Профиль крыла

[daredevil]

несущий профиль будет полезен, если аппарат будет летать медленно-медленно и долго-долго

Не обязательно! Подход с высоконесущими профилями для VTOL по мне выглядит правильным. Дело вот в чём. У "горизонтальных" аппаратов по сравнению с VTOL площадь крыла избыточна, т.к. выбирается ради ВПХ. По причине этой избыточности в крейсерском режиме у них Cy невелики, обычно <0,5. Аппарат с большим крылом, действительно, может задействовать его несущие свойства по полной только на малых скоростях.

Но VTOL совсем другое дело. Он может позволить себе площадь крыла только-только достаточную для крейсерского режима - и соответственно более высокий крейсерский Cy. Под эту задачу ИМХО вполне подойдёт серия FX 60.

Однако я бы выбирал не самые несущие, а более ламинарные. Дело в том, что из соображений равенства индуктивного и паразитного сопротивлений в крейсерском режиме мы не можем взять слишком маленький размах (а то ИС будет слишком большим). А для размаха (и для крепления ВМУ) нужна строительная высота. В этих условиях, если мы получим нужную строительную высоту с тонким профилем вроде FX 60-126 - площадь может оказаться избыточной и его режим высокого Cy и высокого качества окажется незадействованным по той же причине, что у "горизонтальных" аппаратов. Толстые профиля подойдут лучше, а раз толстые - должны быть ламинарными.

В итоге посмею предложить NASA/LANGLEY NLF(1)-0215. По мотивам, изложенным выше.

 

[Строитель самолета]

Вы добавили в определение фокуса от себя - "суммарный момент аэродинамических сил имеет постоянную величину". Если не сложно, поясните что в вашем понимании это значит. О какой сумме моментов идет речь? Можно на примере отдельно взятого изолированного крыла, что бы не усложнять. Спасибо заранее.

На весь самолет действует аэродинамическая сила. Но самолет состоит из множества частей на которые действуют местные аэродинамические силы(крыло, фюзеляж, оперение) Но, сами по себе эти силы не говорят ничего. Нужна вторая величина. И эта величина -Момент. Моменты сил вычисляют, потому что без них вы не знаете где приложены силы, и имея одно лишь значение силы(сил), не получите полную картину необходимую для расчетов устойчивости. Грубо говоря 10 кгс ОТНОСИТЕЛЬНО ЧЕГО? Я доступно излагаю? Далее: всегда можно найти точку с нулевым моментом всех сил (действующих на фюзеляж, крыло, оперение и тд , т.е суммарный момент), и при этом ваша результирующая сила как была, так и останется. И вот для расчетов устойчивости проще иметь эту одну точку отсчета-фокус.
Например в оптике ФОКУС: точка, в которой пересекаются ВСЕ световые лучи

Могу сказать и чуть иначе (возвращаясь например отдельно к фокусу крыла): фокус— это точка, в которой коэффициент момента аэродинамического профиля не зависит от коэффициента подьемной силы .Не путайте с Сm -его относительно начала хорды считают. А эта точка фокуса на хорде находится.
( Где бы не находился центр давления, какой бы не был Су на каком то угле, момент относительно этой точки -ноль). Вы видели эпюру распределения давления по профилю. Там где пик-это центр давления. Но ведь и другие части слева и справа от этого пика также вносят свой вклад в подьемную силу-и по хорде есть точка, относительно которой суммарный момент сил "слева и справа" всегда ноль, где бы не находился центр давления. Это происходит потому что поляра Су всегда линейна до срывных углов.

 

[Строитель самолета]

Проблема в том , что увидев на профиле стрелочку вверх (ЦД), многие думают что вся сила там приложена. Верно, там и приложена результирующая сила. Но это просто сила. Плюс на многих профилях она гуляет вдоль хорды на разных углах. Но сама сила нам ничего не дает при расчетах устойчивости. Нам нужен момент. Вот мы привязали этот ЦД к ЦТ и получили долгожданный момент. Но тут начинаются проблемы со многими профилями- вот у нас на угле 1 град результирующая сила на таком то расстоянии от Цт и момент один, изменили угол атаки , ЦД отошел и момент другой. Подумали, подумали и ввели неподвижную точку: фокус-точка, относительно которой, коэффициент момента самого профиля (силы слева и справа от этой точки вдоль самого профиля)постоянен при любых Су(иными словами любых углах атаки). Отвязали ЦД от ЦТ и привязали эту точку к ЦТ. В общем устал топтать клаву. На эту тему думаю хватит

 

[Daos]

Хм.. Это что то новое. Вообще то аэродинамика, как наука, для того и сущетвует, что бы определить силы возникающие при обтекании тела газом и найти точки приложения их равнодействующих. Откройте любой справочник аэродинаимических профилей и там будет вся необходимая информация и о величинах сил (через коэффициенты Сх, и Су) и информация о положении точки приложения (координаты ЦД). Т.е для расчета моментов все необходимое уже есть. Так зачем изобрели же все эти "выкрутасы" с понятием аэродинамического фокуса?

