Аэродинамика летающих крыльев
Была когда то тема. “Для чего обратное V на крыле?” Последнее сообщение по аэродинамике Лк было:
Ну тут все просто. Отсутствие вынесеных назад киля и стабилизатора, т.е. хвостового оперения делает аппарат значительно менее стабильным в полете. Во всех направлениях и плоскостях. И приходится прибегать к разным ухищрениям. Да и стабильность на разных скоросных режимах плавает гораздо сильнее, чем у классики. Хотя, судя по бойцовым птицам и примитивным доскам с моторчиком, летать будет даже кирпич.
С этим, что то нужно делать.
Вот для начала перевод из RCSoaringDigest.
Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.
Одна из граней бесхвосток всегда интриговала нас – способность стреловидных ЛК к полету на большой скорости без проявления склонности к голландскому шагу, и высокая спиральная устойчивость на низких скоростях, например при парении в терме.
Это заметно отличается от того, что мы видим у высококачественных классических планеров.
Конструктор классического планера с крестообразным оперением должен очень хорошо сбалансировать V крыла и площадь вертикального стабилизатора (поперечную и продольную устойчивость). Но все равно остается тенденция к голландскому шагу на больших скоростях и требуется использование противоположного отклонения элеронов для компенсации спиральной неустойчивости при выполнении круговых разворотов в парении.
Поскольку и площадь вертикального стабилизатора и геометрическое V крыла не изменяется в полете, что же тогда позволяет стреловидным ЛК «нарушать правила» и иметь хорошую устойчивость во всех режимах.
Для ответа на этот вопрос, нам нужно сначала вспомнить основы, поэтому в первых двух частях мы рассмотрим эффективное V крыла. Как оно влияет на стабильность модели.
Часть 1. Тангаж, рыскание и крен.
Диаграммы, изображающие эти три оси вращения, можно найти в большинстве книг по аэродинамике. Простыми словами, отклонение носа модели вверх (кабрирование) или вниз (пикирование), при вращении вокруг поперечной оси параллельной размаху крыла - тангаж (ось Y). Отклонение носа модели вправо или влево, когда модель вращается вокруг вертикальной оси, проходящую через фюзеляж в районе крыла - рыскание (ось Z). Модель так же может вращаться через ось проходящую через фюзеляж – крен (ось X).
Отклонение руля высоты (РВ), создает аэродинамическую силу отклоняющую хвост модели вверх или вниз. При этом нос модели отклоняется в противоположную сторону. Размер руля высоты и расстояние от него до ЦТ модели определяют его эффективность. Чем больше размер РВ и чем больше расстояние до ЦТ тем больше его эффективность и тем сильнее модель реагирует на отклонение стика на передатчике.
Нужно хорошо представлять, что отклонение РВ изменяет угол атаки крыла, угол под которым крыло двигается в воздушном потоке. Например, при отклонении РВ вверх, нос модели отклонится вверх и угол атаки крыла увеличится. Чем больше отклонение РВ, тем больше угол атаки. При отпускании стика и возвращении РВ в нейтральное положение крыло так же вернется к «нормальному » углу атаки. Это произойдет потому, что горизонтальное оперение (стабилизатор вместе с РВ) стабилизирует положение модели по тангажу (оси Y).
Отклонение руля направления, отклоняет хвост вправо или влево. Нос модели при этом отклоняется в противоположную сторону. Чем больше отклонение РН, тем больше отклонение носа - рыскание (ось Z). Но модель вернется к не отклоненному положению – 0 рыскания, при отпускании стика и возвращении РН в нейтральное положение. Однако, модель после этого будет иметь другое направление полета – другой курс.
Отклонение элеронов изменяет подъемную силу половин крыла – консолей. Отклонение элерона вверх увеличивает давление сверху крыла, и уменьшает подъемную силу части крыла где расположен элерон. При этом, противоположный элерон отклоняется вниз увеличивая подъемную силу противоположного крыла. В результате отклонения элеронов, изменяется подъемная сила с противоположных сторон крыла, что приводит к крену модели. Чем больше отклонение элеронов тем быстрее изменение крена. В поведении модели по оси крена есть существенное различие от поведения по тангажу и рысканию. Например, для удержания модели на требуемом угле атаки, нужно постоянное отклонение РВ. Для задания требуемого угла крена необходимо отклонить на время элероны и затем вернуть их в нейтральное положение . После того как элероны возвращены в нейтральное положение крыло не возвращается к исходному нулевому крену. Вместо этого скорость изменения крена становится нулевой, но крен сохраняется. Таким образом горизонтальный и вертикальный стабилизаторы это прямой механизм для сохранения моделью стабильности положения по тангажу и рысканию, по крену аналогичного механизма нет.
Боковая (латеральная) устойчивость.
Все вышесказанное об устойчивости модели является упрощением, поскольку крен никогда не бывает отдельно сам по себе. Крен всегда вызывает другие изменения в положении модели.
Первое и самое важное, крен вызывает боковое скольжение модели. Если нет отклонения РВ для изменения угла атаки, и модель отклонилась на определенный угол по крену, вертикальная компонента подъемной силы становится меньше чем вес модели. Появившаяся в результате боковая составляющая подъемной силы действует в горизонтальном направлении. Модель начинает снижаться увеличивая скорость пока возросшая подъемная сила не будет равна массе модели. Модель при этом ускоряется по круговому пути из за боковой составляющей подъемной силы. В начальный момент пока подъемная сила недостаточна для компенсации веса модели, совместное действие веса модели и боковой составляющей подъемной силы формируют силу направленную вдоль размаха и вызывающую боковое скольжение модели. Когда скорость возрастет подъемная сила скомпенсирует массу модели, эффект центрифуги скомпенсирует боковую составляющую подъемной силы и скольжение прекратится.
Например, если модель получила крен влево, модель будет скользить влево. Это эквивалентно рысканию вправо, так как поток воздуха, при этом, обтекает модель слева. Таким образом скольжение влево может быть вызвано или креном влево или отклонением РН вправо.
Если модель имеет V крыла (концы консолей выше, чем центральная часть крыла), боковое скольжение приводит к ситуации в которой нижнее крыло, на которое происходит скольжение, встречает поток воздуха на больших углах атаки чем верхнее крыло. Это создает восстанавливающую силу. Но нужно заметить, что нижняя консоль, из за работы на больших углах атаки, создает большее сопротивление. Это вызывает рыскание которое уменьшает скольжение. Суммарный результат эффекта от наличия V крыла и в уменьшении скольжения и в выравнивании модели по крену.
Говорят, что модель имеет статическую боковую (латеральную) устойчивость, если боковое скольжение вызывает крен в противоположную сторону.
