Так что такое площадь крыла и где ее вычислять?
Приветствую коллег!
Возник вопрос о вычислении площади крыла.
Что такое площадь вообще, я знаю из школьного учебника математики (геометрия).
Как вычислять площадь сложных фигур я тоже в курсе - разбиваем сложную фигуру на более простые, вычисляем площадь каждой и суммируем.
А как же вычеслять площадь крыла, ведь оно объемно?
Я могу вычислить площадь нижней поверхности, могу вычислить площадь и верхней поверхности, могу вычислить и площадь по хорде “b” (Рисунок ниже).
Какую из них подставлять в формулу расчета подъемной силы крыла:
Y= Cy* p*V 2*S/2
По-моему было бы ошибкой подставлять в чистом виде любое из трех вычислений,т.к. все три значения могут быть не связаны между собой.
Или все же по средней линии профиля “l”, равноудаленной от верхней и нижней образующих профиля?
Если да, то почему об этом не пишут?
Спасибо.
Если да, то почему об этом не пишут?
Потому, что берётся площадь крыла в плане. (вид сверху)
Потому, что берётся площадь крыла в плане. (вид сверху)
А площадь в плане с учетом угла атаки или нет?
:)Шутка:) А если крыло V образное?
Потому, что берётся площадь крыла в плане. (вид сверху)
Но ведь тогда получается ерунда.
“В плане” - вид сверху, площадь может оставаться неизменной, а реально профиль будет изменен.
Вот например как на рисунках ниже.
Здесь мы видим, что на рис.2 верхняя огибающая крыла длиннее, чем на рис.1 (нижняя часть крыла осталась без изменений, как и хорда).
Т.е. “в плане”, глядя сверху, изменений нет, из чего следует, что и значения в формуле не поменялись, а значит и подъемная сила крыла.
Но профиль-то изменился и поток воздуха над верхней кромкой рис.2 движется быстрее, чем над верхней кромкой рис.1, т.к. потоку надо пройти бОльшее расстояние за тот же период времени.
А раз поток движется быстрее, то значит и подъемная сила выше.
Именно этот ньюанс и не отражен в формуле. Значит должен быть еще и другой расчет, учитывающий этот момент.
А если крыло V образное?
Высчитывайте площадь, а дальше по формуле, если она конечно полностью отражает расчет, в чем я сомневаюсь.
Про другие части формулы не забываем?
У каждого профиля свой Сy - поэтому площадь - “в плане”
а про Су почему забыли?
который, кстати, является функцией от угла атаки…
ПыСы… сомневаетесь - пользуйтесь “панельными методами” … 😃))
Про другие части формулы не забываем?
У каждого профиля свой Сy - поэтому площадь - “в плане”
А как это Су вычислять?
А как это Су вычислять?
Никак, это есть величина, полученная в результате продува профиля… зависящая от угла атаки…
ну почему-же… 😃
опять-же вспомним про панельные методы… 😃
но для ПРАКТИЧЕСКОГО применения существуют справочники и атласы профилей…
где их характеристики и указаны…
Неужели все так безнадежно.
Меня собственно интересует как определять подъемную силу в зависимости от разности площади верхней и нижней площади крыла.
Например на рисунках выше, нижняя площадь крыла 50 кв.см. (У обоих крыльев.!!!)
На рис.1 верхняя площадь 60 кв.см.
В итоге имеем, что верхняя площадь больше нижней на 10кв.см или на 20%
На рис.2 верхняя площадь 75 кв.см.
В итоге имеем, что верхняя площадь больше нижней на 25кв.см или на 50%
Если сравнивать верхние площади обоих крыльев, то у крыла на рис.2 она больше чем у крыла на рис.1 на 15кв.см или если в процентах, то на 25% (15 является четвертью значения 60).
Хочется выяснить на сколько или во сколько раз увеличится подъемная сила крыла при увеличении верхней площади например на 25% или 50%.
Как бы это посчитать?
Пока не будем говорить о том, что будет работать такое крыло или нет.
Задача стоит в методе расчета.
Меня собственно интересует как определять подъемную силу в зависимости от разности площади верхней и нижней площади крыла.
Бред
ТАК не посчитаете…
хотя-бы потому, что:
1- при одинаковой разнице площадей профили могут иметь разный Су по альфа…
2- набегающий поток НЕ приходит в точку (0,0) на носике профиля… даже на нулевом угле атаки (кроме симметричных при альфе=0). как разницу считать будете?
ещё раз повторюсь… ищите в Атласе Ваш профиль и будет Вам…
Бред
Спасибо за коммплимент.
ТАК не посчитаете…
хотя-бы потому, что:
1- при одинаковой разнице площадей профили могут иметь разный Су по альфа…
2- набегающий поток НЕ приходит в точку (0,0) на носике профиля… даже на нулевом угле атаки (кроме симметричных при альфе=0). как разницу считать будете?..
Именно нулевой угол атаки и имеется ввиду.