 

[Строитель самолета]

Хм.. Это что то новое. Вообще то аэродинамика, как наука, для того и сущетвует, что бы определить силы возникающие при обтекании тела газом и найти точки приложения их равнодействующих. Откройте любой справочник аэродинаимических профилей и там будет вся необходимая информация и о величинах сил (через коэффициенты Сх, и Су) и информация о положении точки приложения (координаты ЦД). Т.е для расчета моментов все необходимое уже есть. Так зачем изобрели же все эти "выкрутасы" с понятием аэродинамического фокуса?

По моему вы вообще не читаете) Что вам дает одна лишь сила? Для расчетов устойчивости Момент важен. Момент проще считать относительно хотя бы одной неподвижной точки. Эта неподвижная точка есть есть фокус. А что такое фокус- читайте все что выше

 

[Daos]

Проблема в том , что увидев на профиле стрелочку вверх (ЦД), многие думают что вся сила там приложена. Верно, там и приложена результирующая сила. Но это просто сила. Плюс на многих профилях она гуляет вдоль хорды на разных углах. Но сама сила нам ничего не дает при расчетах устойчивости. Нам нужен момент. Вот мы привязали этот ЦД к ЦТ и получили долгожданный момент. Но тут начинаются проблемы со многими профилями- вот у нас на угле 1 град результирующая сила на таком то расстоянии от Цт и момент один, изменили угол атаки , ЦД отошел и момент другой. Подумали, подумали и ввели неподвижную точку: фокус-точка, относительно которой, коэффициент момента самого профиля (силы слева и справа от этой точки вдоль самого профиля)постоянен при любых Су(иными словами любых углах атаки). Отвязали ЦД от ЦТ и привязали эту точку к ЦТ. В общем устал топтать клаву. На эту тему думаю хватит

Хорошо, Как тогда практически расчитать возникающий на крыле момент , с помощью поняти фокуса?

 

[Daos]

По моему вы вообще не читаете) Что вам дает одна лишь сила? Для расчетов устойчивости Момент важен. Момент проще считать относительно хотя бы одной неподвижной точки. Эта неподвижная точка есть есть фокус. А что такое фокус- читайте все что выше

То есть вы считаете, что найдя величину момента относительно фокуса мы получим искомый аэродинаимческий момент для всего крыла при изменении угла атаки и скорости потока? Я правильно вас понял?

 

[Строитель самолета]

Что такое профиль в таблице? Cm, Су,Сх .
-Сх для продольной устойчивости нам не нужен.
-Остаются Сm и Су.
-Сm считается относительно носка профиля.
- Cу на всех профилях разный на разных углах
-Cm не на всех, но на большинстве также меняется при разном Су(разных углах) .
-Давайте все это движущееся и меняющееся привяжем к ЦТ самолета. Получается квадратный семичлен в плоскости канделября
Почешем репу
-Выкинем Сm с отсчетом от носка профиля. Выкинем Су
И введем постоянный Сm. Как его найти? Еще раз почем репу и вспомним, что, в профиле несет вся хорда, где то меньше, где то больше, да еще все это меняется местами при разных углах. Но Су меняется в целом линейно. Значит найдем точку на профиле, относительно которой , суммарные моменты всех этих сильно, слабо будут уравновешены при любых углах атаки(любых Су).
Относительно этой новой точки будем вести ВСЕ расчеты
Мне уже смешно

 

[Daos]

Что такое профиль в таблице? Cm, Су,Сх .
-Сх для продольной устойчивости нам не нужен.
-Остаются Сm и Су.
-Сm считается относительно носка профиля.
- Cу на всех профилях разный на разных углах
-Cm не на всех, но на большинстве также меняется при разном Су(разных углах) .
-Давайте все это движущееся и меняющееся привяжем к ЦТ самолета. Получается квадратный семичлен в плоскости канделября
Почешем репу
-Выкинем Сm с отсчетом от носка профиля. Выкинем Су
И введем постоянный Сm. Как его найти? Да просто найдем точку на профиле, относительно которой эпюра профиля (подьемная сила) уравновешена, при любом Су.
Мне уже смешно

Хорошо. Оставим момент пока в покое.🙂 Помотрим, что происходит с аэродинамической силой при введении понятия фокуса. Тут возможны варинаты.
1. Ничего не поменялось. Как была там и осталась.
2. Переехала в другое место жительства и сменила имя (т.е она стала называться по другому и приложена относительно хорды крыла в другом месте)
3. Раз нам известен аэродинамический момент и точка фокуса то сама сила нас больше не интересует. Все необходимое для расчета балансировки у нас уже есть.

