Господин корректор аэродинамики - идите уже лесом:голословные выкрики никак не способны поколебать основ,которые вы даже не утрудили себя как-то понять,прежде,чем начинать их ниспровергать.Выглядит это смешно,глупо и убого.
Профиль крыла
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
От Вас я кроме хамства ничего не жду. Вряд ли Вы способны выложить доказательства равенства инд. сопротивления для разных профилей. Если бы этот форум читали только Вы и другие недалекие люди, я бы спокойно ушел. Но я пишу не для Вас. И считаю то, что пишу крайне важным.
Я,кажется,услышал слово "ДОКАЗАТЕЛЬСТВО" - если бы этот термин был бы не только упомянут,но и применен,отношение было бы иным.
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
Я объяснил качественную разницу в картине обтекания. Чтобы это понять, надо немного понимать физику, с чем у Вас трудности. Но я уверен, что чтобы утверждать обратное, надо иметь доказательства. Ведь странно же-картина поля разная, объемы воздуха в движение вовлечены разные, а угол скоса потока строго одинаковый. Причем нигде это не доказывается.
У меня нет печатных работ, но каждый может повторить мои опыты. Самый простой. Возьмите кайт Спид2 с охренительным удлинением и сравните его с Кристаллом или Джокером. Угол атаки меняется планкой. А теперь объясните, почему у Спида скорость и качество сильно меньше.
У меня нет печатных работ, но каждый может повторить мои опыты. Самый простой. Возьмите кайт Спид2 с охренительным удлинением и сравните его с Кристаллом или Джокером. Угол атаки меняется планкой. А теперь объясните, почему у Спида скорость и качество сильно меньше.
Ну вот,опять дым пороха над полем боя...Экие вы горячие))
Zakhar,не успел я плавно подвести Вас к очевидному,на выходные к тёще уезжали.Так вот,Тролль совершенно правильно показал про одинаковые углы атаки и Су-ки для разных профилей.И всё это прекрасно работает в разных аэр.трубах и с разными исследователями.В пределах допуска.Допуск этот зависит и от конструкции самой трубы(практически каждая из них неповторима и имеет свой "отпечаток"на полученных данных,кроме того,сами исследуемые модели крыльев отличаются,скорости и давления при каждом опыте-короче,много всего,поэтому и пользуются всякими коэффициентами,чтобы пересчитать на бесконечное удлинение.А уж этими данными может воспользоваться любой желающий.Но также правы и Вы,говоря что в трубе невозможно точно представить картину обтекания.Это мнение аэродинамиков,а не Ваше или моё.Дело в том,чтона стенках трубы погранслой генерирует акустические колебания,влияющие на погранслой на модели крыла,отсюда и желание Вортмана проводить исследования на летающей лаборатории.Правда,все эти процессы не так критичны для общей картины,и могут иметь значение лишь для ламинарных профилей,и то в небольшом диапазоне углов атаки(или Су).
Чтобы примерить всех раз и навсегда,вывод из сказанного мной такой:есть похожие профили по кривизне и толщине и прочее,например NACA4412 и Clark-Y,и в пределах допуска они вцелом соответствуют теории и ведут себя соответственно ей(а что ещё для общей теории надо?Так что Жуковского не трогать,могу обидеться),но вот если разбираться более детально,то увидим,что координаты у них чуть-чуть отличаются,и характеристики тоже местами разные.Вот тут то и можете покопаться-это же прямое следствие того,о чём говорите.Тот же Clаrk-Y при круговой обдувке в трубе показал неустойчивость погранслоячто является показателем неустойчивости к штопору,однако на практике(не в трубе)зарекомендовал себя одним из лучших по сопротивляемости штопору.
Так что,как говаривал Малдер,истина где-то рядом.Или,как говорит Лапшин,и ты прав,и оппонент прав...но этого не может быть!..и ты тоже прав)))
Так что давайте пить чай.Каждый волен остаться при своём.Кому важна общая картина,хватит с лихвой и обычных продувок,в самолёте кроме профиля хватает и других параметров,которыми стоит заниматься.Если Вам важны тонкости создания индуктивного сопротивления,то Вам и карты в руки:берите атласы профилей,сопоставляйте похожие профили,ищите разницу в характеристиках и делайте выводы.Пусть это будет Ваша коммерческая тайна.Шейте глайды и чувствуйте подтверждение своих выводов.
Блин,слишком много букафф.Это была честная попытка перестать мериться пиписками и вести цивилизованный диалог.
С уважением ко всем,всем удачи!
