Самолёты-тандемы.

У нас есть такое вырожение
Analysis paralysis....
вот его значение
http://en.wikipedia.org/wiki/Analysis_paralysis

Денис
ты б меньше анализировал а больше б делал..оно полезней будет 😉
 
Денис.
Описывая качественную сторону процесса восстановления "девственности"обьёмов воздуха подвергшихся воздействию импульса от переднего плана, я намеренно говорил "почти полностью восстанавливается" Моя задача была-объяснить, как при одном и том-же размахе получить выигрыш в индуктивном сопротивлении?-это возможно только если мы задействуем в процессе как можно большие объёмы воздуха. Это возможно только за счёт применения полипланной схемы и разноса планов по вертикали и горизонтали. Разумеется,коэффициэнт эффективности размаха 2 получить не удастся, но процентов 10-20...вполне реально. Вы что не читаете мои вложения?Там приведены цифры и графики полученные в результате научных исследований! Разумеется число планов должно быть оптимальным иначе дойдём до докритических режимов обтекания (на малых хордах) и полному запиранию потока. Предлагая Рутану доработать Global Flyer до тандема-...я, разумеется...шутил. Здесь мы имеем вариант предельной оптимизации моноплана ..и что бы мы ни делали получить качество более 60 вряд ли удастся.(хотя в принципе....?)
Желаю практических успехов!....и не ставте своим студентам(если Вы допущены к учебному процессу) неуды только за то ,что они "подозрительно" относятся к моноплану. ;D
 
 
Господа теоретики! Извините, что вторгаюсь, но Вы так запутали бедного крестьянина :'(, что у меня крыша потихоньку начинает ехать... Можете Вы мне объяснить, что Вам так далось это пресловутое индуктивное сопротивление (а заодно и качество и всякие другие уважаемые параметры, относящиеся к каким-то частным режимам)? Попробую по-крестьянски объяснить, в чем у меня непонятки... Ну вот летит самолет... Единственное, на что тратится мощность - это преодоление сопротивления воздуха ... В большинстве данных режимов качество (отношение веса к создаваемой самолетом силе сопротивления) в общем-то до балды... Положим, тяга ВМГ - 300 кГ (будем считать, что она постоянна), вес аппарата -900 кГ... Скорость 200 км/час, качество нужно 3... Снизили скорость до 100 км/час (вдвое), сопротивление самолета снизилось пропорционально квадрату скорости - вчетверо, чтобы лететь нужно качество 12... Или сознательно ухудшать качество - иметь больший угол атаки, выпускать всякие там закрылки, одновременно увеличивая Су... То есть параллельно увеличивать и сопротивление самолета, и коэффициент подъемной силы - вещь известная, промежуточный вариант... 🙂...
Сопротивление самолета-тандема при прочих равных, как я понимаю, не будет равно сопротивлению биплана... Все наверное в детстве катались на велосипеде за автобусом - куда легче, чем без него... Даже птицы это давно сообразили - летают стаей клином или гуьком 🙂... Два крыла один за другим (при разумном их расположении) должны иметь существенно меньшее сопротивление, чем два параллельных одно над другим, даже без всяких там расчалок и подкосов... :craZy...
  Все эти индуктивные сопротивления, то бишь перетекания воздуха с нижней на верхнюю поверхность крыла, всевозможные завихрения, связанные с формой фюзеляжа и всевозможными расчалками  :IMHO при правильном проектировании величины второго порядка малости...
 Вы же ведете спор о качестве как таковом, индуктивном сопротивлении как таковом... Все это конечно интересно, но в отрыве от реалий представляет чисто математические упражнения... То есть Вы применяете в общем-то правильную математику к условиям... как бы это сказать... предназначенным для других случаев...🙂...
  Я в чем-то не прав? Поправьте! 😉
 
Lev вы не правы  🙁
Вам следовало бы почитать книжки по аэродинамике, хотя в книжках по проектированию про это тоже пишут.
Индуктивное сопротивление прямопропорционально квадрату С[sub]у[/sub] (коэф. подъемной силе), а С[sub]у[/sub] обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него С[sub]у[/sub] в четыре раза выше.
 