На боковую устойчивость влияет расположение крыла на фюзеляже. Если крыло расположено в верхней части фюзеляжа, любое боковое скольжение изменяет поток воздуха над фюзеляжем так, что нижняя консоль, на которую происходит скольжение, работает на более высоких эффективных углах атаки. И наоборот консоль, которая находится выше, работает на меньших эффективных углах атаки. Таким образом, если крыло расположено в верхней части фюзеляжа оно работает так, как если бы имело некоторый позитивный угол V крыла. Если крыло расположено в нижней части фюзеляжа оно работает так, как если бы имело отрицательный угол V крыла. Поэтому высокопланы имеют обычно малый угол V крыла или не имеют его совсем. Модели с нижним расположением крыла, наоборот обычно имеют существенный угол V крыла.
Когда модель кренится вправо, угол атаки левой консоли сразу же уменьшается, правая консоль наоборот работает на больших углах атаки, этому сопутствует и дифференциальный эффект сопротивления противоположных консолей при изменении крена. Это происходит только при изменении крена (в процессе), но имеет только демпфирующий, а не стабилизирующий эффект. Поэтому если крыло находится в постоянном крене (неизменном, на какое то время), и соответственно консоли не имеют различия в вертикальной скорости и угле атаки, то и демпфирующих сил не создается. Нужно так же заметить, что при угле атаки близком к срыву, консоль наклоняющаяся вниз (при изменении крена) может сорваться и уменьшение подъемной силы этой (опускающейся) консоли позволит ей свободно провалится.
Стреловидные крылья без фюзеляжа и вертикального стабилизатора имеют большую боковую устойчивость, так как дифференциальный эффект (различие работы консолей при наличии скольжения) по геометрическим причинам более выражен. При скольжении изменение в подъемной силе и сопротивлении противоположных полукрыльев (консолей) выражены более резко так, как геометрически изменяется размер (длина ) проекции консоли на плоскость перпендикулярную потоку воздуха.
Небольшая восстанавливающая сила так же создается вертикальным центральным килем.
Вторая часть будет о поперечной устойчивости (связке рыскание-крен), паразитном рыскании, путевой устойчивости, спиральной неустойчивости и голландском шаге.
Небольшая восстанавливающая сила так же создается вертикальным центральным килем.
ну этот тезис несколько сомнителен, так как момент от крыла будет более значителен, чем момент от киля, да и киль в центре крыла, в этом случае, будет работать на увеличение крена (через изменение курса), а не наоборот.
Чем больше размер РВ и чем больше расстояние до ЦТ тем больше его эффективность и тем сильнее модель реагирует на отклонение стика на передатчике.
правильнее наверно было бы так - …тем сильнее модель реагирует на отклонение управляющих поверхностей.
Дело в том, что пропорциональность можно по разному настроить - например сделать отклонение управляющих поверхностей больше в районе нейтрали стика и меньше на крайних точках и (или) по более сложному закону, если позволяет аппаратура.
правильнее наверно было бы так - …тем сильнее модель реагирует на отклонение управляющих поверхностей.
Согласен. Стиль изложения, элементарный поэтому могут быть слишком большие упрощения, как от авторов так и от меня:).
Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.
В предшествующей части мы исследовали, тангаж, рыскание и крен. Как на них влияет отклонение управляющих поверхностей. Мы так же говорили о том, как крен связан со скольжением и рысканием и как возникают восстанавливающие силы участвующие в боковой устойчивости.
Часть 2. Связь рыскание-крен.
Говоря о том, что крен вызывает боковое скольжение и затем рыскание, необходимо добавить, что аналогично и рыскание вызывает скольжение и затем крен. Связь крена, рыскания и скольжения невозможно разделить.
Как демонстрацию этой связи, представим модель летательного аппарата (ЛА) имеющую положительное V крыла, закрепленной на проволоке проходящей через продольную ось (от носа до хвоста через ЦТ) модели. Если модель накренить и с силой толкнуть вдоль проволоки, модель не будет выравниваться по крену. Потому, что без бокового скольжения нет восстанавливающей силы, только демпфирующие силы (как было рассмотрено в первой части).
Модель управляемая только при помощи РВ и РН, должна иметь существенное Vкрыла. При отклонении РН, эффективный угол атаки внешней (относительно поворота) консоли увеличивается, вызывая крен в сторону поворота. (Без V крыла отклонение РН приведет к отклонению носа модели – рысканию в сторону поворота но крен не возникнет). При правильном выборе V крыла и площади вертикального стабилизатора, модель, после задания крена, продолжит разворот с постоянным креном, после того как РН будет возвращен в нейтральное положение.
Мы часто думаем, что паразитное рыскание это прямой результат отклонения элеронов. Потому, что отклонение элеронов дифференциально влияет на сопротивление консолей. Модель отклоняется по оси рыскания в направлении отклоненного вниз элерона, делая противоположное от того, что мы хотим. Поэтому требуется отклонение РН для противодействия паразитному рысканию, что существенно увеличивает сопротивление во время поворота.
Но есть еще одна причина возникновения паразитного рыскания. Вращение одной консоли вниз, а другой вверх вызывает изменение углов атаки и следовательно сопротивления противоположных консолей. Но кроме этого происходит отклонение векторов подъемной силы. На опускающейся консоли, вектор подъемной силы отклоняется вперед , а на поднимающейся консоли назад, это изменение вызывает значительный момент рыскания, независимо от профильного сопротивления связанного с отклонением элеронов. Эффект от сопротивления элеронов это намного меньшая часть, чем дает этот паразитный эффект.
Путевая устойчивость и спиральная неустойчивость.
При управлении планером, если площадь вертикального стабилизатора слишком велика, пилоту требуется постоянно корректировать направление полета модели. Это происходит потому, что планер поворачивает в сторону любого бокового скольжения и кренится более сильно.
Если положение планера не корректируется, рыскание и крен постепенно увеличиваются и планер входит в спираль уменьшающегося радиуса с увеличивающейся скоростью, по направлению к земле.
В дополнение к эффекту от избытка путевой устойчивости, свою часть вносит большой размах при большом удлинении. Внешняя консоль двигается (в повороте) с большей скоростью, чем внутренняя, и соответственно возникает разница в подъемной силе на противоположных консолях и в результате увеличение крена. Эффект сильней проявляется у крыльев большого размаха и большого удлинения на малой скорости.
Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость и увеличивает спиральную устойчивость. Увеличение V крыла так же увеличивает спиральную устойчивость. Нужно заметить, что все полноразмерные ЛА склонны, в какой-то степени, к спиральной неустойчивости.
Излишнее V крыла имеет свои недостатки. При боковых порывах ветра, могут возникать большие углы крена, что очень мешает при посадке с боковым ветром. Так же увеличивается склонность к голландскому шагу, особенно на большой скорости.
