Редактирование: Аэродинамика-ликбез
Внимание. Вы не представились системе.
Ваш IP-адрес будет записан в историю изменений этой страницы.Правка может быть отменена. Пожалуйста, просмотрите сравнение версий, чтобы убедиться, что это именно те изменения, которые вас интересуют, и нажмите «Записать страницу», чтобы изменения вступили в силу.
Текущая версия | Ваш текст | ||
Строка 1: | Строка 1: | ||
аэродинамика--------автор Книжников ВВ | аэродинамика--------автор Книжников ВВ | ||
− | аэродинамика-----с латинского переводится как " воздушное | + | аэродинамика-----с латинского переводится как " воздушное движение"!!! |
Строка 28: | Строка 28: | ||
− | |||
− | + | Академическая формула Жуковского подъёмной силы крыла(лопасти) | |
− | + | Текущий коэф. подъёмной силы Су=0.1а+10Ккрив=(0.1-2.5)----где а угол атаки потока на крыло в градусах, Крив----коэф. кривизны средней линии профиля, как соотношение высоты горба к САХ! | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | Текущий коэф. подъёмной силы Су=0.1а+10Ккрив=(0.1 | + | |
Fy--подъёмная сила крыла в Ньютонах | Fy--подъёмная сила крыла в Ньютонах | ||
Строка 47: | Строка 41: | ||
v--скорость набегающего потока в м/с | v--скорость набегающего потока в м/с | ||
− | Fy=(Cy Sкр) (pо v^2/2) | + | Fy=(Cy Sкр) (pо v^2/2)-----где |
− | + | Cy Sкр--- это аэродинамическая площадь крыла | |
+ | ро v^2/2--- это динамическое давление | ||
+ | |||
+ | нагрузка на крыло m/Sкр=Cy pо v^2/2g=constanta-----основной параметр летательного аппарата | ||
Строка 58: | Строка 55: | ||
который сильно зависит от температуры воздуха и процентное соотношение химических загрязнений типа углекислого газа! | который сильно зависит от температуры воздуха и процентное соотношение химических загрязнений типа углекислого газа! | ||
− | Есть даже выражение жидкий воздух, обычно летом на жаре----как бы крылья плохо несут самолёт и он штопорит на крутых виражах и наоборот зимой на морозе воздух очень плотный и вязкий! Хорошая аналогия с медом---при холоде он густеет, а при жаре становится жидким и его липкость резко падает! | + | Есть даже выражение жидкий воздух, обычно летом на жаре----как бы крылья плохо несут самолёт и он штопорит на крутых виражах и наоборот зимой на морозе воздух очень плотный и вязкий! |
+ | |||
+ | Хорошая аналогия с медом---при холоде он густеет, а при жаре становится жидким и его липкость резко падает! | ||
Число Рейнольдса связывает скорость потока с путем трения как шириной лопасти или САХ крыла и коэффициента кинематической вязкости по эмпирической зависимости как Ре=70 х САХ(мм) х скорость потока (метры в секунду) ! | Число Рейнольдса связывает скорость потока с путем трения как шириной лопасти или САХ крыла и коэффициента кинематической вязкости по эмпирической зависимости как Ре=70 х САХ(мм) х скорость потока (метры в секунду) ! | ||
Строка 66: | Строка 65: | ||
поэтому условия обтекания на малых числах РЕ называется "аэро-болото" | поэтому условия обтекания на малых числах РЕ называется "аэро-болото" | ||
− | С уменьшением числа Ре АКмах планера падает по приближённой формуле АКмод равно АКсам деленную на корень кубический из линейного масштаба----например АК поршневого истребителя МИГ-3 равно 15 единиц, а модель в 12 масштабе имеет АКмод=АКсам/Кмас | + | С уменьшением числа Ре АКмах планера падает по приближённой формуле АКмод равно АКсам деленную на корень кубический из линейного масштаба----например АК поршневого истребителя МИГ-3 равно 15 единиц ,а модель в 12 масштабе имеет АКмод=АКсам/(Кмас)0.33=15/(12)0.33=6.3----- хуже в 2.3 раза и всего 6.3 единиц! |
