Толстый или тонкий?
И че дает тогда толщина в процентах?
Жень, она даст площадь смачивания.
А это - сопротивление.
На скоростных машинках хорды маленькие … Су дуровой не нужен, нужен минимальный Сх.
Ты вообще не ведись на большие машинки … пока ТЗ не посмотришь, ни-хре-на не поймешь.
Зачем именно так было сделано …
На Сrusader III, кстати, профиль стоял 4-х процентный на законцовках и 5-ти процентный в корне.
А что за планер ? Мое гугл-фу оказалось бессильно.
Планер Genoma2 www.rcsoaringdigest.com/pdfs/...SD-2012-12.pdf
Ссылка не открывается, но вообще это модель класса F5J… Я про “людские” планера интересовался.
Ссылка не открывается, но вообще это модель класса F5J… Я про “людские” планера интересовался.
www.rcsoaringdigest.com смотреть в архиве…
про людские тоже в этом журнале пишут…
А что я должен конкретно там смотреть ?
Хороший фильм… Разницу не заметили? Самолет в потоке от трубы, а не от своего винта, который дает поток направленный под нулевым градусом к самолету… и портит всю изученную аэродинамику и все существующие продувки…
Самолёт в потоке от своего винта никак не портит аэродинамику, а это как раз и есть аэродинамика! Во первых поток от своего винта называется “Thrust”(если мне не изменяет память -> “Тягой”), и не стоит путать с “Набигающим на (крыло) Воздушным Потоком”, так вот угол между набигающим воздушным потоком и крылом самолёта и называется -> AOA(Angle Of Attack) или по Русски ->Угол Аттаки Крыла. В самом начале фильма даётся строгое опредиление набигающего воздушного потока(Relative Wind) кстати на примере мультяшки c аэростатом. Набигающий на крыло\аэростат воздушный поток может состоять из: движующихся потоков воздуха(к примеру “Ветер”) крыло(правдо в данном случае аэростат) может быть стационарным по отношению к потоку ветра, но потоки с верху и низу крыла\аэростата будут и соответственно будет и подъемная сила; или в штиль если присмотреться то увидете как тягачь тянет аэростат, тем самым создавая потоки воздуха с верху и с низу относительно аэростата; или комбинация первого и второго и будет называться “набигающий воздушный поток”(Ralative Wind) или просто “воздушный поток” относительно крыла\аэростата.
Заметка:Если давление в нижнем потоке выше, чем в верхнем, тогда и создаётся подъемная сила, а теперь вспомните как летает плоский “воздушный змей”.
А теперь подумайте, что происходит в Хариере(хотя название манёвра -> проход “Коброй” или на “Кобре” мне больше нравится), допустим угол аттаки крыла в 45 градусов, и самолёт не теряет, и не набирает высоту, а просто движется в перед с очень маленькой скоростью. Так как с верху крыла нет ламинарного потока(кто то в этой ветке смачно выразился сказав что “подсос” по принцепу Бернули отсутствует), но самолёт всё равно “опирается” на крылья, а компенсация разницы в подъемной силе создаётся тягой двигателя. Самолёт на вертолёт в этой ситуации не похож т.к. управляется вертолёт аппаратом перекоса пропеллера, а у самолёта(летаущего 3D) пропеллер всегда находится жесткозакреплённым к фюзеляжу(это раз) и управление происходит путём откланения тяги от пропеллера панелями управления(элеронами, и рулями высоты и направления) это два.
**Заметка: ** Справедливости ради стоит отметить, что в этом случаи(Хариера) большой разницы между профильным и плоским крылом как таковой нет.
А теперь отмотаите фильм из поста №969 приблезительно 8:25~8:30 там будет дана схема сил действующих на профиль крыла, так вот обратите внимание, что подъемная сила(Lift обозначенный буквой L) будет в этом случаи минимальна, а сапротивление(Drug обозначенный буквой D) максимально. Соответственно т.к. подъемная сила минимальна для того что-бы самолёт не рухнул приходится компенсировать тягой, при этом компенсация должна быть точной слишком много тяги и самолёт будет набирать высоту, а слишком мало терять высоту.
