Профиль крыла

[argentavis]

Спасибо. Ну момент растёт с увеличением угла. Надо посмотреть наш справочник профилей от ЦАГИ. Там вроде было как считать.

Почему то у исправленного Сх больше чем у первого.
Но это и видно по давлению на носке профиля.
В чем подвох получился?
Практически на всех углах.
Неужели потерянный миллиметр на носке?

 

[Rafis]

угол нулевой подъёмной силы в той таблице относительно строительной горизонтали? 

Обычно угол атаки отсчитывается относительно хорды профиля. Так и в этой программе происходит.

А фокус профиля эта программа не может вычислить?

Пока меня это не сильно интересовало и я не копался в этом вопросе.
Меня озадачивает коэффициент С[sub]m0,25[/sub]
Есть графическая зависимость этого коэффициента от угла атаки, но вразумительного и однозначного ответа как использовать этот график я не нашел.

Чтобы найти фокус, вам надо построить график C[sub]m0[/sub](Cy).
C[sub]m0[/sub] - это коэффициент момента относительно передней кромки. Наклон линейного участка (дельта C[sub]m0[/sub]/Су) будет относительной координатой фокуса профиля. Пышнов вам в помощь.
Хотя, для начала, можно построить C[sub]m0.25[/sub](Cy). Если линейный участок получится горизонтальным, то всё хорошо (ничего больше делать не надо) - фокус лежит на четверти хорд.

 

[argentavis]

Ещё раз просмотрел координаты исходной таблицы, со снятой на шаблоне и понял кажется где накосячил.
От носка по лобику с точил лишнего, поэтому носок опустился.
Может попробовать прибрать координаты нижней дужки носка и проверить что получится? Просто пока без стачивания провести линию новую дужку от носка.

 

[argentavis]

Ещё раз просмотрел таблицы параметров. Интересная картина получается с качеством
На исходном, максимальное качество 66 на 2,2 градуса, потом падение до 55-57 и с 4,4 градуса до 7,8 градуса поднимается до 60.
Потом снижение до 57 на 9,4 градуса и постепенное снижение до 16 на 12,2 градусах.

На исправленном от 57 на 2,6 градусах до 60 на 3,4 с падением до 51 на  4,4-4,8 потом подъём до 57 на 6,8-7 градусов, 56 на 10,2 со снижением до 40 на 12,8

А с подъёмной силой вообще коэффициенты сильно отличаются

У исходного  на 9,2 градусах 1,65
  на  10,8                       1,69 максимум
  на   11,6 градусах       1, 68
и далее плавное падение с 1,4 до 1,3 на 16,6 градусах


У исправленного
8,8 град.           1,65
9,6                   1,7
10,2                  1,75
13,2                  1,7
14,8                  1,6
и только на 17,6 градусах   1,3

Оказывается он неплох. Пожалуй ничего с ним больше делать не буду. Может ещё на шлифованной пластине покатаю спинку да горбики в дуге увижу подширкаю, да и можно будет жестяные рабочие шаблончики делать.

Ещё бы прогнать профиль с о спрямлённым и приподнятым до уровня хорды хвостиком. Это на часть крыла с элероном за подкосом, да определится с оптимальными отклонениями элеронов вверх и вниз. Предполагаю, что вниз надо будет не более 10-15 градусов, а вверх 20-25, может и больше.
Но это позже. Нужно будет хвост перерисовать и новые координаты найти.

Анатолий, ещё раз огромное спасибо, за проделанную работу. С прогой что то не получается у меня.
Может файлы битые, может антивирусник не даёт, а может и голова.

 

[red_bullsan]

Программа дает очень приличную сходимость расчетов с реалиями.

дайте кейс - я тоже хочу отвалидироваться. Результаты потуг скину сюда же.

 

[red_bullsan]

вертикальная проекция силы создаваемой скошенным потоком воздуха достаточна для преодоления веса летательного аппарата

а как отделить проекцию этой силы и подъемную силу от разности давлений?
То же хотелось бы посчитать

 

[Anatoliy.]

