Профиль крыла

[mcmlxxxi]

я могу поделить даже и нуль на нуль,и иногда получается даже вполне конкретное число

+100  :IMHO

 

[Anatoliy]

to Anatoliy В последней вкладке в Явафойл ..."настройки" в переводе с английского - есть параметр- язык- так вот там можно выбрать английский... может это вам поможет

С пасибо за участие. Все же есть на форуме нормальные участники.
Конечно я как и многие знаю не все абсолютно, поэтому и задаю вопросы.
У меня стоит на компьютере переводчик с английского уже несколько лет. Но та программа только на итальянском. Итальянского переводчика нет. Вот в чем вопрос.

 

[Anatoliy]

... и еще .... исходя из ваших реплик вы путаете ЦД и фокус, что совсем не есть гуд.... почитайте теорию....

Конечно и это мне извесно. Меня интересует точка ЦД так как требуется расчитать именно момент реакции вертикального оперения.
А вот про фокус я вроде не заикался.
И еще раз спасибо за подсказку о программе. Буду переводить.
Если бы таких как Вы было бы побольше на форуме, то многие уже бы давно решили все свои проблемы.
Но попадаются очень важные и всезнающие, которым противно общаться с теми кто чуть меньше их знает.

по поводу деления на ноль... почитайте мат. анализ. раздел пределы... так вот там отлично описано как избавляться от неопределенности типа /0 или /бесконечность... 

Речь шла о тупом делении ЕДИНИЦЫ на НОЛЬ, а это в математике ЗАПРЕЩЕННАЯ операция. А бесконечно малое число это далеко не НОЛЬ в математике конечно.
Это для Лапшина сведения.

 

[asz]

Так что Вас интересует, положение ЦД при Су=0 или вообще его положение в эксплуатационном диапазоне?

 

[Михаил-Нск]

На каком расстоянии от передней кромки находится точка приложения полной аэродинамической силы для конкретного примера? Нужна конкретная ЦИФРА.
Угол атаки равен НУЛЮ.
Это я уже задал потому, что никто так и не ответил как прочитать график зависимости Cm от угла атаки.
Мне же теория не так сильно нужна, мне важно пользоваться графиками той программы.

А зачем вам знать где находится точка приложения полной силы? Вы же этим знанием не сможете воспользоваться. 
Нормальная центровка самолета находится на 0,25 хорды. Относительно этой точки посчитаны программой коэффициенты момента. Реальные величины этого момента считать нужно уметь самому (см. советы Лапшина). Чем этот момент компенсировать (что бы ровно лететь)? Оперением и отклонением руля. А больше ничего не надо знать. И на науку нечего пенять коли ..... вобщем дальше понятно.

 

[Anatoliy]

Так что Вас интересует, положение ЦД при Су=0 или вообще его положение в эксплуатационном диапазоне?

Разговор о "Су =0" я не затевал. Это мне пытались разъяснять формулы и пихали этот нулевой коэффициент. На что я им показал, что там сильнейшие искажения на графике.
Что мне надо.
Мой аппарат "Эверест" из режима вертолетного висения разгоняется до скоростей порядка 100 км в час и дисковое крыло начинает учавствовать в общей подъемной силе при отрицательных углах атаки. Кривизна диска это позволяет. Затем следует переходной режим до скоростей 180 - 200 км в час. На этом участке дисковое крыло уже может обеспечить всю требуемую подъемную силу, но углы атаки очень большие. В дальнейшем при наборе скорости до 400 км в час углы атаки уменьшаются примерно до +1 градуса.
Получается, что этот ЦД ползает вперед - назад. Да и число Re меняется в больших пределах. Есть программа, но я не понял её до конца. Хочу её досконально освоить. Вот и спрашиваю на форуме как понимать тот самый график.
Мне уже подсказали где можно найти английское описание. Вот этим я сейчас и займусь. Если у Вас есть желание применять эту программу, я как смогу так и помогу.
Удивляет меня то, что подовляющее количество строителей СЛА не используют подобные программы и не доверяют результатам компьютерным расчетам. Живут как в каменном веке с логарифмической линейкой.
За понимание моей ситуации и желание помочь говорю Вам спасибо.

 

[Anatoliy]

А зачем вам знать где находится точка приложения полной силы? Вы же этим знанием не сможете воспользоваться.

Потому то и спрашиваю, что хочу воспользоваться.

Нормальная центровка самолета находится на 0,25 хорды. Относительно этой точки посчитаны программой коэффициенты момента.

Если бы я проектировал обычный самолет, то так бы и поступил. Но мой аппарат не похож на обычный самолет.
Первое отличие в центровке. Она НЕ НОРМАЛЬНАЯ с привычной точки зрения. Я бы даже сказал совсем не нормальная. Центр тяжести будет находится позади ЦД, а заднерасположенный стабилизатор будет обладать положительной подъемной силой. Получается схема тандема. Да еще и углы атаки меняются в большом диапазоне. Надо не забывать, что крыло то дисковое с очень маленьким удлинением.
Поэтому мне нужны не посчитанные моменты, а само место приложения подъемной силы.

