Рассуждения о природе подъемной силы крыла

[казак]

Мдяяя... Сложный случай...

Скажите Aleksfomik , про какой такой момент от одной силы вы тут разглагольствуете если сами говорите про угол атаки с нулевым Су ? У вас что на угле атаки нулевой подъёмной силы есть равнодействующая подъёмной силы ? Ну рассмешили мои тапочки..

@казак, а вы обратили внимание на то, что я уже давно стараюсь лично для вас формулировать свои вопросы, как для ребенка детсадовского возраста?

И что , не помогает ? Вот вам точно и текст не поможет.. 😆

 

[Aleksfomik]

Скажите Aleksfomik , про какой такой момент от одной силы вы тут разглагольствуете если сами говорите про угол атаки с нулевым Су ? У вас что на угле атаки нулевой подъёмной силы есть равнодействующая подъёмной силы ?

Ну вы опять заблудились в терминах.

Равнодействующей, может быть, не подъёмная сила, а полная аэродинамическая сила крыла.

Которая, к слову, присутствует даже тогда, когда в полёте крыло находится на угле утайки нулевой подъёмной силы.

Эта равнодействующая в этом режиме обдувки крыла "ложится" вдоль потока и начинает выполнять функцию лобового сопротивления крыла.

 

[Aleksfomik]

Вы мне лучше:

- либо предоставьте скрин страницы из учебника по Аэродинамике для ВУЗов, на которой русскими буквами будет описано то, обстоятельство, когда на крыле возникают два абсолютно противоположных по направлению вектора, с началом в разных точках профиля крыла,

- либо сделайте тут от своего имени ответственное заявление о том, что вы такую информацию предоставить тут не в состоянии.

 

[казак]

Эта равнодействующая в этом режиме обдувки крыла "ложится" вдоль потока и начинает выполнять функцию лобового сопротивления крыла.

1) моментом от одной единственной силы (полной аэродинамической силы) относительно точки, находящейся на 25% хорды (данные именно по этому моменту и публикуются во всех таблицах аэродинамических крыловых профилей) ;

Вы тут себя позиционируете грамотным специалистом в области аэродинамика , а пишите глупости..: Во первых момент вращения тела всегда происходит вокруг ЦТ ..Во вторых ЦТ профиля Кларк-5 точно находится не на линии хорды а выше и о каких 25% САХ точки вращения вы говорите ? Вам же русским языком написали про момент на пикирование относительно точки А на самом носике профиля ..И в третьих я вам уже написал - не считаю нужным что либо ещё искать и предъявлять..Вам это точно не поможет..

 

[Aleksfomik]

Вам же русским языком написали про момент на пикирование относительно точки А на самом носике профиля ..

Какой ещё точки на носике профиля? Вы в своём уме? Кто еще подобную чушь, кроме конечно лично вас и ещё пары...тройки участников из вашей категории, может тут написать?

Если в таблице указывается значение поперечного момента у профиля, то указывается он не относительно носика профиля, а относительно 25% хорды.

Вы не понимаете штоль, что любая аэродинамическая сила направленная вверх на любом аэродинамическом профиле при практически любом угле атаки относительно носика профиля создавать пикирующий момент будет всегда?

Ни в одной таблице аэродинамических профилей вы как не старайтесь не найдёте указание о том что момент показан относительно носика профиля, это полная дичь.

Вы кто ваще такой, блин? Какая нелёгкая вас занесла на авиационный форум, блин?

На каком, блин, основании вы тут пытаетесь делать какие-то научные выводы, если у вас нет некой важной части элементарных понятий, знаний и представлений об этой науке???

Мля... Это какой-то абзац.

Выж голимый дилетант...

 

[Aleksfomik]

про момент на пикирование относительно точки А на самом носике профиля

Слушайте @казак, я так понимаю вы пока ещё не в курсе того, что это за:
- точка такая, которая "А";
- момент относительно этой точки "А";
- и ваще всего, что с этим связано, что это всё такое и с чем это всё едят.

