Профиль крыла

[Корбин]

Ну... Вы в своем объяснении немного не стой стороны зашли. )
К примеру, что такое волан все знают. И про сопротивление от движения в воздухе все слышали. И почему энтот волан летит стабилизируясь головой вперед тоже все понимают. Центр тяжести впереди, а центр давления взадИ - вот и весь секрет стабилизации.

Но здесь чуть сложнее. Кроме центра давления появляется еще "какой-то" )) фокус. )
Здесь надо объяснить чем фокус отличается от центра давления. И обяснить не просто высказав определение. Найти определение в эпоху интернета, а тем более ИИ может каждый за секунды. И каких-то умных схем об энтом деле в интернете куча.
Чтобы объяснить надо выставить простые и наглядные рисунки на которых все это изобразить и на их основе объяснить. И даже не обязательно рисовать самолет, лететь ведь может любой, даже самый примитивный предмет. )

 

[Строитель самолета]

Ну... Вы в своем объяснении немного не стой стороны зашли. )
К примеру, что такое волан все знают. И про сопротивление от движения в воздухе все слышали. И почему энтот волан летит стабилизируясь головой вперед тоже все понимают. Центр тяжести впереди, а центр давления взадИ - вот и весь секрет стабилизации.

Но здесь чуть сложнее. Кроме центра давления появляется еще "какой-то" )) фокус. )
Здесь надо объяснить чем фокус отличается от центра давления. И обяснить не просто высказав определение. Найти определение в эпоху интернета, а тем более ИИ может каждый за секунды. И каких-то умных схем об энтом деле в интернете куча.
Чтобы объяснить надо выставить простые и наглядные рисунки на которых все это изобразить и на их основе объяснить. И даже не обязательно рисовать самолет, лететь ведь может любой, даже самый примитивный предмет. )

ну выше же сказано. Это точка относительно которой моменты от значимых аэродинамических сил равны. Значимые аэродинамические силы возникают от крыла и оперения. ( или крыла и крыла, если это тандем или от ПГО и крыла если Утка) Лепту чуть вносят фюзеляж и прочие части ЛА

 

[PNL]

РДК СЛА Т.1

 

[Строитель самолета]

Мда.... Попробую еще разок. Фокус самого крыла никому не нужен( если это не летающее крыло). Рассматривают фокус всего самолета.
Возьмем крыло и оперение, да хоть крылья тандема или пго с крылом утки , так как именно они оказывают основное аэродинамическое влияние. Назовем их просто две плоскости. Они стоят на фюзеляжа на определенном расстоянии друг от друга. и имеют определенные аэродинамические силы. Если вы видели поляру Сх и Су профилей(любых, хоть пластинки), то видите, что она в диапазоне эксплуатационных углов атаки линейна. А значит обе плоскости на одном самолете,в полете при изменении углов атаки изменяют свои характеристики линейно, но каждый сам на свою величину(смотря какой профиль, размеры ) . Но все равно линейно! А раз линейно то на общем связывающем их фюзеляже всегда в этом диапазоне углов атаки будет одна и неизменная точка, где моменты от обоих плоскостей равны! Если кто забыл что такое момент, то это длина рычага умноженная на силу! Весы безмен все помнят? Вот это точка равенства моментов и есть точка фокуса самолета. Конечно на определенных режимах скос потока от одного плана может изменить линейность Су Сх другой плоскости, тогда фокус сместиться, но для того и конструктор, чтобы это учесть или предотвратить. Размещая ЦТ на разном расстоянии и с разной стороны(относительно набегающего потока) этого фокуса получаем устойчивость, неусточивость, нейтральную устойчивость. Степень устойчивости и тд.

 

[Строитель самолета]

Фокус крыла из той же оперы. Если взять профиля с гуляющим в завимости от угла атаки центром давления, то все равно, независимо от того,конкретно на этом угле задняя часть профиля больше несёт или передняя , все равно по хорде будет точка, где моменты сил от задней и передней части равны при любых углах атаки линейной части поляры СуСх. Это фокус крыла. Он примерно на 25% САХ и у профилей с гуляющим центром давления. Принято вообще для упрощения считать, что фокус любого профиля на этих 25% САХ плюс/ минус единицы процентов.

 

[daredevil]

Это точка относительно которой моменты от значимых аэродинамических сил равны.

Это центр давления.

Но раз линейно, то на общем связывающем их фюзеляже будет одна и неизменная точка, где моменты их сил равны!

Нет!
Допустим, у нас 2 одинаковых крыла, но установленных с продольным V (надеюсь, все в курсе, что это такое). Когда абсолютный угол атаки переднего крыла равен 0 - то и момент от него равен 0. И точка равенства моментов (ЦД самолёта) совпадает с ЦД заднего крыла. А когда абсолютный угол атаки заднего крыла равен 0 - то эта точка совпадает с ЦД переднего крыла. Нифига не неизменная!

Центр тяжести впереди, а центр давления взадИ - вот и весь секрет стабилизации.

