Профиль крыла

[daredevil]

Блестящее объяснение и такое простое!!!

Не понял Вашего восторга. Подумал было, что это сарказм - но судя по лайку под процитированным сообщением СС, таки нет.

В данном "блестящем" объяснении вот это вот как понимать?

А теперь представьте, что обдуваете все это под разными углами атаки. На этой палке ОБЯЗАТЕЛЬНО будет точка, относительно которой моменты сил ( именно моменты, а не силы!) от передней и задней плоскости будут одинаковы в широком диапазоне углов атаки. Это и есть точка фокуса.

Пусть m1 это момент от передней плоскости, m2 от задней. Я понял так, что СС постулирует для точки фокуса m1=m2. То есть векторная сумма m1+m2=0. То есть он либо попутал ЦД, для которого сумма моментов =0, и фокус, для которого сумма моментов =const, либо изложил коряво и проглотив слово "сумма" - так что у любого читателя, который не знает, что такое фокус, но знает русский язык, сложится неправильное представление. Я уточнил в своём расспросе, и после того, как СС заявил:

Если на первом крыле подъёмная сила в два раза больше( влияние скоса потока, углы установки) то эта же пропорция сохранится на всех других эксплуатациионных углах атаки

- понял, что он профан в аэродинамике*, даже если дока в других вещах. И я не ошибся, считая, что он грубо ошибся в определении фокуса, попутав его с ЦД.
* - наверно, изучал её по ютюбовским роликам

В "блестящем" объяснении есть ещё одна грубая ошибка:

передняя плоскость всегда более загружена . ОТНОСИТЕЛЬНО задней. Даже если она меньше. Правило продольного V.

Правило продольного V вовсе не такое, а вот такое, и передняя плоскость может быть "загружена" меньше задней с соблюдением данного правила.

 

[Daos]

1) Центр давления просто сила. Сила без момента бессмысленна . Значит надо к чему то силу приложить
3) Приложить ЦД к носку профиля и считать момент относительно этого носка- усложняет расчёты
3) Привяжем ЦД к некой точке вдоль хорды, относительно которой коэффициент момента профиля всегда будет одинаков . И все стало на места

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

 

[Строитель самолета]

Только у симметричных и самоустойчивых профилей. У профилей с одинарной кривизной пикирующий момент есть всегда, кроме покоя.

Я

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

Вообще то центр давления крыла это точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой профиля. Видимо вас тоже пора в игнор, чтобы не видеть ваши заблуждения

 

[Строитель самолета]

Только у симметричных и самоустойчивых профилей. У профилей с одинарной кривизной пикирующий момент есть всегда, кроме покоя.

Я не знаю что такое профиль с одинарной кривизной. Возможно вы имели ввиду плоско выпуклый? Если нет подъёмной силы(угол атаки нулевой подъёмной силы ) то откуда появится момент на пикирование? Для пикирующего момента нужна сила пересекающая хорду крыла . А такой силы при Су=0 нет
И центра давления тоже нет

 

[old_soarer]

Да в том-то и дело, что для VTOL высокая скорость это не обязательно низкий Cy - если низкой скорости у него просто нет (то есть она есть с привлечением тяги НВ).

В отчёте, на который ссылка, у USA35В Cymax парадоксальным образом оказался ниже (1,2 против 1,5) при высоких Re, чем при низких. То есть USA35В это, оказывается, низкорейнольдсовый профиль, к тому же не "брадитолерантный" (терпящий малую скорость, но хорошо работающий на большой), а "тахифобный" (боящийся скорости). Не знаю причину. Возможно, при высоких Re и больших углах атаки у него пузырь сепарации ламинарного слоя начинается дальше от носка (не сразу за носком, а ближе к горбу), но при этом оказывается более толстым и протяжённым, чем при низких. И с толстолобыми Эпплерами как бы не вышло так же.

_____
Ламинарности при Сy свыше 1 точно не будет (и можно для этого режима выбирать не ламинаризованный профиль), а вот в промежутке от 0,5 до 1 ИМХО можно побороться.

Да, долголёту надо хорошее качество на больших Cy, независимо от величины скорости.
Transition bubble с ростом Cy смещается вперед по верхней поверхности и назад по нижней. В целом, правда, профильное сопротивление с ростом Cy увеличивается, а процент поверхности, обтекаемой ламинарно, уменьшается. Тем не менее какая-то ламинарность на Cy>1 возможна.

Кстати, на VTOL можно применить большое удлинение - т.к. вследствие большого Cx_0 всего аппарата он быстро летать не должен и не сможет. Болтаночные перегрузки будут меньше из-за повышенной нагрузки на крыло. Значит требования по жёсткости и прочности крыла будут ниже. Соотв. можно увеличить удлинение против обычного.