Search in topic

Вопросы на понимание основ, число Рейнольдса

Как он считать после срыва собирается, об этом режиме была речь, если никто в мире это не умеет ?

Обычная формула для расчета подъемной силы не подойдет:)? Когда срыв то начинается? Или на критическом угле атаке срыва еще нет:)?
Вы наверно имели в виду, что нет теории срыва и нет программ и способов расчета срывных процессов и распространения срыва по хорде и размаху?

По поводу жука это шутка которую, каждый понимает по своему. Я понял, что она о новичках в моделизме, которые не знают как летает их модель:)

Обычная формула для расчета подъемной силы не подойдет?

вот тут по подробней можно? в каком именно месте эта формула срыв потока выдаёт?

Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение Обычная формула для расчета подъемной силы не подойдет? вот тут по подробней можно? в каком именно месте эта формула срыв потока выдаёт?

“- Все аэродинамические расчёты проводятся только для несорванного потока.”
Вот здесь она вполне подходит. И срыв потока нет необходимости считать:).

Какой профиль применить для крыла В-787

Я-бы градусов на 5-6 закрутил после излома задней кромки за двигателем. Профиль Clark YH или S3021

…130гр/дм

= > 50km/h посадочная без закрылков…

= > 50km/h посадочная без закрылков…

К этому я уже давно привык ;)

Интересно, а NACA M6 пойдёт? При таких нагрузках, очень хорошо себя показал.

В принципе и он пойдёт. Clark чуток лучше будет

Сообщение от EVIL
Какой профиль применить для крыла В-787

Я-бы градусов на 5-6 закрутил после излома задней кромки за двигателем. Профиль Clark YH или S3021

Сообщение от EVIL
…130гр/дм

= > 50km/h посадочная без закрылков…

В принципе и он пойдёт. Clark чуток лучше будет

Как?? Как вы это посчитали??? Я уже три дня бъюсь, но только-только подошел к таким же результатам.
(Подробнее о рассчете напишу по-позже, когда оформлю по-лучше)

скорее всего считалось фортексом… задаётся общая геометрия, а потом только профиля меняются, хотя… опыт больше чем софт подсказать может…

Как вы это посчитали???

Для скорости сваливания есть упрощённая формула от профессора Эпплера (Eppler). Армянское радио сообщало. Получаем ~52км/ч для 130гр/дм² и Сl =1
Зная предидущие модели Константина можно примерно представить тяговооруженность (скорее мощные импеллеры, чем турбины, диапазон скоростей 13-25м/с)
Зная скорость сваливания можно посчитать числа Ре для профиля с хордой 100мм: ~98000
Ищем профиль, который в диапазоне Re 98000-170000 от -5° до 10° имеет хорошее соотношение Cl/Cd и не срывается и имеет положительный Cl до -3° (крутка). Профиль без сильно блуждающего ЦД. В Profili подбираем такой (лучший из опробованых таки ClarkYH)
Подставляем это в Vortex и крутим консоли и угол к потоку до срыва. Если срыв на законцовках, добавляем крутки, пока срыв не будет на центральной части крыла.
Примерно так я это представляю

Человек даже не знает, чьи слова комментирует. Он даже не понимает, что сам написал.

Человек услышал звон, да не знает, где он.

Наконец закончил. Расчет и прилагающиеся файлы лежат zalil.ru/31120915
Мой метод, конечно, в разы более трудоемкий. Но вот теперь гн.Palar и гн.Wit могут поглумиться, ведь это проще чем сделать расчет. Да?

Так что, господа, предлагаю объяснить в чем я не прав, если уж не для меня глупого и непонятливого, так хоть для тех, кто читать будет.

Да. Я не имею честь знать Вас заслуженных, но если уж вы действительно ТАК круты, то могли б и создать FAQ к теме по расчетам для авиамоделистов. Я – по крайней мере хоть как-то попытался.