Lev вы не правы  🙁
Вам следовало бы почитать книжки по аэродинамике, хотя в книжках по проектированию про это тоже пишут.
Индуктивное сопротивление прямопропорционально квадрату С[sub]у[/sub] (коэф. подъемной силе), а С[sub]у[/sub] обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него С[sub]у[/sub] в четыре раза выше.
Вообще-то читал... Что БЕЗРАЗМЕРНЫЕ коэффициенты Сх и Су зависят от СКОРОСТИ !, а не от ориентации тела относительно потоков воздуха (углов атаки и скольжения) и числа Рейнольдса, которое при данных скоростях не выходит за рамки смены режимов (ламинарное- смешанное-турбулентное ) для меня действительно новость... Пороюсь в учебниках (у меня их несколько)... Не могли бы Вы указать, где Вы это нашли? (что БЕЗРАЗМЕРНЫЙ Су УВЕЛИЧИВАЕТСЯ обратно-пропорционально квадрату скорости...)... :craZy
 
В порядке общей информации. На анстоящий момент истории авиации наивысшее достигнцтое аэродинамическое качество составляет 72. Оно получено на немецком планере Eta.

Схема этого планера совершенно традиционная.

http://en.wikipedia.org/wiki/Eta_Aircraft_eta
 
Денис.
Описывая качественную сторону процесса восстановления "девственности"обьёмов воздуха подвергшихся воздействию импульса от переднего плана, я намеренно говорил "почти полностью восстанавливается" Моя задача была-объяснить, как при одном и том-же размахе получить выигрыш в индуктивном сопротивлении?-это возможно только если мы задействуем в процессе как можно большие объёмы воздуха. Это возможно только за счёт применения полипланной схемы и разноса планов по вертикали и горизонтали. Разумеется,коэффициэнт эффективности размаха 2 получить не удастся, но процентов 10-20...вполне реально. Вы что не читаете мои вложения?Там приведены цифры и графики полученные в результате научных исследований! Разумеется число планов должно быть оптимальным иначе дойдём до докритических режимов обтекания (на малых хордах) и полному запиранию потока. Предлагая Рутану доработать Global Flyer до тандема-...я, разумеется...шутил. Здесь мы имеем вариант предельной оптимизации моноплана ..и что бы мы ни делали получить качество более 60 вряд ли удастся.(хотя в принципе....?)
Желаю практических успехов!....и не ставте своим студентам(если Вы допущены к учебному процессу) неуды только за то ,что они "подозрительно" относятся к моноплану. ;D
 

Вопрос для проверки знаний: Какой коэффициент эффективности размаха вообще возможен, если два плана будут работать как полностью изолированные?
 
Lev вы не правы  🙁
Вам следовало бы почитать книжки по аэродинамике, хотя в книжках по проектированию про это тоже пишут.
Индуктивное сопротивление прямопропорционально квадрату С[sub]у[/sub] (коэф. подъемной силе), а С[sub]у[/sub] обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него С[sub]у[/sub] в четыре раза выше.
Вообще-то читал... Что БЕЗРАЗМЕРНЫЕ коэффициенты Сх и Су зависят от СКОРОСТИ !, а не от ориентации тела относительно потоков воздуха (углов атаки и скольжения) и числа Рейнольдса, которое при данных скоростях не выходит за рамки смены режимов (ламинарное- смешанное-турбулентное ) для меня действительно новость... Пороюсь в учебниках (у меня их несколько)... Не могли бы Вы указать, где Вы это нашли? (что БЕЗРАЗМЕРНЫЙ Су УВЕЛИЧИВАЕТСЯ обратно-пропорционально квадрату скорости...)... :craZy
G=C[sub]y[/sub]*S*ro*V[sup]2[/sup]/2
Вес, площадь крыла и плотность заданы - отсюда найдете С[sub]у[/sub] в зависимости от скорости.
С[sub]х[/sub]=С[sub]хр[/sub]+С[sub]i[/sub]
С[sub]хр[/sub] зависит от числа Рейнольдса и формы (геометрии, шероховатости)
С[sub]i[/sub] зависит от подъемной силы и формы (геометрии крыла(ев))
 
