Так что такое площадь крыла и где ее вычислять?
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?
Вы уже добились таких данных?
Это была моя первая ошибка, я сделал все очень старательно и красиво, а о весе не подумал.
Самолет взлетел, но полетом бы я это не назвал.
После этого понял, что самолет должен быть как можно легче, тогда он будет летать на малых углах атаки и многие проблемы этим будут сняты (чувствительность к профилю крыла, потеря подъемной силы на концах сужающегося крыла).
Как и на чем снизить вес я Вам не посоветую, это надо конкретно работать над предполагаемой конструкцией и иметь некоторый опыт или статистику по подобным конструкциям.
Увидите хорошо летающий самолет, расмотрите как он сделан, расспросите о деталях конструкции, перенимайте опыт, добавляйте свои идеи.
Хорошо бы познакомиться с расчетами на прочность, это поможет определить минимальные размеры деталей, а также создавать более эффективные в весовом отношении конструкции.
Да, уж… Всё это хорошо, только боюсь не увижу при жизни модель грузовика с размахом 2м и нагрузкой 55гр/ кв дм.
Мои модели с выше указанной нагрузкой на крыло летают красиво, неспеша - скорость полёта около 65…70 км/ч.
Вес… Из современных доступных материалов, без применения сложных технологий, не в ущерб красоте, вряд ли получится сделать легче. Какой бы лёгкий самолёт ни был, ему требуется профиль крыла, приспособленный под его нормальную полётную скорость. Расчитать прочность отдельных элементов самолёта не сложно. Достаточно простейших знаний по теории сопротивления материалов.
Зададимся задачей: модель Ан 72rcopen.com/forum/f7/topic137456; Плошадь всех обшивок 127кв дм. Давайте посчитаем вес ТОЛЬКО обшивок.