|
|
| Строка 1: |
Строка 1: |
| − | Различные теории подъёмной силы крыла---автор Книжников ВВ
| |
| | | | |
| − |
| |
| − | Ньютоновская механика
| |
| − |
| |
| − | Метод советского учёного Юрьева основан на реактивном законе движения Ньютона при допущении,что профиль крыла это бесконечно тонкая плоская пластина расположенная под углом атаки к набегающему потоку(воздушная скорость полёта ла)----где сила реакции Fy это произведение массового расхода воздуха dm/dt=pо Sомет Vпот проходящего через сечение вертикально расположенного круга вписанного размахом эллиптического крыла L=1.28Sкр/CAX=(1.28Кyд CAX) и приращения вертикальной составляющей воздушной скорости полёта от скоса потока вниз Vвер=Vпот/2AK=Vпот/2Кyд Kак=Vпот Су/2х1.28Кyд----где Как=1.28/Су---
| |
| − |
| |
| − | Куд= Sкр/CAX^2----это удлинение крыла
| |
| − |
| |
| − | Fy=0.5pо(0.78L^2)Vпот^2/AK=0.5pо(0.78 х 1.64Кyд Sкр)Vпот^2/Кyд Kак=0.5pо Sкр Vпот^2 Су
| |
| − |
| |
| − | аэрокачество отдельного идеального эллиптического или трапецевидного крыла АКмах=1.28Куд(1/Суопт)=2Куд/Сумах
| |
| − |
| |
| − | АК идеального прямоугольного крыла АКмах=1.57Куд/Сумах------также описывает стреловидное летающее крыло-бесхвостку
| |
| − |
| |
| − | Внимание---все профессиональные программы атласов аэродинамических профилей даны для больших чисел Рейнольдса свыше 1 000 000 с бесконечным удлинением и поэтому имеют сверх завышенные теоретические показатели и совсем не годятся для авиамоделей! при пересчёте на модельные числа РЕ и реальное удлинение крыла , все хар-ки профиля ухудшаются в несколько раз и настоящие летные свойства ла модельной размерности очень скромные!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Термодинамика
| |
| − |
| |
| − | Так как крыло или лопасть винта взаимодействует со стандартной атмосферой----то любые проявления сил, давления,температуры и скорости потоков на поверхность крыла в первую очередь описываются уравнениями и процессами термодинамики ---- изохорический , изотермический, и изобарический----но так как система открытая то на самом деле полную картину описывает адиабатический процесс---где все три переменные гуляют и чем сильнее скоростной напор тем больше проявляются изменения величин давления, температуры и плотности----поэтому около и при сверхзвуке 330 м в с происходит ярко выраженный нагрев пограничного слоя ,скачки давления и уплотнение воздуха----так называемый волновой кризис!
| |
| − |
| |
| − | Но при относительно малых скоростях потока 10-200 м в с эти изменения мало заметны особенно температуры и плотности---поэтому их при расчетах принимают постоянными и лишь незначительный перепад давления по отношению к атмосферному сверху и снизу крыла мы ощущаем как подъёмную силу крыла----а механизм подъемной силы очень прост ----
| |
| − |
| |
| − | путь приграничного течения потока сверху крыла при положительном угле атаки до 12 градусов всегда чуть длиннее чем снизу---поэтому из за неразрывности течения потока на до звуковых скоростях происходит небольшое ускорение и по закону Бернулли как частный случай общего термодинамического уравнения происходит падение давления относительно низа крыла---- и если подставить абсолютные величины давления, а это 103 000 па в исходные данные то мы увидим что разница скоростей в приграничных слоях сверху и снизу доли процента----но этой разницы уже хватает чтобы вызвать ощутимое изменение давлений в тысячи паскалей---
| |
| − |
| |
| − | а точнее изменение скоростей сверху и снизу на один процент относительно скорости потока вызывает разницу давления тоже на один процент от атмосферного или около 1000 па или эквивалент 100 кг на м2 типичная нагрузка на крыло у малой авиации----
| |
| − |
| |
| − | так работает профиль ----чтобы разница длин верхнего контура была больше, чем снизу гнут профиль увеличивая кривизну средней линии, одним словом без атмосферы под давлением нет аэродинамики----и любое крыло и лопасть являются тепловыми машинами преобразующие мощность потока в силу-----закон Бернулли!!!
