О индуктивном сопротивлении.
flysnake писал:
“Крыло бесконечного размаха тоже отбрасывает поток вниз, следовательно тоже возникает скос потока и индуктивное сопротивление”Полная чуш. Скос потока возникает не от того что ктото когото кудато отбрасывает (скос это вбок, а не вниз), а из за разности давлений на верхней и нижней поверхностях крыла. В следствии этой разности давлений на КОНЦЕ КРЫЛА (не на задней кромке или еще гдето) образуеться перетекание потока с нижней товерхности на верхнюю, в следствие чего и образуеться скос потока. Поэтому если нет конца крыла (крыло бесконечного удлиннения) то никаких скосов небудет и индуктивного сопротивления тоже.
Если верить учебникам для ВУЗов, то:
“скос это вбок, а не вниз” - некорректно. Из учебника:
Скос потока ВНИЗ (есть и составляющая вбок, но ею для крыльев обычных удлинений пренебрегаем) НА ВСЕМ КРЫЛЕ вызывается вихрями вокруг КОНЦОВ крыла из-за разности давлений сверху и снизу крыла.
Причем имеются ввиду не те вихри, которые видны на фото во второй статье Vovic (причем к нему я тут претензий не имею, красивая иллюстрация), а вихри с радиусом (условно), равным полуразмаху крыла.
Именно из этой теории вытекает “эллиптическое крыло”. В учебниках это дано с выводами формул.
Впрочем, те маленькие вихри, что на фото, тоже имеют место (в дополнение к основным), но в учебниках скромно говорится о “оптимальной форме законцовки” (без формул). На практике с “маленькими вихрями” сейчас борятся “красивыми хитрыми” законцовками на планерах. Если я не ошибаюсь, то “ласты” на концах крыльев современных пассажирских самолетов предназначены для той же цели.
По поводу индуктивного сопротивления крыла бесконечного размаха. Почитайте обсуждение первой статьи Vovic. Меня он убедил, хотя я считал так же, как и Вы (в моих учебниках про это нет). Впрочем, я уже писал, что считаю, что эта составляющая входит в поляры и ее можно не учитывать.
Если верить учебникам для ВУЗов, то:
“скос это вбок, а не вниз” - некорректно. Из учебника:
Скос потока ВНИЗ (есть и составляющая вбок, но ею для крыльев обычных удлинений пренебрегаем) НА ВСЕМ КРЫЛЕ вызывается вихрями вокруг КОНЦОВ крыла из-за разности давлений сверху и снизу крыла.
Причем имеются ввиду не те вихри, которые видны на фото во второй статье Vovic (причем к нему я тут претензий не имею, красивая иллюстрация), а вихри с радиусом (условно), равным полуразмаху крыла.
Именно из этой теории вытекает “эллиптическое крыло”. В учебниках это дано с выводами формул.
Впрочем, те маленькие вихри, что на фото, тоже имеют место (в дополнение к основным), но в учебниках скромно говорится о “оптимальной форме законцовки” (без формул). На практике с “маленькими вихрями” сейчас борятся “красивыми хитрыми” законцовками на планерах. Если я не ошибаюсь, то “ласты” на концах крыльев современных пассажирских самолетов предназначены для той же цели.
По поводу индуктивного сопротивления крыла бесконечного размаха. Почитайте обсуждение первой статьи Vovic. Меня он убедил, хотя я считал так же, как и Вы (в моих учебниках про это нет). Впрочем, я уже писал, что считаю, что эта составляющая входит в поляры и ее можно не учитывать.
Вы совершенно правы, хочу только уточнить:
Видимые вихревые усы на законцовках (в соответсвующую погоду) - это те же индуктивные вихри (их центральная часть)
Насчет радиуса вихря - весьма условная характеристика. Как его определить? Надо учитывать, что по закону вращение жидкости скорость максимальна в центре и стремиться к 0 на переферии. Так что взять за радиус?
Обычно в таких случаях поступают как с пограничным слоем. Его толщину (в нашем случае радиус вихря) определяют как то расстояние от обтекаемой поверхности, на которой скорость составляет 90-95% от невозмущенной в потоке.