Голландский шаг.
Боковые порывы ветра, воздействуя на крыло или вертикальный стабилизатор, могут вызывать сложное характерное колебательное движение, состоящее из крена и рыскания, которые действуют в противофазе. Сначала возникает крен и рыскание в одном направлении, затем восстанавливающие силы действуют с избытком, приводя к рысканию и крену в противоположном направлении. При виде сзади хвост двигается по дуге.
Сам по себе голландский шаг не опасен, но создает значительное сопротивление. На обычных классических моделях голландский шаг возникает на больших скоростях, при недостаточной путевой устойчивости и избыточной устойчивости по крену.
Влияние величины сужения крыла на эффективное V крыла.
Определим сужение как отношение концевой хорды к корневой.
Для трапецевидного крыла, увеличение эффективного V может быть получено по формуле:
Соотношение между эффективным V и сужением отображено на графиках. При увеличении коэффициента сужения (концевая хорда увеличивается) эффективное V увеличивается.
Это связано с тем, что участок крыла ближе к концу сильнее влияет на устойчивость по крену из за большего плеча приложения силы.
В следующей части: Влияние стреловидности и винглет (концевых шайб) на V крыла. Метод оценки эффективного V, в зависимости от параметров ЛА. Одна сложная формула и одна простая формула.
(Без V крыла отклонение РН приведет к отклонению носа модели – рысканию в сторону поворота но крен не возникнет).
ну это вряд ли, куда же он денется😊
Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость и увеличивает спиральную устойчивость. Увеличение V крыла так же увеличивает спиральную устойчивость. Нужно заметить, что все полноразмерные ЛА склонны, в какой-то степени, к спиральной неустойчивости.
может быть будет лучше так? - Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость, а так же уменьшает спиральную неустойчивость. Увеличение V крыла так же уменьшает спиральную неустойчивость.
Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.
Часть3. Стреловидные крылья и эффективное V крыла.
На устойчивость и управляемость ЛА, влияет не только геометрическое V крыла, но и эффективное его значение. В первой части мы упоминали, как положение крыла относительно фюзеляжа, меняет эффективное V крыла. Крыло в верхней части увеличивает эффективное V на 3-8 градусов . Крыло в средней части не изменяет эффективное V . Крыло в нижней части уменьшает эффективное V на 3-8 градусов.
В этой части мы рассмотрим, как влияют на эффективное V крыла, стреловидность и винглеты, и определим как рассчитывается полное эффективное V крыла. Так же рассмотрим способы его уменьшения в случае его избыточности.
В идеальном мире самолет имел бы изменяющий площадь вертикальный стабилизатор и изменяющееся V крыла. На таком самолете, V крыла должно уменьшатся, а вертикальный стабилизатор увеличиваться при увеличении скорости, и наоборот, V крыла должно увеличиваться, а вертикальный стабилизатор уменьшаться на малой скорости.
Представьте себе такую модель, на которой V крыла и размер вертикального стабилизатора изменяются в зависимости от скорости полета, автоматически приспосабливаясь так, чтобы обеспечивать оптимальную устойчивость и управляемость.
Как известно стреловидность крыла влияет на эффективное V крыла. Вот формула этой зависимости:
Что важно в этой формуле, так это влияние коэффициента подъемной силы на эффективное V крыла. Чем больше коэффициент подъемной силы (CL) тем больше эффективное V крыла. Так как коэффициент подъемной силы зависит от скорости, значит и эффективное V крыла зависит от скорости. Чем выше скорость, тем меньше эффективное V крыла, и чем ниже скорость, тем выше эффективное V крыла. Но это ведь именно то, что нам нужно.
Эффективное V крыла, прямо пропорционально углу стреловидности (измеренному по линии половин хорд крыла). Величина стреловидности, обычно не больше 25 градусов, обеспечивает величину эффективного V крыла, которая позволяет получить наилучшие характеристики во всем диапазоне скоростей. Большие углы стреловидности негативно влияют на скос потока вдоль размаха крыла и на его аэродинамические характеристики.
В увеличении эффективного V крыла на малой скорости есть и отрицательный эффект. Повышенная устойчивость стреловидных крыльев, ухудшает управляемость по крену, которая на малых скоростях может быть ниже приемлемого уровня. Поэтому на стреловидных крыльях является обязательным наличие увеличенных элеронов с достаточной эффективностью при небольших отклонениях.
Кроме влияния на эффективное V крыла стреловидности и расположения относительно фюзеляжа есть еще меньшее по значимости влияние формы законцовок и наличия и размеров винглет (концевых шайб).
Влияние формы законцовок крыльев небольшое но все же заметное.
Винглеты (концевые шайбы).
И последний рассматриваемый фактор это винглеты. Чаще всего используемые на ЛК, расположенные сверху крыла винглеты, существенно увеличивают эффективное V крыла.
Если винглеты расположены на прямом крыле сверху, и крыло отклонилось по оси Z (имеет не нулевой угол рыскания), передний винглет при этом будет вызывать увеличение подъемной силы концевой части крыла. Отклоненный назад винглет будет вызывать уменьшение подъемной силы, части крыла где он расположен. Общий результат будет в создании винглетами момента крена при рыскании.
Приращение эффективно V крыла, при использовании винглетов, может быть рассчитано по формуле. Где hw –высота винглетов, S –полуразмах крыла.
Из формулы можно увидеть, что чем больше высота винглетов, тем больше эффективное V крыла.
Расчет суммарного эффективоного V крыла.
Эффективное V крыла ЛА, это сумма эффектов вносимых всеми компонентами: сужением крыла геометрическим V крыла, стреловидностью крыла, расположением крыла относительно фюзеляжа, коэффициентом подъемной силы, винглетами, формой законцовок крыла и др.
Стреловидные крылья особенно с винглетами имеют избыточное эффективное V крыла. Из за увеличения эффективного V крыла на малых скоростях, может ухудшаться управляемость по крену, и проявляться голландский шаг особенно во время парения или посадки.
Закрылки со стреловидной линией поворота, могут так сильно влиять на эффективное V крыла, что управляемый полет становится невозможным.
Крутка у стреловидных крыльев, влияет на эффективное V крыла, уменьшая его. Излишняя крутка может сильно уменьшать эффективное V крыла, иногда до отрицательных значений на больших скоростях. В результате крыло не может летать в инверте.
Противодействие избыточному эффективному V крыла.
К счастью, для корректировки избыточного эффективного V крыла, может быть использовано уменьшение геометрического V крыла. Но расчет необходимой величины отрицательного V крыла, во всех полетных режимах вызывает некоторые затруднения. Это связано, в частности, с ограничением по величине отрицательного геометрического V крыла.