Реальные величины этого момента считать нужно уметь самому

Зная точное положение ЦД и величину самой подъемной силы посчитать момент сможет простой школьник.
Вот за что я борюсь. Мне нужно знать куда и на сколько перемещается ЦД в различных режимах полета. Надо еще учитывать и переходные режимы, когда подъемная сила дискового крыла приложена к своему ЦД, а подъемная сила несущего винта приложена к центру диска и эти две подъемные силы изменяются, одна от нуля до максимума, а другая от максимума до нуля. И надо посчитать как требуется стабилизатору компенсировать эту пляску результирующей подъемной силы.

 

[mcmlxxxi]

учитывая ваши запросы программа вам точно не поможет...т.к она считает самые обычные изолированные крылья без сужения, круток и конкретного удлинения (какого не знаю - не разбирался в этой программе)....единственное,что вам может помочь - изучение теории и реальные продувки модели в трубе или ее облеты....

 

[asz]

Тогда, при Су=0 сумма поверхностных сил по оси У равна нулю. Т.е  суммируя вертикальные составляющие получим пару сил, различных по знаку (в сумме равны нулю), но создающих момент вращения. По эпюре распределения давления по профилю Вы легко определите, что центров давления (для оси ОУ) два-один для положительного направления, второй-для отрицательного. ;D

 

[iae]

Центр давления определяется по формуле Хд= - См/Су
См=См0-м*Су
См0 - коэфф. момента при нулевой подъёмной силе.
м = 0,22-0,25

 

[iae]

Хд, конечно, в долях хорды.

 

[Anatoliy]

учитывая ваши запросы программа вам точно не поможет...т.к она считает самые обычные изолированные крылья без сужения, круток и конкретного удлинения

Можете ли Вы мне посоветовать программу, которая УЧТЕТ МОИ ЗАПРОСЫ.
Последний аэробус как то ведь создали до продувки его в реальной трубе.
Значит есть такие программы.

 

[Anatoliy]

Центр давления определяется по формуле Хд= - См/Су
См=См0-м*Су
См0 - коэфф. момента при нулевой подъёмной силе.
м = 0,22-0,25 

Считаю.
Для моего случая:
Cm0 = -0,018
Су = 2,4
Выбираю:
м = 0,25   (пока не принципиально)
Тогда:
См = Cm0 - м*Су  = -0,018 - 0,25*2,4 = -0,618
Хд = См/Су = -0,618/2,4 = -0,2575

Так что, ЦД практически никуда не сдвинулся?
Или я что то не так сделал?

 

[mcmlxxxi]

Можете ли Вы мне посоветовать программу, которая УЧТЕТ МОИ ЗАПРОСЫ.Последний аэробус как то ведь создали до продувки его в реальной трубе.Значит есть такие программы.

Аэробус не дископлан и не конвертоплан... да и ресурсов у них побольше... ближе всего, думаю, хотя и могу ошибаться, дадут результаты в кате

 

[Anatoliy]

ближе всего, думаю, хотя и могу ошибаться, дадут результаты в кате 

О! Дельный совет. Я знаю где ту "Катю" найти.

 

[iae]

Так что, ЦД практически никуда не сдвинулся?
Или я что то не так сделал?

Ну возьми более точную формулу Хд = - См/(Су*соsa+Cx*sina)
а - угол атаки.

 

[iae]

А вообще, если есть графики См и Су, всё гораздо проще: определяешь См при каком-то Су и делишь См/Су. 

 

[Anatoliy]

А вообще, если есть графики См и Су, всё гораздо проще: определяешь См при каком-то Су и делишь [highlight]См/Су[/highlight]. 

Так я и спрашивал, как понять тот график.

Если в моем случае при угле атаки равном НУЛЮ получаем из графиков Су = 2,7    и Сm = -0,41

Получаем:    [highlight]См/Су [/highlight]=  -0,41/2,7 = -0,152

А теперь чтоделать?

0,25 - 0,152 = 0,08       Сдвигаемся почти к передней кромке.
           Или
-0,25 - 0,152 = -0,402    Сдвигаемся почти в середину.

???????????????????????

 

[asz]

0,25- (-0,152)=0,402
Сдвигаемся почти в середину

 

[Anatoliy]

0,25- (-0,152)=0,402
Сдвигаемся почти в середину 

Проверил для профиля без отклоненного закрылка.

1.  Угол атаки   -5 градусов     Су = 1,009    Сm = -0,185
      0,25 - (-0,185/1,009) = 0,43335

2.  Угол атаки     +4 градуса     Су = 2,11     Cm = -0,211
      0,25 - (-0,211/2,11) = 0,3548

Теперь все правильно - при увеличении угла атаки ЦД перемещается ближе к передней кромке.

Всем большое спасибо за помощь.

Вот как бывает.
Одни просто подсказали и вопрос решен, а другие надули пузо, щеки и обозвав меня неучем высокомерно удалились с гордостью за свое величие.
А вот у меня создалось впечатление, что или они не знают ответа, или обращаться к ним за помощью бесполезно.
А программа замечательная. Экономит уйму времени и точность вполне приличная.

От дельная благодарность за ссылку на описание программы  "Java Foil"