Расчет и прилагающиеся файлы лежат

Посмотрел, интересно. Теперь попробуйте Clark YH. У него Cd/аlpha лучше для углов -5/+7° чем Y и с круткой он получше тянет

Но вот теперь гн.Palar и гн.Wit могут поглумиться, ведь это проще чем сделать расчет. Да?

Михаил, т.е мой пост #49 это глумление???
тогда если я напишу сейчас в чём Вы не правы, Вы это примите за прилюдное унижение… Вы этого хотите?

Я – по крайней мере хоть как-то попытался.

честь Вам и хвала! Делайте дальше! Только теорию ещё немного подтяните! Вы математик, у Вас аналитический склад ума, у Вас получится…
а я уже давно никому ничего не объясняю, тем более математику с таким нежным чувством самооценки…

Пы.Сы.: расчёт сделать проще, чем объяснять не желающему слышать…

Так что, господа, предлагаю объяснить в чем я не прав, если уж не для меня глупого и непонятливого, так хоть для тех, кто читать будет.

Внимательно ознакомился с вашими соображениями. Сильно удивился жуткой крутке. Почитайте теорию о скосе потока и вихревой системе крыла, тогда и считать будете правильно. Ещё раз повторяю, около и после критических углов атаки ничего не считается. Профили в принципе выбраны неправильно. Сами думайте , почему. Изучите крыло реального Боинга, увидите свои ошибки.
Вы не знаете аэродинамику и, главное, не хотите понять, что Вам объясняют. Присоединяюсь к Виталию, сто раз цитировать учебники и ссылаться на практический опыт их применения не вижу смысла. Меньше спорьте, больше спрашивайте, но только после того, как выучите хотя бы основы. Лишний раз доказали, что прежде, чем браться за программу, нодо понимать, как и что считать. Ничего не усвоили из того, что я постил раньше.
П.С. Для сведения. В проектировании самолёта аэродинамические расчёты занимают только около около 5% всей работы. Остальное - внутренняя компоновка, сопромат, технология, сортамент материалов, комплектующие и ещё куча всякой мелкой лабуды. Вот это занимает 95% всей работы. При проектировании моделей вся аэродинамика укладывается в пару, тройку формул и всё. Неподготовленному человеку аэродинамику понять невозможно, там слишком много допущений и условий расчёта которые нужно знать. Моделисту достаточно понимать только основные принципы аэродинамической компоновки. Намного важнее и эффективнее уделить львиную долю работы выбору правильной конструктивной схемы, применяемым материалам, выбору силовой установки и, в связи с этим снижению веса модели.

Всем спасибо за внимание! Только не ссорьтесь!!!

Аэродинамика моделей не проще аэродинамики полноразмерных ЛА.
Скос потока на модельных Re и размахах не развивается.

Кроме выбора профилей есть и другие методы “управления” срывом. Качество поверхности, турбулизаторы, щели и т.д. И в их использовании, на моделях, учебники не всегда применимы.

Всем спасибо за внимание! Только не ссорьтесь!!!