Эффективное V крыла, при малых коэффициентах подъемной силы может быть таким малым, что излишнее отрицательное геометрическое V крыла, будет приводить к переворачиванию ЛА на больших скоростях. Или ЛА может стать статически неустойчивым по курсу (static directional divergence).
Уменьшение эффективного V крыла, при наличии винглет, может быть достигнуто их полным или частичным переносом на нижнюю сторону крыла. Или использованием формы крыла типа «чайка», когда большая часть крыла может иметь положительное геометрическое V крыла, а законцовки отклонены вниз.
можно ссылочку на оригинал того, что переводите?😃
можно ссылочку на оригинал того, что переводите?😃
www.rcsoaring.com
2000 год №1,2,3,4
Вот тут ошибку сделал:
Излишняя крутка может сильно уменьшать эффективное V крыла, иногда до отрицательных значений на больших скоростях. В результате крыло не может летать в инверте.
Правильно:
a wing that can’t fly well inverted - крыло которое плохо летает в инверте.
Большое человеческое спасибо!
можно ссылочку на оригинал того, что переводите?😃
www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-01.pdf
www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-02.pdf
www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-03.pdf
www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-04.pdf
Винглеты (концевые шайбы).
И последний рассматриваемый фактор это винглеты. Чаще всего используемые на ЛК, расположенные сверху крыла винглеты, существенно увеличивают эффективное V крыла.Если винглеты расположены на прямом крыле сверху, и крыло отклонилось по оси Z (имеет не нулевой угол рыскания), передний винглет при этом будет вызывать увеличение подъемной силы концевой части крыла. Отклоненный назад винглет будет вызывать уменьшение подъемной силы, части крыла где он расположен. Общий результат будет в создании винглетами момента крена при рыскании.
Приращение эффективно V крыла, при использовании винглетов, может быть рассчитано по формуле. Где hw –высота винглетов, S –полуразмах крыла.
Из формулы можно увидеть, что чем больше высота винглетов, тем больше эффективное V крыла.
Большое чел! Спасибо!
В 3й части в формуле: C lβ – момент крена в зависимости от угла скольжения. Значение 0,00021 соответствует 1 градусу положительного эффективного V крыла.
4 Часть. Стреловидные крылья и эффективное V крыла.
В третьей части мы рассмотрели как стреловидность и винглеты влияют на эффективное V крыла.
В этой части мы на примере разберем оценку общего эффективного V крыла и простой способ его уменьшения в случае его избыточности.
Так же Эдуард Молфино расскажет об особенностях поведения некоторых ЛК, в частности о плоском вращении.
Эта серия из четырех частей будет завершена перечислением основных выводов и списком ссылок на более подробные источники информации.
Пример оценки общего эффективного V крыла.
С08 V2/3, это последняя модель Ганса-Юргена Анверферта. Имеет 1 град отрицательного геометрического V крыла.
Давайте посмотрим на различные составляющие эффективного V крыла присущие конструкции этой модели. При стреловидности 25 и наличии винглет, скорее всего требуется компенсация избыточного эффективного V крыла.
Винглеты вносят 3,85 град. V, и при Сl = 0,1 эффективное V крыла от стреловидности составляет 1,5 град. В результате разница между геометрическим V крыла (-1,0 град.) и эффективным (3,85+1,5 =5,35 град.) составит 4,35 град. Эта величина, дает достаточную устойчивость и не слишком большую вероятность переворачивания в инверсный полет, при попадании в турбулентность.
При парении Сl = 0,6, эффективное V крыла составляет 15 град. (3,85+11,2), что за вычетом 1 град. будет 14 град. эффективного V крыла. Эта величина, не такая большая как может казаться (см. Blane Beron-Rawdon’s “Spiral Stability and the Bowl Effect”).
При таком значении эффективного V крыла, С08 V2/3, выполняет полет с креном , при парении, без необходимости корректировки (без рук).
Кроме того, при отрицательном геометрическом V, буксировочный крюк поднимается относительно ЦТ, таким образом плечо приложения натяжения леера уменьшается, предотвращая переворачивание в начальный момент «затяжки» леером.
Отрицательное V и плоское вращение.
Эдуард Молфино, моделист много экспериментирующий с ЛК, говорит: « Я столкнулся так же с проблемами проявляющимися в экстремальных условиях. Основной проблемой, возникающей на многих моделях, была тенденция к плоскому вращению, при парении или повороте с сильным креном. Более устойчивые модели попадали в плоское вращение только при сильной турбулентности.
Потеря высоты необходимая для выхода из плоского вращения была разной для разных моделей, и составляла от нескольких метров до бесконечности. Некоторые модели не выходили из плоского вращения, что бы я не делал с управлением, и только земля останавливала их.
После многочисленных экспериментов, я нашел простой способ, заключающийся в подъеме ЦТ. Это приводило к нестабильности в плоском вращении и выходу из него в перевернутый полет. Небольшое V крыла завершало решение проблемы плоского вращения.
Выводы:
- Спиральная неустойчивость вызывается чрезмерно большой площадью вертикального стабилизатора (из за избыточной путевой устойчивости).
- ЛА имеющий слишком большую боковую устойчивость, и большое V. Будет иметь путевую неустойчивость и склонность к голландскому шагу.
- В голландском шаге направление поворота всегда в противофазе с креном.
- Причины спиральной неустойчивости и голландского шага действуют взаимнопротивоположно.
- Эффективное V крыла не изменяется при изменении угла атаки если крыло не имеет стреловидности. Эффективное V крыла увеличивается с увеличением коэффициента подъемной силы, если крыло имеет положительную стреловидность.
- Положительный эффект отрицательного геометрического V крыла: уменьшение эффективного V крыла на больших коэффициентах подъемной силы.
Стреловидные ЛК способны демонстрировать прекрасную спиральную устойчивость при парении в терме, из за увеличения эффективного V крыла на больших коэффициентах подъемной силы. Так как эффективное V крыла уменьшается при уменьшении коэффициента подъемной силы, они не проявляют тенденции к голландскому шагу на высокой скорости. Это важные преимущества стреловидных ЛК перед ЛА обычной схемы.
На ресурсе, есть и другие темы по аэродинамике ЛК. Надеюсь Вам будет интересно:)
Стал искать профили для ЛК (в частности MH 64) и наткнулся на такую страничку:
www.mh-aerotools.de/…/foil_flyingwings.htm
Хотя эту ссылку уже приводили, как лучший ресурс:)
www.b2streamlines.com/OTW.html
Стал искать профили для ЛК (в частности MH 64)
Сергей, а можно поинтересоваться чем вас привлек профиль MH64?