| |
| − |
| |
| − | Общее уравнение выглядит так---- нагрузка на крыло равна перепаду давлений над и под крылом, как произведение атмосферного давления на соотношение разницы локальных скоростей над крылом и под крылом к скорости набегающего потока . Например у грузопассажирских лайнеров типичная нагрузка около 1000 кг на м2 или 10 000 па или 0.1 атмосферы -----это вызвано соотношением изменения потоков к скорости набегающего потока как 0.1 или 10%!!! зная скорость отрыва 300 км в час или 80 м/с при максимальном угле атаки и максимальной кривизне профиля получаем около 8 м/с разницу верхней и нижней скоростях потоков.
| |
| − | Соотношение дельты скоростей к скорости набегающего потока связан с квадратом числа Маха!!!
| |
| − | У современных тяжелых реактивных истребителях нагрузка на крыло примерно такая же 1000 кг на м2, но при выполнении резкого виража поперечная перегрузка доходит до 10 же, а значит перепад давления доходит до 100 000 паскалей ------четко видно локальную точку росы над крылом как туман, из за резкого падения давления и понижения температуры воздуха при высокой влажности над крылом-----полная визуализация законов термодинамики.
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Тепло
| |
| − |
| |
| − | Помимо конвекции теплых струй воздуха от нагрева земной поверхности как вертикальный термик в котором парит планер и птицы существуют другие подъёмные явления!
| |
| − |
| |
| − | Аэродинамика крыла это комплексное уравнение закона Бернулли или частное решение термодинамики для взаимодействия твердой поверхности с движением газа и в общем то крыло это разновидность тепловой машины.
| |
| − |
| |
| − | Тепловая накачка солнечной энергией верхнего пограничного слоя потока газа над крылом приводит к ещё большому увеличению градиента давления над крылом или разряжение----увеличивается поправочный термодинамический коэффициент Су при том же угле атаки и рост подъёмной силы крыла без увеличения сопротивления Сх ----то есть достаточно покрасить верх крыла в черный цвет для максимального поглощения энергии солнечного света и парящие свойства планера возрастут !
| |
| − |
| |
| − | При большом САХ крыла и медленном потоке нагретого воздуха от черной горячей поверхности происходит наиболее эффективное преобразование потенциальной тепловой энергии газа в подъёмную силу без увеличения Сх планера----типичный пример темный окрас таких парителей-птиц как орлы, кондоры, грифы, коршуны с достаточно широкими крыльями и малой скоростью полёта при парении 6-10 м/с и чем прямее лучи солнца освещают плоскость, тем выше эффект накачки----на экваторе солнце в зените умеет угол возвышения 90 градусом то есть вертикально над башкой и удельную мощность излучения 1000 вт/м2---- даже при кпд преобразования в 5-10% даёт ощутимый прирост АК и Су планера в целом!
| |
| − |
| |
| − | Кстати европейские ученые провели академический эксперимент---продувка черного крыла в аэродинамической трубе при освещением сверху мощными галогеновыми лампами (имитация световой солнечной энергии) и подтвердили наличие данного эффекта как прирост подъёмной силы крыла на 10-15% при том же угле атаки и скорости потока
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Подъёмная сила
| |
| − |
| |
| − | Подъёмная сила крыла или лопасти состоит из суммы сил двух фундаментальных законов механики---реактивный закон Ньютона или реакции опоры на приращенное движение отбрасываемых масс воздуха плюс закон Бернулли как частный случай термодинамического уравнения изохорического процесса ----
| |
| − |
| |
| − | 1) при около нулевых углах атаки 0-3 градуса и большой кривизне средней линии профиля большую долю вносит закон Бернулли ------ обледенение верхней передней кромки крыла, как следствие падения давления и температуры влажного воздуха!
| |
| − |
| |
| − | 2) при малых углах 10-12 гр и малой кривизне почти равную часть вносит реактивный закон Ньютона типа скос потока вниз!
| |
| − |
| |
| − | 3) при средних углах атаки более 15гр и вплоть до 60 гр, когда наступил полный срыв потока работает только закон реакции ньютона на скос потока вниз и реактивную составляющую вверх-скачок результатирующий силы при 45гр!
| |
| − |
| |
| − | 4) при поперечном движении потока к пластине, где угол атаки 90 гр действует сила полного динамического торможения потока типа тормозного щитка!