Спасибо скажете, если модель полетит нормально. Никто и не ссорится, обычный разбор полётов. Давайте просто посмотрим, чему нас учит Боинг. Для примера возьмём корневые и концевые профили В-29 и В-737. Поскольку программы рисуют криво, обратимся к сайту «Airfoil Investigation», на котором представлены исследования профилей в трубе для малых чисел РЕ.
worldofkrauss.com/foils/list
Учитывая, что закритические углы нас не интересуют, рассмотрим только углы начала срыва потока «stall angle».
Корневой профиль B-29 ROOT stall angle = 0,5 . Концевой B-29 TIP stall angle = 6 . Видим а/д крутку, на корневом профиле срыв начнётся раньше. Остальные параметры крыла здесь рассматривать не будем.
Такая же крутка, но с другими углами у крыла В-737. BOEING 737 ROOT Stall angle = 4. BOEING 737 OUTBOARD Stall angle = 6,5. На 737 максимально «выжимали» качество. И это всё на модельных числах РЕ. Также можно проанализировать профили крыла «Кобры» Р-39 и других самолётов. Получим опорную статистическую базу для профильных компоновок крыла.
Теперь посмотрите в этом контексте на предложенные Кларки – корень CLARK YM-15 и конец CLARK Y. Сразу видно, что придётся делать геометрическую крутку более, чем на 5,5 град. . (14 минус 8,5), это будет уже не крыло, а пропеллер. Прощай качество, здравствуй большой расход энергии и малое время полёта, о планировании без мотора вообще можно забыть – морковь.
Насколько точны данные продувок, не знаю, но надеюсь идея подбора профилей понятна. Правда есть одна проблема. При концевой хорде 100мм обтекание будет нестабильным из-за петли гистерезиса ламинарного и турбулентного обтекания. Какое будет реальное обтекание неизвестно, поэтому можно рассмотреть профили малочувствительный к РЕ. Например NACA 63A210 к числам РЕ безразличен, поскольку при разных РЕ кривые не изменяются. Недостаток этого профиля - нарастание коэффициента момента по углу атаки, но поскольку концевая хорда мала, то и момент будет небольшой. Можно найти и другие аналогичные профили, например HQ 1.5/10 или RG 14 - 9,5%.

В общем случае для обеспечения устойчивости копий по тангажу лучше выбирать мало моментные профили, близкие к симметричным или даже симметричные, особенно в корне. Корневая хорда большая и влияние момента от профиля будет заметнее. Проигрыш в несущих характеристиках крыла получится минимальный, т.к. они намного сильнее зависят от удлинения, чем от профиля, а выигрыш в стабильности полёта может оказаться чувствительный. Посадочную скорость можно уменьшить используя закрылки, благо они есть почти на всех прототипах. Всегда надо помнить, что выигрывая в качестве крыла, проигрываем в ВПХ и наоборот, поэтому надо использовать механизацию, это и теория и практика.
Вот теперь и выбирайте профильную компоновку крыла, информации более чем достаточно, только читайте внимательно и анализируйте.
Подсказка - подсмотрите незаметно телеметрию на видео у ФПВешников, обратите внимание на скорость в момент посадки у разных моделей с разной удельной нагрузкой. Хороший материал для раздумий. 😃

это глумление???

Извиняюсь за флэйм: Глумление – считать, что вас не поймут и понять не собираются. Если знаете, вы – дайте, а мы уж как-нибудь переварим. 😉

Вы не знаете аэродинамику и, главное, не хотите понять, что Вам объясняют.

Извините, но объяснения я пока не видел, кроме последнего поста №66. Но и о нем – позже.

Вот вы сами говорите: “- Конструкторы умеющие выжать из крыла всю возможную подъемную силу и макс. качество уже давно знают ответы на все задаваемые вопросы.” Так научите.

тогда если я напишу сейчас в чём Вы не правы, Вы это примите за прилюдное унижение… Вы этого хотите?

Да. Хочу. Потому, что хочу уметь делать модели, которые летят так, как МНЕ нужно, а не так как ОНИ этого захотят.
Ясное дело, что в размере около 1м размаха – это очень не легко. Но все-таки. И если вы это сделаете не в виде постулатов, а аргументированно (т.к. я уже “наелся постулатов до сыта”, которые для малых Re работают с точностью до наоборот.)

Только теорию ещё немного подтяните! Вы математик, у Вас аналитический склад ума, у Вас получится…

Спасибо за комплемент. Но можно по-точнее? Что можно прочитать, чтобы действительно понять что и от чего зависит? А не уткнуться в диффуры.

Внимательно ознакомился с вашими соображениями. Сильно удивился жуткой крутке.