а как отделить проекцию этой силы и подъемную силу от разности давлений?
То же хотелось бы посчитать 

Вы наверное ничего не поняли.

[highlight]Понимаете, сил разности давления как первопричины неких сил при обтекании профиля в соответствии с законами Бернулли не может быть в принципе.[/highlight]
Когда на пути прямолинейного движения некой массы воздуха появляется препятствие виде крыла, то эта масса воздуха просто изменяет траекторию своего движения, поскольку для такого маневра нет препятствий в виде жесткой стенки как в трубе где место всем уравнениям Бернулли.
Вот если была бы такая жесткая стенка которая не давала бы воздуху свободно отыгрывать в сторону свободного пространства, то, пожалуйста, пользуйтесь всеми благами Бернулли.
Допустим, мы обдуваем отрезок крыла в аэродинамической трубе которая представляет из себя трубу с верхней и нижней стенками которые жесткие и поэтому заставляют воздух двигаться по этой трубе.
Тогда в местах сужения воздуху пришлось бы укоряться и уменьшать давление, и наоборот, когда встречается расширение трубы воздух будет затормаживаться и в нем будет расти давление.
Думаю Вы с этим не станете спорить как все разумные люди.

И вот исследователь на полном серьезе начинает измерять давление в каждой приповерхностной точке, а потом складывать что получилось и выдавать это за достоверный результат подъемной силы.
Но в чем тут засада?
Если взять вертикальный размер той аэродинамической трубы чуть больше толщины профиля крыла, то сечение воздушного потока будет иметь огромный разброс.
Скажем, толщина профиля крыла 20 сантиметров, а поперечная высота аэродинамической трубы будет всего 22 сантиметра.
Разница поперечного сечения воздушного потока будет изменяться от 22 сантиметров до 2 сантиметров, то есть в [highlight]десять раз[/highlight].
Если высота поперечного сечения трубы будет равна 40 см, то разница сечений станет [highlight]двух-кратной.[/highlight]
Если высоту увеличить до 2 метров, то разница сечений будет отличаться всего [highlight]на 10 %.[/highlight]
А если это всё будет происходить не в аэродинамической трубе, а в открытом пространстве где до поверхности земли 5 километров и сверху нет ограничения по высоте?
Как будем измерять изменение сечения для обдуваемого воздуха чтоб что то всунуть в формулы Бернулли?

 

[argentavis]

Когда на пути прямолинейного движения некой массы воздуха появляется препятствие виде крыла, то эта масса воздуха просто изменяет траекторию своего движения, поскольку для такого маневра нет препятствий в виде жесткой стенки как в трубе где место всем уравнениям Бернулли.

Анатолий, как же так? Летит себе некая масса воздуха, и видит впереди крыло, и просто раз и изменяет направление, чтобы не столкнуться с ним.
Какая сила то отклоняет эту массу?

сил разности давления как первопричины неких сил при обтекании профиля в соответствии с законами Бернулли не может быть в принципе.

А что, давления, которые показывают продувки вашей проги не имеют к изменению направления никакого отношения?
в аэродинамических трубах вообще то модели ставят на открытом участке, между входным и выходным диффузорами, поэтому можно считать их условно открытыми. А сами модели в несколько раз меньше размеров канала. Если стенки и дают какие то погрешности, то незначительные.

 

[Anatoliy.]

Какая сила то отклоняет эту массу?

Отклоняет эту массу воздуха твердь крыла.
При повороте воздуха действуют центробежные силы. И я это показывал на скринах продувки профилей.
Вроде бы и эти центробежные силы должны как то влиять на подъемную силу.

Давайте рассуждать.
[highlight]1. [/highlight]Допустим, что всё дело в разнице давления на поверхности крыла.
Тогда сумма  этих элементарных давлений складывается в подъемную силу и все хлопают в ладошки (кроме отдельных несогласных личностей).
Но!!!
Вот обдуваемый воздух добирается до края крыла под каким то углом к первоначальному направлению.
Это называется скос воздушного потока.
По закону импульса сил должна возникнуть реакция в виде некой силы.
Эту скошенную массу, допустим, можно определить пусть с точностью плюс-минус 90 %.
Тогда к тем килограммам, что были вычислены по формулам Бернулли надо добавить эти криво вычисленные 10 %, но их нет в общей подъемной силе.
Зато более точные измерения показывают, что вычисленная подъемная сила через импульс сил полностью равна подъемной силе.
Вывод.
Те силы давления если они и существовали, то где то они были скомпенсированы до нуля.