В смысле равновесия самолёт отличается от волана только тем, что у волана в положении равновесия полная аэродинамическая сила не имеет поперечной составляющей (которая называется подъёмной силой), а у самолёта имеет. Но в обоих случаях в равновесии вектор ПАС проходит через ЦТ. Заднее положение фокуса означает просто, что при изменении положения тела в пространстве, приводящем к увеличению действующей на него аэродинамической силы, вектор этой силы проходит уже не через ЦТ, а позади него.

 

[Строитель самолета]

Допустим, у нас 2 одинаковых крыла, но установленных с продольным V (надеюсь, все в курсе, что это такое). Когда абсолютный угол атаки переднего крыла равен 0 - то и момент от него равен 0. И точка равенства моментов (ЦД самолёта) совпадает с ЦД заднего крыла. А когда абсолютный угол атаки заднего крыла равен 0 - то эта точка совпадает с ЦД переднего крыла. Нифига не неизменная!

Ну почему нет, если да. Я вам более сложную ситуацию приведу в пример. Например впереди на крыле вверх подъёмная сила. А сзади на оперение вниз сила. И в этом случае будет точка равенства моментов от крыла и оперения

 

[Строитель самолета]

Видите ли две и более сил всегда можно сложить в одну результирующую, так же как и разложить любую силу на составляющие. На самолёте можно найти такую точку, относительно которой моменты сил от крыла , оперения( и фюзеляжа и тд ) будут равны . И это точка не центр давления. Центр давления будет гулять по самолёту, в зависимости от режимов

 

[Строитель самолета]

Это центр давления.

Давай вообще упростим) Вот у вас есть профиль крыла с гуляющим центром давления) При каждом угле атаки этот центр давления то спереди то сзади, общий график СуСх при этом линейный. Пока возражений нет? Далее, независимо от того где центр давления, все равно несёт вся поверхность профиля, где то меньше, где то больше. Возражения есть? Далее , если поляра всего профиля линейна, то мы можем найти точку равенства моментов от этих более и менее несущих частей профиля по правилам мехеники на расстояниях, обратно пропорциональным величинам этих сил. И эта точка ведь не будет совпадать с той точкой где в данный момент центр давления) Возражения есть? Поняли в чем разница между гуляющим давления и неподвижным фокусом?)) Смасштабируйте это на весь самолёт)

 

[daredevil]

Я вам более сложную ситуацию приведу в пример.

Давай вообще упростим)

Давайте не будем ни усложнять, ни упрощать, а вначале (я первый привёл пример!) рассмотрим мою ситуацию. Переднее крыло и заднее крыло, одинаковые, установленные с продольным V. Пусть оба симметричного профиля и очень маленькой хорды по сравнению с длиной фюзеляжа между ними, так что перемещениям их собственных ЦД можно пренебречь, рассматривая ЦД аппарата при разных углах атаки.

Пусть на некотором угле атаки ПС переднего в 2 раза больше, чем заднего. Точка, где моменты от них равны, находится на 1/3 длины фюзеляжа. Это по-вашему фокус?

 

[Строитель самолета]

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 при условии если заднее не пропадает в зону падения скоростного напора от переднего крыла ( для этого его ставят на определи расстоянии и высоте от переднего) Тогда да, фокус самолета на 1/3 длины расстояния между ними

 

[Строитель самолета]

Но это расточительство, так недогружать площадь заднего крыла. Посмотрите как загрузил заднее Рутан. Вы кстати полистайте старые журналы МК конца 80-х. Там есть расчёты центровки тандема и утки. Прикиньте на бумажке, фокус примерно так и будет, с учётом того что заднее крыло все равно должно быть недогруженным по сравнению с передним

 

[Строитель самолета]

Допустим, у нас 2 одинаковых крыла, но установленных с продольным V (надеюсь, все в курсе, что это такое). Когда абсолютный угол атаки переднего крыла равен 0 - то и момент от него равен 0. И точка равенства моментов (ЦД самолёта) совпадает с ЦД заднего крыла. А когда абсолютный угол атаки заднего крыла равен 0 - то эта точка совпадает с ЦД переднего крыла. Нифига не неизменная!

Режим который вы описываете (нулевая подъёмная сила на переднем крыле, или ноль на крыле при классической схеме) , это режим вертикального пикирования( или возможно клевок) При пикировании вопросы продольной устойчивости не стоят. Даже есть целый раздел в аэродинамике, который описывает пикирование и силы при этом. При пикировании нет подъёмной силы и центра ее давления. Остаётся только Сх крыла. Устойчивость пикирования обеспечивается без участия крыла. При этом помнится некоторые тандемы заднее крыло как раз и затягивало в пикирование Это уже конструктор проворонил вопросы продольной устойчивости. Проблема с задним крылом была и у А-8 Квики Яковлева- заднее крыло не давало взлетать, создавая пикирующий момент, потом его в 0 град поставили

 

[RommT]

Но это расточительство, так недогружать площадь заднего крыла

А у классики крыло наоборот перегружено компенсацией момента со стабилизатора. Одно на другое примерно компенсирует. На картинке кажется что весь вес на переднем крыле, однако если замерять расстояние от точек 23% хорды крыльев, то не всё так плохо. Заднее крыло не догружено процентов на 30%, и создаёт мало сопротивления, так как основное сопротивление крыло создаёт на больших Су. А если добавить небольшой стабилизатор, примерно в 1/4 от обычного, то оба крыла можно будет нагрузить почти одинаково, но при этом сохранится возможность мгновенно управлять подъёмной силой, не тратя время на перекашивание всего самолёта. На посадке это бывает важно. Например крыло ещё "несёт", но управление стало на столько вялое, что приходится повышать посадочную скорость только чтобы скорость управления позволяла отрабатывать возникающие отклонения, например от порывистого ветра.