**Заметка: ** Я не спроста подобрал старый фильмец по аэродинамике, специально для демонстрации того, что аэродинамика как была так и осталась, что изменилось так это то, что самолёты стали легче, в то-же время как двигатели стали мощнее, при этом новости могут пестрить заголовками типа-"Сенсация-> тяга современных самолётов превышает их вес в пропорции 2:1 поэтому правила аэродинамики устарели и их пора переписывать(пересматривать). А на самом деле правила аэродинамики как были аж во Время Второй Мировой и да-же раньше, так эти законы и остались в силе, расширились возможности самолёта вот и всё.
Ладно, продолжение следует… Завтра 😉
P.S. кстати вопрос по терминологии как по Русски назавается угол под которым главное крыло крепится к фюзеляжу? По Английски это “Wing Incidence”.
Самолёт в потоке от своего винта никак не портит аэродинамику, а это как раз и есть аэродинамика! Во первых поток от своего винта называется “Thrust”(если мне не изменяет память -> “Тягой”), и не стоит путать с “Набигающим на (крыло) Воздушным Потоком”, так вот угол между набигающим воздушным потоком и крылом самолёта и называется -> AOA(Angle Of Attack) или по Русски ->Угол Аттаки Крыла.
P.S. кстати вопрос по терминологии как по Русски назавается угол под которым главное крыло крепится к фюзеляжу? По Английски это “Wing Incidence”.
Мне больше в фильме понравилось черное пятно перед крылом на продувках. И оно тем больше чем толще профиль, надеюсь это понятно? Что не понравилось, что в этом фильме тоже не продули тонкую пластину таким же способом - это было б ответом. Почему -то многие годы сразу обдувают толстый профиль. А если ошибка в начальных данных, то потом хоть что делай… Образно говоря, “оптимизируем колесо” - делаем его квадратным, треугольным, овальным, а колесо должно быть круглым, а круглое ни разу и не попробовали, почему-то.
Так и с профилем - испробовали все (аж таблицы есть) кроме одного - плоского по минимуму. Скорее всего, потому что понимали, плоский не сделать.
пока ТЗ не посмотришь, ни-хре-на не поймешь.
+1
B-17 -> NACA 0018 😈
P.S. кстати вопрос по терминологии как по Русски назавается угол под которым главное крыло крепится к фюзеляжу? По Английски это “Wing Incidence”.
Угол установки крыла. dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/3701/Угол
кстати вопрос по терминологии как по Русски назавается угол под которым главное крыло крепится к фюзеляжу
Угол установки крыла (угол между плоскостью хорд и строительной горизонталью фюзеляжа).
Мне больше в фильме понравилось черное пятно перед крылом на продувках.
Пятно ?! Где ?
Пятно ?! Где ?
Стрелочки распределения давления… Перед передней кромкой уплотнение - сопротивление от лобика.
Да, и что ? Только это не “сопротивление”, а зона повышенного давления, которая есть у любого профиля, независимо от толщины.
Пятно ?! Где ?
Как правильно заметил МаestroEv - если перейдёте на ~17:40 часть этого фильма, то там объясняется, что это столбики разници давлений жидкостного манометра относительно атмосферного давления. Далее показания жидкостного манометра фотографировались и с фотографии замерялись и переносились на чертеж профиля инженером в ручную, как это можно увидеть на восемнадцатой минуте фильма. Далее на схеме позитивное давление относительно отмосферного показано в зоне черного цвета, а негативного давления серым цветом.
Да, и что ? Только это не “сопротивление”, а зона повышенного давления, которая есть у любого профиля, независимо от толщины.