Zakhar,не успел я плавно подвести Вас к очевидному,на выходные к тёще уезжали.Так вот,Тролль совершенно правильно показал про одинаковые углы атаки и Су-ки для разных профилей.И всё это прекрасно работает в разных аэр.трубах и с разными исследователями.В пределах допуска.Допуск этот зависит и от конструкции самой трубы(практически каждая из них неповторима и имеет свой "отпечаток"на полученных данных,кроме того,сами исследуемые модели крыльев отличаются,скорости и давления при каждом опыте-короче,много всего,поэтому и пользуются всякими коэффициентами,чтобы пересчитать на бесконечное удлинение.А уж этими данными может воспользоваться любой желающий.Но также правы и Вы,говоря что в трубе невозможно точно представить картину обтекания.Это мнение аэродинамиков,а не Ваше или моё.Дело в том,чтона стенках трубы погранслой генерирует акустические колебания,влияющие на погранслой на модели крыла,отсюда и желание Вортмана проводить исследования на летающей лаборатории.Правда,все эти процессы не так критичны для общей картины,и могут иметь значение лишь для ламинарных профилей,и то в небольшом диапазоне углов атаки(или Су).
Чтобы примерить всех раз и навсегда,вывод из сказанного мной такой:есть похожие профили по кривизне и толщине и прочее,например NACA4412 и Clark-Y,и в пределах допуска они вцелом соответствуют теории и ведут себя соответственно ей(а что ещё для общей теории надо?Так что Жуковского не трогать,могу обидеться),но вот если разбираться более детально,то увидим,что координаты у них чуть-чуть отличаются,и характеристики тоже местами разные.Вот тут то и можете покопаться-это же прямое следствие того,о чём говорите.Тот же Clаrk-Y при круговой обдувке в трубе показал неустойчивость погранслоячто является показателем неустойчивости к штопору,однако на практике(не в трубе)зарекомендовал себя одним из лучших по сопротивляемости штопору.
Так что,как говаривал Малдер,истина где-то рядом.Или,как говорит Лапшин,и ты прав,и оппонент прав...но этого не может быть!..и ты тоже прав)))
Так что давайте пить чай.Каждый волен остаться при своём.Кому важна общая картина,хватит с лихвой и обычных продувок,в самолёте кроме профиля хватает и других параметров,которыми стоит заниматься.Если Вам важны тонкости создания индуктивного сопротивления,то Вам и карты в руки:берите атласы профилей,сопоставляйте похожие профили,ищите разницу в характеристиках и делайте выводы.Пусть это будет Ваша коммерческая тайна.Шейте глайды и чувствуйте подтверждение своих выводов.
Блин,слишком много букафф.Это была честная попытка перестать мериться пиписками и вести цивилизованный диалог.
С уважением ко всем,всем удачи!
argentavis
Я люблю строить махолёты!
- Откуда
- Челябинская обл.
Узнать бы для кого и на кого работает этот секретный агент!
Может его в баню отправить на недельку другую, пущай там попарится, может почище да помягше будет.
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Дилетантский термин,надо сказать...
В нашем отечестве, авиационные инженеры(и продвинутые любители) используют термин "Качество",подразумевая "Аэродинамическое Качество".Но интересно,как Вы измеряете К указанных кайтов?
И вообще,какие выводы можно сделать из сравнения парапланов? Можно заметить,что из 2-х парапланов с одинаковой площадью и удлинением,1 летает лучше другого. Значит,у него выше К. Потому,что больше Су, или меньше Сх? Допустим, последнее. Тогда, меньше за счёт Схр или Схi ? как их разделить? В случае "трубного" эксперимента, модель крыла продувается при Суа=0, измеряется Сх, это и будет Схр. ВОЗМОЖНО, это-несколько упрощённая картина, но она даёт возможность рассчитать аэродинамические характеристики.
При экспериментах са парапланом и кайтом, вы НЕ МОЖЕТЕ исследовать данный режим (Суа=0), и не можете сколь-нибудь обоснованно сравнивать величины Схр и Схi. Только умозрительные рассуждения.
- Откуда
- Санкт Петербург
У Владимира Павловича?
Агу, с аэродинамикой и сопроматом вообще беда !!! ;D ;D ;D
З.Ы. - Вы бы хоть огляделись прежде чем такие заявления то делать!
Всем привет от новичка.
Хочу поддержать Zakhara, а в чем то и подправить.
Почему то современная аэродинамика игнорирует физическую основу индуктивного сопротивления. Возможно, подразумевается, что это и так всем понятно.
Я имею в виду 2-ой закон Ньютона. Который, в применении к подьемной силе, гласит: " чтобы иметь силу вверх, надо что-то бросать вниз".
Воздух, отброшенный вниз, забирает у летательного аппарата драгоценную энергию. пропорционально квадрату скорости (приобретенной скорости воздуха после взаимодействия с крылом). Собственно это и есть индуктивное сопротивление.
