Вопросы по Аэродинамике
Добрый вечер.
-
Поясните, пожалуйста, что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
Вопрос, собственно возник из непонятки (для меня): зачем в таблицах аэродинамических коэффициентов профилей, Cxa старательно расписывают по альфа и Re, более того, даже раздельно указывают коэффициены сопротивления сил давление и сил трения, точек перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для верхней и нижней сторон профиля, как например в программе xFoil, а когда дело касается поляры самолёта, всё это богатство, как то, по боку?
Записывают:
Cxa = Cx0 + ACya^2;
Cxa с-та = Cxвр + Cxi
Причём, Cxвр, куда и входит коэффициент профильного сопротивления, уже функцией альфа или Cya не рассматривается.
Cxp сводят лишь к коэффициенту сопротивления сил трения, определяя точку перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному по усреднённым графикам или формулам…
Вопрос собственно вот в чём: можно ли в построении поляры модели самолёта учитывать Cxp как функцию альфа и Re (Re = 100000 … 1000000; M = 0) в том виде, как его считает xFoil, или необходим пересчёт к конечному удлинению, если да, то, как это делается (нигде не встречал даже упоминания о таком), или всем этим богатством пользоваться нельзя вообще с конечным удлинением?
Речь идёт о не совсем грубых или прикидочных расчётах. -
Как считаются удлинение, сужение, САХ, стреловидности по кромкам, по линиям ¼ и максимальных толщин несущих и управляющих поверхностей с нелинейными кромками?
Имеется в виду рекомендации по практическому расчёту.
Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только…
- Поясните, пожалуйста, что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
С профильным ничего, на то оно и профильное чтоб зависеть только от профиля. А вот индуктивное зависит от удленнения, поскольку при его изменении зависит характер обтекания.
Вопрос, собственно возник из непонятки (для меня): зачем в таблицах аэродинамических коэффициентов профилей, Cxa старательно расписывают по альфа и Re, более того, даже раздельно указывают коэффициены сопротивления сил давление и сил трения, точек перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для верхней и нижней сторон профиля, как например в программе xFoil, а когда дело касается поляры самолёта, всё это богатство, как то, по боку?
Записывают:
Cxa = Cx0 + ACya^2;
Cxa с-та = Cxвр + Cxi
Причём, Cxвр, куда и входит коэффициент профильного сопротивления, уже функцией альфа или Cya не рассматривается.
Получить для самолета все это очень дорого и сложно, поэтому “'этого богатства” просто нет. Конкретный самолет обычно характеризуется на заданном режиме, поэтому та поляра которую Вы можете увидеть всегда со ссылкой например на Re, тоесть заданные усовия полета.
Cxp сводят лишь к коэффициенту сопротивления сил трения, определяя точку перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному по усреднённым графикам или формулам…
Что есть Сxp, а то я о чемнибудь другом могу подумать.
Вопрос собственно вот в чём: можно ли в построении поляры модели самолёта учитывать Cxp как функцию альфа и Re (Re = 100000 … 1000000; M = 0) в том виде, как его считает xFoil, или необходим пересчёт к конечному удлинению, если да, то, как это делается (нигде не встречал даже упоминания о таком), или всем этим богатством пользоваться нельзя вообще с конечным удлинением?
Речь идёт о не совсем грубых или прикидочных расчётах.
Все зависит от точности желаймых результатов. Поляра профиля полученная xFoil достаточно приближенная, поляра крыла набранная таким профилем хуже чем у профиля(причем чем мешьше удлиннение тем меньше у них общего), поляра модели с крылом набранным этим профилем еще “хуже”, тоесть в нашем случае сильно отличаеися. Вот так 😦
- Как считаются удлинение, сужение, САХ, стреловидности по кромкам, по линиям ¼ и максимальных толщин несущих и управляющих поверхностей с нелинейными кромками?
Имеется в виду рекомендации по практическому расчёту.
САХ = Sкр/Lкр, площадь как считать все знают. Удлинение= Lкр/САХ. Крыло модет быть любым, хоть спералевидным, главно площадь посчитать.
Чтоб не напрягать народ пишите мне в личку.
Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только…
Это из области виртуального моделизма. Занимаюсь этим в свободное от денег время…
Коль уж на замусоривание хаты стружкой средств не хватает, а Чего-то хочется, решил «Вспомнить всё» и посчитать модельку, что нарисовал давно, но никак не соберусь начать. Для определённости: хоббийная пилотажка.
Достал весь свой букинистический запас – пыли наделал на две пилотаги 😂 , а дальше поляр пока не продвинулся. Да и то, по вопросам, надеюсь понятно, 😊 каковы успехи.
Что есть Сxp, а то я о чемнибудь другом могу подумать.
Я пропустил индекс «а», прошу прощения. Речь, конечно же, идёт о скоростной системе координат.
Под Cxap подразумевал пофильную составляющую коэффициента лобового сопротивления крыла конечного размаха.
САХ = Sкр/Lкр, площадь как считать все знают.
Если речь о прямоугольном крыле – более чем согласен. У него хорда в любом сечении параллельном продольной оси самолёта – САХ и может быть подсчитана так, однако, если крыло в плане отлично от прямоугольника, то Ваш способ определения неверен. В общем случае то, что Вы так подсчитываете, называется средней геометрической хордой (bср).
Удлинение= Lкр/САХ.
Более принята, по моему, формула:
Удлинение (ламда) = Lкр^2/Sкр.
Вообще-то профильное сопротивление зависит от числа Re. Зависимость обратная, похожая на экспоненциальную (рост при уменьшении Re ниже 100000 - 150000). Актуально для планеров, ограничивает максимальное удлинение крыла.
что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
Читай на страницах 35-39 в книге Мерзликина.
[quote=Pro_Off;294156]
Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только…
Это из области виртуального моделизма. Занимаюсь этим в свободное от денег время…
Ну, в стане тэорэтиков прибавление 😃 😃 😃 Эх-ма…
Ну, в стане тэорэтиков прибавление 😃 😃 😃 Эх-ма…
Аха-а-а.
Принимайте, радостно, в свои объятия. Может, выживу 😂 …
Похоже, pakhomov4 махнул рукой (хоть не плюнул, надеюсь 😁 ).
Не обижайтесь, пожалуйста.
Помогите лучше.
Материально не прошу (знаю, к Кому пошлют в лучшем случае или куда, в худшем), хотя бы медийно, как сейчас модно говорить.
Сейчас считаю Cya max кр. Вот, нашёл распределение циркуляции по размаху в одной пыльной брошюре:
[«Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки» Новосибирск-1989г.]
Только картинка маленькая и масштаб грубоват. Как мог, перевёл в электронный вид ближе к моему случаю:
_____________________.rar
Надёжи у меня на точность её, в результате, мало.
Может, кто располагает аналитической зависимостью (формулой, короче), картинкой, получше или ссылочкой…
Премного благодарен был бы, да и не я один, полагаю.
P.S. Вышеупомянутые вопросы не снимаются, всё ещё актуальны.
To Вячеслав Старухин.
Благодарю за представленную ссылку.
К сожалению, дальше качественной картины и общих формул в книге дело не идёт.
Хотелось бы более мелких подробностей в этом вопросе.