Аэродинамика летающих крыльев
А здесь хоть пойдут апдейты линков на ваш сайт по новостям?
Подписку на новости наверно на хостинге можно сделать.
Хотя ничего нового ведь не предполагается, так пересказ давно известного простым языком, без формул и с картинками, так чтобы и самому стало понятно:)
(вот, статью о работе профилей на критических Рейнольдсах уже сделал, на днях выложу.)
Подписку на новости наверно на хостинге можно сделать.
Там пока такого нет, не знаю вам там такое система даст сделать или нет если сейчас такой фичи нет…
Уважаемые, мужи! Разрешите отвлечь вас от вашей мудрой беседы? С Новым годом!
Здоровья, благ! И благословений! А-а? Угадал?😛
От выражений воздержусь:), рождество все таки.
Думаю тема интересная т.к. даже в книге Мерзликина В.Е. “Радиоуправляемые модели планеров” есть ошибка относительно этого вопроса.
Влияние числа Re ****на свойства профиля.
1. Пограничный слой и масштабный эффект.
Основное отличие моделей от полноразмерных ЛА это размер хорды профиля и его влияние на пограничный слой.
Пограничный слой – тонкий слой воздуха вблизи поверхности крыла (или любого тела обтекаемого потоком воздуха).
На состояние пограничного слоя влияют многие факторы, но основные это масса (плотность воздуха) и его вязкость.
Воздух имеет вязкость, как и любое текучее вещество, как например вода, масло и др.
Вязкость препятствует отделению пограничного слоя и удерживает его у поверхности тела.
Инерционные свойства преобладают в случае большой скорости и не высокой кривизны поверхности, как в случае профиля полноразмерного ЛА.
В случае моделей преобладают свойства вязкости. К сожалению масштабный эффект в данном случае действует против объектов малого размера и в частности авиамоделей, ухудшая обтекание и изменяя свойства пограничного слоя.
2. Число Re.
Рейнольдс Осборн в своей работе 1883 года показал, что поток текучего вещества может находится в двух состояниях ламинарном и турбулентном.
На состояние потока, влияет: форма тела, гладкость поверхности, скорость основного потока, расстояние пройденное от начала поверхности (профиля) и соотношение плотности к вязкости у рассматриваемого текучего вещества.
Re = плотность/вязкость * V* L
Возможно использовать более простую формулу
Re = 68459 * VL, где V - скорость m/sec, L – размер объекта в метрах
Или Re = 70 * VL, где V - скорость m/sec, L – размер объекта в мм.
3. Re пограничного слоя.
Число Re относительно хорды крыла это не то же, что и число Re относительно непосредственно пограничного слоя. У передней кромки, в точке разделения потока число Re погр.слоя равно нулю, т.к. расстояние которое прошел поток воздуха в пограничном слое равно нулю. При удалении от передней кромки с увеличением пройденного пути увеличивается и Re пограничного слоя.
Т.к. скорость на верхней и нижней поверхностях профиля обычно отличается, соответственно будут отличатся Re погр.слоя верхней и нижней поверхности, для точек расположенных на одинаковом расстоянии от передней кромки.
Рис. 1 Переход от ламинарного к турбулентному погр.слою на плоской пластине в потоке воздуха. Распределение скорости в ламинарном и турбулентном пограничном слое.
В ламинарном пограничном слое отдельные слои почти не взаимодействуют, их можно представить как листы бумаги скользящие, без трения, друг относительно друга.
В турбулентном пограничном слое отдельные слои сильно взаимодействуют «перемешиваются» Скорость основного потока передается почти без уменьшения до поверхности обтекаемого объекта. Турбулентный погр.слой имеет бОльшую толщину и создает большее сопротивление трения.
Ламинарный пограничный слой имеет меньшую толщину и создает очень малое сопротивление, т.к. трение (взаимодействие) слоев воздуха очень мало.
