Самолёт ULF-2

Вот поискал в инете:
7. 9. 3. Удлинение крыла.
Удлинение крыла весьма существенно влияет на зависимость   (Рис. 7.18). Эффект перетекания потока у концов крыла                         
выражается в уменьшении перепада давлений над и под крылом, что уменьшает подъемную силу. Уменьшение удлинения крыла приводит к увеличению эффекта перетекания потока у концов крыла, увеличению влияния скоса потока, к уменьшению истинного угла атаки и, как следствие, к уменьшению  , уменьшению угла наклона кривой   к оси   и увеличению критическо¬го угла атаки  . Максимальный угол наклона этой кривой таков, что  .
Наибольшее значение  , и наименьшее  значение   имеет крыло бесконечного размаха . Из этих же соображений вытекает влияние удлинения крыла на кривую   (рис. 7. 19) и на поляру (рис. 7. 20).
Здесь: fermer.ru/files/forum/2010/05/74093/metodichka_-_2.doc

Вот еще статейка: http://avia-simply.ru/zakoncovki-krila-winglets/
 
есть высокий шанс что полметра-метр крыла ближе к концу не будут работать на подъемную силу, а скорее наоборот, из-за перетекания потока снизу наверх, будет давить на крыло сверху.
Сами-то разве не поняли,что написали чушь?
Если воздух перетекает снизу вверх,то это,со всей очевидностью свидетельствует о том,что давление внизу больше,чем давление вверху:в противном случае направление перетекания изменилось бы на противоположное.
Поэтому тут вам и штопор из-за отсутствия подъемной силы
А что,штопор бывает из-за отсутствия подъемной силы - не знал.
Я так думаю (и,кстати,так оно и есть),что штопор возникает при переходе на закритические углы атаки,когда увеличение угла приводит к снижению подъемной силы.Представьте себе,что самолет летит ровно на закритическом углу атаки:если при этом под левую консоль чуть-чуть поддует,угол атаки у этой консоли увеличится,а подъемная сила уменьшится,сравнительно с правой - в итоге,левая консоль "провалится",а дальше этот процесс усилится и начнется авторотация,и называемая штопором.
 
Ок, Владимир Павлович, если не ошибаюсь. А что происходит на закритических углах атаки снизу крыла?
 
Снизу крыла все в порядке,поток гладкий:если захотите,в интернете легко найдете видео продувок профилей с визуализацией.
 
То есть вы утверждаете, что снизу крыла, на закритических углах атаки, перед срывом в штопор, поток гладкий, то есть ламинарный? А что с пограничным слоем?
 
К вопросу по опрокидыванию потока. Турбулентный поток воздуха , образующийся на законцовке, имеет вектор приложения своей силы на верхнюю часть крыла. Он и давит на этот участок крыла. Вы Владимир Павлович должны это знать.
 
К вопросу по опрокидыванию потока. Турбулентный поток воздуха , образующийся на законцовке, имеет вектор приложения своей силы на верхнюю часть крыла. Он и давит на этот участок крыла. Вы Владимир Павлович должны это знать. 


А столб воздуха высотой с добрых 80 км не давит(ну пусть хоть 80 метров)? 😉
 
Владимир Павлович насколько эффективно подобное решение законцовок крыла, или они выполняют чисто "декоративную" роль ? Общался с владельцами, говорят в штопор "свалить" его практически нереально,наверное благодаря профилю.

 
Такие законцовки особенно хороши для планеров,когда выполняют роль лыж при опускании консоли на землю,защищая от соприкосновения элерон.
В остальном - я уже множество раз повторял (и повторю еще раз),что сделать законцовки (винглеты) любой формы,которые реально улучшают летные характеристики самолета (в первую очередЬ,увеличив эффективное удлинение и Кмакс,как следствие) - "на глазок",без продувок практически невозможно;а,буде получено, такое улучшение,оказывается настроенным на соответствующий режим.Т.е. на остальных режимах преимущества не будет,а будет недобор - точно так же,как резонансные трубы на выхлопе двухтаткного мотора эффективны лишь в узком диапазоне оборотов.
Что касается утверждения
говорят в штопор "свалить" его практически нереально
- его можно было принять всерьез,если бы было проведено сравнение - и без законцовок он штопорил бы охотно,а при их установке эта склонность была бы исключена.
Вряд ли такое сравнение проводилось.
 