Индуктивное сопротивление - это “плата за подъемную силу”. Ничего о конечности крыла здесь не сказано.
Vovic прав, что это вытекает из закона сохранения импульса. Иначе говоря нет иного способа получить подъемную силу, как заставить соотвествующую массу воздуха двигаться в пртивоположном направлении.
Индуктивное сопротивление - это “плата за подъемную силу”. Ничего о конечности крыла здесь не сказано.
Еще один. Это плата не за подьемную силу, а за то что мы не умеем делать бесконечно длинные крылья.
“Здесь не сказанно”. Здесь это где??? Наверное там, где вообще не говорят о крыльях бесконечной длинны.
Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. I. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. Учебник для втузов. - М., Высшая школа, 1976. - 384 с. с ил.
www.zipsites.ru/…/krasnov_aerodinamika/
Читать можно с 227 страницы.
для просмотра нужно установить плагин - просмотрщик с сайта www.djvuzone.org.
Это плата не за подьемную силу, а за то что мы не умеем делать бесконечно длинные крылья.
Да кто Вам такое сказал? Лопасть импеллера представляет собой ни что иное, как участок крыла без концевых вихрей вообще. Книжки мало читать - над ними думать надо!
Лопасть импеллера представляет собой ни что иное, как участок крыла без концевых вихрей вообще. Книжки мало читать - над ними думать надо!
Кто вам такое сказал??? В идеальном случае да, но на практике вы никогда вжизни этого не осуществите. И вообще я не понял причем тут импеллер. В идеале, если поставить концевые шайбы на крыло, то тоже никакого индуктивного сопротивления не будет, а на практике …
😃
Аааааа, т.е. в действительности все было не так, как на самом деле…
Непонял к чему это вы ???
Это я к тому, что главным критерием истины является практика. Ежели практический опыт показывает, что наблюдения не подтверждают теорию - однозначно следует, что надо что то в теории подправлять.
@ Основы Марксистско-Ленинской философии.
Пора прекращать эту тему и подводить итоги.
Индуктивного сопротивления при бесконечной длинне крыла - нет.
Всяких там скосов потока при бесконечной длинне крыла - нет.
Если ктото не согласен, то пусть читает zipsites.ru/matematika_estestv_...v_aerodinamika/ и спорит с автором книги (он то уж точно в аеродинамике не профан).
Индуктивного сопротивления при бесконечнй длинне крыла - нет.
Всяких там скосов потока при бесконечнй длинне крыла - нет.Если ктото не согласен, то пусть
Э неее, так не пойдеть. Это Мессия может делать утверждения, никак их не аргументируя. Здесь на форуме таких не признают. Можешь отстоять свою точку зрения в аргументированном споре - молодец! А голословно развешать ярлыки - пока еще никому не удавалось. Туточки есть токо один товарищ, который прав по определению (так в правилах форума записано). Но и он за много лет таки ни разу не злоупотребил этим правом. Может, поэтому, форум и популярен.
Неужели я мало до этого привел аргументов ???
Выкладывайте пункты по которым у нас разногласия, в точной форулировке проблеммы, будем обосновывать (по второму кругу).
Прошу Вас расписать пункты, чтоб вы вспомнили о чем вообще шла речь и не переводили разговор в русло личной неприязни ко мне.
Concordу
Вы правы, что радиус вихря - вещь неопределенная (поэтому я и написал “условно”). Имеет значение тот факт, что та часть вихрей, которая под крылом (или над ним) - сходится вместе, то есть скос потока направлен вниз и наблюдается на всем (по размаху) крыле.