Т.к. ламинарный погр.слой имеет меньшую скорость у самой поверхности, частицы воздуха имеют меньшую энергию, поэтому он имеет свойство легко отделяться образуя ламинарный пузырь – застойную зону и раньше переходить в состояние турбулентного отрыва, создавая область низкого давления с резким возрастанием сопротивления.
Турбулентный погр.слой имеет большую скорость у поверхности, частицы воздуха имеют большую энергию и поэтому погр.слой обладает свойством «прилипать» к поверхности задерживая отрыв потока.
Рис.2 Турбулентный пограничный слой профиля на больших числах Re.
Рис. 3 Обтекание профиля на малых Re. Re выше крит - с образованием пузыря и последующим присоединением. Re ниже крит - с турбулентным отрывом потока.
На полноразмерных ЛА переход от ламинарного к турбулентному обтеканию происходит на расстоянии сантиметров от передней кромки крыла (если не используется специальный профиль и особо чистая поверхность или система управления пограничным слоем).
У моделей поведение пограничного слоя зависит от числа Re. Пограничный слой на малых числах Re существенно влияет на характер обтекания и свойства профиля.
Каждый профиль имеет свое значение Re крит ниже которого происходит турбулентный отрыв потока и резкое увеличение сопротивления. При Re ниже критического модель не может лететь. При Re немного выше Re крит после точки максимальной кривизны происходит ламинарное отделение погр.слоя с образованием ламинарного пузыря, переход погр.слоя в турбулентное состояние с последующим присоединением потока до задней кромки. Хотя эффективная форма профиля, при этом, искажается, но сопротивление увеличивается незначительно и профиль удовлетворительно работает. При Re ниже крит поток не успевает присоединиться до задней кромки и происходит срыв потока с образованием вихревой зоны, резким увеличением сопротивления и уменьшением подъемной силы.
Немного истории:
Изменение сопротивления при достижении Re ****крит, было обнаружено при измерениях на тестовой сфере (шаре) в аэродинамической трубе. Прандтль в Геттингене и Эйфель в Париже, при измерении сопротивления сферы получили разные значения. Прандтль получил значение в два раза больше. Один из инженеров у Прандтля сказал « - О, господин Эйфель наверно забыл множитель ½.». Когда об этом узнал Эйфель он рассердился и измерил сопротивление для более широкого диапазна Re**. В результате он обнаружил внезапное падение сопротивления после определенного числа** Re**. Таким образом он открыл свойство уменьшения вихревого следа при достижении** Re ****крит. Прандтль же продолжил эти исследования и обнаружил, что кольцо из проволоки помещенное перед сферой, уменьшает сопротивление сферы при значениях Re ****меньше критического.
**Рис.**5 Спектр обтекания сферы.
В дальнейшем измерение Re ****крит сферы использовалось для определения степени турбулентности потока в А. трубе. При исследованиях профилей Шмитцем в А.трубе с малой турбулентнотью было получено Re ****крит сферы 393000. Хотя эталонным значением для сферы, является число Re ****крит 410000, полученной при буксировке сферы в спокойной атмосфере. Это говорит о сложности исследования на малых числах Re**, т.к. в турбулентном потоке докритическое обтекание может совсем не наблюдаться.**
Отрыв потока можно описать немного по другому: при обтекании верхней поверхности профиля, после точки максимальной толщины, погр.слой имеет тенденцию к отделению и срыву. Это происходит по тому, что поток в этом месте двигается против отрицательного градиента давления (на носке профиля низкое давление, к задней кромке более высокое), кроме того потоку приходится поворачивать вокруг точки максимальной толщины профиля. Если на носке профиля основной поток «поджимает» погр слой, то за точкой максимальной толщины основной поток наоборот способствует отделению, «оттягивая» погр.слой от поверхности. Чем меньше хорда крыла, тем меньше времени (расстояния до задней кромки) для перехода в турбулентное состояние и последующее присоединение. Пограничный слой теряет скорость и в результате, в какой то момент, наступает ламинарное отделение потока с образованием ламинарного пузыря. Если значение Re (профиля) выше Re крит., пограничный слой успевает перейти в турбулентное состояние и присоединится к поверхности профиля до задней кромки. Если значение Re ниже Re крит, пограничный слой не успевает присоединиться и происходит отрыв потока с сильным вихреобразованием, резким уменьшением подъемной силы и увеличением сопротивления.