[highlight]2. [/highlight]Допустим, что всё дело в воздействиях центробежных сил.
Тогда сумма этих элементарных центробежных сил складывается в подъемную силу и все (некоторые) хлопают в ладошки.
Но!!!
Вот обдуваемый воздух добирается до края крыла под каким то углом к первоначальному направлению.
И !!!
Всё повторяется как и в случае с Бернулли.

[highlight]3. [/highlight]Допустим, что всё дело в скошенном потоке.
Тогда подъемная сила будет точно вычисляться через импульс силы и на силы разницы давления как и на центробежные силы не остается даже малой толики.

Когда хотят докопаться до сути, то следует скрупулезно и логически исследовать все и вся, что присутствует в исследуемом процессе.

И вот тут то получается, что нет места силам Бернулли или центробежным в подъемной силе.

Обычно защитники теории разности давления не то что отвергают существование импульса силы, но и свой бернуллевский процесс рассматривают только с одной стороны напрочь забывая посмотреть на обратную сторону обдуваемого потока.
Поэтому в защите бернулевской теории сплошные бреши, и говорить о верности этой теории просто не серьёзно.

 

[казак]

Это называется скос воздушного потока.
По закону импульса сил должна возникнуть реакция в виде некой силы.
Эту скошенную массу, допустим, можно определить пусть с точностью плюс-минус 90 %.

@ Anatoliy. А как дело обстоит на крыле у Экра ? Там центробежные силы рулят ?

 

[argentavis]

Вот обдуваемый воздух добирается до края крыла под каким то углом к первоначальному направлению.
Это называется скос воздушного потока.
По закону импульса сил должна возникнуть реакция в виде некой силы.

Так эта реакция опоры и проявляется в виде повышения давления под крылом, и разрежения над крылом, благодаря чему, вышестоящие слои отклоняются в сторону пониженного давления, благодаря чему и получается тот скос потока.
Образно говоря это рикошет пули о стальной лист, и когда пуля отскочила, вы по её отклонению считаете силу с которой она ударила.  Вы ведь не будете утверждать, что пуля увидела перепятствие, и просто изменила направление, без прямого контакта.
Воздух может передавать свою кинетическую энергию, только за счет давления, которым он оказывает на поверхность объектов!
В этом можно убедиться посмотрев как струя жидкости действует на наклонную поверхность  https://infopedia.su/10x94d2.html Можно принять её за элементарную струйку, которая лишена поддержки соседних. когда идёт стопа этих струек, они действуют с взаимным влиянием друг на друга, но можно и разделить на множество струек и тогда понятнее становится то что происходит при обтекании профиля.
А всё остальное, отклонения от траектории и связанные с этим центробежные силы, которые способствуют повышению и понижению давления при огибании препятствия.
Вот только есть один маленький ньюанс. Где центробежные силы той струйки которая падает прямо в лоб профилю тормозится (есть на кадрах видео выше) и размазывается по профилю. Куда уходит её кинетическая энергия?
Она уходит на сжатие, повышение давления, которое и раздвигает ближайшие слои, которые тоже способствуют поднятию давления и да, огибая препятствие, они своей инерцией создают центробежную силу, которая уже работает на разрежение, и естественно, что на прямом участке образуется граница между повышенным, и пониженным давлением, которая сравнивается с давлением окружающей среды. То что это совпадает с прямым участком траектории струек, это тоже исходит из логики перехода из области повышенного, в область пониженного давления.
Но старт всему этому процессу, даёт лобовая поверхность, которая и задаёт все траектории своей формой. Поэтому точность формы лобика определяет все качества профиля и гораздо важнее хвостика.
Но не будь перепадов давлений, не было бы и изменения траекторий.

