Профиль крыла

[asz]

iae открыл нам глаза.

 

[Рябиков]

Скажите пжлст при полностью турбулентном пограничном слое (Re > 5x106) будет ли изменяться сила трения в зависимости от угла атаки?

Нет.

iae открыл нам глаза.

В данном случае iae необходимо научиться читать справочную литературу с начала, а не как журналы - листать с конца.
Графики приведены по результатам продувки модели с удлинением 5. Табличные данные - результаты пересчета на бесконечное удлинение.

 

[казак]

Cy по углу атаки изменяется линейно, а коэф. профильного сопротивления на том же участке - нелинейно, почему? Какова физика этого явления?

Профильное сопротивление состоит из сопротивления трения и сопротивления давления. Сопротивление давления увеличивается с увеличением угла атаки пропорцианально росту вектора подъёмной силы , а вот у сопротивления трения другая история - с увеличением угла атаки увеличивается зона турбулентного обтекания от задней кромки и соответственно увеличивается сопротивление трения, поэтому и профильное  сопротивление растёт нелинейно..Я так думаю ..

 

[iae]

В данном случае iae необходимо научиться читать справочную литературу с начала, а не как журналы - листать с конца.
Графики приведены по результатам продувки модели с удлинением 5. Табличные данные - результаты пересчета на бесконечное удлинение.

В данном случае, Рябиков, я не собираюсь читать ни с конца, ни с начала, ни с середины. Дан график, на котором указано удлинение равное бесконечности и меня не интересует при каком удлинении продувался профиль. Но даже при пересчёте с какого либо удлинения на бесконечное индуктивное сопротивление исключается.

 

[r_clone]

Ваш исходный график? 

да...

iae, замечание

читать справочную литературу 

не безосновательно, ибо в посте #1640 я называл Вам первоисточник, если заинтересуетесь, то сей атлас здесь
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabbB/YaBB.pl?num=1298907167

Просто представьте себе пластину расположенную под нулевым углом атаки и под углом 20 градусов

Речь о раскладе вектора скорости воздушного потока (см. пост #1632), верно ли я Вас понял?

 

[r_clone]

r_clone писал(а) Вчера :: 16:19:03:

Скажите пжлст при полностью турбулентном пограничном слое (Re > 5x10[sup]6[/sup]) будет ли изменяться сила трения в зависимости от угла атаки?
Нет.

значит остается

Сила давления тоже изменяется от углового положения профиля относительно потока.

каково это изменение? линейно или нет? и по какой причине оно то или иное?

 

[Рябиков]

каково это изменение? линейно или нет? и по какой причине оно то или иное?

Все зависит от формы профиля, числа Рейнольдса, числа М. Изменение местной скорости потока по хорде профиля будет вызывать и изменение распределения давления. Распространение возмущений происходит со скоростью звука, поэтому на малых скоростях (меньше 0,5...0,6М) появление возмущающего воздействия (например бугорка или выемки, изменения угла атаки, отклонения закрылка и т.п.) будет приводить к изменению распределения давления на всем контуре аэродинамического профиля. Определение этого изменения теоретически - довольно сложная задача.
Для понимания как и что от чего зависит можно воспользоваться "шаровой" программой XFOIL и там удовлетворить свое любопытство.

 

[r_clone]

Все зависит от формы профиля, числа Рейнольдса, числа М ...  Определение этого изменения теоретически - довольно сложная задача.

особо то и не поспоришь...

Согласен что наличие множества факторов не слишком способствуют линейности развития событий, но что касается авиац.крыловых профилей (попадающих под определение "обычный"), то несмотря на наличие того множества факторов качественно картина для них для всех одинакова, а именно - на некотором промежутке изменения угла атаки Cy линеен (и факторы ему как бы по барабану), а Cxp нет... магия какая-то?

...ладно, благодарю собеседников за внимание
занавес...

 

[казак]

то несмотря на наличие того множества факторов качественно картина для них для всех одинакова, а именно - на некотором промежутке изменения угла атаки Cy линеен (и факторы ему как бы по барабану), а Cxp нет... магия какая-то?

  Вообще то речь  здесь идёт о килограммах общего сопротивления,всего - то ,   которые выбиваются из линейного графика ..А что вас не устраивает в таком объяснении?