Ну, да. 😦 Крутка – кошмарная. Сам понимаю прекрасно. Но с точки зрения моделиста (технологичности исполнения) это может быть оправдано. Естественно, это не основной подход к построению. Иногда и аэродинамическая крутка очень спасает. Но только (опять же с точки зрения легкости построения), если это один и тот же профиль с разной относительной толщиной. Попробуйте-ка дома на письменном столе нормально сделать крыло с разными (особенно не плоско-выпуклыми) профилями. Это ведь не всем под силу. Да еще и не сделать крутку по-неволе.

П.С. Для сведения. В проектировании самолёта аэродинамические расчёты занимают только около около 5% всей работы. Остальное - внутренняя компоновка, сопромат, технология, сортамент материалов, комплектующие и ещё куча всякой мелкой лабуды.

Намного важнее и эффективнее уделить львиную долю работы выбору правильной конструктивной схемы, применяемым материалам, выбору силовой установки и, в связи с этим снижению веса модели.

Но и без него можно таких ошибок сделать, что даже безупречно построенное летать будет не очень. Так ведь? Ясное дело, что нужно знать КАК облегчить не навредив. 😃 И что вычерчивание деталей и расчет прочностей – это даже не 95, а все 99% работы.

Ничего не усвоили из того, что я постил раньше.

Неправда ваша. Еще раз перечитал пост №40. Ничему я в расчете не противоречу. Разве что “Крыло с круткой всегда будет иметь худшую несущую способность по сравнению с крылом без крутки. При наличии крутки скорость сваливания увеличится. Без крутки, теоретически вся поверхность крыла может работать с максимальным а/д качеством. Минимально возможная скорость будет достигнута, когда все сечения крыла одновременно достигают Су макс”. Но опять же ж, в угоду технологичности.

По поводу расчета около и после срыва. Как вы объясните вот такой график для профиля Су-26?

Явно видно, что после максимального коэффициента подъемной силы идет “полка”. Вот КАК без рассчета можно было получить, симметричный между прочим, профиль с такой характеристикой срыва потока?? Без рассчета (только экспериментально), думаю, такое очень сложно сделать.

Кроме выбора профилей есть и другие методы “управления” срывом. Качество поверхности, турбулизаторы, щели и т.д. И в их использовании, на моделях, учебники не всегда применимы.

По-моему это сродни шаманству и методу научного тыка. 😦 По-моему, что? Куда? Как? Зачем ставить? Еще менее понятно, чем разбираться с классической аэродинамикой.

Аэродинамика моделей не проще аэродинамики полноразмерных ЛА.

Из-за малых Re она просто другая. 😦
Так, я понял, что: Более “толстый” профиль на концах и “тонкий” в корне, как в статье “Несущие крылья. Часть 2. Геометрия крыла” раздел “Крутка” – это решение далеко не всегда подходящее. На малых размахах (числах Re) более толстый симметричный профиль может сорвать раньше чем у корня. Нужно считать и смотреть когда будет срыв. Точно так же как и наплывы у корня. Можно получить из-за наплывов, что Re у корня бубут на столько больше, чем у концевых, что даже для получившегося более относительно тонкого профиля и сдвинутой к задней кромке максимальной толщине, все-равно будет у корня профиль с более поздним срывом.
И таких примеров – масса. 😦 Потому я и не люблю “постулаты из книг”. Хочу понимать, а не иметь “икону в рамочке” на стене.

В целом, и пост №40 (который для рамочки) и №66 – правильные. Но ведь всегда найдутся условия, где будето хоть немного не так.
Ведь согласитесь?! Например, для моделей можно и принебречь слегка (а и ногда и не слегка)некоторыми характеристиками.

Например NACA 63A210 к числам РЕ безразличен, поскольку при разных РЕ кривые не изменяются. Недостаток этого профиля - нарастание коэффициента момента по углу атаки

для нашей модели со стреловидным крылом, да и Аго=0.81, да куда он денется?? Будет летать как по рельсам. Площади оперения сгладят всю “беготню”. А не сгладят, так сделать более переднюю центровку и делов-то?