 

[Anatoliy.]

А как дело обстоит на крыле у [highlight]Экра[/highlight] ?

Вначале анекдот.

На экзамене по научному коммунизму преподаватель спрашивает студента который не смог ответить ни на один вопрос экзаменационного билета.
- Скажите, знаете ли Вы кто такой Маркс?
студент пожимает плечами.
- Скажите, а может Вы знаете кто такой Энгельс?
не знаю отвечает студент
- Скажите, ну хоть знаете кто такой Ленин.
Да не знаю я Вашего Ленина. А вы знаете кто такой Васька - Рванное ухо, кто такой Колян - Бегемот, кто такой Сёма - Окурок???
- Нет не знаю, отвечает преподаватель.
Вот, Вы моих корешей не знаете, а почему я должен знать Ваших корешей?

Откуда я знаю кто такой ваш "кореш" [highlight]Экра ?[/highlight]

 

[Anatoliy.]

Так эта реакция опоры и проявляется в виде повышения давления под крылом, и разрежения над крылом, благодаря чему, вышестоящие слои отклоняются в сторону пониженного давления, благодаря чему и получается тот скос потока.

Если верить Бернулли, то разряжение должно быть над крылом и повышенное давление под крылом.
Поэтому воздух должен проследовать из области с повышенным давлением в область где давление ниже, то есть снизу вверх.
А на деле воздушный поток скашивается вниз.

Так что Бернулли здесь не рулит.

Образно говоря это рикошет пули о стальной лист, и когда пуля отскочила, вы по её отклонению считаете силу с которой она ударила.Вы ведь не будете утверждать, что пуля увидела перепятствие, и просто изменила направление, без прямого контакта. 

Воздух что пуля - это же материальное тело хоть и газообразное.
Только обтекающий воздух отличается от пули тем, что пуля отрикошетила и полетела по новой траектории, а воздух после столкновения с препятствием (крылом) не только возвращается на свою горизонтальную траекторию, но он её пересекает под углом скоса.
Стало быть все силы, будь они хоть от Бернулли, хоть центробежные компенсируют себя, но после этой компенсации воздушный поток скашивается и в строгом соответствии с законом импульса сил являет ту самую подъемную силу.
Если бы действия побочных сил по Бернулли или центробежные хоть как то были не скомпенсированы, то результат подъемной силы отличался от значения по формуле импульса силы.
А вот этого ученные мужи и экспериментаторы не наблюдают.

Где центробежные силы той струйки которая падает прямо в лоб профилю тормозится (есть на кадрах видео выше) и размазывается по профилю. Куда уходит её кинетическая энергия?

Поскольку струйка элементарная, то она никак не может строго попадать в лоб профиля или делиться попалам. Она или выше пройдет, или ниже. И хоть она считается элементарной, но всё же она если не пройдет ни вверх, ни вниз, то воздух из неё будет накапливаться постоянно перед лобиком профиля.
Поэтому перед профилем толкается некоторый объем воздуха вокруг которого элементарные струйки поворачивают с максимально возможным в данном случае радиусом какая та вверх, а какая та вниз.

То что это совпадает с прямым участком траектории струек, это тоже исходит из логики перехода из области повышенного, в область пониженного давления.

Но это совершенно не согласуется с уравнениями Бернулли.
В передней части профиля где меняется направление поворота воздуха продолжает ускоряться воздух (линии тока сжимаются), а на задней части профиля при продолжении расширения воздуха вдруг давление становится равным окружающему именно в том месте где изменяется направление изгиба движения.

 

[Lapshin]

Если верить Бернулли, то разряжение должно быть над крылом и повышенное давление под крылом.
Поэтому воздух должен проследовать из области с повышенным давлением в область где давление ниже, то есть снизу вверх.
А на деле воздушный поток скашивается вниз.

Вы начинаете путаться в показаниях: интеграл давлений по контуру профиля - и есть полная аэродинамическая сила - на экране ли, без него...
И не надо рассматривать закон Бернулли отдельно от остальной физики: и то, и то работает...и еще много чего.