Спасибо ! За штопор имелась ввиду наверное общая концепция аппарата. Одному владельцу из ЮАР, который любит эксперименты, авиационный институт просчитал вихревые генераторы, которые он впоследствии установил. По его словам, уменьшилась скорость сваливания и выросла крейсерская. Намного снизилась чувствительность к турбулентности и улучшилась управляемость на всех режимах.
Вроде мелочь а реально работает.


 
Тут клеили на Пайперы вихрегенераторы - насколько понял,преимуществ не получили,хотя они действительно и безусловно работают.Это лишь подтверждает мои слова - вероятность того,что плюнете в воробья и попадете,существует,но настолько мала.что ею смело можно пренебречь.
 
Оригинально.  Что  касается  срывания  в  штопор  самолета,  то  на  мой  взгляд  в  этом  важную  роль  играет  сам  пилот  и  его  обученность.  Уж  на  каких  самолетах  чего  нет  и  все  равно  и  Боинги  штопорят  и  легкие  планера.  Все  от  обученности  и  дисциплины  пилота.
 
То есть вы утверждаете, что снизу крыла, на закритических углах атаки, перед срывом в штопор, поток гладкий, то есть ламинарный? А что с пограничным слоем?
Разберитесь с различиями турбулентного и сорванного потока,а потом уже лезьте с замечаниями,соврешенно неуместными и показывающие лишь незнание основ.
Для справки:на 99% легких ЛА 99% площади обтекается турбулентным потоком - при этом он вполне гладкий.
Оценка - два.
К вопросу по опрокидыванию потока. Турбулентный поток воздуха , образующийся на законцовке, имеет вектор приложения своей силы на верхнюю часть крыла. Он и давит на этот участок крыла. Вы Владимир Павлович должны это знать.
Это вообще такая белиберда и бессмысленный набор незнакомых вам терминов,что посоветую еще раз прочитать собственный перл медленно,по словам и подумать о значении каждого слова и его связи с соседними:если и после этого посчитаете свою мысль выраженной правильно - бросьте думать об авиастроении:оно не для вас.
Ок, для начала разберитесь что такое пограничный слой, а не сочиняйте новые термины. По аэродинамике у вас явно теория хромает.
Мне многие вещи простительны, я никто. А вот вы могли бы грамотность подтянуть. Все же специалист. Да и гонорку бы поубавить.
Прошу прощения у форума за офф топ не по теме.
 
larsuha сказал(а):
Аргонавт, а причем тут погранслой? Вы проводили оценку, насколько тут проявляется вязкость?
Речь идет об отрыве погранслоя. Что появляется как раз на закритических углах атаки. Но это не относится к теме разговора о законцовках. Тут как раз речь идет о турбулентном потоке на концевом  срезе крыла. Та законцовка, о которой речь, оригинальная от Ульфа, как раз минимизирует негативное влияние этого явления. Ссылки приводил. Спорить не буду, тем более что смысл тот же и у Лапшина. Просто зачем людей оскорблять? Тем более, что о перетекании потока из ОНД в ОВД писал только сам лапшин.
 
Argonaut сказал(а):
Аргонавт, а причем тут погранслой? Вы проводили оценку, насколько тут проявляется вязкость?
Речь идет об отрыве погранслоя. Что появляется как раз на закритических углах атаки.
Обождите, причем тут погранслой? При Re которые могут быть  ULF-а, подозреваю, погранслоем не пахнет. Не нужно усложнять явление исчезающе малым влиянием вязкости. Вы бы еще сжимаемость вспомнили при М<<1.
 
Мне кажется или мы говорим на разных языках? Пограничный сллй существует и на дозвуковых скоростях. Мы не можем им пренебрегать, поскольку тогда приедтся пересматривать всю аэродинамику полета и как тогда объяснять эффект сваливания, отрыв пограничного слоя.
 
Вообще-то эта ветка про ПОСТРОЙКУ Ульфа. Может есть смысл обсуждать общие вопросы аэродинамики в соответствуюшем разделе, чтобы не засорять ветку?
 
apiskarev сказал(а):
Вообще-то эта ветка про ПОСТРОЙКУ Ульфа. Может есть смысл обсуждать общие вопросы аэродинамики в соответствуюшем разделе, чтобы не засорять ветку?
Да,по делу,всю эту муть следовало бы убрать самим авторам (мне в т.ч. - сделал)
 
Назад
Вверх