Спасибо за ссылки!
Хороших профилей для ЛК не так и много. Для стреловидных крыльев с моей точки зрения наиболее оптимальны DELTA 400 и MH64, причём последний предпочтительнее (на наших числах рейнольдса 200-300тыс у него более плавные поляры).
Валерий здравствуйте. Как там ваш большой птиц с жёлто-синими крыльями?
Сергей, а можно поинтересоваться чем вас привлек профиль MH64?
Его рекомендуют для моделей, он имеет малый момент и с ним у меня получилось (на двухметровом размахе) в XFLR качество у стреловидного ЛК лучше чем у классики с профилем AG25.
На картинке качества от скорости - красный цвет это классика, зеленый это ЛК со стреловидностью 20 град.
Размах 2000мм, вес 1500гр (одинаковые в обоих случаях, модели настроены по центровке и статическая устойчивость почти одинаковая, у ЛК немного выше:)).
Модели конечно разные. Размеры и вес одинаковые:)
Продолжение переводов статей по ЛК.
RC Soaring Digest 2002 #4 B. & B. Kuhlman
Распределение крутки на стреловидном крыле.
В этой части серии статей по стреловидным крыльям, мы дадим подробный ответ: почему конструкторы стреловидных ЛК, увеличивают крутку в концевых сечениях крыла.
Часть 1. Эллиптическое распределение.
Мы занимаемся ЛК более 20 лет. В течение этого времени, мы построили многоЛК с прямым крылом и несколько стреловидных. Как мы уже, писали, у этих двух типов ЛК есть свои достоинства и недостатки.
Предисловие к распределению крутки.
Наше желание строить стреловидные ЛК было вызвано презентацией Др. Уолтера Панкнина (Dr. Walter Panknin), на симпозиуме MARCS в 1989г.
Др. Панкнин описал относительно простой метод определения геометрической крутки для стабилизации ЛК. Он принял, что крутка будет распределена по полуразмаху так, что – корневое сечение будет 0 град, а концевое установлено на некоторый отрицательный угол, и при этом передняя и задняя кромки консоли будут образовывать прямые линии. Крыло Др. Панкнина “Flying Rainbow” использует этот тип распределения крутки.
Нас привлекло еще одно крыло – CO2, Ганса-Юргена. CO2 не имеет сужения (имеет постоянную хорду), и имеет распределение при котором корневая часть консоли (50% полуразмаха) не имеет крутки. Общий угол крутки аналогичен рассчитанному Др.Панкниным, но устойчивость по тангажу, при этом, может быть немного больше.
В последнее время Ганс-Юрген и другие конструкторы стреловидных ЛК используют другое распределение, разделяя полуразмах на три секции. Корневая секция не имеет крутки, средняя секция имеет крутку на 1/3 от общей, и остальная крутка приходится на концевую секцию.
Распределение подъемной силы
Почти все книги по аэродинамике посвящают страницы «распределению подъемной силы».
Распределение для прямого крыла (без стреловидности линии фокусов), может быть представлено графиком в стандартной системе координат. Кривая распределения отображает локальную циркуляцию – произведение локального коэффициента подъемной силы на локальную хорду.
Как определяют, каким должно быть распределение? Начнем с эллиптического распределения. Разместим крыло в координатной системе так, что концы крыла будут в точках минус 1,0 и 1,0 по оси Y. Начертим половину окружности диаметром равным размаху крыла. Теперь опустим вертикальные линии с окружности на ось Y. Разделив эти отрезки пополам, и соединив их середины мы получим эллипс.
Эллиптическое распределение считалось идеальным, и использовалось на истребителях второй мировой. Было предложено Людвигом Прандтлем в 1908 году и опубликовано в 1918 году.
При таком распределении, каждый участок площади крыла создает одинаковую подъемную силу (одинаково нагружен) и работает на одинаковых коэффициентах подъемной силы. Сопротивление такого крыла считалось минимальным.
Для создания крыла такого с таким распределением, необходимо чтобы площадь каждой секции крыла, вдоль размаха, была пропорциональна такому же участку эллипса (фактически крыло может быть эллиптическим, с поправкой на стреловидность линии фокусов).
После некоторых графических экспериментов мы выяснили, что трапецевидное крыло имеющее сужением 0,45 (концевая хорда/корневая хорда), практически точно соответствует эллиптическому распределению Прандтля. При этом трапецевидное крыло имеет важное преимущество - его легче построить.
Но у крыла с эллиптическим распределением есть один существенный недостаток, срыв потока на нем может начинаться по всему крылу. На больших углах атаки, небольшой порыв ветра может вызвать срыв в любом месте крыла (так как к концу крыла числа Рейнольдса меньше, вероятнее всего начиная с концов крыла). Трапецевидное крыло с близким к эллиптическому распределением будет вести себя так же.
Распределение коэффициента подъемной силы.
Как было сказано выше, подъемная сила каждого сечения крыла пропорциональна циркуляции – произведению Cl на Cn (локальный коэффициент подъемной силы на локальную хорду). Логично поэтому рассмотреть распределение коэффициент подъемной силы, вдоль размаха крыла.
В случае эллиптического распределения Прандтля коэффициент подъемной силы одинаков по всему размаху.
В случае ромбовидного крыла, концевая хорда равна нулю, и коэффициент подъемной силы к концу крыла стремиться к бесконечности (бесконечным он не может быть из за уменьшения чисел Рейнольдса). Поэтому такое крыло будет всегда (даже на малых углах атаки) срываться начиная с концов крыла. Из этого примера видно, что хорда не должна быть слишком малой, так как это ведет к срыву.
Срыв на концах крыла может быть предотвращен или увеличением хорды крыла или использованием отрицательной крутки. Как мы интуитивно знаем – увеличение хорды ведет к уменьшению локального коэффициент подъемной силы. Использование крыла с увеличенной на конце хордой, не так эффективно как крыла с эллиптическим распределением, но так как разница между прямоугольным крылом и эллиптическим всего около 7%, то использование такого крыла может быть приемлемым компромиссом для хобби или спорта.
Паразитное рыскание.
Еще один эффект эллиптического распределения проявляется при использовании элеронов.
При отклонении Элеронов, формы сечений крыла изменяются и создают не только подъемную силу но и сопротивление. При отклонении элерона вниз коэффициент сопротивления профиля больше, чем у профиля при отклонении элерона вверх. В результате , при этом возникает отклонение носа (рыскание) в противоположную повороту сторону.
В ЛА обычной схемы эта тенденция может быть уменьшена дифференциальным отклонением элеронов (отклонение вверх больше, чем отклонение вниз) и компенсацией рулемнаправления.