Lev вы не правы  🙁
Вам следовало бы почитать книжки по аэродинамике, хотя в книжках по проектированию про это тоже пишут.
Индуктивное сопротивление прямопропорционально квадрату С[sub]у[/sub] (коэф. подъемной силе), а С[sub]у[/sub] обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него С[sub]у[/sub] в четыре раза выше.
Вообще-то читал... Что БЕЗРАЗМЕРНЫЕ коэффициенты Сх и Су зависят от СКОРОСТИ !, а не от ориентации тела относительно потоков воздуха (углов атаки и скольжения) и числа Рейнольдса, которое при данных скоростях не выходит за рамки смены режимов (ламинарное- смешанное-турбулентное ) для меня действительно новость... Пороюсь в учебниках (у меня их несколько)... Не могли бы Вы указать, где Вы это нашли? (что БЕЗРАЗМЕРНЫЙ Су УВЕЛИЧИВАЕТСЯ обратно-пропорционально квадрату скорости...)... :craZy
G=C[sub]y[/sub]*S*ro*V[sup]2[/sup]/2
Вес, площадь крыла и плотность заданы - отсюда найдете С[sub]у[/sub] в зависимости от скорости.
С[sub]х[/sub]=С[sub]хр[/sub]+С[sub]i[/sub]
С[sub]хр[/sub] зависит от числа Рейнольдса и формы (геометрии, шероховатости)
С[sub]i[/sub] зависит от подъемной силы и формы (геометрии крыла(ев))

 Вы действительно меня не понимаете или сознательно рака за камень заводите? Вы сейчас говорите о ПОТРЕБНОМ Су крыла для той или иной скорости - я об этом и не спрашивал, более того, в своем длинном пассаже вскольз указал, каким способом это достигается оперативно (изменением угла атаки, изменением изгиба профиля выпуском тех же закрылков), есть схемы с увеличением площади крыла... да много чего еще....
  Возвращаю Вас к Вашим словам:
"Су обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него Су в четыре раза выше. " Я понимаю, разговор у нас шел об изменении Су ТОЛЬКО от скорости при НЕИЗМЕННОЙ конфигурации крыла и неизменном угле атаки... Я и попросил Вас показать, где Вы это взяли... Поскольку Вы сослались, что это есть в любом учебнике аэродинамики и конструкторских расчетов - передо мной РДК СЛА
СибНИА, том.1. "Общие технические требования. Аэродинамика".
Думаю, у Вас он тоже есть - там сведения даже избыточные для самодельщиков... Назовите страницу, график, формулу - это единственное, что я просил.
 
  Вы действительно меня не понимаете или сознательно рака за камень заводите? Вы сейчас говорите о ПОТРЕБНОМ Су крыла для той или иной скорости - я об этом и не спрашивал, более того, в своем длинном пассаже вскольз указал, каким способом это достигается оперативно (изменением угла атаки, изменением изгиба профиля выпуском тех же закрылков), есть схемы с увеличением площади крыла... да много чего еще....
  Возвращаю Вас к Вашим словам:
"Су обратнопропорционален квадрату скорости, при постоянной массе. И когда самолет летит в два раза медленнее - у него Су в четыре раза выше. " Я понимаю, разговор у нас шел об изменении Су ТОЛЬКО от скорости при НЕИЗМЕННОЙ конфигурации крыла и неизменном угле атаки... Я и попросил Вас показать, где Вы это взяли... Поскольку Вы сослались, что это есть в любом учебнике аэродинамики и конструкторских расчетов - передо мной РДК СЛА
СибНИА, том.1. "Общие технические требования. Аэродинамика".
Думаю, у Вас он тоже есть - там сведения даже избыточные для самодельщиков... Назовите страницу, график, формулу - это единственное, что я просил.
Вас действительно трудно понять, хотя без цепляния за слова необошлось  🙂
Да я говорил именно об этом. Не представляю как еще можно изменить скорость. Вы думаете уменьшив скорость в два раза 🙂 не изменив угла атаки вы будете лететь? я думаю что падать.
Если же разгвор идет об изменении Су ТОЛЬКО от скорости при НЕИЗМЕННОЙ конфигурации крыла и неизменном угле атаки, то тут зависимость конечно не квадратичная, но для большинства профилей вполне заметная при изменении скорости в два раза. Простите ;D Конечно эти зависимости есть не в  в любом учебнике аэродинамики и конструкторских расчетов. Но вот в РДК СЛА
СибНИА, том.1. "Общие технические требования. Аэродинамика" точно есть. К сожалению у меня его нет ни в каком виде и потому не могу сказать номера страниц. Но вы их легко найдете: сразу за графиками с полярами различных профилей есть две страницы с графиками зависимости Су от Re (суть скороти при постоянной хорде)
На велосипеде за автобусами не ездил, поэтому оценить насколько легче ехать не берусь, но могу предположить, что это связано с аэродинамикой малых скоростей (Re). В этом случае, как понимаю, в полностью турбулентом потоке сопротивление меньше чем когда есть частичное ламинарное. Про птиц же могу предположить, что птицы летящие в клине - на самом деле летят со снижением(потребная мощность/тяга при снижении меньше чем в горизонтальном полете) в восходящем потоке воздуха от вихря (того самого перетекания воздуха с нижней на верхнюю поверхность) на конце крыла. Плюс опять аэродинамика малых скоростей. :question  "за чтож ты мать сыра природа настоль безжалостна со мной" (с)Б.Г. 🙁
У тандема же все подругому: заднее крыло в заторможеном и весьма вероятно турбулентном потоке, только скорости уже другие и соответсвенно эффект противоположный аэродинамике малых скоростей. Потом это самое перетекание на переднем крыле вызывает скос потока. Которое, как я могу предположить, приводит к тому что заднее крыло будет как бы иметь обратную крутку крыла (когда углы на концах крыла больше чем в корне).