| |
| − |
| |
| − | где перед пластиной образуется зона или подушка высокого давления больше атмосферного и за пластиной зона пониженного давления относительно атмосферного или так называемый вакуумный мешок -----здесь разница давлений помноженный на площадь пластины и есть сила аэродинамического сопротивления ! Кстати этим эффектом пользуются велосипедисты катаясь аля паровозом за фургоном грузовика ----они едут в конусе вакуумного мешка и внешнее атмосферное давление подталкивает их в спину, помогая не напрягаясь крутить педали на больших скоростях!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Аэродинамическое качество ла
| |
| − |
| |
| − | Академическая формула для расчёта АКмах по коэф. подъёмной силы, коэффициента приведённого сопротивления к площади крыла и удлинения крыла!
| |
| − |
| |
| − | АКмах=Суопт/Схобщ=Суопт/(Схвред+Схпроф+Схинд)=0.62Сумах/(Схвред+Схпроф+(0.62Сумах)^2/3.14Куд)=0.62Сумах/(Схвред+Схпроф+0.122Сумах^2/Куд)
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Для авиамодельных профилей толщиной 8%-13%---соответственно симметричный Схпроф=0.01-0.015, несимметричным двояковыпуклым Схпроф=0.02-0.025, змееобразный Схпроф=0.025-0.03, плосковыпуклый Схпроф=0.03-0.035, вогнутовыпуклый Схпроф=0.04-0.045!!!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | тогда для ла с Суопт=0.62Сумах!--------АКмах=1/((Схвред+Схпроф)/0.62Сумах+(0.62Сумах/3.14Куд))=1/(1.62(Схвред+Схпроф)/Сумах+(0.2Сумах/Куд))=
| |
| − | -------------------------------------------------------------------------------------------------------
| |
| − |
| |
| − | АКмах=5/((Сумах/Куд)+8(Схвред+Схпроф)/Сумах),где Схвред--приведенный коэф. сопротивления фюзеляжа и оперения к площади крыла!!!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | например для пилотажного мотопланера с удлинением Куд=10 и несимметричным двояковыпуклым профилем крыла Сумах=1 и Схпроф=0.02----АКмах=5/(1.0/10+8(0.01+0.02)/1.0)=5/(0.1+0.03х8)=5/0.34=14.7 единиц---
| |
| − |
| |
| − | У авиамоделей приведённое Схвред=0.01-0.015 для планеров(палка с крыльями), Схвред=0.025-0.03 у аэрочистых самолётов и лк, Схвред=0.04-0.05 с неубирающимися шасси, видео подвесом и антеннами!!!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Хорошо видно, что вредное сопротивление фюзеляжа, хвостового оперения, шасси и аэроторчков сильно снижает АКмах и ещё надо разгибать профиль, чтобы уменьшить Схпроф!!!
| |
| − |
| |
| − | смотри статьи "Динамика-ликбез", "Динамика полёта крылатого ла-ликбез", "Расчёт самолёта-ликбез"
| |
| − |
| |
| − | [[Файл:графическийметод.jpg]]
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Противоштопорные условия крыла
| |
| − |
| |
| − | Штопор это полный срыв потока на конце крыла при переходе на за критичные углы атаки более 12-15гр при несимметричном обдувании при выполнении фигур
| |
| − | высшего пилотажа и вызывает сваливание на крыло из резкого увеличения Сх и падения Су на консоли крыла с остановкой поступательного движения и
| |
| − | переходом в вертикальное снижение с вращением по рысканью!!!
| |
| − |
| |
| − | Для борьбы с этим явлением было придумано несколько вариантов решения, но все они сводятся лишь к одному ----создать падение распределения подъёмной силы вдоль крыла от центра к периферии----то есть постепенно уменьшить Су методом отрицательной крутки консолей крыла !!!
| |
| − |
| |
| − | 1)геометрическая крутка постоянного профиля на минус пару-тройку градусов типа эллиптического распределения при прямоугольных крыльях
| |
| − |
| |
| − | 2)аэродинамическая крутка изменением несущих свойств --- плавный переход от плосковыпуклого в комле к симметричному на конца крыльев
| |
| − |
| |
| − | 3)рулевая крутка поверхностью элеронов, то есть приподнять нейтраль левого и правого элерона на три-четыре градуса вверх при постоянном профиле прямоугольного крыла или опустить закрылки на 5-6 градусов вниз!!!
| |
| − |
| |
| − | 4)трапецевидная форма крыла при виде сверху с сужением 1.5-2 раза при постоянном профиле
| |
| − |
| |
| − | 5) установка концевых пластин под углом излома в 30 градусов вверх----типа ушей
| |
| − |
| |
| − | 6)для стреловидного лк-бесхвостка типа дельтаплан с тряпочным крылом применяют сверх сильную геометрическую крутку концов крыла на минус 10-15 градусов, чтобы получить колоколообразное распределение Су вдоль размаха при этом автоматом образуется путевая устойчивость по рысканью,то есть киль уже не нужен!