корень CLARK YM-15 и конец CLARK Y. Сразу видно, что придётся делать геометрическую крутку более, чем на 5,5 град. . (14 минус 8,5), это будет уже не крыло, а пропеллер. Прощай качество, здравствуй большой расход энергии и малое время полёта

Ясное дело, что для большой авиации – это проблема. Но для модели? Так ли оно нужно? Ну, будет вместо 10 минут летать 7. И что с того?

Посадочную скорость можно уменьшить используя закрылки, благо они есть почти на всех прототипах. Всегда надо помнить, что выигрывая в качестве крыла, проигрываем в ВПХ и наоборот

А можно это по-подробнее? Что-то я не пойму, как получив меньшее лобовое и большую подъемную силу мы проиграем в посадочной характеристике? Более пологая глиссада? Так это бывает даже удобно у моделей, т.к. плавнее к земле подходит. Ну да, выдерживание будет долгим, но более легким.

Подставляем это в Vortex и крутим консоли и угол к потоку до срыва.

Юрий, а что это за программулина? Можно ссылку на сайт программы?
Спасибо.

ссылку на сайт

www.flz-vortex.de/flz_vortex.html
FLZ Vortex Demo сохраняет модель только в файл DEMO.flz, который потом можно переименовать

Более “толстый” профиль на концах и “тонкий” в корне

Это из той же оперы, что и самовыравнивание верхнеплана в полете. Могу с этим поспоприть. На деньги. И вообще, такие теории надо безжалостно вырезать - вы посмотрите, сколько чайников (особенно в темах про тренеры) пишут одну и ту же охинею, даже не зная, как на самом деле летает верхнеплан.

Более толстые концы лиш усугубляют концевой срыв потока на сильно сужающихся крыльях. Им вообще по природе такой срыв прописан(((.

Одного не пойму: зачем спорить с реальностью? Была же где-то здесь схема срыва потока на крыльях с разной геометрией. И далее, ничего, что концевая хорда в 3 раза меньше корневой, а более толстый профиль (см. выше) любит более высокие числа Re?

В общем ну нафиг эти беспантовые споры, пошел я работать.

В общем случае для обеспечения устойчивости копий по тангажу лучше выбирать мало моментные профили, близкие к симметричным или даже симметричные, особенно в корне. Корневая хорда большая и влияние момента от профиля будет заметнее. Проигрыш в несущих характеристиках крыла получится минимальный, т.к. они намного сильнее зависят от удлинения, чем от профиля, а выигрыш в стабильности полёта может оказаться чувствительный. Посадочную скорость можно уменьшить используя закрылки, благо они есть почти на всех прототипах. Всегда надо помнить, что выигрывая в качестве крыла, проигрываем в ВПХ и наоборот, поэтому надо использовать механизацию, это и теория и практика. Вот теперь и выбирайте профильную компоновку крыла, информации более чем достаточно, только читайте внимательно и анализируйте.

Спасибо. Так и думал, что профиль имеет второстепенное значение.

Кроме выбора профилей есть и другие методы “управления” срывом. Качество поверхности, турбулизаторы, щели и т.д. И в их использовании, на моделях, учебники не всегда применимы.

По-моему это сродни шаманству и методу научного тыка. По-моему, что? Куда? Как? Зачем ставить? Еще менее понятно, чем разбираться с классической аэродинамикой.

Большая аэродинамика, в начале, без теории, так же была сродни шаманству.
Принцип в общем такой: смотрим распределение коэффициента подъемной силы, срыв начинается там где он максимален. В этом месте используем турбулизатор.
Действие щели, в этом же месте, основано в основном на разгрузке этого участка крыла и изменении угла атаки. За счет этого участок крыла с малой хордой убирается из работы и не срывается, но продолжает работать по управлению и демпфированию. Копийность сверху, при желании, сохраняется:)