 

[old_soarer]

Не обязательно! Подход с высоконесущими профилями для VTOL по мне выглядит правильным. Дело вот в чём. У "горизонтальных" аппаратов по сравнению с VTOL площадь крыла избыточна, т.к. выбирается ради ВПХ. По причине этой избыточности в крейсерском режиме у них Cy невелики, обычно <0,5. Аппарат с большим крылом, действительно, может задействовать его несущие свойства по полной только на малых скоростях.

Но VTOL совсем другое дело. Он может позволить себе площадь крыла только-только достаточную для крейсерского режима - и соответственно более высокий крейсерский Cy. Под эту задачу ИМХО вполне подойдёт серия FX 60.

Однако я бы выбирал не самые несущие, а более ламинарные. Дело в том, что из соображений равенства индуктивного и паразитного сопротивлений в крейсерском режиме мы не можем взять слишком маленький размах (а то ИС будет слишком большим). А для размаха (и для крепления ВМУ) нужна строительная высота. В этих условиях, если мы получим нужную строительную высоту с тонким профилем вроде FX 60-126 - площадь может оказаться избыточной и его режим высокого Cy и высокого качества окажется незадействованным по той же причине, что у "горизонтальных" аппаратов. Толстые профиля подойдут лучше, а раз толстые - должны быть ламинарными.

В итоге посмею предложить NASA/LANGLEY NLF(1)-0215. По мотивам, изложенным выше.

О! Нечасто встретишь в наше время здравую мысль!

Да, на VTOL можно применить крыло с бОльшей удельной нагрузкой, оптимизировав его на крейсерский режим, ибо не надо обеспечивать взлетно-посадочные характеристики.
Да, выгодно будет крыло с большим удлинением, чем больше - тем лучше, но в пределах разумного.
Да, с тонким профилем при большом удлинении можно получить недостаточно жёсткое крыло. Особенно на кручение, а это плохо по флаттеру, ибо снижает его критическую скорость.
Равенство индуктивного и пассивного сопротивлений - это режим максимального качества. Режим максимальной продолжительности будет на бОльших Cy, соответственно, на этом режиме доля индуктивного будет больше 50%. В моей практике доходило и до 75.

Поэтому толстый высоконесущий профиль может быть хорош. Однако нет большого смысла применять обязательно ламинарный, т.к. профильное сопротивление крыла составляет на больших Cy весьма небольшую долю от общего сопротивления.

Гляньте на Eppler 1210, -1230, рабочий Cy у долголёта на крыле будет около 1.5, соответственно на поляре профиля надо смотреть на характеристики при Cy под 2.

💪

 

[Daos]

В догонку. Пролистал тему. Вы писали ранее, что при пикировании (Су =0) из из этого сделали вывод что и аэродинамический момент отсутвует. На самом деле это не так для несимметричного профиля момент есть и для проверки его влияния на конструкцию специально предусмотрен расчетный случай "С". Или я опять, что то не так понял?

 

[daredevil]

рабочий Cy у долголёта на крыле будет около 1.5

Думаю, всё-таки не больше 1.2, т.к. удлинение у VTOL не планёрное, а более короткие крылья с меньшей производной Cya характеризуются меньшими Сymax. К тому же речь идёт о тандеме, а у него, если он статически устойчив, заднее крыло будет недобирать ПС из-за продольного V.

Что касается Eppler 1210, -1230 - они лобастые, ни разу не ламинарные и - главное - надо смотреть, как они ведут себя при высоких скоростях и Re. Лобастый USA35A, например, ведёт себя отвратительно.

нет большого смысла применять обязательно ламинарный, т.к. профильное сопротивление крыла составляет на больших Cy весьма небольшую долю от общего сопротивления.

Всё-таки площадь поверхности крыла как минимум сопоставима с площадью поверхности фюзеляжа, так что сила трения на крыле ощутима.

Кстати, а мы точно говорим о долголёте, а не скоролёте?

 

[old_soarer]

Что касается Eppler 1210, -1230 - они лобастые, ни разу не ламинарные и - главное - надо смотреть, как они ведут себя при высоких скоростях и Re. Лобастый USA35A, например, ведёт себя отвратительно.