Есть такое понятие: " АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ КРЫЛА" (или "ПРОФИЛЯ").

Значение этого "АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА КОРЫЛА" необходимо только лишь для того, что бы с его помощью по простенькой формуле можно было вычислять место нахождения центра давления каждого конкретного профиля при каждом конкретном условии обдувки этого профиля ("угол атаки", "скоростной напор").

На основании значений АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА КРЫЛА выводится КОЭФФИЦИЕНТ ЭТОГО МОМЕНТА, то есть, тот самый "Cm".

А вот уже зная значение этого самого коэффициента аэродинамического момента (то есть "Сm") с помощью простенкой формулы вычисляют координату центра давления профиля, то есть, "x".

Возмём, к примеру, затёртый вами до дыр ваш любимый профиль "clark-Y".

Берём значения при угле атаки = 0°.

x = Cm/Cy = 0,166/0,384 = 0,432.

То есть, на угле атаки 0° центр давления у профиля clark-Y располагается на 423,2 % хорды.

Берём значения при угле атаки 12°.

x = Cm/Cy = 0,344/1,231 = 0,279.

То есть, на угле атаки 12° центр давления у профиля clark-Y располагается на 27,9 % хорды.

То есть относительно 25% хорды этот профиль на угле атаки 12° будет слеганца пикирующим.

Но на угле атаки соответствующем нулевой подъёмной силе никакого пикирующего момента нет и быть не может, так как, нет подъемной силы (то есть, нет вектора, который был бы перпендикулярен к хорде), но при этом аэродинамическая сила есть. Тока она вся ушла на создание лобового сопротивления.

 

[Aleksfomik]

о каких 25% САХ точки вращения вы говорите ?

Как это "о каких"?

@казак, вы наверняка слышали такое выражение: "безмоментные аэродинамические профили"... К примеру тот же NACA-0012.

Дак вот на всех его рабочих углах атаки, вплоть до -/+ 22 градуса центр давления у него располагается на 24,5 % хорды.

Возможно благодаря этим безмоментным профилям и закоренилось это значение "25%"...

 

[Aleksfomik]

Да, и ещё в отношении "25%":

Дело в том, что у большинства аэродинамических профилей на рабочих углах атаки центр давления находится в районе именно этих 25-ти процентов хорды.

И кстати, это обстоятельство в широких массах узкого круга авиаинженеров является практически общеизвестными фактом!

А вот почему у вас в отношении этих двадцати пяти процентов возникают непонятки - это ещё тот вопросец.

 

[Чечако]

Но на угле атаки соответствующем нулевой подъёмной силе никакого пикирующего момента нет и быть не может, так как, нет подъемной силы (то есть, нет вектора, который был бы перпендикулярен к хорде),

В этом случае остается единственный вектор перпендикулярный хорде... mg, ну почти перпендикулярный. А, ПС, компенсирующей, это самое, mg... равно нулю. Сила нескомпенсированная есть, а момента от нее - нет? В аэротрубе, вес модели-компенсируется принудительно, или известен и входит, точнее - исключается, из... последующих расчетов характеристик. Так-же, принудительно, изменяется "вектор тяги" ( в трубе, по-другому - сложно), чтобы быть всегда! противонаправленным скорости потока, а не находиться под фиксированным углом к хорде.

 

[казак]

Какой ещё точки на носике профиля? Вы в своём уме? Кто еще подобную чушь, кроме конечно лично вас и ещё пары...тройки участников из вашей категории, может тут написать?

Алексфомик , так вы разобрались какую такую "подобную чушь" несёт эта никому не известная лаборатория LMAL-NASA в четвёртом по счёту слева направо столбце CmA аэродинамических характеристик ? Там на угле атаки примерно -5град сответствия Су=0 указан момент CmA = 0.09 примерно ..Это момент совершенно точно относительно точки А на носике профиля ! И никаких 25%САХ ! Чем он вызван ? Если предположить что равнодействующей вытянутой вдоль хорды как пишете вы ,то на угле -5град Сх = 0.01 . При этом ЦТ у профиля на этом угле будет значительно ниже чем ЦД профильного сопротивления и тогда момент на плече был бы кабрирующий! Значит ваше предположение момента от равнодействующей вдоль профиля никак не вяжется ! При отсутствии ПС остаётся именно тот момент профиля от противоположно направленных двух сил, одна на носике профиля другая на горбике в сумме дающие 0 .. Я вас уже посылал почитать атлас Кравеца ЦАГИ , а вы включаете "дурочку" и галдите своё..

