Вопрос теоретикам
- что произойдет с Центром Давления если увеличить удлинение стабилизатора (площадь остается неизменной)
- Зачем делают геометрическую крутку на крыле, где уже есть аэродинамическая?
Спасибо
Ну ЦД ладно, там всё просто…А вот с крылом - можно побольше подробностей, коллега?
На пункт 1.
Центр давления не изменится. А вот эффективность стабилизатора измениться может.
Первая причина. Увеличивает его эффективность. Чем больше удлинение, тем ближе dCy/dA к максимально возможному (dCy - производная Су; dA - производная угла атаки; при бесконечном длинении dCy/dA прилизительно равен шести или Су изменяется приблизительно на 0.1 * на изменение угла атаки в градусах). Есть соответствующая формула.
То есть, увеличение удлинения стабилизатора увеличит изменение его подъемной силы при изменении его угла атаки (от внешних причин или от поворота руля). С другой стороны этот же эффект понизит предельный угол атаки стабилизатора.
Вторая причина. Уменьшится Re. Что может уменьшить эффективность стабилизатора.
- Зачем делают геометрическую крутку на крыле, где уже есть аэродинамическая?
Если вы имеете ввиду загнутость законцовок - так это для предотвращения эффкта перетекания турбулентного потока с нижней части законцовки на верхнюю, что в свою очередь увеличивает эффективность законцовок крыла, а аткже предотвращает образование конусообразных вихревых турбулентных потоков, сходящих с кончиков крыльев, которые могут задевать оперение планера и делать его не эффективным.
нет, я имел ввиду не законцовки. Речь про металки: фрезеровали матрицы дреловского крыла, так вот Дрела прислал все расчеты и там есть крутка 0,7856 гр по всей задней кромке. вроде и на Супре такое есть. и многие другие так делают…Хочу знать зачем
Линейная по всему размаху? А что в крыле стоит - AG? Какие серии и в какой комбинации?
Линейная по всему размаху? А что в крыле стоит - AG? Какие серии и в какой комбинации?
линейная, по всему размаху, идет от 0 до 0,76878 градусов
профили AG455ct-Ag45ct-Ag46ct-Ag47ct
Не знаю…Мне кажется, что это компенсация разниц Альфа(0) профилей.
Я этой круткой на тех же профилях подгонял распределение подъёмной силы по размаху под эллипс.
Я этой круткой на тех же профилях подгонял распределение подъёмной силы по размаху под эллипс.
В данном случае еще и сопротивление (в основном профильное) падает.
Я этой круткой на тех же профилях подгонял распределение подъёмной силы по размаху под эллипс.
можно немного подробней
Можно. Что именно? 😃
а нельзя ли полностью обойтись аэродинамической круткой, вообще избавиться от геометрической нельзя?
Можно. Что именно? 😃
без этой крутки нельзя разве подогнать и в какой программе ты это делал?
Да можно, наверное. Только тогда на концах избыток подъёмной силы выходит. И на эллипс непохоже. И Сх больше выходит.
Программа - какой-то sailplane design sheet, я точно не помню. Ёкселевская приблуда.
Вам погурствовать здесь или в аське?
Гурствую…Внемлите… 😃
Сергеич юзает табличку вот отсюда, внизу в списке литературы. Надо тока Гоглями порыть и найти новую версию в сети.
Я с этой байды соскочил и пользую сейчас XFLD5. Оно сподручнее, всякие поляры щитает и вааще красиво на экране выглядит.
если кому интересно нашел тут мысли Дрелы по пункту 2.
www.rcsoaringdigest.com/pdfs/…/RCSD-2004-06.pdf
страница 25
Пока теоретики на Родине отдыхают, позволю себе вставить свое слово в ответ бюргеру (привет, Виталя).