Так вот разнитца между позитивным и негативным давлением и создаёт подъемную силу, а по моему то что в переди профиля крыла называется лобовым сопративлением.
При этом чем более узкая передняя кромка крыла тем меньше будет сопрытивление, но агресивней срыв воздушного потока.
Так вот разнитца между позитивным и негативным давлением и создаёт подъемную силу, а по моему то что в переди профиля крыла называется лобовым сопративлением.
При этом чем более узкая передняя кромка крыла тем меньше будет сопрытивление, но агресивней срыв воздушного потока.
…
Достаточно, Вовочка, а то так всю науку на х…и переведешь.
Эта выдержка из анекдота как раз про вывод ваш.
Чтобы заставить немного ваш мозг поработать и подумать - объясните, то есть шероховатость профиля за этим пятном никак не влияет на лобовое сопротивление?
Как правильно заметил МаestroEv - если перейдёте на ~17:40 часть этого фильма, то там объясняется, что это столбики разници давлений жидкостного манометра относительно атмосферного давления.
Все это мне ведомо. Вот только “пятно” перед носиком профиля имеет значение при малых Сy, когда надо лететь быстро.
Хороший фильм… Разницу не заметили?
…Уверен, на планировании всю чуть по другому, а планера просто обожают тонкие профиля, так что, пока все остается как есть… 😃 и тонкий профиль рулит. 😃
А вот теперь собственно из-за чего Я и затеил с вами эту беседу. Плоское крыло действительно имеет малое лобовое сопративление при нулевом или очень малом углом аттаки, но и подъемной силы тут нет, или сила очень мала, в то время как профильное из-за того, что имеет большую верхнюю кривезну верхнего профиля будет разгонять верхний воздушный поток в котором по принцепу Бернули будет падать давление в сравнении с потоком воздуха огибаемого профиль крыла с низу, и из-за разнетцы давлений между верхним и нижним потоком будет возникать подъемная сила, при этом опять-же справидливо заметить, что лобовое сопративление у профильного крыла будет чуть больше плоского, но затраты на создание Эффекта Вентури всё-же не такие большие что-бы не пользовоться создавшейся подъемной силы!
Заметка: Нужно так-же заметить, что у воздушново потока есть свойство ламинарности(laminar flow) т.е. лучше прилегает к изогнутой каплеобразной поверхности, чем к прямой, а пороисходит этот эффект потому, что потоки обътекаемые крыло так сказать многослойные. Самый близкий к поверхности поток называется “пограничным”(Boundry layer), за ним следуют “переходные”(transitional layer) потоки. Так вот когда пограничный поток входит в контакт с прямой поверхностью, этот пограничный поток из-за трения с поверхностью затормаживается по сравнению с переходным потоком и как следствие этого возрастает давление по сравнению с соседним(переходным) слоем и как следствие этого происходит турбулентность воздушного потока или другими словами деламинация потока, а в случаи с профильным крылом воздушный поток ускаряется до самой верхней точки крыла и как следствие у этого пограничного потока давление меньше в сравнение с переходным слоем, и как следствие пограничный поток как-бы дополнительно прижимается к поверхности крыла переходным слоем. Поэтому и считается, что изогнутая поверхность более аэродинамична(обтекаема), чем прямая и плоская. Но вернёмся к фильму.
И перейдите к месту 21:12, там будет показано максимальная разница в давлении пому, что ещё работает дополнительная подъемная сила по принцепу Бернули, так как ещё сохраняется ламинарный поток с верху крыла, а как только ламинарный поток пропадает, т.е. становится турбулентным или дугими словами происходит Stall ->срыв потока, т.е. резким скачком пропадает подъемная сила, как это произошло на 21:38, и начиная с этого момента в принцепи нет разнитцы между плоским и прифельным крылом, а до этого момента разнитца в подъемной силе довольно существенна. Вот и всё.
