Установка угла атаки
Народ подскажите, как правильно ставить угол атаки крыла
относительно хорды или нижний плоскости крыла.
Хорды конечно.
Да вот и я тоже думаю что относительно
хорды тогда разтолкуйте мне плиз, если
угол атаки относително хорды будет
равен 0° то при горизонтальном полете
нижнея плоскость крыла вообще имеет
отрицательный угол относительно
стабилизатора.
Разве это нормально?
Плоское крыло обычно имеет положительный угол атаки.
Нулевой угол атаки больше характерен для симметричного или полусимметричного профиля.
Да вот и я тоже думаю что относительно
хорды тогда разтолкуйте мне плиз, если
угол атаки относително хорды будет
равен 0° то при горизонтальном полете
нижнея плоскость крыла вообще имеет
отрицательный угол относительно
стабилизатора.
Разве это нормально?
Нижняя полоскость не может иметь угла атаки, угол атаки имеет хорда(как бы ось профиля).
Короче, учи материалы про крыло в статьях на этом сайте, и не парь себе мозги. Плоско-выпуклый профиль типа Кларка будучи установленным плоской частью параллельно оси самолета и соотвественно гор. оперению имеет уже некоторый угол атаки, который придает вкупе с параметрами данного профиля большую подъемную силу.
Так я что то не пойму если угол атаки ставится относительно заднего
стабилизатора и тут в форуме я сто раз читал что для моделей
(не для настоящих самолетов) он равен 0гр. И его ставить по
хорде то получается что крыло смотрит вниз. Мне кажется что
при такой установки самолет даже не взлетит, а если и взлетит
то при отпускании руля высоты в среднее положение сказу клюнет
в низ.
А вот если ставить 0гр. по нижнему профилю то у хорды
угол получается 3гр., а не 0гр., как тут пишут в форуме. Что
противоречит тому что надо ставить угол по хорде.
Так как все таки буде правильно.
Разъясните плиз кому не лень и кто реально в теме.
Так я что то не пойму если угол атаки ставится относительно заднего
стабилизатора и тут в форуме я сто раз читал что для моделей
(не для настоящих самолетов) он равен 0гр. И его ставить по
хорде то получается что крыло смотрит вниз. Мне кажется что
при такой установки самолет даже не взлетит, а если и взлетит
то при отпускании руля высоты в среднее положение сказу клюнет
в низ.
А вот если ставить 0гр. по нижнему профилю то у хорды
угол получается 3гр., а не 0гр., как тут пишут в форуме. Что
противоречит тому что надо ставить угол по хорде.
Так как все таки буде правильно.Разъясните плиз кому не лень и кто реально в теме.
Всё просто: подъёмная сила крыла создаётся не нижним обводом профиля, а всем профилем в ЦЕЛОМ!!! поэтому несмотря на то, что нижняя поверхность имеет отрицательный угол, подъёмная сила всё равно будет возникать!!! Это связано с теорией образования подъёмной силы (см. теорию) 😃
Разъясните плиз кому не лень и кто реально в теме.
Абисняю… 😛
- Для несимметричного профиля ( выкидываем сразу перевёртыши и S-образные) угол атаки НУЛЕВОЙ подъёмной сили отрицателен. Популярно - если вы установите крыло с нулевым углом атаки по хорде, то подъёмная сила будет присутствовать. И не важно куда оно смотрит и как выглядит профиль.
- Собссно процесс… 😛 Устанавливаем крыло в ноль. По хорде. Не по оси фюзеляжа или как ещё. 😈 КРЫЛО В НОЛЬ! Специальным приспособом для этого. Жёстко фиксируем. А потом устанавливаем стабилизатор на НУЛЕВОЙ либо ОТРИЦАТЕЛЬНЫЙ угол атаки. Такой, как вам нужен.
Фсё.
Так я что то не пойму если угол атаки ставится относительно заднего
стабилизатора и тут в форуме я сто раз читал что для моделей
(не для настоящих самолетов) он равен 0гр. И его ставить по
хорде то получается что крыло смотрит вниз. Мне кажется что
при такой установки самолет даже не взлетит, а если и взлетит
то при отпускании руля высоты в среднее положение сказу клюнет
в низ.
А вот если ставить 0гр. по нижнему профилю то у хорды
угол получается 3гр., а не 0гр., как тут пишут в форуме. Что
противоречит тому что надо ставить угол по хорде.
Так как все таки буде правильно.Разъясните плиз кому не лень и кто реально в теме.
Взгляните на картинку: Clark Y - 15 %
На рисунке хорда установлена в 0°.
Абсолютно не вдаваясь в теорию!!! нижняя плосская образующая действительно имеет
отрицательный угол β. Но верхняя имеет угол α, который по абсолютной величине намного
превышает β. Исходя из Ваших заявлений, это Вам о чём-то говорит?