На раннее отделение при низких Re, влияет так же равномерность распределения давления (и скорости) вдоль верхней поверхности профиля. Чем равномернее изменение давления тем дальше точка ламинарного отделения и тем меньше ламинарный пузырь искажает форму профиля.
3. Гистерезис обтекания при изменении Re вблизи Re крит.
Поведение пограничного слоя вблизи Re крит, имеет характер петли - гистерезиса, при этом для перехода к закритическому (безотрывному) обтеканию требуется более высокое значение Re, а для возврата к докритическому – турбулентному обтеканию, требуется уменьшение Re до более низких значений чем Re крит.
Рис.6 График гистерезиса при обтекании тела вблизи Re крит.
Это упрощенное представление гистерезиса при обтекании на Re крит, т.к. при изменении угла атаки график будет смещаться на более высокие значения Re. Представление графика гистерезиса в 3D форме можно найти в работе Ф.В.Шмитца и в книге А.А.Болонкина.
В спокойном воздухе без турбулентности, у крыла с малой хордой и гладкой поверхностью на малой скорости (например модели F1A), гистерезис может проявляться очень резко. Модель после разгона до некоторой скорости может лететь хорошо, но при потере скорости от порыва ветра, резко проваливаться в пикирование.
В соответствии с работой Шмитца, увеличение толщины профиля более 12% увеличивает Re крит профиля и ухудшает работу профиля на малых (40000-100000) числах Re. Уменьшение толщины профиля до 8% и увеличение вогнутости профиля уменьшает Re крит и улучшает работу профиля на низких Re.
4. Турбулизаторы.
Турбулизатор в соответствии со своим названием переводит пограничный слой в турбулентное состояние, в результате погр.слой «прилипает» к поверхности и профиль может работать на Re гораздо ниже Re крит.
Использование турбулизаторов на Re в диапазоне 40000-100000 улучшает поведение профилей, но создает дополнительное сопротивление на большой скорости, хотя эта потеря намного меньше чем опасность сваливания на крыло при раннем срыве потока у конца крыла.
! Большие модели с хордой более 200мм, в частности моторные модели, почти не сталкиваются с проблемами докритического обтекания, за исключением случаев использования крыла с большим сужением и большой нагрузкой на площадь крыла.
Думаю тема интересная т.к. даже в книге Мерзликина В.Е. “Радиоуправляемые модели планеров” есть ошибка относительно этого вопроса.
Сергей джан, а где именно ошибка в книге? не укажите страницу?
Вроде там все так же описано про сферу например. В какой части описания книги ошибка по сравнению в вышеизложенным материалом не подскажете?
Вот книга, может мы о разных изданиях?
www.sendspace.com/file/3fmidr
где именно ошибка в книге?
стр.14 в издании 1982года:
“Это число называется критическим числом Рейнольдса и обозначчается Re крит. Увеличение этого числа приводит к улучшению обтекания и других характеристик профиля.”
Это почти опечатка, но характерная (если не заметили значит не поняли:)).
Это почти опечатка, но характерная (если не заметили значит не поняли).
Спасибо Сергей.