Во-первых, правды ради, нужно заметить, что речь должна идти об аэродинамическом фокусе (АФ) планера, а не о центре давления. Центр давления - вещь весьма эфемерная и чисто теоретическая. ЦД (точка приложения суммарной аэродинамической силы) планера в установившемся полете неизбежно совпадает с ЦТ (по определению, иначе тело будет вращаться). ЦД симметричного профиля не меняет положения. ЦД несимметричного профиля меняет свое положение с углом атаки и может находиться от минус до плюс бесконечности. В любом случае, ЦД профиля или всего планера не имеет прямого отношения к устойчивости планера (я полагаю, вопрос относился к устойчивости).
Аэродинамический фокус (точка приложения ПРИРАЩЕНИЯ аэродинамической силы при изменении угла атаки) определяет устойчивость планера и является интересующей нас точкой. Стабилизатор “оттягивает” АФ назад. Величина сдвига АФ зависит от площади и плеча ГО, а также от его эффективности, проще говоря, удлинения. При одинаковой площади, ГО с большим удлинением “оттянет” АФ назад дальше, т.е. будет иметь больший эффект.
По поводу крутки. Аэродинамическая крутка, обычно, есть результат оптимизации (либо, просто выбора) профилей в зависимости от хорды крыла (числа Рейнольдса). При меньшем Re оптимальный профиль обычно имеет меньшую толщину и кривизну. После выбора профилей начинается подбор местных углов атаки - либо для улучшения распределения Су по размаху, либо для “разгрузки” концов крыла, либо… Отсюда и берется геометрическая крутка. Желание избежать геометрической крутки приводит к ограничению степеней свободы конструктора и не дает выжать больше из крыла. Что конструктор пытается выжать из крыла зависит от задач и приоритетов оного.
Вообще, мне не понятна боязнь (иногда и категорический отказ) применения крутки крыла. Если речь идет о матричном крыле, то сложности в изготовлении крутка не представляет. Наборное крыло немного сложнее в смысле применения крутки, но тоже довольно просто. Традиционная причина отказа от крутки - утверждение о том, что крутка увеличивает сопротивление крыла - на поверку оказывается, мягко говоря, сильно преувеличенной. Если аппарат не предназначен летать вверх ногами половину своей жизни, небольшая крутка крыла (1…3 градуса) не может увеличить паразитное сопротивление крыла (профильное сопротивление). Да, распределение циркуляции по размаху может слегка пострадать и индуктивное сопротивление может возрасти на небольшую величину (хотя, в некоторых случаях, крутка может как раз улучшить распределение циркуляции по размаху). Но на больших скоростях полета (когда очень важно минимальное сопротивление) индуктивное сопротивление само по себе составляет очень маленькую долю общего сопротивления и его прирост на 1-3% будет незаметен. На малых скоростях (близко к срыву) гораздо важнее иметь запас по Су на концах крыла для возможности маневрирования. Любой срыв на конце крыла во время спирали на минимальной скорости приводит к большим потерям высоты и стирает на нет все теоретические преимущества более эффективного эллиптического крыла без крутки.
Преимущество использования крутки (для меня) в том, что она позволяет разгрузить концы крыла и уменьшить хорду на концах крыла. Это делает концы крыла легче, планер более отзывчивым и маневренным по крену и рысканию, уменьшает минимально допустимый радиус виража на малой скорости (возможность удержаться в очень маленьких пузырях).
Если говорить об оптимизации конструкции крыла без ограничения размаха (большие планера не-металки, авиалайнеры и проч.), то с точки зрения минимального веса крыла при заданной эффективности (качество, либо расход топлива) эллиптическое распределение циркуляции вообще далеко от идеального. Более эффективным вариантом является распределения в форме “колокола”, т.е. сильно нагруженный центр крыла и сильно разгруженные концы крыла. Это позволяет увеличить размах крыла с одновременным уменьшением его массы, сохраняя то же самое качество. Либо наоборот, увеличить качество при том же самом весе конструкции. Авиалайнеры используют этот принцип, что видно, хотя бы, из формы крыла, далеко не эллиптической. Но это уже из другой серии. Пора спать и мне тоже…