И ещё: судя по Вашим убеждениям, Благодаря огромному отрицательному углу γ -
самолёт вообще не имел бы права называться самолётом?
Нужно учитывать ВСЮ форму профиля, а не углы установки отдельных его частей!
А вообще в теории этот вопрос является простейшим!!! Загляните в любой учебник.
Никакой высшей математики!!!
Крыло, обладающее профилем, подобным изображённому на рисунке,
имеет при обтекании его потоком воздуха, параллельным хорде,
подъёмную силу направленную вдоль розовой стрелки (Я не указал
силу лобового сопротивления, направленную назад, которая компенсируется
равной по величине силой тяги винта).
Удачи.
То о чем вы тут говорите называется углом установки крыла, а вовсе не углом атаки (угол атаки - это угол между вектором воздушной скорости хордой крыла и лишь иногда совпадает с углом установки)
Я как то тоже заморачивался по поводу угла установки крыла (не угла атаки- это другая тема) относительно строительной оси фюзеляжа…
Эта “строительная ось” начинается от кока двигателя и заканчивается стабилизатором поперечной устойчивости (короче рулем высоты), который на ней стоит без всяких там углов вверх или вниз
Крыло у меня двояковыпуклое с 18%ным профилем (достаточно толстое впереди и с огромной подъемной силой)
Так вот, по чертежам необходимо было его преднюю кромку (по хорде) поставить на 3!!! градуса вниз относительно оси фюза
Это у меня вызвало панику -то же думал - как это 😮 самик ведь от земли не оторвется и я нашел человека, у которого такая же модель самолета
Он поставил крыло (по хорде) паралельно оси фюза, без каких либо трех градусов
И самик у него постоянно норовит вверх улететь, причем триммирование помогает слабо - самик тормозит, на малых скоростях срывается
Потом ему пришлось переделывать ложемент и наклонять крыло вниз 😃
Так что:
Стройте по чертежам!!! Угол установки очень важен 😒
И только относительно ХОРДЫ крыла - ведь все расчеты идут от нее, независимо от того, какое крыло - хоть треугольное - хоть квадратное 😂 😂
Ведь когда инженеры крыло (профиль, нервьюру) расчитывают - его ось и есть хорда крыла…
и все расчеты аэродинамики от нее пляшут 😎
Ну теперь всё понятно Всем большое спасибо 😁
А теперь следующий дурацкий вопрос, как по крылу или фюзеляжу определить
какой угол будет оптимальный.
Здесь случай сложнее. Для начала определяют, на какой крейсерской скорости должен летать самолет, и какой ей соответствует коэффициент подъемной силы Cy. Затем по поляре профиля (Cy от угла атаки) определяют потребный угол. С этим углом к строительной оси фюзеляжа его и ставят.
Крейсерская скорость в моделизме не нужна, вы имели в виду расчетную, а Су от угла атаки - это не поляра. Поляра это Cy от Cx. Спрашивается зачем отвечать, если сами плаваете?
Ну теперь всё понятно Всем большое спасибо 😁
А теперь следующий дурацкий вопрос, как по крылу или фюзеляжу определить
какой угол будет оптимальный.
Привет. Наивыгоднейший угол атаки определяется путём проведения касательной из начала координат к поляре, о которой упомянул КА-04. Касательная пересечёт поляру в точке наивыгоднейшего соотношения Су и Сх. А далее берётся и ищется график зависимости Cy от угла или Сх от угла и на нём ищется точка, которая покажет значение искомого угла для данных коэффициента сопротивления Сх или коэффициента ПС - Су.
А ещё есть такая замечтаельная прога, называется Profili она показывает и рисует почти все графики, относящиеся к профилям, а также она рисует и разность давлений на верхнем и нижнем обводах крыла при изменении угла атаки. Всё очень наглядно.
С уважением, Денис.
Все понятно что особо не понятно.
А где можно скачачь эту прогу.
WWW.PROFILI2.COM
Все понятно что особо не понятно.
А где можно скачачь эту прогу.
А что не понятного? Вроде понятно объяснил. Только вот если непонятно что такое касательная . Касательная к графику функции, проведённая из начала координат - это прямая, проведённая из начала координат к графику данной функции и пересекающая его только в одной точке. А, говоря о поляре, эта точка и будет отражать на графике по оси иксов что? - коэффициент сопротивления Сх, а по оси игреков будет отражать коэффициент подъёмной силы Су. так? так. Вот, Вы знаете значения этих коэффициентов. Теперь - ищете график зависимости коэффициента Су от угла атаки для вашего профиля. И находите на этом графике значение Су, и сводите перпендикуляр от точки этого значения на ось, где отображаются углы атаки. Вот Вам и угол нашли, при котором крыло будет иметь данное значение коэффициента подъёмной силы. Всё просто 😃
С уважением, Денис.