих людей. Любителям бла-бла-бла, без знаний аэродинамики, просьба не тратить свое время
В общем мне нужно построить самолет. ОДНО из крыльев стреловидное. Если крыло с большой стреловидностью то на больших углах атаки срыв потока начнется на законцовках(см рис). Что приведет к затягиванию в крен и подхвату.
Чтоб сваливание было "мягче" применяют аэродинамическую или геометрическую крутку и смещают зону срыва к середине или к корню. , Усложнять строительство круткой не хочу. И появилась вот такая идея.
Прелюдия:
У каждого объекта движущегося в воздухе , в том числе и крыла, есть пограничный слой. от несколькимх мм до 1см и больше. Движение внутри пограничного слоя бывает двух видов-ламинарное и турбулентное. Точка перехода из ламинарного в турбулентное называется числом Рейнольдса КРИТИЧЕСКИМ. При докритических числах Рейнольдса течение в пограничном слое ламинарное, при закритичеких турбулентное( после Ре крит).
Каждый профиль крыла имеет индивидуальное число Ре крит. Дается в атласе. В общем вычисляя общеизвестной формулой,(могу привести), пришел к выводу, что если взять профиль с числом Ре крит примерно 1600000(весьма среднее значение), то на малых скоростях 0-80 км/ч, при умеренной хорде 1-1,2 м, пограничный слой по всей протяженности профиля ламинарен( если увеличить или скорость, или хорду, или и то и то, то достигнем Ре крит на хвостике, и по мере увеличения скорости или хорды он будет ползти вперед)
А что есть срыв? Это отрыв в первую очередь пограничного слоя и за ним последующих слоев воздуха.
Ламинарный поток отрывается легче чем турбулентный. Турбулентный же выдерживает существенно больший градиент нарастания давления. А проще говоря-отрывается на больших углах атаки.
Идея: Управление пограничным слоем.
А что если сделать на концах крыла турбулизаторы, и принудительно создать на этой части крыла турбулентный поток в погран слое? И получается что при увеличении угла атаки поток сорвется в средней части, где погран слой ламинарный. А разместить турбулизатор на 20-25% от начала хорды, тогда влияние на Су будет очень малым.
Но аэродинамическое качество крыла на малых и средних скоростях уменьшится, так как турбулентный пограничный слой имеет большее профильное сопротивление чем ламинарный. Но ради получения более мягкой картины срыва на это можно закрыть глаза.
В виде турбулизатора можно например на обшивку наклеить полосу материала с шероховатой поверхностью или уголок высотой 2-3 мм. А крыло необходимо сделать как можно с более гладкой обшивкой . Контраст будет сильнее. Такое управление пограничным слоем думаю можно применять в различных целях
См рис.
Возможно?
В общем мне нужно построить самолет. ОДНО из крыльев стреловидное. Если крыло с большой стреловидностью то на больших углах атаки срыв потока начнется на законцовках(см рис). Что приведет к затягиванию в крен и подхвату.
Чтоб сваливание было "мягче" применяют аэродинамическую или геометрическую крутку и смещают зону срыва к середине или к корню. , Усложнять строительство круткой не хочу. И появилась вот такая идея.
Прелюдия:
У каждого объекта движущегося в воздухе , в том числе и крыла, есть пограничный слой. от несколькимх мм до 1см и больше. Движение внутри пограничного слоя бывает двух видов-ламинарное и турбулентное. Точка перехода из ламинарного в турбулентное называется числом Рейнольдса КРИТИЧЕСКИМ. При докритических числах Рейнольдса течение в пограничном слое ламинарное, при закритичеких турбулентное( после Ре крит).
Каждый профиль крыла имеет индивидуальное число Ре крит. Дается в атласе. В общем вычисляя общеизвестной формулой,(могу привести), пришел к выводу, что если взять профиль с числом Ре крит примерно 1600000(весьма среднее значение), то на малых скоростях 0-80 км/ч, при умеренной хорде 1-1,2 м, пограничный слой по всей протяженности профиля ламинарен( если увеличить или скорость, или хорду, или и то и то, то достигнем Ре крит на хвостике, и по мере увеличения скорости или хорды он будет ползти вперед)
А что есть срыв? Это отрыв в первую очередь пограничного слоя и за ним последующих слоев воздуха.
Ламинарный поток отрывается легче чем турбулентный. Турбулентный же выдерживает существенно больший градиент нарастания давления. А проще говоря-отрывается на больших углах атаки.
Идея: Управление пограничным слоем.
А что если сделать на концах крыла турбулизаторы, и принудительно создать на этой части крыла турбулентный поток в погран слое? И получается что при увеличении угла атаки поток сорвется в средней части, где погран слой ламинарный. А разместить турбулизатор на 20-25% от начала хорды, тогда влияние на Су будет очень малым.
Но аэродинамическое качество крыла на малых и средних скоростях уменьшится, так как турбулентный пограничный слой имеет большее профильное сопротивление чем ламинарный. Но ради получения более мягкой картины срыва на это можно закрыть глаза.
В виде турбулизатора можно например на обшивку наклеить полосу материала с шероховатой поверхностью или уголок высотой 2-3 мм. А крыло необходимо сделать как можно с более гладкой обшивкой . Контраст будет сильнее. Такое управление пограничным слоем думаю можно применять в различных целях
См рис.
Возможно?
Вложения
Спасибо. Переводчик к сожалению 90 % текста не перевел. Но видно что дорабатывают Вери изи. [highlight]Но у Вери-изи крутка крыла заложена в конструкцию для смещения срыва[/highlight], а они судя по фоткам, турбулизаторами, пытаются сохранить эффективность элеронов(элевонов) на больших углах атаки. Для них размещать турбулизаторы у носка нет смысла, ибо это просто увеличит площадь турбулетного пограничного слоя и увеличит сопротивление, поэтому разместили турбулизаторы у элеронов. Но с другой стороны расположение турбулизаторов далее чем 20-25% от носка приводит к уменьшению Су. В общем кому что, тот то и выбирает. Кстати давным давно на Л-29 выпуска начала 60 гг применялось, в районе элеронов.
А я хочу с помошью турбулизации сместить зону срыва стреловидного крыла с концов , хотя бы на середину консоли, без примения крутки, разместив турбулизаторы на 20-25%( мне Су терять не хочется, пусть лучше Сх возрастет) от начала носика, пусть и путем уменьшения АК на малых и средних скоростях. Уж очень не хочется с круткой связыватся.
А я хочу с помошью турбулизации сместить зону срыва стреловидного крыла с концов , хотя бы на середину консоли, без примения крутки, разместив турбулизаторы на 20-25%( мне Су терять не хочется, пусть лучше Сх возрастет) от начала носика, пусть и путем уменьшения АК на малых и средних скоростях. Уж очень не хочется с круткой связыватся.
Спасибо. Щас попробую найти и скачать. Просто мне хочется найти самый легкий способ обеспечения устойчивости при срыве, без всяких там предкрылков и круток, усложняющих конструкцию и процесс изготовления
Все именно так! 🙂 Только есть еще и пограничный слой. УУУУУУ он такой интересный, я тут по соседству веточку открыл про искуственное управление пограничным слоем 🙂
Similar threads