 

[казак]

Сила нескомпенсированная есть, а момента от нее - нет?

Но этот момент был бы с знаком минус , обратите внимание в столбце CmA на всех углах атаки все моменты положительные , т.е. на пикирование..

Слушайте @казак, я так понимаю вы пока ещё не в курсе того, что это за:
- точка такая, которая "А";
- момент относительно этой точки "А";
- и ваще всего, что с этим связано, что это всё такое и с чем это всё едят.

А как быть с этим ?

Ни в одной таблице аэродинамических профилей вы как не старайтесь не найдёте указание о том что момент показан относительно носика профиля, это полная дичь.

Получите - распишитесь ..(в чём?)

 

[казак]

Вы кто ваще такой, блин? Какая нелёгкая вас занесла на авиационный форум, блин?

Меня "нелёгкая", как выразились вы Aleksfomik , занесла на этот форум на 10 лет раньше вас ..Будучи уже на пенсии после летной карьеры , я занимался как хоби строительством ЛА и зашёл на форум чтобы пополнить свои знания , чем и занимаюсь до сих пор..

 

[Aleksfomik]

@казак, не обижайтесь на меня, в отношении вашей личности я действительно не сдержался и погорячился, накипело наверное. Приношу свои извинения. Но диалог продолжается...

 

[Aleksfomik]

Алексфомик , так вы разобрались

Ну я-то давно уже разобрался чего и вам желаю.


А вот из этой выдержки:

в четвёртом по счёту слева направо столбце CmA аэродинамических характеристик ? Там на угле атаки примерно -5град сответствия Су=0 указан момент CmA = 0.09 примерно ..Это момент совершенно точно относительно точки А на носике профиля !

я ясно вижу, что у вас, по моему мнению, есть явные проблемы с интерпретацией того, что вы увидели в таблице.

По поводу "Cm" (и не важно как назвать ту точку на носике, "А" или ваще никак, достаточно знать, что эта точка всегда находится на носике профиля). "Сm" - это и есть коэффициент аэродинамического момента крыла/профиля. Этот аэродинамический момент крыла/профиля замеряется в аэродинамических трубах но в таблицу, в основном, уходит не само значение аэродинамического момента, а его коэффициент.

По этому поводу я ответил вам уже вчера.

Вот тот текст:

"Есть такое понятие: " АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ КРЫЛА" (или "ПРОФИЛЯ").

Значение этого "АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА КОРЫЛА" необходимо только лишь для того, что бы с его помощью по простенькой формуле можно было вычислять место нахождения центра давления каждого конкретного профиля при каждом конкретном условии обдувки этого профиля ("угол атаки", "скоростной напор").

На основании значений АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА КРЫЛА выводится КОЭФФИЦИЕНТ ЭТОГО МОМЕНТА, то есть, тот самый "Cm".

А вот уже зная значение этого самого коэффициента аэродинамического момента (то есть "Сm") с помощью простенкой формулы вычисляют координату центра давления профиля, то есть, "x".

Возмём, к примеру, затёртый вами до дыр ваш любимый профиль "clark-Y".

Берём значения при угле атаки = 0°.

x = Cm/Cy = 0,166/0,384 = 0,432.

То есть, на угле атаки 0° центр давления у профиля clark-Y располагается на 423,2 % хорды.

Берём значения при угле атаки 12°.

x = Cm/Cy = 0,344/1,231 = 0,279.

То есть, на угле атаки 12° центр давления у профиля clark-Y располагается на 27,9 % хорды.

То есть относительно 25% хорды этот профиль на угле атаки 12° будет слеганца пикирующим.