Для стреловидных крыльев, без вертикального оперения, нейтрализация этого эффекта в
конструкции, обязательна, так как использование дифференциала элеронов нежелательно из за его влияния на поведение ЛА по тангажу.
При выборе распределения крутки у стреловидных ЛК необходимо добиться решения следующих вопросов:
- Получить низкое индуктивное сопротивление, используя распределение близкое к эллиптическому,(без ухудшения срывных характеристик.
- Уменьшить паразитное рыскание при использовании элеронов.
- Обеспечить конструкцию с хорошим соотношением веса и прочности.
Исторически - лирическое отступление .
Братья Райт, кроме других достижений, были первыми, кто понял необходимость использования крена для поворота ЛА. Это решение без сомнения пришло из их опыта с велосипедами. Братья Райт из за наличия этого опыта, смотрели на полет птиц с другой «перспективы», чем другие пионеры авиации. Кстати, их прямой конкурент - Гленн Кёртис, предложивший использование элеронов, занимался мотоциклами.
Создание летающей машины, несмотря на огромный успех и практическую выгоду, прекратило изучение птиц, как модели для ЛА. Но в наше время конструкторы снова обратили внимание на биологические прототипы ЛА. Они хотят создать ЛА требующий для эффективного полета: создания подъемной силы, стабильности и управляемости, только одного структурного компонента – крыла.
Птица как биологическая система успешна уже очень долгое время. Для выживания птицам требуется не только подъемная сила, стабильность и управляемость. Они должны быть эффективными с точки зрения расхода энергии. Минимальное сопротивление в этом отношении основной фактор, как и очень легкая конструкция, т.к. дополнительный вес увеличивает расход энергии.
Птицы не имеют (почти) вертикальных поверхностей, но могут выполнять прекрасные скоординированные повороты. Вероятно, они ничего не знают об эллиптическом распределении подъемной силы.
Что дальше?
В следующих частях:
- Мы выясним, что эллиптическое распределение подъемной силы не ведет к минимизации сопротивления, как было догмой с 1920 года.
- Найдем способ получать, дополнительную тягу (уменьшать общее сопротивление) при использовании винглетов.
- Узнаем, как увеличить размах и удлинение без необходимости увеличивать прочность конструкции.
RC Soaring Digest 2002 #6 B. & B. Kuhlman
Часть 2. Распределение крутки у стреловидных крыльев.
В первой части мы рассмотрели примеры распределения подъемной силы. В этой части мы расскажем о характере срыва потока у крыльев разной формы. Определим связь угла атаки с точкой разделения потока, и то, как стреловидность влияет на угол атаки вдоль размаха.
Характер срыва у крыльев без крутки.
У эллиптического крыла с идеальным распределением, коэффициента подъемной силы одинаков для всех сечений вдоль размаха, и срыв может начинаться в любом месте крыла.
Прямоугольное крыло, с одинаковой хордой по всему размаху, имеет тенденцию, к срыву начиная с центральной части. Это происходит потому, что локальный коэффициент подъемной силы уменьшается от корня к концу, конец крыла разгружается и это препятствует срыву.
Распределение и характер срыва стреловидных крыльев.
Стреловидное крыло отличается по характеру срыва от других форм.
На рис.3 показано сравнение распределения для стреловидных крыльев и крыльев обратной стреловидности. У крыла прямой стреловидности коэффициент подъемной силы увеличивается к концу крыла и уменьшается в корневых сечениях.
Прежде, чем говорить, почему это так, нужно заметить, что изменяя сужение стреловидного крыла, мы можем подобрать распределение для его соответствия идеальному эллиптическому распределению.
На рис.4 показано необходимое сужение, в зависимости от стреловидности, для получения у крыла, распределения близкого к эллиптическому. Но хотя характер срыва у такого «идеального» крыла не улучшается.
Крыло прямой стреловидности при срыве имеет тенденцию увеличивать угол атаки. Так как элевоны расположены в зоне срыва, они становятся не эффективными и ЛА теряет управление.
Крыло обратной стреловидности так же страдает от подобной «болезни». При срыве (в центральной части) концы крыла продолжают работать, центр давления перемещается вперед и выводит крыло на большие углы атаки.
Стреловидность и угол атаки.
Как происходит обтекание крыла потоком.
1.Скорость потока над крылом больше. Скорость потока снизу крыла меньше.
2. Подходя к крылу, поток отклоняется вверх.
3. Позади крыла поток отклоняется вниз.
Там где поток встречается с крылом и разделяется на два потока, обтекающие крыло сверху и снизу, есть зона с нулевым вектором скорости (скорость потока равна нулю), будем называть ее точкой разделения потока.
Расположение этой точки может быть использовано для определения угла атаки локального сечения крыла, так как при увеличении угла атаки эта точка двигается по нижней поверхности крыла, назад к задней кромке.
В случае прямого крыла, с эллиптическим распределением (без крутки), расположение точки разделения потока на сечении профиля, остается постоянным вдоль всего размаха.
У крыла со стреловидностью, положение точки разделения меняется вдоль размаха. Каждая секция крыла отклоняет поток на следующей секции так, что точки разделения смещаются постепенно назад. Это свидетельствует об увеличении угла атаки.
Из за изменения потока вдоль размаха, на стреловидном крыле, эффективный угол атаки, от корневого к концевому сечению, увеличивается. В результате, срыв начинается с концевого участка крыла.
Для обеспечения постоянства ушла атаки вдоль крыла, требуется некоторый отрицательный угол крутки. Это делает, распределение подъемной силы более эффективным и уменьшает тенденцию к срыву на концах крыла.
Замечания о крутке.
На ЛА обычной схемы часто используют отрицательную крутку для борьбы со срывом на концах крыла. При этом на малых углах атаки концевые секции могут создавать отрицательную подъемную силу.
В 20-30 годы на деревянных планерах, с большим удлинением, недостаточная прочность приводила к разрушению крыла аэродинамическими силами.
У стреловидного крыла эффективный угол атаки зависит от скорости. У крыла имеющего крутку, на некоторой скорости отклонение потока будет таким, что угол атаки по всему размаху станет постоянным, и крыло будет иметь близкое к «идеальному» распределение с одинаковым во всех сечениях коэффициентом подъемной силы. Это отличается от эллиптического крыла, которое на любой скорости остается «идеальным». Но все же, это некоторое улучшение по сравнению с крылом без крутки.
Какой в этом смысл?
Из того, что мы рассмотрели, напрашивается вопрос: если можно иметь «идеальное» распределение без стреловидности, для чего столько усилий, чтобы использовать стреловидное крыло которое только иногда работает «хорошо».
На стреловидном крыле распределение зависит не только от формы в плане, но и от стреловидности и от крутки. Наличие стреловидности, значительно, увеличивает сложность вычислений.