Как работают высоконесущие на высоких скоростях - т.е. на малых Cy? Хреново, естественно 🙂 Можно несколько скомпенсировать закрылком по всему размаху.

Кстати, а мы точно говорим о долголёте, а не скоролёте?

Да. О долголёте.
Для скоролёта годятся тонкие ламинарные профили с малой кривизной. И даже симметричные сгодятся. FX 60-126 - совсем не в тему.

Можно, конечно, компромиссный вариант - что-то типа Eppler 662, но с закрылком по всему омываемому размаху. На режиме большой продолжительности закрылок вниз этак на 15°, а на скорости вверх этак на 5-10°.

P.S. На моём дроне, бегающем за 400км/ч стоит NACA-67A012. Ну да, Cy_max крыла на Re=6^5 не более 0,7. И с таким Cy эта штука выходит на 10g. А Cx у древнего 67A012 даже чуток поменьше, чем у нынешних низкорейнольдсовых.

 

[Строитель самолета]

Cмотрите, Кравец. Это Р II 14 %последний столбец это положение ЦД относительно носка САХ. Как видим Центр давления гуляет. Давайте теперь будем считать момент не относительно носка, а от относительно фокуса. Я взял произвольно, что фокус га 0,24 САХ .
Для этого для каждого угла отнимаем от координаты ЦД эти 0,24 САХ и умножаем на коэффициент СУ на данном угле
0 град 0,414-0,24х0,232=0,04
2 град 0,346-0,24х0,374=0,039
4 град 0,315-0,24х0,514=0,03855
6 град 0,296-0,24х0,654=0,0366
8 град 0,287-0,24х0,792=0,037
10 град 0,279-0,24х0,926=0,036
12 град 0,274-0,24х1,056=0,036
Видите, что несмотря на гуляющий относительно носка ЦД, момент относительно 0,24 САХ менятся незначительно. Просто нет времени более точно подобрать эту точку фокуса, что расхождение было минимальным. Может там фокус на 0,235 САХ. Плюс погрешности продувки и снятие расчетных данных. Но логика ясна-на линейной части поляры профиля, всегда по хорде есть точка, относительно которой коэффициент момента профиля не меняется и не зависит от угла атаки. Это фокус.

Ну вроде уже все разжевал

 

[Строитель самолета]

1) Центр давления просто сила. Сила без момента бессмысленна . Значит надо к чему то силу приложить
3) Приложить ЦД к носку профиля и считать момент относительно этого носка- усложняет расчёты
3) Привяжем ЦД к некой точке вдоль хорды, относительно которой коэффициент момента профиля всегда будет одинаков . И все стало на места

 

[Строитель самолета]

В догонку. Пролистал тему. Вы писали ранее, что при пикировании (Су =0) из из этого сделали вывод что и аэродинамический момент отсутвует. На самом деле это не так для несимметричного профиля момент есть и для проверки его влияния на конструкцию специально предусмотрен расчетный случай "С". Или я опять, что то не так понял?

При Су=0 нет момента относительно хорды профиля. Что тут непонятного. При пикировании вопросы продольной устойчивости отпадают . Остаётся только лобовое сопротивление профиля при нулевой подъёмной силе

 

[Денис]

При Су=0 нет момента относительно хорды профиля.

Только у симметричных и самоустойчивых профилей. У профилей с одинарной кривизной пикирующий момент есть всегда, кроме покоя.

 

[daredevil]

Как работают высоконесущие на высоких скоростях - т.е. на малых Cy? Хреново, естественно

Да в том-то и дело, что для VTOL высокая скорость это не обязательно низкий Cy - если низкой скорости у него просто нет (то есть она есть с привлечением тяги НВ).

В отчёте, на который ссылка, у USA35В Cymax парадоксальным образом оказался ниже (1,2 против 1,5) при высоких Re, чем при низких. То есть USA35В это, оказывается, низкорейнольдсовый профиль, к тому же не "брадитолерантный" (терпящий малую скорость, но хорошо работающий на большой), а "тахифобный" (боящийся скорости). Не знаю причину. Возможно, при высоких Re и больших углах атаки у него пузырь сепарации ламинарного слоя начинается дальше от носка (не сразу за носком, а ближе к горбу), но при этом оказывается более толстым и протяжённым, чем при низких. И с толстолобыми Эпплерами как бы не вышло так же.

_____
Ламинарности при Сy свыше 1 точно не будет (и можно для этого режима выбирать не ламинаризованный профиль), а вот в промежутке от 0,5 до 1 ИМХО можно побороться.