О “маленьких вихрях на концах”. При эллиптическом крыле та часть вихрей, которая, опять же, под крылом, включая и концы крыла, имеет одну и ту же линейную скорость, равную скорости скоса; правда эта скорость (по учебнику) достигается за задней кромкой (причем, на некотором удалении, если я не ошибаюсь). Угловые скорости, естественно, тем выше, чем ближе к концам крыльев. А вот ВИДИМЫЕ следы с большой вероятностью могут быть вызваны именно плохим обтеканием законцовки (в них есть и “основной вихрь” и заполнение из “мелких вихрей”, родившихся на законцовке из-за локальных срывов потока); о мерах борьбы я уже написал, к сожалению ничего конкретного (чтобы грамотно сделать), мне найти не удалось…
Blacksunу
Прочтите обсуждение статьи Vovic !!!
У меня в учебниках тоже ничего нет про индуктивное сопротивление крыла с бесконечным размахом, но это не значит, что его нет. Более того, вполне объяснимо, ПОЧЕМУ нет. В тех учебниках, которые у меня, аэродинамические характеристики крыла рассматриваются как состоящие из двух частей: характеристики крыла бесконечного размаха + влияние размаха и формы крыла в плане. Просто авторы не стали акцентировать внимание на отдельные составляющие профильного сопротивления. Там акцент сделан на вихревую теорию (присоединеный вихрь), и проблемы, связанные с трением (турбулентное и ламинарное обтекание, отрыв пограничного слоя, вихревая пелена).
Кстати, шайбы на концах крыльев не уничтожают индуктивное сопротивление, а всего лишь его уменьшают, причем их эффект можно пересчитать в крыло бОльшего удлинения…
Вы правы, что радиус вихря - вещь неопределенная (поэтому я и написал “условно”). Имеет значение тот факт, что та часть вихрей, которая под крылом (или над ним) - сходится вместе, то есть скос потока направлен вниз и наблюдается на всем (по размаху) крыле.
О “маленьких вихрях на концах”. При эллиптическом крыле та часть вихрей, которая, опять же, под крылом, включая и концы крыла, имеет одну и ту же линейную скорость, равную скорости скоса; правда эта скорость (по учебнику) достигается за задней кромкой (причем, на некотором удалении, если я не ошибаюсь). Угловые скорости, естественно, тем выше, чем ближе к концам крыльев.
Чесно говоря из вышесказанного нипонял ничего. Просто за день уже устал эти вихри обдумывать.
Может я не правильно понял, но мне кажеться что вы смешели докучи несколько разновидностей вихрей. И поэтому у нас не клеиться разговор.
Вносим ясность. Есть как минимум два основных вида вихрей о которых вообще мы упоминали.
А - вихрь который называют циркуляцией или присоедененным вихрем. Он как раз учавствует в расчетах подьемной силы и профильного сопротивления. При бесконечно длинном крыле он не вызывает никаких скосов потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА. Нет скосов потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА - нет индуктивного сопротивления.
В - вихрь образуемый на конце крыла (образуеться он как раз вихрем А). Существует этот вихрь только на КОНЦАХ КРЫЛЬЕВ. Как раз этот вихрь и вызывает скос потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА (на верхней обшивке к центру крыла, на нижней от центра). В свою очередь скос потока определяет индуктивное сопротивление.
то есть скос потока направлен вниз и наблюдается на всем (по размаху) крыле
Что за скос потока и направлен вниз (как я понимаю В ПЛОСКОСТИ ПРОФИЛЯ КРЫЛА???), я не знаю. Возможно это вымышленный параметр который являеться составляющей расчетов профильного сопротивления. Но то что он вызывает индуктивное сопротивление, этого по определению индуктивного сопротивления быть не может.
Нет маленьких и больших вихрей (Маленький - это какой, где он???), есть только точно описанные (в какой плоскости действует, в каком направлении, а величина его это уже дело второстепенное).
У меня в учебниках тоже ничего нет про индуктивное сопротивление крыла с бесконечным размахом, но это не значит, что его нет
Согласно вышесказанного: Нет конца крыла - нет индуктивного сопротивления, так как нет скоса потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА.
Кстати, шайбы на концах крыльев не уничтожают индуктивное сопротивление, а всего лишь его уменьшают, причем их эффект можно пересчитать в крыло бОльшего удлинения…
Конечно полностью не уничтожают, кроме того они еще и добавляют своего профильного сопротивления.