Отсюда простой вывод.
Для уменьшения потерь энергии на индуктивное сопротивление надо воздуха отбрасывать "много-много". тогда его можно отбрасывать "медленно-медленно". То есть иметь наименьший скос потока.
Думаю, никто с этим спорить не будет.
Теперь дальше.
Увеличить массу отбрасываемого воздуха в единицу времени (все таки F=dP/dt) можно 3-мя способами.
1.захватить больше воздуха спереди. для этого увеличить скорость летательного аппарата. для этого уменьшить площадь крыла (хорду). то есть увеличить удлинение. или уменьшить Cy.
2. захватить больше воздуха с боков. для этого увеличить размах. то есть увеличтить удлинение. и оптимизировать скорость отбрасываемого воздуха по размаху.
3. вовлекать в отбрасывание более толстый слой воздуха ( по вертикали). Именно об этом и говорит Zakhar.
Пункты 1 и 2 - это классическое индуктивное сопротивление которое можно вычислить по формулам, по вихревым моделям и т.д.
пункт 3 - это способность профиля вовлекать в отбрасывание удаленные слои воздуха. Данная способность уже "сидит" в характеристиках профиля. Cx профиля (не крыла, а профиля) уже содержит индуктивное сопротивление, пункт 3.
Насколько я помню, современная наука не использует понятие "индуктивное сопротивление профиля" и не выделяет его из общего сопротивления профиля.
Вот как то так.
Хочу поддержать Zakhara, а в чем то и подправить.
Почему то современная аэродинамика игнорирует физическую основу индуктивного сопротивления. Возможно, подразумевается, что это и так всем понятно.
Я имею в виду 2-ой закон Ньютона. Который, в применении к подьемной силе, гласит: " чтобы иметь силу вверх, надо что-то бросать вниз".
Воздух, отброшенный вниз, забирает у летательного аппарата драгоценную энергию. пропорционально квадрату скорости (приобретенной скорости воздуха после взаимодействия с крылом). Собственно это и есть индуктивное сопротивление.
Отсюда простой вывод.
Для уменьшения потерь энергии на индуктивное сопротивление надо воздуха отбрасывать "много-много". тогда его можно отбрасывать "медленно-медленно". То есть иметь наименьший скос потока.
Думаю, никто с этим спорить не будет.
Теперь дальше.
Увеличить массу отбрасываемого воздуха в единицу времени (все таки F=dP/dt) можно 3-мя способами.
1.захватить больше воздуха спереди. для этого увеличить скорость летательного аппарата. для этого уменьшить площадь крыла (хорду). то есть увеличить удлинение. или уменьшить Cy.
2. захватить больше воздуха с боков. для этого увеличить размах. то есть увеличтить удлинение. и оптимизировать скорость отбрасываемого воздуха по размаху.
3. вовлекать в отбрасывание более толстый слой воздуха ( по вертикали). Именно об этом и говорит Zakhar.
Пункты 1 и 2 - это классическое индуктивное сопротивление которое можно вычислить по формулам, по вихревым моделям и т.д.
пункт 3 - это способность профиля вовлекать в отбрасывание удаленные слои воздуха. Данная способность уже "сидит" в характеристиках профиля. Cx профиля (не крыла, а профиля) уже содержит индуктивное сопротивление, пункт 3.
Насколько я помню, современная наука не использует понятие "индуктивное сопротивление профиля" и не выделяет его из общего сопротивления профиля.
Вот как то так.
Именно в этом и состоит заблуждение - вовлечь в скос массы воздуха,выходящие за пределы окружности,описанной вокруг концов крыла,не удалось еще никому,как и следует из циркуляционной теории создания подъемной силы - все опровержения высказываются людьми,просто не разобравшимися,что представляют собою концевые ыихри,а что - вихревая пелена.
Тщательно,чтобы от зубов отскакивал ответ на любой вопрос,разберитесь в стройной теории,созданной Жуковским - а уже потом столь же строго докажите ее некорректность и ошибочность этого математического построения,заменив его своим,столь же стройным.
Не уверен,что это удастся.
не получилось у меня представить такую окружность.
и я ничего не имею против теории Жуковского с его (или не его) вихрями. Также как и против Ньютона.
Просто бытует мнение, что индуктивное сопротивление - это следствие концевых вихрей.
Я же считаю что индуктивное сопротивление, это следствие подъемной силы, которая создает скос потока, который образует концевые вихри.
Михаил-Нск
Мне сверху виднее!
- Откуда
- Новосибирск
В полку адептов умозрительных наук (флудоборцев) прибыло. Один качество на глаз считает, другой, как в известном фильме:«Не пора ли, друзья мои, нам замахнуться на Вильяма, понимаете ли, м-м, нашего Шекспира (Ньютона)?». Господа, вы в курсе, что для непризнанных теоретиков целый раздел на форуме существует?