А вот теперь собственно из-за чего Я и затеил с вами эту беседу. Плоское крыло действительно имеет малое лобовое сопративление при нулевом или очень малом углом аттаки, но и подъемной силы тут нет, или сила очень мала
Согласен. Но, а нужна ли большая подъемная сила?
Полет я воспринимаю как движение в слоях воздуха, как в воде. (лист железа тонкий положенный на воду - плашмя не тонет - он старается уплыть, а шар железный того же веса тонет плашмя.)
Летишь в слое и тонкое крыло с него меньше тянет вниз чем толстое. Тонкое крыло режет слои и прочно держится между ними - тонкое готово лететь куда угодно по направлени, но только не вниз. Толстое же крыло все время парашютирует - летит с бОльшим углом атаки, чем нужно тонкому крылу… А раз тонкому крылу чтобы лететь в слоях нужен угол атаки намного меньше чем толстому то подъемная сила нужна меньше, качество крыла выше из-за уменьшенного сопротивления.
Все продувки в фильме делаются на профиле - что не показывает как это бы было на пластине.
На пластине, при обтекании сверху получим завихрения на пограничном слое, а уже основной поток пойдет над этими завихрения как пошел бы над профилем и картинка будет почти такая же … Продувая под разными углами пластину завихрения на пограничном слое будут разной высоты - это будет похоже на саморегулирующийся профиль, а основной поток уже пойдет над этими завихрениями. Зато при уменьшении угла и завихрений уменьшится и “профиль” станет тоньше и сопротивление уменьшится.
Пластина всегда имеет “профиль”, но он создан завихрениями на пограничном слое.
Ох да, режет…
Как я ржу, щаз подохну. 😃
Согласен. Но, а нужна ли большая подъемная сила?
Летишь в слое и тонкое крыло с него меньше тянет вниз чем толстое. Тонкое крыло режет слои и прочно держится между ними - тонкое готово лететь куда угодно по направлени, но только не вниз. Толстое же крыло все время парашютирует - летит с бОльшим углом атаки, чем нужно тонкому крылу… А раз тонкому крылу чтобы лететь в слоях нужен угол атаки намного меньше чем толстому то подъемная сила нужна меньше, качество крыла выше из-за уменьшенного сопротивления.
Все продувки в фильме делаются на профиле - что не показывает как это бы было на пластине.
На пластине, при обтекании сверху получим завихрения на пограничном слое, а уже основной поток пойдет над этими завихрения как пошел бы над профилем и картинка будет почти такая же … Продувая под разными углами пластину завихрения на пограничном слое будут разной высоты - это будет похоже на саморегулирующийся профиль, а основной поток уже пойдет над этими завихрениями. Зато при уменьшении угла и завихрений уменьшится и “профиль” станет тоньше и сопротивление уменьшится.Пластина всегда имеет “профиль”, но он создан завихрениями на пограничном слое.
Именно потому, что плоское крыло не создает под’емной силы по принципу Бернули поэтому плоскому крылу приходится отклониться на более большой угол атаки для того чтобы компенсировать под’емную силу, соответственно профильное крыло может создавать такую же под’емную силу при меньшем угле атаки именно это и делает профильное крыло более аэродинамичным(обтекаемым) в сравнении с плоским крылом.
Кстати, после того как поток воздуха деламинировался(отслоился) от поверхности крыла, то о пограничном слое и речи быть не может т.к. Этого слоя в сущности нет. Этот слой появляется только тогда как поток воздуха переходит из турбулентного в ламинарный т.е. Происходит reattachment(присоединение или восстановление) воздушного потока.
Именно потому, что плоское крыло не создает под’емной силы по принципу Бернули поэтому плоскому крылу приходится отклониться на более большой угол атаки для того чтобы компенсировать под’емную силу, соответственно профильное крыло может создавать такую же под’емную силу при меньшем угле атаки именно это и делает профильное крыло более аэродинамичным(обтекаемым) в сравнении с плоским крылом.