Вопрос моего отношения и понимания числа Rn основано не на таких источниках как данная нужная книжка.Не заметил значит не углубился в даную текстовку так как есть правильное понимание числа из заложенных знаний в ВУЗ-е. Я не обращаю на такие опечатки внимание даже если прочитаю их, изменить данные книги не представляется возможным.Дело в том что я не только инженер электронщик, а так же и инженер гидравлик, так что Rn роднее мне по расчетам систем канализации и водопровода. В получении такого можно сказать много ярусного образования я должен быть и благодарен своему покойному отцу.Он говорил - бери знания пока дают все это бесплатно:)Смотрю на то как все сейчас в ВУЗ-ах и понимаю - да, были времена… а теперь моменты:)
Все это не важно… Еще раз, огромное спасибо Вам за вашу работу.Очень ценю ее, вы очень помогаете мне лично вашей темой!
Не заметил значит не углубился в даную текстовку
Имел в виду при издании книги не заметили.
Перенес все статьи на fpvwing.at.ua Не хватает еще по флаттеру, управляющим поверхностям и механизации.
Давно интересуюсь ЛК…осилил практически всю доступную инфу по этому поводу. Включая и этот топик, конечно же:)
Построил тут на днях “модель модели” , чтобы проверить некоторые моменты по устойчивости ЛК . (просто из сосновых реек, потолочки и двух дюралевых полосок, размах 3м…профиль - плоско выпуклый , переходящий в симметричный начиная где-то с полразмаха консоли)
“Боевая” модель будет наборная, классической конструкции.
К чему я это всё??
Да к тому, что рассуждения о “колокольном распределении” на форумах- это , конечно, хорошее, нужное дело.
Но практическая аэродинамика- в МОДЕЛИ ,думается , важнее.
Например:
вот я запускаю свой потолочный ероплан и вижу- кабрирует.
1.Центровка задняя
2. Слишком большая крутка.
Играя этими величинами мы добиваемся пологого планирования, стараясь не допустить слишком больших потерь “на балансировку”.
Фсё.
Никуда вы от этой сермяжной практики не денетесь.
Невозможно, используя современный математический аппарат, точно посчитать дозвуковой ероплан. Нет ничего лучше- старой доброй продувки в трубе. (а в нашем случае просто покидать самолёт в поле пару раз на планирование)
1.Центровка задняя 2. Слишком большая крутка.
А еще варианты возможны? 3. Например профили не те. 4. Стреловидность не оптимальная. 5. …
при ЛЮБОМ профиле и при ЛЮБОЙ стреловидности- можно заставить ЭТО планировать.
Вопрос только в потерях на балансировку. И всё.
например:
- простейший “голубь” из тетрадного листа. Ни профиля, ни крутки…а поди ж ты…летает)
Конечно, я утрирую…но всё же!
или например есть планера с прямым крылом и S-образным профилем. И ЭТО- лишь частный случай нормального стреловидного ЛК.
Сейчас нет необходимости в одиночку как Лилиенталь, м-р Райт или другие ОТЦЫ- набивать себе шишки и делать сотни наблюдений и экспериментов.
Есть статистика, наработанная за 100 с лишним лет полётов на аппарате тяжелее воздуха.
Я не отрицаю нужность математического анализа. Несомненно, необходимо дальше развивать теоретическую базу…но она больше будет применима к “большой” авиации.
Просто на таких малых Re, которые мы используем- ни черта не добиться применяя классические методы!
Вы старше меня в 2 раза- неужели Вы не помните соревнования??? Когда выходишь в поле, дрожащими и непослушными руками собираешь планер, пристёгиваешь крылья и стабильник на резиночке…
А потом КИДАЕШЬ НА ПЛАНИРОВАНИЕ! и подкладываешь палочки под заднюю кромку стабилизатора))))
Какие там поляры?)))))
Я не предлагаю идти наощупь…нет,
Лишь предлагаю быть “ближе к народу”)))
при ЛЮБОМ профиле и при ЛЮБОЙ стреловидности- можно заставить ЭТО планировать
Осталось добавить “с любым аэродинамическим качеством” ???
Я не предлагаю идти наощупь…нет
Почему же? Иногда на ощупь находятся вещи незаметные, “ОТЦЫ” это находили, а теоретики обосновывали. И вам успеха в поисках и находках, а раз старый Новый год, то, разумеется и в жизни.
