Аэродинамика летающих крыльев
Как понимаю представленные ислледования не сопровождались данным измерением и вопрос был засчитан как “хороший”.
Услышал ли верно сокращение SPL? что это?
Al сказал: “Хороший вопрос. Мы об этом не думали.” Это уровень звукового давления.
А мне гораздо интереснее было бы понять про их распределение подъемной силы и волшебную крутку…
Да, интересно почитать работу Прандтля. Смысл в том, что при стреловидности угол атаки увеличивается от центра к концам крыла и при определенной конфигурации, вектор РЕЗУЛЬТИРУЮЩЕЙ силы поворачивается вперед от “вертикали” (размах увеличивается а сопротивление уменьшается). И ребята впервые это доказали измерениями на модели.
А есть ОЦЕНКА РАБОТЫ КОНЦЕВЫХ ПЕРЬЕВ? Съемка, описание?
Лет пять назад в каком то журнале видел фото модели с концевыми перьями, которую сделал студент. Подпись гласила,что была проведена огромная работа по изучению влияния концевых перьев. Модель сильно походила на живую птицу(орёл,стервятник…) не имела вертикального оперения. К сожалению, не могу вспомнить,что за журнал,так как на тот момент не придал этому значения.А жаль…
Интересные наблюдения,при езде в автомобиле. Высовываешь руку в поток. Расправляешь пальцы-сопротивление зависит от расстояния между ними,думаю смысл в этом.
Высовываешь руку в поток.
Частичное сходство может быть, но в “других режимах работы перьев”. Вы описываете интерференцию, при определенной скорости щели, отверстия калапсируют, т.е. как бы закрываются, увеличивая сопротивление. Эта беда давно изучена в авиации, строительстве, особенно у проектировщиков тарелочных антенн. Перья же при определенном положении индуктивное сопротивление (вихри) переводят в тягу, т.е. результирующий вектор силы сопротивления отклоняют вперед, создавая тягу. Вариант этого эффекта на “шайбах Виткомба”-вингледах. Ниже Фото двух равноценных вариантов, испытывались на одной и тойже модели планера. Аэродинамическое качество улучшают около 10%, но эксперименты слишком ненаучные, а скорее, познавательные для скептиков (работа 2005-6 годов).
А какой угол атаки “перьев” по отношению к основному крылу?
Винглеты нижние сам использовал,пока не разломал.
А какой угол атаки “перьев” по отношению к основному крылу?
Подбирали опытным путем, при неизменном профиле близком к “Купферу 6%”. Так как угол атаки в полете не определяли, то можно сказать об относительном установочном. По отношению к хорде концевой нервюры у “перьев” отрицательный угол, по нашим оценкам соответствует углу с минимальным Сх и Нулевой подъемной силой. На крыле с двойным “V” уши при посадке землю не ципляли, а на больших планерах F-3J, тоже стирались.
Смысл в том, что при стреловидности угол атаки увеличивается от центра к концам крыла и при определенной конфигурации, вектор РЕЗУЛЬТИРУЮЩЕЙ силы поворачивается вперед от “вертикали” (размах увеличивается а сопротивление уменьшается). И ребята впервые это доказали измерениями на модели.
Это все я сразу понял… Меня интересует как такой эффект получить сначала в XFLR5 а потом, соответственно, на реальном крыле… 😃 Т.к. я точно знаю, что тут одним только “определенным” углом стреловидности не обойдешся,…
Это все я сразу понял…
Если на ЛК стреловидной формы УГОЛ АТАКИ УВЕЛИЧИВАЕТСЯ от центра к концам, то, за счет чего возникает стабилизирующий момент - задающий этот самый угол атаки? С крылом при нормальной крутке, это к концам происходит, вингледы это инициируют, а как У НИХ?
Меня интересует как такой эффект получить сначала в XFLR5 а потом, соответственно, на реальном крыле…
Наверно нужно начать с того, о чем Al тут промолчал. Из других источников по распределению на стреловидных ЛК (и из XFLR5) колоколообразное распределение (при котором получается эффект скоординированного поворота, т.е. при отрицательной подъемной силе на концах крыла) не самое эффективное по аэродинамическому качеству. Т.е. планера Хортенов имеют не максимально возможное АК.
Получается нужно выбирать маневренность или аэродинамическое качество.