Но на угле атаки соответствующем нулевой подъёмной силе никакого пикирующего момента нет и быть не может, так как, нет подъемной силы (то есть, нет вектора, который был бы перпендикулярен к хорде), но при этом аэродинамическая сила есть. Тока она вся ушла на создание лобового сопротивления."

 

[Aleksfomik]

А вот и ещё один вашь косяк:

При этом ЦТ у профиля

У профиля нет и быть не может никакого Центра Тяжести.
ЦТ может быть только у крыла (или у элемента крыла).

Но ЦТ крыла, по большому счёту, как самостоятельный ЦТ не имеет абсолютно никакого значения.

Значение имеет только ЦТ всего ЛА в целом вместе с крылом и всем остальным, имеющим свою массу.

Вот в зависимости от особенностей аэродинамических характеристик профиля крыла и от геометрических характеристик крыла и от формы крыла в плане конструктора и выбирают то место на САХ, где и будет размещаться ЦТ всего ЛА.

 

[Чечако]

Но этот момент был бы с знаком минус , обратите внимание в столбце CmA на всех углах атаки все моменты положительные , т.е. на пикирование..

Речь шла о конкретном УА, при ПС=0. И, не обязательно "-". Важно, что должен быть!

 

[Aleksfomik]

обратите внимание в столбце CmA на всех углах атаки все моменты положительные , т.е. на пикирование..

Ну ёшкинкот, какие, блин "минусы" и "плюсы"...?..

Попробуйте осознать, что этот параметр (имеется ввиду "Cm") ни каким образом не может быть основанием для такого вашего вывода.
Этот параметр не может говорить ни о том, что на профиль действует пикирующий момент, ни о том, что на профиль действует кабрирующий момент.

Этот параметр ( Сm ) выводится только лишь для одной цели - а именно для вычисления положения на профиле центра давления при различных углах атаки профиля.

 

[Чечако]

Но ЦТ крыла, по большому счёту, как самостоятельный ЦТ не имеет абсолютно никакого значения.

Например планеры типа летающее крыло, "и примкнувшие к ним" дельтапланы.

Этот параметр ( Сm ) выводится только лишь для одной цели - а именно для вычисления положения на профиле центра давления при различных углах атаки профиля.

Правильно, для вычисления.
При условии, что на крыло не действует сила тяжести, НО!!! есть ЦТ!!! или точки опоры, в которых ЦТ, присутствует неявно - в виде R опор.
Из положения ЦТ... вычисляется положение ЦД (Сm).
Ничего странного не замечаете?

 

[Aleksfomik]

Например планеры типа летающее крыло, "и примкнувшие к ним" дельтапланы.

Это не имеет ника какого значения. И в этих типах ЛА присутствуют:

- и несовпадение положения ЦТ аппарата вместе с пилотом с ЦТ отдельно взятого крыла, как бывает, к примеру у дельталётов. Пилоты бывают разные, и тяжёлые тоже. Про мотоделтапланы я ваще молчу... ;

- и несовпадение положения ЦТ самоля (типа "летающее крыло") с ЦТ самого крыла и по высоте и по горизонтали.

Ведь на борту летающего крыла присутствует много тяжёлых элементов и конструкций: силовая установка, различное бортовое оборудование, топливо, вооружение и прочее. Ведь при проектировании таких самолётов у их конструкторов не стоит острая задача полного совпадения ЦТ самоля в целом с ЦТ отдельно взятого крыла этого самоля.

 

[Aleksfomik]

Из положения ЦТ... вычисляется положение ЦД (Сm).
Ничего странного не замечаете?

🙈 Нюканешназамечаю...

У вас неверная очерёдность мероприятий.

Эта манипуляция происходит наоборот:
- сначала у крыла выясняется интервал положений центра давления
- и только после этого конструктор проектирует свой крылатый ЛА таким образом, что бы ЦТ самоля во всех режимах загрузки и во всех штатных режимах полёта не выходил за рамки интервала положений центра давления на крыле.