На данном этапе, наших «исследований» кажется, что потенциал у стреловидных крыльев только в уменьшении сопротивления по сравнению с обычными ЛА.
Можно ли добиться в этом направлении результата стоящего потраченных усилий? Это пока открытый вопрос. Существует множество новых подходов и возможно, появление мощных недорогих компьютеров, и возобновление интереса к стреловидным крыльям, приведет к положительному результату в этой области.
Его рекомендуют для моделей, он имеет малый момент и с ним у меня получилось (на двухметровом размахе) в XFLR качество у стреловидного ЛК лучше чем у классики с профилем AG25.
Большое спасибо! А из чего вы изготовляете ваши крылья? Как получается выдержать точный профиль крыла при изготовлении ЛК что может действительно повлиять при такой малой разнице? По моему такую малую разницу можно получить ( вложить) только при изготовлении крыльев посредством ЧПУ, ну скажем пенорезки, прав?
Хороших профилей для ЛК не так и много. Для стреловидных крыльев с моей точки зрения наиболее оптимальны DELTA 400 и MH64, причём последний предпочтительнее (на наших числах рейнольдса 200-300тыс у него более плавные поляры).
Можно поинтересоваться при какой высоте над уровнем моря, при какой скорости ЛК и хорде у вас получается Re 300K и тем более 200К?Речь о посадочном режиме или о полетном с данным упомянутым Re?
и еще один вопрос так как не владею - со скольких процентов камеры рекомендуете начинать экспериментировать с профилем DELTA 400 или MH64?
Вот это даааа… не знал. Спасибо за перевод и помощь!
Большое спасибо! А из чего вы изготовляете ваши крылья? Как получается выдержать точный профиль крыла при изготовлении ЛК что может действительно повлиять при такой малой разнице? По моему такую малую разницу можно получить ( вложить) только при изготовлении крыльев посредством ЧПУ, ну скажем пенорезки, прав?
В своем предидущем ответе, так же сначала написал про качество изготовления, но потом потер.
Я еще пока больше “теоретик”, модели делаю пока по простым технологиям.
Пена обтянутая бумагой, планирую перейти на обтяжку стеклом.
Мне кажется, что при достаточно близком выдерживании профиля, важнее точность и качество поверхности носка профиля, чем идеальное выдерживание всего профиля, это подтверждает XFLR (и конечно “вылизанность” всей модели).
Мне кажется, что при достаточно близком выдерживании профиля, важнее точность и качество поверхности носка профиля, чем идеальное выдерживание всего профиля, это подтверждает XFLR (и конечно “вылизанность” всей модели).
не совсем полностью согласен насчет носка, привожу пример профиля naca63A212, который модернизирован мной для получения максимально близких данных подъемной при разных Re и при 0 градусе атаки. Как видите Xtr alpha нижней ламинарной составляющей профиля работает именно в конце профиля.Тут для близкого повторения от модели к модели без машинного изготовления не обойтись к сожалению.
Сергей, очень хотелось бы почитать про щелевые элевоны или элероны.Нет ли в переводимой вами литературе о них?
Я еще пока больше “теоретик”, модели делаю пока по простым технологиям.
Пена обтянутая бумагой, планирую перейти на обтяжку стеклом.
Думаю зря вы так плохо думаете про бумагу:), пена обтянутая разведенным метанолом 2:1 клея “Титан” глянцевой Крафт бумагой усиленная в необходимых местах профиля шпоном выдает классные быстрые результаты для моделирования. Стекло всего лишь утяжеляет модель и придает большую прочность, но отбирает много времени и средств что не немаловажно для сравнения с многослойным бумажным сендвичем - стекло бумага
не совсем полностью согласен насчет носка,
Про профиль согласен. По профилям для стреловидных крыльев хочу перевести статью, немного позже:)
Есть хорошая книга на английском с подробным анализом щелевых крыльев. Ссылку поищу. Но основной вывод: они дают большое сопротивление и могут быть использованы на серьезных ЛА только с механизацией.
Бумага это очень хорошо для хобби, но профиль не очень точно выдерживается и портится при эксплуатации:).
RC Soaring Digest 2002 #9 B. & B. Kuhlman
Часть 3. Распределение крутки у стреловидных крыльев. Уменьшение паразитного рыскания.
Стреловидность и крутка.
Рис.1 демонстрирует скос потока вдоль крыла, влияющий на внешние (крайние) секции крыла, и увеличивающий эффективный угол атаки. Хотя на рисунке ситуация преувеличена, но это объясняет увеличение эффективного угла атаки и тенденцию к срыву на концах крыла.
Существует несколько путей уменьшения эффекта срыва с концов крыла. Это подбор профиля и использование гребней, но преимущество за использованием отрицательной крутки, от корня к концу крыла.
Рис.2 Показывает случай где крыло имеет крутку, и каждая секция имеет такой угол крутки, что его угол по отношению к набегающему потоку (эффективный угол атаки) равен нулю.
Отклонение потока прямо пропорционально, создаваемой предидушим внутренним сегментом крыла, подъемной силе. Поэтому случай на Рис.2 справедлив только для одного режима полета (скорости и углу атаки), но общий принцип очень важен.
Векторы.
Масса, длина, давление и время могут быть определены только числами, силы с другой стороны имеют и величину и направление, и называются векторами.
Рис.4А. Показывает действие векторов сил на ЛА, в равномерном горизонтальном моторном полете.
Весу W противодействует создаваемая крылом подъемная сила L. Сопротивление D противодействует создаваемой винтом тяге T. Так же обозначены, вектор R1 который представляет суммарную аэродинамическую силу, и вектор R2 представляющий суммарное действие веса и тяги. Эти результирующие векторы R1 и R2, получаются геометрическим сложением по правилу паралелограма. В данном случае, векторы R1 и R2 уравновешивают друг друга и ЛА находится в равномерном горизонтальном движении.
Если тяга увеличивается как на Рис.4В, длина вектора T увеличивается и сопротивление D не будет ее уравновешивать. Разница между этими силами создает ненулевую результирующую силу, которая будет разгонять ЛА до большей скорости.
Рис. 4С Показывает движение ЛА в безмоторном планировании в случае равномерного движения.
В данном случае, суммарная аэродинамическая сила R1, уравновешивает вес W. Вектор сопротивления D параллелен потоку воздуха, вектор подъемной силы L перпендикулярен потоку воздуха.
Если нос планера наклонится больше вниз, как на Рис.4D, направление полета изменится и векторы D и L повернутся вслед за изменившимся направлением набегающего потока. Суммарная аэродинамическая сила R1 так же повернется и отклонится от вертикали. В результате суммарное действие вектора веса W и вектора R1, не будет больше равно нулю и появится сила Ti, которая будет разгонять ЛА вперед. До тех пор, пока сила сопротивления не уравновесит эту силу индуцированной тяги Ti.