Объясняется это явление законом "КУБ-КВАДРАТ", где с линейным ростом габаритов ла рабочие скорости растут, а значит сильно растёт число Рейнольдса и увеличивается Су и падает Сх из за изменения условий обтекания потоком, поэтому понятие автомодельность в авиации не работает! | Объясняется это явление законом "КУБ-КВАДРАТ", где с линейным ростом габаритов ла рабочие скорости растут, а значит сильно растёт число Рейнольдса и увеличивается Су и падает Сх из за изменения условий обтекания потоком, поэтому понятие автомодельность в авиации не работает! | ||
− | Из за вязкости толщина прилипшего пограничного слоя у моделей 1-1.5 мм и у большой авиации 10-12мм, но относительная толщина аэродинамического одеяла | + | Из за вязкости толщина прилипшего пограничного слоя у моделей 1-1.5 мм и у большой авиации 10-12мм, но относительная толщина аэродинамического одеяла обвалакивающего профиль крыла в авиации на порядок тоньше, чем у авиамоделей и лобовое сопротивление профиля Сх поэтому меньше и АК выше! |
Поэтому профиля полноразмерных ЛА сильно отличаются от авиамодельных в первую очередь относительной толщиной 5-10 % у моделей против 15-20% у пилотируемых прототипов----это также касается профилей лопастей , крыльев и оперения. | Поэтому профиля полноразмерных ЛА сильно отличаются от авиамодельных в первую очередь относительной толщиной 5-10 % у моделей против 15-20% у пилотируемых прототипов----это также касается профилей лопастей , крыльев и оперения. | ||
Истинный аэродинамический профиль крыла отличается от геометрического на удвоенную толщину погранслоя! | Истинный аэродинамический профиль крыла отличается от геометрического на удвоенную толщину погранслоя! | ||
− | Так как в модельной размерности аэродинамические элементы имеют очень маленький абсолютный радиус кривизны обтекаемого тела на целый порядок меньше, чем в полноразмерной авиации и поэтому поток преодолевает большие боковые центростремительные ускорения a= | + | Так как в модельной размерности аэродинамические элементы имеют очень маленький абсолютный радиус кривизны обтекаемого тела на целый порядок меньше, чем в полноразмерной авиации и поэтому поток преодолевает большие боковые центростремительные ускорения a=Vпот2/rкрив по закону Ньютона вызывая лишнее сопротивление и потерю кинетической энергии струи воздуха в виде донного сопротивления и завихрений----профильное сопротивление миделя!!! |
Именно поэтому над верхней поверхностью крыла не должно быть ни каких аэроторчков---качалки, рулевые тяги, антенны разрушают зону ламинарного обтекания и выключают из работы этот затенённый вихрем сектор крыла! Вся подвеска только под крылом ! | Именно поэтому над верхней поверхностью крыла не должно быть ни каких аэроторчков---качалки, рулевые тяги, антенны разрушают зону ламинарного обтекания и выключают из работы этот затенённый вихрем сектор крыла! Вся подвеска только под крылом ! | ||
Строка 90: | Строка 89: | ||
малая авиация (мегадроны)---5 000 000-10 000 000Ре отлично! | малая авиация (мегадроны)---5 000 000-10 000 000Ре отлично! | ||
− | + | [[Файл:рейнольдс.jpg]] | |
Строка 117: | Строка 116: | ||
Схкрыло=Схтрение +Схпрофиль+Схиндукция, где Схинд=Су^2/(Пи Куд) | Схкрыло=Схтрение +Схпрофиль+Схиндукция, где Схинд=Су^2/(Пи Куд) | ||
