Профиль крыла

[argentavis]

Интересно, в каком месте и какой выпуклостью создаётся то мифическое разряжение, создающее подъёмную силу?

Ну на самом деле разрежение над крылом никакое не мифическое и как я уже писал, что в совокупности с далением под крылом, и к стати говоря благодаря ему, этому давлению тормозящегося потока часть его перетекает у носка профиля и огибает его по дуге отклоняя верхние слои над крылом выше, благодаря чему и давление над крылом понижается еще больше. Этим и создаётся далеко не мифическое разрежение.
Оно будет создаваться и над трубой-(фюзеляжем) при определенном угле атаки, поэтому и у крылатых ракет крыло небольшое, потому что тело ракеты тоже участвует в создании подёмной силы.

Непонятно при чём тут размах. Речь шла про площадь

Где размах там и площадь. Умножаете размах на хорду и получаете площадь. Какраз ту недостающую, которую вы упрямо не хотите учитывать.

 

[Прототип-66]

Теоретически-в плоскости симметрии с-та.

Это центральная хорда, а корневая от фюзеляжа.

 

[iae]

От фюзеляжа - бортовая.

 

[свободник]

...и получаете площадь. Какраз ту недостающую, которую вы упрямо не хотите учитывать.

Я то тут причём? На досуге полистайте литературку по проектироварию самолётов. Может и Вам откроется какая-нибудь истина.
Когда меня заинтересовал этот вопрос, то не поленился, пару вечеров полистал интернет. Разделение на теоритическую и несущую площади мне встречалось в источниках даже 90 летней давности. Они там наверное тоже были сильно упрямыми со своей открывшейся истиной 🤓

...А может лучше всё таки прислушаться и подумать...

Вообще не вариант 🤣

 

[Daos]

Это если бы вопрос был про теоретическую корневую хорду. А если вдруг в корне крыла есть какие-либо приливы/зализы, то вообще не найдёшь эту теоретическую
Это как про площадь крыла, которую почти все считают по теоретическим линиям уходящим в фюзеляж. Меня, как гуманитария, это дело сильно возмущало, и на форуме спорил не раз.
Оказывается есть ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ площадь крыла, которая фигурирует только рисовании этого крыла. А есть реальная НЕСУЩАЯ площадь крыла, которая имеет наиважнейшее значение, и она как раз и вписывается в формулу подъёмной силы. Но никто из господ технарей про это даже не заикнулся.
В большинстве источников характеристик самолётов указана теоретитеская площадь, которая более чем бесполезна для прикидок и расчётов. На это надо обращать внимание.
Из самых простых примеров - самолёт Арго. Указана площадь крыла 6,3 м². А по факту несущая площадь крыла, именна та которая создаёт подъёмную силу, только 5,75 м².

Все совсем не так Крыло симметрично относительно вертикальной строительной плосткости самолета. Соотвественно корневая хорда расположена в плоскости симметрии. Под площадью крыла понимается вся площадь проекции крыла на горизонтальную плоскость. Расчтеная схема выглядит вот так:

Что касается влияния фюзеляжа то да он его оказывает, но не во всех расчетных случаях. Например, при расчетных случаях "А'" и "B" фюзеляж будет вносить изменения в распределение циркуляции по размаху. Поэтому в таких случаях вносят поправки на влияние фюзеляжа. Для примера, выглядит это вот так:

 

[KAA]

Это центральная хорда

Такого понятия вообще нет.

 

[леха (magnum)]

Т.К, тут форму экспериментальной авиации.
Я считаю, что для расчета на прочность крыла, я бы рекомендовал исключить влияние фюзеляжа на подъемную силу самолета и пользоваться прямоугольным распределением.
Сложно всё это.

Да масса будет немного больше, но не критически. Даже в больших конторах не могут точно сказать, сколько идет на крыло, а сколько на фюзеляж подъемной силы.
на разных режимах всё по разному.

А тут простой и понятный расчет, с понятным результатом, там же ещё всякие случае отклоненного элерона есть, выпуск закрылка, порыв ветра. если всё это наложить...

а ведь кто то ещё крутку делает на крыле.

 

[Прототип-66]

ГОСТ 22833-77

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

- Это понятно. И, кстати, JavaFoil это учитывает:
Посмотреть вложение 506507

Но что-то она недоучитывает. Чернобровкин - уже второй встреченный мной источник (первый - Кашафутдинов), который утверждает, что при Re 1 млн. Сумах 4412 сопоставим с таковым у 4415. А при бОльших Re - по Чернобровкину оказывается выше, чем у 4415. JavaFoil этого не видит. Интересно, видят ли более продвинутые проги вроде Ansys CFX. Кроме того, JavaFoil по-моему недооценивает пользы безударного обтекания (это когда точка деления потока приходится на клюв, а не на брюхо).