Индуцированная тяга при использовании винглетов.
Один из примеров индуцированной тяги, это действие винглетов на стреловидном крыле.
Некоторые читатели не могут поверить, что это действительно работает.
Рис.5 показывает крыло (при виде сзади)и поток воздуха двигающийся вдоль нижней поверхности крыла, от корневых сечений к концу крыла, с возрастающей скоростью. Поток вокруг конца крыла двигается почти по окружности, но к этому движению добавляется скорость встречного потока. Поэтому результирующий поток попадает на винглет под некоторым углом α.
Ситуация работы векторов, в данном случае, аналогична рассмотренной на Рис.4D. Когда ЛА разгоняется суммарным действием веса W и аэродинамической силы R1. Но в случае винглета силу веса заменяет аэродинамическая сила противоположного винглета.
(Для тех кто сомневается, можно смоделировать с мокрым куском мыла, сжав его в руке😁)
Работа элеронов на стреловидном крыле с круткой.
Мы можем расширить ситуацию с индуцированной тягой на случай внешних секций (концов) стреловидного крыла с элеронами.
Представим себе обтекание профиля в аэродинамической трубе.
На Рис.6А профиль создает некоторую подъемную силу, в то время как поток воздуха горизонтален. Вектор сопротивления параллелен потоку, вектор подъемной силы перпендикулярен потоку. Результирующий вектор R1, отклонен назад. Обратим внимание, что если угол атаки начнет увеличиваться, вектор подъемной силы останется перпендикулярным потоку и вектор сопротивления останется параллельным потоку.
На Рис.6В воздушный поток набегает на профиль под углом 5 град. Векторы L и D поворачиваются вслед за набегающим потоком, результирующий вектор R1 поворачивается вместе с ними, немного отклоняясь от вертикали.
На Рис.6С показан случай с углом атаки 10 градусов. Ситуация такая же как на предидущем рисунке, но векторы повернулись больше.
На Рис.6D Показана ситуация при обтекании профиля под углом 15 градусов. Если срыва потока нет, то результирующий вектор R1 отклонен сильно вперед. Если есть срыв потока, то результирующий вектор отклонен сильно назад.
На Рис.6Е показан пример обтекания внешней концевой секции стреловидного крыла с круткой.
Поток воздуха двигается снизу под углом 10 градусов к коризонту. Профиль установлен с отрицательным углом 5 градусов. В результате поток набегает на профиль под углом 5 градусов. Подъемная сила по величине как в случае на Рис.6В, но в результате отрицательного угла установки профиля, действие сил относительно горизонта аналогично изображенному на Рис.6С.
Внешнюю секцию стреловидного крыла, можно представить, как «распрямленный винглет». Действие крайних секций и винглетов у стреловидного крыла аналогично.
Индуцированная тяга и отклонение элеронов.
Посмотрите на Рис.7. Это иллюстрация внешней секции стреловидного крыла с круткой и установленными элеронами.
Когда элерон в нейтральном положении, результирующий вектор R вертикален.
Когда элерон отклонен вниз, подъемная сила существенно увеличивается. Результирующий вектор поворачивается вперед. Появившаяся сила индуцированной тяги, двигает крыло вперед и действует против паразитного рыскания.
Когда элерон отклонен вверх, вектор подъемной силы уменьшается (если отклонение элерона большое, вектор может поменять направление на противоположное).
Результирующий вектор R отклоняется от вертикали назад, и тормозит крыло противодействуя паразитному рысканию.
Для стреловидного крыла, можно сделать вывод: при повороте с использованием элеронов паразитное рыскание, действующее против направления поворота, может быть нейтрализовано, при использовании соответствующей отрицательной крутки.
В случае Когда внешние (концевые) секции стреловидного крыла создают отрицательную аэродинамическую (подъемную силу) из за отрицательной крутки, отклонение элерона так же противодействует паразитному рысканию. Этот случай изображен на Рис.8.
На Рис.9 приведено сравнение эффекта паразитного рыскания на прямом и стреловидном крыльях.
Далее в следующей части:
Теперь, когда мы знаем о методе нейтрализации паразитного рыскания, мы можем продолжить рассматривать способы уменьшения индуктивного сопротивления. В 4й части, будет рассмотрено колоколообразное распределение, предложено е братьями Хортен.
Сергей, очень хотелось бы почитать про щелевые элевоны или элероны.
Эта книга, должна подойти. Theory of Wing Sections.
Есть в books.google и здесь books.tr200.ru/v.php?id=204904
Это оказалась не та книга. Правильную не могу найти.
Вот есть кое, что здесь: Theory of the slotted wing.
naca.central.cranfield.ac.uk/report.php?NID=226
Индуцированная тяга при использовании винглетов.
Один из примеров индуцированной тяги, это действие винглетов на стреловидном крыле.
Некоторые читатели не могут поверить, что это действительно работает.
Рис.5 показывает крыло (при виде сзади)и поток воздуха двигающийся вдоль нижней поверхности крыла, от корневых сечений к концу крыла, с возрастающей скоростью. Поток вокруг конца крыла двигается почти по окружности, но к этому движению добавляется скорость встречного потока. Поэтому результирующий поток попадает на винглет под некоторым углом α.
Ситуация работы векторов, в данном случае, аналогична рассмотренной на Рис.4D. Когда ЛА разгоняется суммарным действием веса W и аэродинамической силы R1. Но в случае винглета силу веса заменяет аэродинамическая сила противоположного винглета.
в инете появляется всё больше моделей где винглет крепится не на крыле а за крылом. начинается с задней кромки. получается в этом случае винглет не препятствует перетеканию потока на крыле. а если добавим сюда срыв потока или завихрения с конца крыла то получается винглет
стоит в мёртвой зоне.
или здесь действуют другие силы…
в инете появляется всё больше моделей где винглет крепится не на крыле а за крылом. начинается с задней кромки. получается в этом случае винглет не препятствует перетеканию потока на крыле. а если добавим сюда срыв потока или завихрения с конца крыла то получается винглет стоит в мёртвой зоне.
Вопрос сложный, тем более для моделей. Я пока здесь больше переводчик:) но предложил бы увеличить размах для повышения качества, а винглеты использовать как вертикальные стабилизаторы:)
Встречный поток конечно сдувает перетекающий снизу крыла поток назад, но как это оценить?
При малых числах Re перетекание потока с области повыш. давления на меньшее можно пренебречь,прочитайте Шмитц-Аэродинамика малых скоростей