В XFLR5 нужно подбирать крутку геометрическую и аэродинамическую для получения нужного графика распределения и максимального аэродинамического качества, в общем больше экспериментировать. И как уже говорили на моделях качество изготовления крыла, выдерживание профиля, крутки имеет большее значение чем теория. Заканчиваю понемногу своё двухметровое крылышко, по пено-бальзовой технологии, буду экспериментировать теперь на модели в основном по стабилизации голландского шага электроникой.
Если на ЛК стреловидной формы УГОЛ АТАКИ УВЕЛИЧИВАЕТСЯ от центра к концам, то, за счет чего возникает стабилизирующий момент - задающий этот самый угол атаки?
Стабилизация происходит за счет изменения формы распределения, это еще у Капковского описано. При увеличении угла атаки модели, форма распределения приближается к эллиптической. При уменьшении угла атаки модели форма распределения приближается к колоколообразной с отрицательной подъемной силой на концах крыла, вот отсюда и стабилизирующий момент. Это результат крутки.
У НИХ точно так же, только подобрана такая форма распределения которая им нужна и за счет прилично большой передней центровки в частности.
Стабилизация происходит за счет изменения формы распределения, это еще у Капковского описано
Эээээээ…Вы уверены? 😃 А не за счёт перемещения ЦД? Может стоит ещё раз заглянуть в теорию…
Т.е. планера Хортенов имеют не максимально возможное АК.
Цель - отказаться от каких либо килей. То есть чистое летающее крыло.
Стабилизация происходит за счет изменения формы распределения,
Вы хотите сказать, что горизонтальная устойчивость (стабилизирующий момент) возникает не за счет отрицательной подъемной силы на части крыла, а по аналогии со схемой “УТКА”?
Кто понял, прошу на плане стреловидного крыла указать, ориентировочно, ЦД и результирующие силы кабрирующего и пикирующего моментов
При уменьшении угла атаки модели форма распределения приближается к колоколообразной с отрицательной подъемной силой на концах крыла, вот отсюда и стабилизирующий момент. Это результат крутки.
У НИХ точно так же, только подобрана такая форма распределения которая им нужна и за счет прилично большой передней центровки в частности.
“У них точно так же”-значит идентично. Форму распределения можно корректировать как распределением площади, так и круткой. При передней центровке как ни “крути”, а нужно создавать кобрирующий стабилизирующий момент, т.е. нормальную крутку с отрицательными углами атаки на оконечностях. Повсеместное наличие положительных углов атаки на аэродинамических поверхностях свойство схемы “утка” с ПГО или при нормальной схеме для ЛА с ОЧЕНЬ ЗАДНЕЙ ЦЕНТРОВКОЙ (за 50% САХ). Не удивлюсь, если и NASA нашли профиль и распределение моментов позволяющих стреловидному крылу УСТОЙЧИВО лететь только с положительными углами атаки. Я не спец английского, поэтому несколько смущает перевод “поворот без ВО, посредством индуктивных вихрей”, если это некоторым понятно, то объясните мне темному за счет ЧЕГО на ЛА производится разворот без участия РН при помощи ЭЛЕРОНОВ И РГ (РВ)? На плоскостях разве не образуются “вихри” разной интенсивности и с разными знаками? Спасибо.
это попытка измерить уровень свиста
этож как его надо располагать чтоб свист только “слышать” или фильтровать…даже если остронаправленный, куда морда микрафона должна смотреть? откуда ожидать свист конкретно?.. имхо ничего не ясно,весьма не точное размытое так сказать измерение, там все вокруг я думаю будет так шуметь что ожидаемый свист покажется класической тихой оперой:)
Эээээээ…Вы уверены? А не за счёт перемещения ЦД? Может стоит ещё раз заглянуть в теорию…
Уверен. ЦД перемещается из за изменения формы распределения, а не наоборот (и на прямом крыле ЦД крыла перемещается при изменении распределения давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, а не сам по себе).
Не удивлюсь, если и NASA нашли профиль и распределение моментов позволяющих стреловидному крылу УСТОЙЧИВО лететь только с положительными углами атаки.
Если нестреловидные ЛК так летают, то и стреловидные смогут. Вопрос в том, как при этом получить хорошее аэродинамическое качество.
за счет ЧЕГО на ЛА производится разворот без участия РН при помощи ЭЛЕРОНОВ И РГ (РВ)? На плоскостях разве не образуются “вихри” разной интенсивности и с разными знаками?
При разных распределениях эффект разный получается.
При эллиптическом, на внешнем относительно поворота конце крыла, создается бОльшее индуктивное сопротивление, что работает против поворота.