− | Так как индуктивное сопротивление прямо зависит от квадрата Су или квадрата синуса угла атаки и обратно удлинению крыла, то гоночные или с высокоскоростным крейсером самолёты летят на около нулевых углах и имеют малое удлинение крыла 4-6 единиц и почти симметричный тонкий профиль ---диапазон скоростей доходит до 3 | + | Так как индуктивное сопротивление прямо зависит от квадрата Су или квадрата синуса угла атаки и обратно удлинению крыла, то гоночные или с высокоскоростным крейсером самолёты летят на около нулевых углах и имеют малое удлинение крыла 4-6 единиц и почти симметричный тонкий профиль ---диапазон скоростей доходит до 3-4 у лк и 4-5 у классики с сильно энерговооруженными моторами! |
− | Все профили условно делятся на классический с относительно тупым скругленным лобиком и максимальной толщиной в районе четверти -трети средней аэродинамической хорды (САХ) и они имеют хорошие противоштопорные х-ки для работы в | + | Все профили условно делятся на классический с относительно тупым скругленным лобиком и максимальной толщиной в районе четверти -трети средней аэродинамической хорды (САХ) и они имеют хорошие противоштопорные х-ки для работы в турбализированном воздухе и затянутый срыв потока--- |
классические профиля популярны в пилотируемой любительской и учебной авиации типа СЛА, а также в авиамоделизме! | классические профиля популярны в пилотируемой любительской и учебной авиации типа СЛА, а также в авиамоделизме! | ||
− | И ламинизированые с острым скругленным носиком и максимальной толщиной в районе половины САХ, где длина ламинарного потока доходит до точки максимальной толщины и при малых углах атаки 3- 4 гр с ярко выраженным скачком АКмах в 1.5-2 раза больше, чем у классических профилей,но при этом резко срывные и скоростные, поэтому востребованы в спортивных пилотируемых планерах и гонках, а также в бпла и коммерческой грузовой авиации! | + | И ламинизированые с острым скругленным носиком и максимальной толщиной в районе половины САХ, где длина ламинарного потока доходит до точки максимальной толщины и при малых углах атаки 3- 4 гр с ярко выраженным скачком АКмах в 1.5-2 раза больше,чем у классических профилей,но при этом резко срывные и скоростные, поэтому востребованы в спортивных пилотируемых планерах и гонках, а также в бпла и коммерческой грузовой авиации! |
+ | |||
+ | Первый ламинизированый профиль предложил учёный Эйнштейн 100 лет назад! | ||
Но на практике требуется очень гладкая и жесткая поверхность крыла и высокая точность выполнения формы профиля, обычно это только композитное изготовление в отполированных матрицах корочек из тонких сендвичей и высокая стоимость производства! | Но на практике требуется очень гладкая и жесткая поверхность крыла и высокая точность выполнения формы профиля, обычно это только композитное изготовление в отполированных матрицах корочек из тонких сендвичей и высокая стоимость производства! | ||
− | Например для крыла модельной размерности с удлинением Куд=(6 | + | Например для крыла модельной размерности с удлинением Куд=(6 -8) единиц при Ре= 100 000 с классическими формами--- |
− | 1) | + | 1)несущий выпукло- вогнутый профиль аля птичий с кривизной средней линии 10% имеет оптимальный угол атаки а=6.5-7 градусов при |
− | Суопт=0.9-1.0, Сумах=1. | + | Суопт=0.9-1.0, Сумах=1.4-1.6 и Схпроф=0.04-0.045 поэтому сильно плужит! |
− | 2) крыло с классическим несущим плосковыпуклым профилем толщиной 12-14 | + | 2) крыло с классическим несущим плосковыпуклым профилем толщиной 12-14% имеет оптимальный угол с максимальным АК порядка а=5.5-6 гр при Суопт=0.7-0.8, Сумах=1.1-1.2 и Схпроф=0.03-0.035! |
Строка 141: | Строка 142: | ||