 

[МРМ]

Это актуально только для бесхвостки без стреловидности.




Благодарю за наводки! Сейчас на аппарате Р3А с подвесным флапероном (элероны Ан-2) и то ли поток запирается, то ли что, срывные характеристики удовлетворяют более чем, а скоростные нет, и минимальная скорость снижения выше раза в полтора чем богла быть на чистом крыле, даже с учётом сопротивления открытого фюзеляжа. Крыло хочу делать пенопластовое, то есть профиль любой сделать не проблема, Р3А наверно смысла не имеет, когда можно сделать что то по-ламинарней не меняя технологию. Нашёл информацию что NACA 6й серии теряет всю ламинарность при шерховатости поверхности более 0,8мкм, то есть надёжный и летучий профиль Бланика NACA 63-615 отпадает, но вроде как профили Риблетта работают до шерховатости 3мкм, NLF(1)-0215 и DAE-11. Это правда? Потому что в зеркало поверхность вывести точно не смогу, а просто ровную вполне. А профиля от роторов вертолётов и автожиров подходят? Например NACA 8-H-12? По Xfoil как будто высокое качество, работа на малых Рейнольдсах и плавный срыв. А то по прикидочному расчёту, разница в максималке между обычным профилем и ламинарным должна составить более 10км/ч, на фоне текущей максималки в 90км/ч, это очень много, особенно когда ветер 10м/с втречный в порядке вещей и путевая получается вообще ниачём.

Капец все кашу написал) Во-первых, если не будешь выводить поверхность, значит про планерные профили можно забыть - они реализуются только при хорошей поверхности и точности. Хотя на том же ULF-2 стоит профиль FX, но насколько он там адекватно реализуется -вопрос, так как задняя часть обшита тканью. Во-вторых, хорошее качество можно получить и на профилях типа USA-35B, раз технология не сильно точная. Только лучше подобрать аналог Риблетта, все же он хорошо поработал. Ну и раз пенопласт, то прям желательно делать трапециевидное крыло - даст гораздо больше по качеству, скорости, и даже по снижению массы. По Р3А - замечательный профиль для малых чисел Рейнольдса. Его проблемы начинаются с ростом скорости - ну не скоростной он. Вообще на СЛА надо смотреть на мало несущие профили, так как площадь крыла все равно будет большая, а посадочную скорость обеспечивать развитым простым закрылком.

 

[old_soarer]

Кто нибудь пробовал делать крыло с профилем FX-60-126? Выбираю какой профиль применить на новое крыло на мотопланер с размахом 12м и открытой кабиной, как будто этот подходит больше всего, за исключением момента. Минимальный Рейнольдс получается 800 000 на концах крыла.

FX 60-126 - один из первых планерных ламинарных профилей, применялся на парителях в 70-80е.
Например ASK-21

ASW-17

ASW-22

и еще многие..

FX 60-126 хорош для режима парения. На малых Cx не очень хорош. Сейчас есть профили получше.

 

[Артур123]

FX 60-126 - один из первых планерных ламинарных профилей, применялся на парителях в 70-80е.
Например ASK-21
Посмотреть вложение 599309
ASW-17
Посмотреть вложение 599310
ASW-22
Посмотреть вложение 599311

и еще многие..

FX 60-126 хорош для режима парения. На малых Cx не очень хорош. Сейчас есть профили получше.

какие?

 

[daredevil]

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 при условии если заднее не пропадает в зону падения скоростного напора от переднего крыла

Всё ясно с вами. Давайте вы откроете учебник по аэродинамике и не будете пока мешать людям, которые впервые за много-много месяцев используют данную ветку по назначению. А если в учебнике по аэродинамике вам ничего не понятно - то это не значит, что там чушь написана и вы запросто объясните лучше. Это значит, что вначале вам нужно открыть ШКОЛЬНЫЙ учебник.

 

[old_soarer]

Применил 63-137 на тех же ренольдсах, в общем не работает совсем...
Р3а-15 делайте и счастье будет.

137 - Высоконесущий профиль для полёта на больших Cy. К тому же чувствителен к качеству поверхности. На парителе или долголёте может быть хорош. На обычном самолете фигня получится.

 

[old_soarer]

какие?

Вам для чего? Планёр, самолёт? Если планёр - то какой: учебный, рекордный...?

Хотя, если у Вас 12м размах и открытая кабина - то FX-60-126 Вам подойдёт. Также подойдёт FX-60-157, FX-61-147, FX-61-163