Блин: многие знания - многие печали.

Короче: все события в данном фильме выдуманны, а любые совпадения случайны.
 
1. Я не цепляюсь за слова, если это выглядело именно так - прошу принять мои извинения. Вы попытались меня поправить (наверное, я сам не отличаюсь четкостью изложения своих мыслей), я стал уточнять, что именно не так - и только... На форуме я пытаюсь ликвидировать свой собственный ликбез, поскольку заканчивал не авиационный ВУЗ - нет такого преподавателя, который бы определял, чего я не знаю, а надо бы знать и помогал мне в этом, вынужден делать это сам :-[.. Поэтому просто благодарен тем, кто облегчает мне эту работу.
2. По поводу влияния скорости на коэффициент подъемной силы Су профиля (Вы предлагаете отслеживать ее по критерию Рейнольдса - пусть так, скорость в этот критерий входит). В том же РДК СЛА это проанализировано (стр.72-73). Профили условно разбиты на четыре группы, в первой и четвертой группе Су возрастают с ростом критерия Рейнольдса, во второй и третьей - убывают, то есть все это в руках конструктора.
3. Ну а по поводу классики, тандемов, уток, летающих крыльев и прочего... Я думаю, эти споры как в песенке: "Голубые глаза хороши, ну а мне больше нравятся карие!"... Каждый выбирает то, что ему нравится или лучше реализует его чаяния... А испохабить бестолковым исполнением можно все что угодно... 🙂
 
Немного теории. Пару лет назад для дисера картинку делал:
 

Вложения

  • vertex.jpg
    vertex.jpg
    65,5 КБ · Просмотры: 161
Немного теории. Пару лет назад для дисера картинку делал:
Справедливо, когда:
1. задняя поверхность размахом меньше, либо равна передней.
2. руль высоты на переднем крыле.
3. Тянущий винт
Нижний график для задней несущей поверхности.
 
1. Я не цепляюсь за слова, если это выглядело именно так - прошу принять мои извинения. Вы попытались меня поправить (наверное, я сам не отличаюсь четкостью изложения своих мыслей), я стал уточнять, что именно не так - и только... На форуме я пытаюсь ликвидировать свой собственный ликбез, поскольку заканчивал не авиационный ВУЗ - нет такого преподавателя, который бы определял, чего я не знаю, а надо бы знать и помогал мне в этом, вынужден делать это сам :-[.. Поэтому просто благодарен тем, кто облегчает мне эту работу.
2. По поводу влияния скорости на коэффициент подъемной силы Су профиля (Вы предлагаете отслеживать ее по критерию Рейнольдса - пусть так, скорость в этот критерий входит). В том же РДК СЛА это проанализировано (стр.72-73). Профили условно разбиты на четыре группы, в первой и четвертой группе Су возрастают с ростом критерия Рейнольдса, во второй и третьей - убывают, то есть все это в руках конструктора.
3. Ну а по поводу классики, тандемов, уток, летающих крыльев и прочего... Я думаю, эти споры как в песенке: "Голубые глаза хороши, ну а мне больше нравятся карие!"... Каждый выбирает то, что ему нравится или лучше реализует его чаяния... А испохабить бестолковым исполнением можно все что угодно... 🙂
Lev, вы уж меня простите - это я к словам прицепился.
До взаимопонимания пока еще похоже далеко  🙂
 
To  Denis
 Коэффициент эффективности размаха равен корню квадратному из числа планов. Для квадраплана равен 2, для тандема 1,41.Т.е. 4-х план теоритически может иметь вдвое  меньшее индуктивное сопротивление чем моноплан.
 