При колоколообразном (по Хортену с отриц.Су на конце) наоборот, на внутреннем конце крыла при отклонении элевона вверх, больше индуктивное сопротивление за счет увеличенной отрицательной подъемной силы. При этом на внешнем индуктивное сопротивление наоборот около нуля, т.к. при опущенном элевоне том почти нулевая подъемная сила (а при NASA распределении этот конец крыла еще и тянет в поворот индуктивной тягой:))…
Если нестреловидные ЛК так летают, то и стреловидные смогут. Вопрос в том, как при этом получить хорошее аэродинамическое качество.
(а при NASA распределении этот конец крыла еще и тянет в поворот индуктивной тягой)…
Чудес не бывает, я уверен, что лекция читалась грамотным специалистом на популярном языке для “специалистов с улицы”. Тут или неправильный перевод или мистификация.
Эффект “поворота индуктивного сопротивления” на крыльях любой конфигурации был описан и “разжеван” еще в 70-ые годы профессором Виткомбом (NASA), он давно используется в авиации и планеростроении. Для ЛК, тоже не исключение. Эффект повышения АК повсеместно получают за счет использования более эффективных профилей совмнстно с эффектом увеличения скорости (дополнительной тяги) от преобразования индуктивного сопротивления. А это преобразование происходит при нормальных крутках не законцовках с разными ухищрениями, а у птиц при помощи РАБОТЫ КОНЦЕВЫХ ПЕРЬЕВ. Значение формы распределения, тут, также интерпретируется размыто.
Алби не просто лектор, это начальник подразделения в исследовательском центре в Драйдене и популяризатор летающих крыльев заодно.
Алби не просто лектор, это начальник подразделения в исследовательском центре в Драйдене и популяризатор летающих крыльев заодно.
В данном случае, важно иметь точный перевод текста и визуальную информацию. Ведь неправильно интерпретировать, никто не запрещает. По поводу изучения альбатросов и других парителей. Лет 40 назад в бюлетенях ЦАГИ были какие-то материалы об опытах проводимых немцами и финами в Геттингене, видео не помню, но графики (зарисовок) было много. Много информации по аналогичной тематике было у советских планеростроителей (Литва-Пренай, АГД лабаратория новосибирского академгородка)
Понятно, что никакого прорыва в аэродинамике не предвидится. Всё основывается на работе Прандтля 1932, которую в своё время прочитали братья Хортен. В лекции предлагается выйти за рамки устоявшихся представлений: ограничения размаха, эллиптического распределения, нормальной схемы с огромным вертикальным стабилизатором и т.п. Полного перевода не обещаю, но конспект сделаю.
Уверен. ЦД перемещается из за изменения формы распределения, а не наоборот (и на прямом крыле ЦД крыла перемещается при изменении распределения давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, а не сам по себе).
Ясно. Дальнейшая дискуссия лишена смысла, ибо вы в фундаментальных вопросах некомпетентны.
На перемещение ЦД влияет профиль. А не распледеление Су или ещё чего по размаху. Поставьте на прямое крыло обычный профиль вместо S-оразного и пытайтесь летать. ЖУ.
Читайте книжки ещё раз.
Вы центр давления крыла (а точнее изолированного 2D профиля) от центра давления ЛА отличаете? 😃 Пока не начнёте отличать попадаете в игнор.
Если ЛК=ЛА, то и ЦД (фокус) ЛА будет точкой приложения результирующей силы элементарных ЦД профилей (почему 2Д?).
Попытайтесь изобразить результирующую АЭРОДИНАМИЧЕСКУЮ силу направленную ВПЕРЕД ПРИ ПОЛОЖИТЕЛЬНОМ УГЛЕ АТАКИ. ???
Если ЛК=ЛА, то и ЦД (фокус) ЛА будет точкой приложения результирующей силы элементарных ЦД профилей (почему 2Д?).
Да, только считать как предлагаете, и самое главное сначала продуть все элементарные профили в аэродинамической трубе. И ЦД совсем не фокус, может совпасть в очень частном случае, пилотажка с симметричными профилями и с нулевыми установочными углами.
Центром давления (ц.д.) называется точка на продольной оси самолета, через которую проходит линия действия полной аэродимической силы самолета.
ЦД может быть так же отдельно крыла, и отдельно профиля (поэтому 2D).
Попытайтесь изобразить результирующую АЭРОДИНАМИЧЕСКУЮ силу направленную ВПЕРЕД ПРИ ПОЛОЖИТЕЛЬНОМ УГЛЕ АТАКИ. ???
Сейчас нарисую. Кстати winglets Уиткомба, работают на совершенно том же принципе.