На практике с “маленькими вихрями” сейчас борятся “красивыми хитрыми” законцовками на планерах. Если я не ошибаюсь, то “ласты” на концах крыльев современных пассажирских самолетов предназначены для той же цели.
Неа 😁 Не борются, а используют 😃 Такая “ласта” увеличивает эффективное удлинение крыла и даже добавляет ТЯГУ. 😃
И подьемная сила крыла образуеться в основном не от того что крыло (лопатой) отражает набегающий поток (где как раз работает закон сохранения импульса), а изи за разности скоростей на верхней и ижней обшывках крыла (но этого вам вообще наверное не понять). .
Если бы крыло действительно “лопатой отбрасывало поток вниз”, то самолеты бы не летали…
Объясняю “на пальцах” как возникает подъемная сила. О профиле и законах Бернулли говорить я не буду. Достаточно закона Паскаля и законов Ньютона…
Итак, на крыло набегает встречный поток, под крылом избыточное давление, над крылом недостаток давления.
По закону Паскаля воздух вокруг обеих кромок стремится снизу вверх, образуя два вихря (теоретически - бесконечного диаметра). В результате:
1 Перед крылом:
-Частицы воздуха получают ускорение вверх (в результате по достижении передней кромки крыла имеют сотавляющую скорости, направленную вверх)
- Те частицы воздуха, которые выше крыла, ускоряются из-за пониженного давления над крылом.
- Аналогично, частицы воздуха ниже крыла замедляются.
2 Зона крыла - частицы воздуха выше крыла получают ускорение вниз из-за низкого давления над крылом
- то же с частицами воздуха под крылом, только из-за избытка давления.
- до прохода зоны минимального давления частицы воздуха над крылом получают дополнительную горизонтальную скорость; за этой зоной частицы тормозятся в горизонтальном направлении.
- аналогично изменяются горизонтальные скорости под крылом, только с точностью до наоборот (тормозятся - разгоняются).
3 В результате всего выше изложенного на уровне задней кромки частицы имеют составляющую скорости направленную вниз; выше крыла они имеют горизонтальную скорость бОльшую, чем исходная, а ниже крыла - мЕньшую.
4 За задней кромкой частицы попадают в “обратный вихрь”. - частицы воздуха из-за давления снизу, бОльшего, чем вверху получают ускорение вверх.
- частицы ниже крыла разгоняются
- частицы выше крыла тормозятся.
СЛЕДСТВИЯ. Каждая частица воздуха вокруг крыла в процессе движения много раз ускоряется в разные (противоположные стороны), на что (по закону Ньютона) требуется сила (разность давлений).
На некотором удалении за крылом частицы воздуха движутся ПОЧТИ так же, как и в невозмущенном потоке. Вот это ПОЧТИ и эквивалентно тому, что воздух не “загребается лопатой”, а загребается РЕШЕТКОЙ из лопат (такой “дофигаплан”), эквивалентной 50-100 хордам (тот самый импульс, который создает подъемную силу).
В науке вся выше описанная хрень называется “присоединеным вихрем” ( вихрь который вертится вокруг профиля) и есть специальный математический аппарат его его расчета. Я этим аппаратом не владею. И, если нам удалось создать эти вихри (угол атаки для симметричного профиля, изгиб профиля, то подъемная сила обеспечена) 😃
Немного о Бернулли. Кто-нибудь пробовал подсчитать (в цифрах) КАКОЕ СУЖЕНИЕ И УСКОРЕНИЕ потока над крылом, и РАСШИРЕНИЕ и ЗАМЕДЛЕНИЕ потока под крылом НЕОБХОДИМО для получения Су=1 ? Если попробуете, то обнаружите, что его (закон) надо очень “оригинально” применить, чтобы получить реальные цифры. Так что, закон Бернулли (в том виде, в котором его учили в школе), не очень то и описывает процесс создания подъемной силы…
Неа 😁 Не борются, а используют 😃 Такая “ласта” увеличивает эффективное удлинение крыла и даже добавляет ТЯГУ. 😃
Бороться можно по разному 😃 Можно и спользовать действия “врага” в своих интересах. Если серьезно, то что-то подобное сказанному Вами я и предполагал.