- Откуда
- Саратовская обл.
Читать надо больше и слушать уже много читавших (В.П.Лапшина) ,спорить пока вам рано !
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
Насчет какой то окружности это неверно. Поле скоростей, индуцируемых крылом, уходит в бесконечность.
Во время Жуковского не было методов расчета и измерения полей скоростей и была предложена упрощенная схема, по которой поток изгибался строго в одной точке профиля. Это дает картину вихря. Но доказательства, что такая схема равна реальному крылу, приведено не было.
Опыт, показывает, что реальное крыло немного отличается от этой схемы. В случае с ламинарными профилями. сопротивление примерно равно 0.9 от расчетного, для самоустойчивых сильно больше.
Желающие могут прикинуть разницу в профильном сопротивлении ламинарного профиля за счет ламинарного участка и понять , что доля этого сопротивления в общем-ничтожна. За счет чего же ламинарные профили летят сильно лучше?
Сергей 107 на верном пути. Именно понимание природы подъемной силы, как реакции на отбрасывание масс воздуха, позволяет понять многие процессы.
Объяснение подъемной силы через давление на поверхности крыла напоминает рассуждение о том, что мы, сидя на табуретке не падаем на пол, потому что в нижней части спины создается давление, которое в сумме равно нашему весу. Это в целом правильно, но ничего не объясняет.
Насчет наших замеров качества. Мы просто сравнивали крылья на максимальном качестве и разница настолько большая, что точных весов не требуется. Наша точность позволяет поймать разницу в качестве крыльев , удлинение которых отличается на 0.2
Во время Жуковского не было методов расчета и измерения полей скоростей и была предложена упрощенная схема, по которой поток изгибался строго в одной точке профиля. Это дает картину вихря. Но доказательства, что такая схема равна реальному крылу, приведено не было.
Опыт, показывает, что реальное крыло немного отличается от этой схемы. В случае с ламинарными профилями. сопротивление примерно равно 0.9 от расчетного, для самоустойчивых сильно больше.
Желающие могут прикинуть разницу в профильном сопротивлении ламинарного профиля за счет ламинарного участка и понять , что доля этого сопротивления в общем-ничтожна. За счет чего же ламинарные профили летят сильно лучше?
Сергей 107 на верном пути. Именно понимание природы подъемной силы, как реакции на отбрасывание масс воздуха, позволяет понять многие процессы.
Объяснение подъемной силы через давление на поверхности крыла напоминает рассуждение о том, что мы, сидя на табуретке не падаем на пол, потому что в нижней части спины создается давление, которое в сумме равно нашему весу. Это в целом правильно, но ничего не объясняет.
Насчет наших замеров качества. Мы просто сравнивали крылья на максимальном качестве и разница настолько большая, что точных весов не требуется. Наша точность позволяет поймать разницу в качестве крыльев , удлинение которых отличается на 0.2
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
И как вы сравнивали?Методику изложите! ( я вот с 98г. на параплане полётываю)
Зато позволяет сконструировать стул(кресло),который вас вы держит во всем диапазоне перегрузок,вплоть до расчётных! ;D
asz
Я люблю летать и самолеты!
Если нет никаких инструментальных данных, то это все Би-Би-Си -"Баба- Бабе- Сказала..."
Ну, сейчас используют "миллион" П-образных вихрей натыканных по всей поверхности крыла. Сверху и снизу. С помощью них можно численно посчитать обтекание крыла, найти все силы, скорости и все что хочешь. Никто ж с этим не спорит. Можно пойти и еще дальше- глубже. посчитать движение каждой молекулы. тогда получим совсем точную картину обтекания.
Мы, же, говорим о глобальных вещах. О понимании ( или о попытках понять) физического процесса обтекания крыла. а не о знани некоторых методов приближенного расчета характеристик летательных аппаратов.
Раньше у меня было четкое убеждение, что профиль крыла не влияет на качество самолета. Сейчас у меня появились сомнения.
maverick
Учусь учиться.
- Откуда
- Беларусь, Брест.
На скоростях до 200км/ч - да.
Прочтите то что написано мелким шрифтом.
Вложения
Именно об этои я и говорю.
Знание эмпирических методов расчета самолетов не дает понимания процесса обтекания.
то что вы привели, и так понятно и не вызывает сомнений.
Меня же возбудила мысль о том, что ламинарный профиль уменьшает индуктивное сопротивление крыла. Уже второй день ее думаю.
Именно это и предположил Zakhar.
Именно это и это расходится с методиками расчета самолетов.