Сопротивление давления увеличивается с увеличением угла атаки пропорцианально росту вектора подъёмной силы , а вот у сопротивления трения другая история - с увеличением угла атаки увеличивается зона турбулентного обтекания от задней кромки и соответственно увеличивается сопротивление трения,

                                           

Распространение возмущений происходит со скоростью звука, поэтому на малых скоростях (меньше 0,5...0,6М) появление возмущающего воздействия (например бугорка или выемки, изменения угла атаки, отклонения закрылка и т.п.) будет приводить к изменению распределения давления на всем контуре аэродинамического профиля. Определение этого изменения теоретически - довольно сложная задача. 

А вот про эти малые возмущения на форуме было сломано немало копий..Природу их появления  и воздействия на аэродинамику крыльев на малых скоростях  мало кто понимает из присутствующих здесь..

 

[MaestroEv]

Ну в общем я для себя понял так. Чем тоньше профиль - тем лучше летит самолет из-за меньшего лобового сопротивления. Специально искал самолеты с тонким профилем. Многие прогрессивные самолеты имели улучшенные характеристики именно благодаря более тонкому крылу. Сопротивление крыла стоит в знаменателе формулы качества крыла самолета и уменьшение сопротивления повышает качество самолета в целом.

 

[Lapshin]

Ну в общем я для себя понял так. Чем тоньше профиль - тем лучше летит самолет из-за меньшего лобового сопротивления.

А так, между делом - посмотрите наугад поляры десятка-другого профилей: если найдете Схо тонкого профиля меньше, чем у всех остальных с бОльшей относительной толщиной - значит, оказались правы.
Но это (как говорил товарищ Сухов) - вряд ли.

 

[KCB]

Ну в общем я для себя понял так. Чем тоньше профиль

А толщина профиля роли не играет,в профиле важно отношение толщины к хорде,не последнюю роль играет форма профиля,лобика,..вот всё это и будет определять сопротивление.

 

[Hind]

А разве Cx[sub]o[/sub] не связан с кривизной профиля, и довольно сильно?

 

[Dark_Mechanicus]

Новую тему не стал заводить и с вашего позволения задам вопрос здесь.
Кто подскажет где подсмотреть характеристики профиля 632А-615. Это профиль Бланика.
И методика расчёта параметров крыла с переменной относительной толщиной. Т.е. для крыла с постоянной толщиной по размаху всё ясно... берём параметр из атласа и всё... а вот с переменной что-то в тупик зашёл.

 

[maverick]

И методика расчёта параметров крыла с переменной относительной толщиной. Т.е. для крыла с постоянной толщиной по размаху всё ясно... берём параметр из атласа и всё... а вот с переменной что-то в тупик зашёл.

В РДК СЛА подробно описан этот метод.

 

[Dark_Mechanicus]

В РДК СЛА подробно описан этот метод.

РДК как карманная библия! )
Ладно.. хрен с нес с методикой... Дочитаю..
А вот вопрос по буржуйскому ламинарному профилю Бланика более животрепещущий!

 

[Fa-Fa]

По поводу профиля Р-3 прочитайте ветку про " Самолёт Леший."
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1126553674
----
Очень хороший профиль Р-2.
Р-3 лучше не ставить.
------
А вообщето масса программ на основе X-foil есть, ими можно и нужно считать профиля.
XFLR5 можно весьма прилично и крылья и самолет посчитать.
http://www.xflr5.com/xflr5.htm

 

[sergei107]

Что будет если поставить ламинарный профиль FX63-137 на самолет с тяпичной обшивкой. 30% - жесткий лобик, а дальше мягкая обшивка. Как на Lazair.
На что будут похожи характеристики? при Рейнольдсе 1,000,000.

 

[леха (magnum)]

Что будет если поставить ламинарный профиль FX63-137 на самолет с тяпичной обшивкой. 30% - жесткий лобик, а дальше мягкая обшивка. Как на Lazair.
На что будут похожи характеристики? при Рейнольдсе 1,000,000.

там поджатие сложное и хвостик тонкий, как вы это делать то будете ?

 

[sergei107]

Что будет если поставить ламинарный профиль FX63-137 на самолет с тяпичной обшивкой. 30% - жесткий лобик, а дальше мягкая обшивка. Как на Lazair.
На что будут похожи характеристики? при Рейнольдсе 1,000,000.

там поджатие сложное и хвостик тонкий, как вы это делать то будете ?

Просто.
Нервюры изготовить согласно профиля.
По ним натянуть ткань.
Тонкий хвостик - отогнутая дюралевая пластина