По закону Паскаля воздух вокруг обеих кромок стремится снизу вверх, образуя два вихря (теоретически - бесконечного диаметра). В результате:
1 Перед крылом:
-Частицы воздуха получают ускорение вверх
Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” (хотя ускорение вверх может быть при движении вниз (замедленное движение) но врядли это имелось ввиду)
2 Зона крыла
- частицы воздуха выше крыла получают ускорение вниз из-за низкого давления над крылом
Это что у вас крыло прозрачное для частиц??? или имееться ввиду НА КОЦЕ КРЫЛА???
В науке вся выше описанная хрень называется “присоединеным вихрем” ( вихрь который вертится вокруг профиля) и есть специальный математический аппарат его его расчета. Я этим аппаратом не владею. И, если нам удалось создать эти вихри
А этот вихрь еще и создавать надо??? а можно для етого использовать Speed 380 или слабоват???
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
PS: Ой спер картинку 😊
Чесно говоря из вышесказанного нипонял ничего. Просто за день уже устал эти вихри обдумывать.
Вот такие вихри создают индуктивное сопротивление крыла конечного размаха. Вид на самолет сзади.
Естественно, вихри изображены условно (вне проекции крыла ини “уходят в бесконечность”
flysnake
абсолютно верно.
Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” (хотя ускорение вверх может быть при движении вниз (замедленное движение) но врядли это имелось ввиду)
Это что у вас крыло прозрачное для частиц??? или имееться ввиду НА КОЦЕ КРЫЛА???
А этот вихрь еще и создавать надо??? а можно для етого использовать Speed 380 или слабоват???
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
PS: Ой спер картинку 😊
"Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” " - невнимательно прочли
Над (и под крылом) ускорение направлено вниз, к задней кромке и скорость имеет составляющую, направленнуюа вниз (за счет угла атаки и изгиба профиля). “Прозрачность” тут не нужна…
Все на Вашей картинке про скос потока верно. Для индуктивной части профильного сопротивления (бесконечный размах) нужно было бы сильно изменить масштаб (изогнуть чуть-чуть очень широкий поток).
В описании создания подъемной силы я не претендую на безошибочность (быстро писал). Просто попробуйте представить…
Что же касается присоединеного вихря, то он действительно создается (при движении с углом атаки или изогнутым профилем), на что тратится энергия, но потом он “крутится почти без затрат энергии” (так в учебнике написано). Это тот вихрь, который на вашей картинке крутится вокруг профиля (не на конце.
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
Странно…Идем по вашей же ссылке: www.zipsites.ru/…/krasnov_aerodinamika/
Страница 246, вверху
Странно…Идем по вашей же ссылке: zipsites.ru/matematika_estestv_...v_aerodinamika/
Страница 246, вверху
Что и требовалось доказать.
Если вы внимательно прочитаете со страницы 243 и ди 246, то поймете что это индуктивное сопротивление как раз и вызванно скосом потока и существует только у крыла конечного удлиннения.
Приношу всем свои извинения, кому я втирал, что скос потока не вниз, а в бок. Это я неправильно использовал терминологию.
Да действительно скос потока в терминологии аэродинамики направленн вниз.
На рисунке скос потока обозначен буквой Еср.
Но тот скос потока о котором говорил я
тоже имеет место и также являеться следствием свободных вихрей . Кончно мой скос не являеться расчетной величиной индуктивного сопротивления но природа возникновения этих скосов одинаковая. Поэтому суть вопроса о том, что крыло бесконечного удлиннения не имеет индуктивного сопротивления, остаеться неизменной.
Еще раз прошу извинения. 😊
…но природа возникновения этих скосов одинаковая.
Даааааа…Вот это перл 😃
Вы ВНИМАТЕЛЬНО посмотрите на картинки в моём предыдущем посте. Специально для вас разместил.