Не согласен. Как проверим и на что поспорим? Тонкому чтобы лететь нужен угол меньше чем профилированному!!! Речь идет о симметричном профиле.
И да… тем кто летает мало, а больше строит по чужим чертежам, многого из того, что я пишу не понять.
Это надо чувствовать на ручках, недаром все самолеты продуваются…
Чтобы понять разницу надо пробовать разные самолеты… тогда все становится понятнее…
И да… тем кто летает мало, а больше строит по чужим чертежам, многого из того, что я пишу не понять.
Эта…Я чё сказать хотел…
Я летаю много.
Строю ТОЛЬКО по своим чертежам.
Но НИХЕРА не понимаю. 😃
Все продувки в фильме делаются на профиле - что не показывает как это бы было на пластине.
На пластине, при обтекании сверху получим завихрения на пограничном слое, а уже основной поток пойдет над этими завихрения как пошел бы над профилем и картинка будет почти такая же … Продувая под разными углами пластину завихрения на пограничном слое будут разной высоты - это будет похоже на саморегулирующийся профиль, а основной поток уже пойдет над этими завихрениями. Зато при уменьшении угла и завихрений уменьшится и “профиль” станет тоньше и сопротивление уменьшится.Пластина всегда имеет “профиль”, но он создан завихрениями на пограничном слое.
К счастью не так.
- При создании ЛЮБОГО завихрения, получаем существенное увеличение лобового сопротивления => существенное уменьшение качества, но и это еще не всё.
- Сила должна иметь, как говорят, точку приложения. То есть при изменении, по закону Бернулли, сечения потоков основного потока, сила должна к чему-то прикладываться, и она будет прикладываться к турбулентной зоне - она просто будет увеличиваться и ни о каком создании подъемной силы не идет и речи.
Т.е. Cx - растёт, Cy - падает => качество падает экпоненциально.
Ну и, естественно, ни о каком “саморегулируемом профиле” не может быть и речи.
Тонкому чтобы лететь нужен угол (атаки) меньше чем профилированному!!!
Правильно!!! На больших он работать не будет, заставить его лететь сможет только мощный мотор.
К счастью не так.
- При создании ЛЮБОГО завихрения, получаем существенное увеличение лобового сопротивления => существенное уменьшение качества, но и это еще не всё.
- Сила должна иметь, как говорят, точку приложения. То есть при изменении, по закону Бернулли, сечения потоков основного потока, сила должна к чему-то прикладываться, и она будет прикладываться к турбулентной зоне - она просто будет увеличиваться и ни о каком создании подъемной силы не идет и речи.
Т.е. Cx - растёт, Cy - падает => качество падает экпоненциально.
Ну и, естественно, ни о каком “саморегулируемом профиле” не может быть и речи.
-
Уверены? Тут где-то ветку поднимали о неровностях покрытия крыла для уменьшения сопротивления.
Птицы не обтянули себе крылья кожей за многие годы эволюций… гладкой идеально обтягивающей кожей… -
Сила прилагается снизу. Сверху завихрение уменьшает скорее всего, плотность воздуха или давления сверху …
Правильно!!! На больших он работать не будет, заставить его лететь сможет только мощный мотор.
Видео все смотрели? Безмоторный полеты там тоже есть. И полеты на малой скорости с приличным углом атаки…
Нет того, что описывают в литературе и пишете Вы.
Что-то когда-то пошло не так… Почему-то тонкую пластину в качестве крыла незаслуженно отмели, не проверив. Вероятнее всего - отсутствие материалов для изготовления тонкого крыла.
Тут что-то вроде про завихрения над плоским крылом … snowso.livejournal.com/8084.html
Но тоже второй самолетик показал увеличение подъемной силы без увеличения сопротивления, а расшифровали это “по своему”, что 2 самолетик плох. Я тоже сторонник нормальной стреловидности, это неотделимая часть тонкого крыла. С прямой передней кромкой, все совсем не так. Я проверял.