Профиль крыла

[daredevil]

Блестящее объяснение и такое простое!!!

Не понял Вашего восторга. Подумал было, что это сарказм - но судя по лайку под процитированным сообщением СС, таки нет.

В данном "блестящем" объяснении вот это вот как понимать?

А теперь представьте, что обдуваете все это под разными углами атаки. На этой палке ОБЯЗАТЕЛЬНО будет точка, относительно которой моменты сил ( именно моменты, а не силы!) от передней и задней плоскости будут одинаковы в широком диапазоне углов атаки. Это и есть точка фокуса.

Пусть m1 это момент от передней плоскости, m2 от задней. Я понял так, что СС постулирует для точки фокуса m1=m2. То есть векторная сумма m1+m2=0. То есть он либо попутал ЦД, для которого сумма моментов =0, и фокус, для которого сумма моментов =const, либо изложил коряво и проглотив слово "сумма" - так что у любого читателя, который не знает, что такое фокус, но знает русский язык, сложится неправильное представление. Я уточнил в своём расспросе, и после того, как СС заявил:

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

- понял, что он профан в аэродинамике*, даже если дока в других вещах. И я не ошибся, считая, что он грубо ошибся в определении фокуса, попутав его с ЦД.
* - наверно, изучал её по ютюбовским роликам

В "блестящем" объяснении есть ещё одна грубая ошибка:

передняя плоскость всегда более загружена . ОТНОСИТЕЛЬНО задней. Даже если она меньше. Правило продольного V.

Правило продольного V вовсе не такое, а вот такое, и передняя плоскость может быть "загружена" меньше задней с соблюдением данного правила.

 

[Daos]

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

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

 

[Строитель самолета]

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

Я

Судя по тому, что вы тут написали у вас нет четкого понимания понятия Центра давления. Для справки - Это центр тяжести фигуры ограниченой эпюрой распределения давления вдоль хорды профиля. Другими словам - не в наших силах взять и "куда то там передвинуть" эту точку.
PS У меня была надежда, что ваше вольное трактование аэродинамичекого фокуса просто случайная ошибка. Сейчас все больше хочется посоветовать вам разобраться в базовых понятиях аэродинамики (заодно и теормеха) без которых сложно будет с пониманием говорить, что такое аэродинамический фокус и как им пользоваться.

Вообще то центр давления крыла это точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой профиля. Видимо вас тоже пора в игнор, чтобы не видеть ваши заблуждения

 

[Строитель самолета]

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

Я не знаю что такое профиль с одинарной кривизной. Возможно вы имели ввиду плоско выпуклый? Если нет подъёмной силы(угол атаки нулевой подъёмной силы ) то откуда появится момент на пикирование? Для пикирующего момента нужна сила пересекающая хорду крыла . А такой силы при Су=0 нет
И центра давления тоже нет

 

[old_soarer]

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.

Да, долголёту надо хорошее качество на больших Cy, независимо от величины скорости.
Transition bubble с ростом Cy смещается вперед по верхней поверхности и назад по нижней. В целом, правда, профильное сопротивление с ростом Cy увеличивается, а процент поверхности, обтекаемой ламинарно, уменьшается. Тем не менее какая-то ламинарность на Cy>1 возможна.

Кстати, на VTOL можно применить большое удлинение - т.к. вследствие большого Cx_0 всего аппарата он быстро летать не должен и не сможет. Болтаночные перегрузки будут меньше из-за повышенной нагрузки на крыло. Значит требования по жёсткости и прочности крыла будут ниже. Соотв. можно увеличить удлинение против обычного.

 

[Anatoliy.]

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.

Подскажите, пожалуйста, где эта линейная часть поляры профиля?
Вот прямо на этой поляре где она там линейность?

Видите, что несмотря на гуляющий относительно носка ЦД, момент относительно 0,24 САХ менятся незначительно.

Это писано в учебниках, но возникает вопрос вот к этим Вашим словам:

При Су=0 нет момента относительно хорды профиля. Что тут непонятного.

Если Вы имели ввиду, что координаты момента относительно хорды не меняется в диапазоне линейности характеристики зависимости коэффициента Су от угла атаки, то в точке с нулевым значением Су линейность графика самая самая линейная.
Но Вы говорите, что там момент будет нулевым.
Хорошо, допустим мы поверим Вам на слово.
Тогда если вдруг коэффициент Су только только изменит своё нулевое значение, то по Вашей логике у профиля вмиг появится постоянный момент, сохраняющийся вплоть до заметного завала характеристики коэффициента Су от угла атаки.

Так что ли ?

Хотя ответа я не дождусь от Вас.
Вы же послали меня в свой личный игнор, и то что я написал Вы в упор не видите.

Тогда этот вопрос я адресую остальным участникам диспута.
А вопрос звучит так.
Присутствует ли момент у несимметричного профиля (крыла) при нулевом значении коэффициента Су и чему он равен?

 

[daredevil]

т.к. вследствие большого Cx_0 всего аппарата он быстро летать не должен и не сможет

Думаю, сможет. У тилтвингов как раз и с обтекаемостью, и с миделем всё оки. Даже если ВМУ будет не 2, а 4 или больше.