ТАК
ещё раз повторюсь… ищите в Атласе Ваш профиль и будет Вам…
А где можно на этот атлас взглянуть?
Именно нулевой угол атаки и имеется ввиду.
А где можно на этот атлас взглянуть?
А это ничего не меняет… точка, где потоки разделяются на верхний и нижний, всё-равно будет смещена на нижнюю поверхность крыла
Атлас где искать? 😂
ну я нашёл секунд за 10…
Так… Теперь моя очередь… На настоящих самолётах число Рейнольдса в десятки тысяч раз больше, чем на их моделях-копиях. Попытки скопировать профиль крыла, как правило ни к какому положительному результату не приводят, самолёт получается очень чувствительный к центровке (особенно, если сужение крыла превышает 2), т.к. пока корневые части крыла уже в состоянии удерживать самолёт в воздухе, то концы крыла, как наиболее узкие части, ещё не создают надлежащей подъёмной силы и по сути выполняют роль аэродинамических законцовок Уиткомба (как на всех современных пассажирских самолётах, только там они установлены почти под 90град.) и на этой скорости поток на них не лежит, на этих участках крыла происходит срыв потока до тех пор, пока модель не наберёт минимально возможную, для такой ширины крыла и при такой нагрузке, скорость.
Если сравнивать разные типы моделей-копий, то можно сделать следующий вывод: Число Рейнольдса для копии пилотажки, будет больше чем для копии пассажирского самолёта такого же размера - т.е. пилотажка летит “быстрее”.
Далее, профиль крыла современного гражданского самолёта сверхкритический, с небольшой вогнутостью на нижней части профиля у хвостика. Неужели там такая дикая нагрузка на крыло? Или это сделано для снижения посадочной скорости? Применение сверхкритического профиля на модели ничего не даёт, кроме большей максимальной скорости. Пробовал. В плане борьбы с ранним концевым срывом, наиболее эффективна аэродинамическая (с помощью разных профилей в корне и на конце крыла) и геометрическая крутка крыла. Последняя позволяет уменьшить посадочную скорость в 1,5…2 раза в зависимости от нагрузки на крыло. Вопрос: если не далать из копии “летающий кирпич”, может стоит применять профиль крыла от планера? Он чем-то похож на профиль настоящего крыла.
Сильно не пинайте, я в профилях ни бум-бум, строить профиль по понятиям, тоже не хочу - ни разу не помогло. Ещё вопрос: если на модели сделать отклоняемые предкрылки, улучшатся ли взлётно-посадочные свойства крыла? Если да, то насколько.
На всех моделях гражданских самолётов, построенных мной за последнее время нагрузка на крыло прим. 100гр/ кв дм, размах 1900…2000мм.
Может кто-нибудь посоветует что-нибудь толковое?
Применение сверхкритического профиля на модели ничего не даёт, кроме большей максимальной скорости.
Будете смеяться, но именно для этого сверхкритические профиля и сделаны…
чтобы сдвинуть критическое число М максимально дальше…
там ведь не только поджатие в конце нижней поверхности, но и более плоская верхняя часть, может и максимальная толщина профиля сдвинута дальше от носка (давно дело было). Если глянуть распределение давления по хорде такого профиля, то на верхней поверхности, где собсно и садится локальный скачок уплотнения, увидим “полочку”…
про планерные профили ничего не посоветую, увы… с прошлого тысячелетия не занимался этим делом… шклероз, знаете-ли 😦
ПыСы… но, думаю, попробовать стоит… тока не брать чисто ламинарный…
ПыПыСы… предкрылок и щелевой закрылок вещь тонкая, как Восток…
Требует расчёта и, естессно, точного исполнения.
Может эта книжка Вам поможет?
depositfiles.com/ru/files/8298353
www.vokb-la.spb.ru/library/index2.html
ПыПыСы… предкрылок и щелевой закрылок вещь тонкая, как Восток…
Требует расчёта и, естессно, точного исполнения.
Уже на 3-й по счёту модели применяю вот такие закрылки:
Работает как положено. Если сравнивать с флаперонами, то флапероны вызывают преждевременный срыв потока и самолёт валится. Бывает насмерть.
-Щель,образующаяся при выпуске закрылков,на всем ее протяжении должна быть СУЖАЮЩЕЙСЯ — это ключевой момент при проектировании щелевого закрылка.
копи-паст отсюда… delta.wtr.ru/archive/9113.html
про необходимость отделения мух(элеронов) от котлет(закрылков) согласен полностью
На всех моделях гражданских самолётов, построенных мной за последнее время нагрузка на крыло прим. 100гр/ кв дм, размах 1900…2000мм.
Может кто-нибудь посоветует что-нибудь толковое?
Думаю, все проще. Если сделаете нагрузку поменьше, то все проблемы пропадут, так как потребные улы атаки уменьшатся. А доведете нагрузку до 25 г/кв дм, так и петли делать сможете.
Вы уже добились таких данных?