Надеюсь, что с индуктивным сопротивлением крыла конечного размаха уже разобрались. Могу только добавить (чисто практическое). Если не учитывать крыльев очень маленьких удлинений (<3), то в формуле
Cxi=Cy*Cy*K/3.14/L , L - удлинение крыла.
K - коэффицент формы. Для эллипса К=1, для остальных форм крыла в плане К зависит от удлинения.
Для “трапеции” с сужением 2-3 К очень близок к 1 (<1.05);
Для прмогугольного крыла К=1.1-1.2
Для треугольного, ромбовидного К<1.2
Так что, выигрыш при применении “эллипса” не так уж и велик.
Следствия из скоса потока крыла конечного размаха.
1 нагрузка на единицу длины вдоль размаха крыла “стремится к эллиптческому виду”. То есть, у крыла прямоугольной формы нагрузка на единицу длины вдоль размаха не имеет “прямоугольный вид” (что-то похожее на эллипс, утолщенный ближе к краям (или слегка сжатый в середине). Для “треугольника” - “эллипс”, растянутый посередине.
2 Из 1 вытекает, что нагрузка на единицу площади в середине прямоугольного крыла больше , чем по краям, следовательно поток сначала срывается в середине, у потом по краям и такие крылья не склонны к штопорению.
3 Из 1 вытекает, что трапеция с сужением больше 3 склонна к штопорению, так как нагрузка (на единицу площади) на концах крыла больше, чем в середине.
Все вышенаписанное я взял из учебников.
О том, что я называю " маленькими вихрями". Поясняю. Какие вихри создают индуктивное сопротивление, надеюсь, понятно. Теперь предположим, что мы имеем “обрубленную топором” законцовку крыла. Очевидно, что, при перетекании воздуха вокруг законцовки ( серединка большого вихря), на углах образуются вихри (так же как при обтекании любого угла воздухом). Вот эти вихри я и назвал “маленькими” 😃 Потери на эти вихри добавляются к сопротивлению и зависят от формы законцовки.
Даааааа…Вот это перл
А какая же природа возникновения “скосов о которых говорил я” ???
На ваших картинках ничего подобного не упомянуто.
О том, что я называю " маленькими вихрями". Поясняю. Какие вихри создают индуктивное сопротивление, надеюсь, понятно. Теперь предположим, что мы имеем “обрубленную топором” законцовку крыла. Очевидно, что, при перетекании воздуха вокруг законцовки ( серединка большого вихря), на углах образуются вихри (так же как при обтекании любого угла воздухом). Вот эти вихри я и назвал “маленькими” Потери на эти вихри добавляются к сопротивлению и зависят от формы законцовки.
Как я понимаю, потери на эти вихри это и есть индуктивное сопротивление крыла (кончно если вы не поставите на законцовке крыла грабли, сопротивление которых надо расчитывать отдельно). Свободные вихри (грубо говоря) образуються как раз из за перетекания воздуха вокруг законцовки. А именно свободные вихри формируют индуктивное сопротивление. Потери не добавляются к уже вычесленному индуктивному соротивлению, а выигрыши индуктивного сопротивления (с помошью законцовок крыла) вычитаються из индуктивного сопротивления. Пример из жизни: Если ставить концевую шайбу, то она позволяет делать расчет заданного крыла как крыла большего удлиннения - следовательно мы имеем выигрыш в индуктивном сопротивлении.
Коллега, вы с невероятным упорством путаете термины… 😊
- Когда на крыло действует подъёмная сила, то возникает циркуляция потока вокруг сечений крыла. Скос потока есть следствием циркуляции. Если есть скос - уже появляется индуктивное сопротивление.
Нет его только в случае, когда Су = 0 и удлинение бесконечно. И то это правильно только для симметричного профиля, у которого Альфа Су0 = 0. - У крыла бесконечного размаха не появляется перетекание на концах крыла. У крыла КОНЕЧНОГО такое перетекание (снизу-вверх) уже присутствует, в следствии чего появляется концевой вихрь, жгут, звал как звал - здесь каждый придумывает как может. Но этот вихрь - не есть скос.
С терминологией выяснили?