| |
| − |
| |
| − | Все эти меры приводят к тому, что срыв потока всегда начинается в центре крыла, а кончики ещё держат и ла просто автоматически сам опускает нос уменьшая общий угол атаки крыла меньше за критичного !!!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Схемы управления ла
| |
| − |
| |
| − | Метод управления по принципу скоса струи воздуха управляющими рулями в противоположную сторону увеличения аэродинамической силы или момента опрокидывания по третьему закону Ньютона относительно точки центра масс ла!!!
| |
| − |
| |
| − | где коэф.продольной устойчивости горизонтального оперения----- Aго=(Sстаб/Sкр)(b/CAXкр) и оптимальная центровка ла----- Хцм=50%САХкрAго!
| |
| − |
| |
| − | 1) бойцовка-полукопия при Аго=0.4-0.5 центровка Хцм=(20-25)%САХ ----- углы отклонения аэрорулей +- 15гр от нейтрали по крену "элеронами" развитыми по всей длине крыла при ширине 0.2САХкр, хвостовой стабилизатор по тангажу рулем высоты-"элеватором" при ширине 0.4САХстаб !
| |
| − |
| |
| − | 2) стреловидное летающее крыло центровка Хцм=(15-20)%САХ ----- углы отклонения аэрорулей +- 5гр от нейтрали по крену и тангажу "элевонами" развитыми по всей длине крыла при ширине 0.2САХкр !
| |
| − |
| |
| − | 3) пилотажный мотопланер при Аго=0.7-0.8 центровка Хцм=(35-40)%САХ ----- углы отклонения аэрорулей +-10гр от нейтрали по крену и тангажу "флаперонами" развитыми по всей длине крыла методом изменения кривизны профиля при ширине 0.33САХкр , хвост не задействован!
| |
| − |
| |
| − | 4) паритель при Аго=1.0-1.2 центровка Хцм=(50-60)%САХ ----- углы отклонения аэрорулей +- 10гр от нейтрали полноповоротным хвостовым стабилизатором по тангажу и килем по рысканию-"рудером", крылья не используются!
| |
| − |
| |
| − | 5) классическая пилотажка при Аго=0.6 центровка Хцм=30%САХ----- углы отклонения аэрорулей +- 15гр от нейтрали по крену "элеронами" при ширине 0.25САХкр и длиной во всю консоль крыла, стабилизатор по тангажу "рулём высоты" при ширине 0.5САХстаб, киль по рысканию рулём направления-"рудером" при ширине 0.5САХкиль !
| |
| − |
| |
| − | 6) утка при Аго=0.3 центровка Хцм=15%САХ ----- углы отклонения аэрорулей +- 7гр от нейтрали по крену и тангажу "элевонами" развитыми по всей длине крыла при ширине 0.25САХкр !
| |
| − |
| |
| − | 7) БПЛА типа мотопланер с толкающей ВМГ на пилоне за крылом при Аго=0.6-0.7 центровка Хцм=(30-35)%САХ--------углы отклонения аэрорулей +- 10гр от нейтрали по крену "элеронами" при ширине 0.2САХкр и длиной в полконсоли крыла, "закрылки" при ширине 0.2САХкр и длиной в полконсоли крыла, стабилизатор по тангажу "рулём высоты" при ширине 0.33САХстаб, киль по рысканию рулём направления-"рудером" при ширине 0.33САХкиль !
| |
| − |
| |
| − | 8) двухмоторный грузовик при Аго=0.5-0.6 центровка Хцм=(25-30)%САХ--------углы отклонения аэрорулей +- 12гр от нейтрали по крену "элеронами" при ширине 0.2САХкр и длиной в полконсоли крыла, "закрылки" при ширине 0.2САХкр и длиной в полконсоли крыла, стабилизатор по тангажу "рулём высоты" при ширине 0.4САХстаб, киль по рысканию рулём направления-"рудером" при ширине 0.4САХкиль !
| |
| − |
| |
| − | 9) квадрокоптер по Х схеме----разнотягом парой моторов в сторону опрокидывания по тангажу-"питч" и крену-"ролл", рыскание-"яв" реактивным моментом по диагонали!
| |
| − |
| |
| − | [[Файл:элерон.jpg]]
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | [[Файл:электро4.jpg]]
| |