Немного теории. Пару лет назад для дисера картинку делал:
Справедливо, когда:
1. задняя поверхность размахом меньше, либо равна передней.
2. руль высоты на переднем крыле.
3. Тянущий винт
Нижний график для задней несущей поверхности.
Очень интересно. Пара вопрсиков:
1. Откуда беруться вихри в корне крыльев?
2. отклоненный орган управления - руль высоты по всему размаху (до законцовок не доходят)?
Спасибо
 
1. Концевые вихри образуются из-за разницы давлений над и под крылом. Для расчета истинной циркуляции на произвольном крыле в плане необходимо знать координаты положения концевых вихрей. В зависимости от формы законцовки положение может быть разным.
2. пришлось на веру взять отчеты НАСА, о том что добавочная циркуляция тает к концу крыл, а то может и знак поменять. А на нашем пипелаце рули не доходят до конца на 400 мм, иначе на конец элерона оч большая аэродинамическая нагрузка будет, как раз из-за этих концевых вихрей.
Я так думаю.
 
Немного теории. Пару лет назад для дисера картинку делал:
Справедливо, когда:
1. задняя поверхность размахом меньше, либо равна передней.
2. руль высоты на переднем крыле.
3. Тянущий винт
Нижний график для задней несущей поверхности.
   
Очень интересно. Пара вопрсиков:
1. Откуда беруться вихри в корне крыльев?
2. отклоненный орган управления - руль высоты по всему размаху (до законцовок не доходят)?
Спасибо
О реальных вихрях можно говорить применительно к свободным вихрям на концах крыла ,вихревой пелене на задней кромке и процессам в погранслое. Так проявляет себя вязкость воздуха. Понятие "циркуляция"-удобная математическая абстракция для вычисления подъёмной силы и индуктивных взаимодействий теоритически .Практически она вычисляется проще- мы знаем как.Никакой циркуляции ( в смысле круговых перемещений воздуха) вокруг крыла нет .НА самом деле, при перемещении крыла в неподвижном воздухе,при силовом взаимодействии с совокупностью молекул, на крыле возникают перепады давления(как реакция воздуха) Эти перепады, из-за вязкости воздуха, образуют вихревые структуры только в следе ,за крылом ,которые преобразуют отнятую у летательного аппарата кинетическую энергию в тепло!Вот...-суть воздушного сопротивления!  Так мы приближаемся к тепловой смерти нашей вселенной- увеличиваем энтропию!  :🙂
PS. В свою очередь должен извиниться и я за то,что не разглядел в пазухе между крылом и фюзеляжем нарисованный кружок и стал распространяться о не существующем физически "присоединенном вихре" о том ....что это гениальная уловка Николая Егорыча позволившая определить подъёмную силу аналитически ит.д.А нарисованный вихрь на языке вихревой теории -реальный вихрь определенной интенсивности возникший в результате резкого изменения циркуляции от фюзеляжа к крылу...для того чтобы их не было делают плавные переходы-"зализы".А если говорить на языке реальной аэромеханики то вихрь возник от перепада давления под фюзеляжем и верхней поверхностью крыла ;D
Вот такая физика с лирикой ;D ;DИ ,вообще, надо ли было говорить об этом :question
 
Пардон. Я невнимательно прочитал пост, не концевые вихри интересуют, а корневые? Ну я согласен с объяснением от lav. Действительно, в расчетной моделе таким образом задавалась деформация циркуляции от взаимодействия с фюзеляжем.
 
ну что господа теоретики а скажите пожалуйста вихри ипрочие затенения так сильно будут влиять на плавность полёта а не пристёгнутый лётчик будет болтаться держась за штурвал так по вашему умники ? я не хочу впадать в бред что лучше а что хуже каждая вещь имеет свои достоинства и недостатки как и везде уважаемый соседко вы мне не ответили по каким соображениям взяты профиля на тандем денис если ты тащишся от классики так и тусуйся с этой компанией вы туда сюда юзаете а ответов нет я думаю у админа есть грамотные ответы тем более семинар по компазитам скоро и большая просьба если есть информация пожалуйста делитесь наберусь опыта может тоже буду делиться ну а пока очень скудно созидатели варятся в собственном соку ,спасибо жду грамотных подсказок советов .
 
Назад
Вверх