Поздравляю с наступившим Новым годом. Красивая модель и размер хороший.
Невозможно, используя современный математический аппарат, точно посчитать дозвуковой ероплан.
Но ведь считается и довольно точно в XFLR, на не слишком маленьких рейнольдсах (не меньше 100000). Можно подобрать и профиль и крутку и положение ЦТ определить.
Потом на практике триммированием исправляются только погрешности изготовления.
то GreenGo
да не берите в голову, ну современных “луддитов” чему-либо учить - только портить, бесполезное занятие (это если перефразировать одну известную истину).😇
Кто хочет и имеет желание, тот считает и изучает те азы, которые даны в этом разделе форума, особенно те, кто не имеет авиационной подготовки, но желает разобраться в причинах поведения своей модели.
Ну а кто не желает, тот начинает сливать рассуждения на туманные нюансы, которые сродни пляскам с бубном.
Полезная тема, продолжайте и не обращайте внимания на подобных “луддитов”.😉
Спасибо, на добром слове.
Статьи действительно, очень доступные. Написаны моделистами для моделистов. В основном отсюда.
- простейший “голубь” из тетрадного листа. Ни профиля, ни крутки…а поди ж ты…летает) Конечно, я утрирую…но всё же!
профиль голубя из листа из данной серии www.sendspace.com/file/nl1q59
здесь патент на данную серию профилей www.sendspace.com/file/ykvt89
здесь ссылка на рсгрупс о том как использовали один из них для постройки ЛК www.rcgroups.com/forums/attachment.php?attachmenti…
здесь первый облет нашего ЛА на военной ВПП с одним из данных профилей для выявления ЦТ- очень довольны были пилоты, весьма интересный профиль и ряд.
Забавная статейка stroimsamolet.ru/112.php
Интересная статейка со сравнительной таблицей нагрузки на крыло итп у разных птичек и птиц
Learning Airplane Design from the Birds
-
Удлинение:
куропатки, тетерева - около 6
ворона - около 8
орлы - 10-11
чайки - около 15
альбатрос- почти 18 (при размахе до 3,6м и весе до 10кг) -
Аэродинамическое качество:
орел - 17
альбатрос - 20
тоже табличка только по немецки. источник здесь http://www.geier-segelflug.de/bionik.htm
у дисковери есть передачи про природу , животных.
jeff corwin ,ungewöhnliche perspektiven.
фильм про орлов, в фильме орёл летает с камерой на теле, хорошо видно работу крыльев(елеронов),хвоста(стабилизатора) .работа бортового компьютера тоже клас.
смотрел в HD квалитете. как будто сам летал.
Vogel Masse [kg]
Spannweite [m]
Flügelstreckung [ / ]
Flügelbelastung [g/dm²]
Geschwindigkeit [km/h]
Condor 12 3,2 9.5 40
28 - 60
Kranich 6 2,5 7 120 30 - 80 Mäusebussard 1 1,2 6,7 36 22 - 36 Pelikan 3 2,2 9,7 60 45 - 70 Rotmilan 1 1,6 8,8 32 25 - 50 Seeadler 5 2,2 6,7 70 35 - 65 Silbermöwe 1,1 1,4 10 52 37 - 85 Steinadler 3,7 2,1 8 68 31 - 60 Uhu 2,5 1,7 8 36 20 - 35 Sturmmöwe 0,5 1,2 9,6 34 28 - 65 Wanderalbatros 10 3,5 20 140 40 - 120 Weißstorch 3 1,9 8 60 39 - 60
PS. таблица почемуто не получается. смотрите источник в самом низу.
Номограмма для рассчета нагрузки и скорости.
Для наглядности красяво раскрашенная. Подходит для плоско-выпуклых профилей 2-3 % вогнутости по средней линии.
Для обычных моделей понадобится только тем кто сам строит, а для FPV может и на каждый день.