воздух должен проследовать из области с повышенным давлением в область где давление ниже, то есть снизу вверх.

Он и пошел бы снизу, но вот, незадача - снизу непроницаемая для воздуха, поверхность крыла: поэтому, ничего иного не остается, как в эту область перемещаться воздуху сверху, создавая то самое движение сверху вниз, являющееся причиной скоса потока.

 

[henryk]

Он и пошел бы снизу, но вот, незадача - снизу непроницаемая для воздуха, поверхность крыла: поэтому, ничего иного не остается, как в эту область перемещаться воздуху сверху, создавая то самое движение сверху вниз,

являющееся причиной скоса потока. 

-наконец-то правильное толкование,спасибо Вам,Владимир Павлович!

(снизу воздух тоже проталкивается вверх,но дарога у него длиннааааая ...)

https://aviation.stackexchange.com/questions/49378/if-both-propellers-and-wings-are-airfoils-then-why-do-propellers-deflect-air-pe

=in English...

 

[argentavis]

Если верить Бернулли, то разряжение должно быть над крылом и повышенное давление под крылом.
Поэтому воздух должен проследовать из области с повышенным давлением в область где давление ниже, то есть снизу вверх

Ну вот наконец то и дошли до истины.
Именно это и происходит, только в лобовой зоне обтекания на больших углах атаки крыла. Вот следующий скрин того видео с которого я и поднял эту ветку.

Какая сила заставляет его так резко уйти вверх? Очевидно, что это давление под крылом, и подсасывающая сила близкой зоны низкого давления. Через хвост там ещё лететь долго, а здесь совсем рядом.

 

[argentavis]

Здесь видно, что не смотря на то, что при увеличении угла атаки профиля, передняя кромка поднята, относительно исходного положения, где нулевой слой, упирался в лоб профилю и "размазывался" по нему и находится значительно выше нулевого слоя, слой -3 вместе со слоями -2 и -1 поднимается вертикально и уходит в зону пониженного давления и очевидно со значительным ускорением. Такие рисунки обтекания профиля вы увидите в любом учебнике, что подтверждает и это видео.

На следующем кадре угол увеличивается..

 

[argentavis]

Здесь видно, что слой -3 упирается в поверхность и "размазывается", расширяется, часть его уходит вверх, часть вниз, начинается турбулизация обтекания и отрыв верхней стопки слоёв.
По всем правилам Закона Бернулли в этом слое происходит торможение, увеличение сечения, и повышение давления.
Именно от повышения давления в слое -3, резко поменял направление слой-4, который повлиял и на соседний слой -5, который среагировал на это давление с опозданием, и так поцепочке вниз . Цифры так и расставлены в точках отклонения слоёв.

Вот следующий кадр.

 

[argentavis]

Здесь я не стал расставлять цифры и обрабатывать изображение.
можно слои посчитать  начиная снизу с-9 слоя.
Здесь слой -3 "смекнув" что в зону пониженного давления теперь проще проскочить снизу, с удовольствием поменял направление и сразу за задней кромкой изменил направление вверх, за ним же туда устремился и слой-4, и где теперь ваш скос потока? (предыдущий снимок)

Из-за потпитки снизу над крылом и обратного потока по поверхности профиля повысилось давление и верхние слои начали отрываться от профиля, началось интенсивное перемешивание слоёв.

Следующий кадр.

 

[argentavis]

Образовалась дорожка Кармана, когда колеблются верхние и нижние слои, образуя следующие друг за другом вихри с разным направлением вращения.
Над профилем у хвоста образуются два неустойчивых вихря.
Один у самого хвостика, из-за подъёма нижних слоёв, с вращением против часовой стрелки.
Он более или менее, привязан к хвостику. Такие вихри возникают везде где сходит какой нибудь поток. На углу здания например.
Второй более неустойчивый суть выше и ближе к лобику с вращением по часовой стрелке, которое задают отрывающиеся слои и поток приповерхностного слоя перетекания снизу.
Два этих вихря постоянно бодаются там как два барана по очереди отрываясь от профиля и улетают перемешивая слои и на их месте возникают новые.

Вот они во всей красе..