С практической точки зрения более пологая поляра крыльев меньшего удлинения означает, что максимальное К достигается на меньших углах атаки. Правда, её ещё надо сдвинуть вправо, чтобы учесть паразитное сопротивление (фюзель и всё такое).

В личку по этому вопросу написал.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Добродня, коллеги!
В сети много сайтов, на которых можно получить профили с координатами точек, но не нашёл ни одного, где можно было бы получить координаты точек профилей в Экселе. Кто подскажет, как быстро и без потерь экспортировать данные в таблицу?

Сохраняете сразу с расширением *.DAT
Данный файл позволяет более гибко использовать координаты в разных программах. Листером из ТоталКомандера так же четко копируется набор координат из *.DAT , как и в *.TXT

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

а зачем? там же можно сразу на печать или сохранить в файл. вот кто скажет,почему некоторые профили открываются не корректно. лобик нарисован какими то углами?

Какой профиль и откуда?

 

[свободник]

...почему некоторые профили открываются не корректно. лобик нарисован какими то углами?

Какой профиль и откуда?

В Airfoiltools наверное каждый пятый профиль с косяками. Перечислять устанешь. Я координаты ввожу вручную. Косяки могут вылазить в любом месте, и по передней кромке, и по задней. Где-то в середине косяки почти не встречаются. Видно сразу при вводе точек. Смотришь на неё и думаешь - Чё за бред то... 😆
Рисую в Компасе. По передней кромке приходится добавлять 1...3 произвольных точки, чтобы лобик принял вменяемую кривизну и попал в теоретические точки.

Такого понятия вообще нет.

Все мы ошибаемся. И Вас вылечат. И нас вылечат 🤭

 

[леха (magnum)]

ГОСТ 22833-77

Посмотреть вложение 511562

Посмотреть вложение 511563

Посмотреть вложение 511564

Посмотреть вложение 511565

Я вот тоже такого понятия не знал.

Могу предположить, что это ГОСТ.

А в авиации пользуются ОСТ 1.

В авиации госты не прижились и были отторгнуты.

В литературе такого не встречал.

Например, есть ГОСТ на нумерацию чертежей, но авиация отвергла его и пользуется своей.

 

[Артур123]

Какой профиль и откуда?

В Airfoiltools,но уже ответили.

 

[Артур123]

 

[alex-vld]

Посмотреть вложение 511572

Это чтоб лучше воздух рассекать 🤣..
Не заморачиваться, всеравно когда начнете лобик кувалдой гнуть будет все ровно

 

[Миро-Бг]

Это чтоб лучше воздух рассекать 🤣..

Для профилей NACA предполагается, что он будет построен на заданном радиусе носа для данной серии.😂

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Рисую в Компасе. По передней кромке приходится добавлять 1...3 произвольных точки, чтобы лобик принял вменяемую кривизну и попал в теоретические точки.

Кривые профили встречал неоднократно. Лучшей прогой для выведения правильного профиля считаю xflr

 

[Daos]

Т.К, тут форму экспериментальной авиации.
Я считаю, что для расчета на прочность крыла, я бы рекомендовал исключить влияние фюзеляжа на подъемную силу самолета и пользоваться прямоугольным распределением.
Сложно всё это.

Да масса будет немного больше, но не критически. Даже в больших конторах не могут точно сказать, сколько идет на крыло, а сколько на фюзеляж подъемной силы.
на разных режимах всё по разному.

А тут простой и понятный расчет, с понятным результатом, там же ещё всякие случае отклоненного элерона есть, выпуск закрылка, порыв ветра. если всё это наложить...

а ведь кто то ещё крутку делает на крыле.

Алексей, в этом нет ничего сложного. Если правильно помню, то такой расчёт мы делали курсовые на 3-м или 4-м курсе МАИ.
Методика достаточна проста - берётся распределение циркуляции прямоугольного крыла и дальше для каждого расчётного случая вносятся поправки на сужение, стреловидность, влияние фюзеляжа, отклонения электронов и крутки.
Самодельные самолеты летают по тем же законам что несамолельные. Поэтому методики их проектирования одни и те же. И они давным давно известны. Надо их брать и пользоваться.
Полет в неспокойное воздухе считается несколько раньше чем распределение циркуляции по размаху. Его задача получить зависимость максимально допустимой эксплутационной перегрузки от скоростного напора при разной интенсивности вертикального порыва.

 

[Юрий (Old_DomoVoy)]

Посмотреть вложение 511572

В приложеном файле ниже координаты правленого профиля с закрытой задней кромкой