− | 5) у само-балансирующего змееобразного профиля для летающих крыльев получается эквивалент несимметричного и оптимальный угол 4-5 гр Особенность этой формы--- из-за | + | 5) у само-балансирующего змееобразного профиля для летающих крыльев получается эквивалент несимметричного и оптимальный угол 4-5 гр Особенность этой формы--- из-за отогнутости хвостика вверх отсутствует скос потока вниз за крылом. |
− | + | [[Файл:профиля.jpg]] | |
Центр давления профиля | Центр давления профиля | ||
− | Коэф.изменения положения центра давления См крыла показывает куда смещается центр давления | + | Коэф.изменения положения центра давления См крыла показывает куда смещается центр давления профиля от угла атаки! |
См классического симметричного профиля постоянен и обычно располагается на 25% САХ и не зависит от угла атаки----это важно на больших скоростях для устойчивости. | См классического симметричного профиля постоянен и обычно располагается на 25% САХ и не зависит от угла атаки----это важно на больших скоростях для устойчивости. | ||
Строка 156: | Строка 157: | ||
При полёте на максимальной скорости или на крейсере в турболизированой подстилающей поверхности атмосферы всегда приподнимать флапероны наверх на 5- | При полёте на максимальной скорости или на крейсере в турболизированой подстилающей поверхности атмосферы всегда приподнимать флапероны наверх на 5- | ||
− | 10 гр для плосковыпуклого профиля превращая его в | + | 10 гр для плосковыпуклого профиля превращая его в змеевидный для большей устойчивости по тангажу ла типа классики! |
АК | АК | ||
− | Аэродинамическое качество----это планирующее свойство летательного аппарата, как оценка его совершенств, чем выше AK тем дальше путь L пролетит ла с высоты H! | + | Аэродинамическое качество---- это планирующее свойство летательного аппарата,как оценка его совершенств,чем выше AK тем дальше путь L пролетит ла с высоты H!!! |
В принципе крыло планера условно можно назвать движителем который преобразует потенциальную энергию высоты в длину пройденного пути ----чем выше АКмах тем дальше улетим, особенно это важно при отказе вмг на самолёте при долёте на безопасную ровную площадку при штатной аварийной ситуации! | В принципе крыло планера условно можно назвать движителем который преобразует потенциальную энергию высоты в длину пройденного пути ----чем выше АКмах тем дальше улетим, особенно это важно при отказе вмг на самолёте при долёте на безопасную ровную площадку при штатной аварийной ситуации! | ||
− | AK=Cy/Cx=mg/Fx=L/H= | + | AK=Cy/Cx=mg/Fx=L/H=Vx/Vy-----это тождество применяется для пересчёта физических параметров ла!!! |
Максимальное АК определяет наивыгоднейший угол атаки крыла или лопасти к набегающему потоку и зависит от профиля и удлинения крыла или лопасти----функция АК всегда имеет ярко выраженный горб горки максимального значения от угла атаки! | Максимальное АК определяет наивыгоднейший угол атаки крыла или лопасти к набегающему потоку и зависит от профиля и удлинения крыла или лопасти----функция АК всегда имеет ярко выраженный горб горки максимального значения от угла атаки! | ||
− | на практике АКмах=Как Куд----- пропорционально удлинению крыла Куд=Sкр/CAX^2 | + | на практике АКмах=Как Куд----- пропорционально удлинению крыла Куд=Sкр/CAX^2 |
− | + | для моделей самолётов с шасси и грузовым подвесом плосковыпуклый профиль крыла----АКмах=1Куд | |
− | + | для тренера-бойцовки плосковыпуклый профиль -----АКмах=1.1Куд | |
− | + | для пилотажки с шасси несимметричный двояковыпуклый -----АКмах=1.2Куд | |
− | + | для аэродинамически зализанных бпла несимметричный двояковыпуклый ---- АКмах=1.3Куд | |
− | + | для мотопарителей вогнутовыпуклый --------АКмах=1.4Куд | |
− | + | для летающих коротких крыльев с фюзеляжем со змееобразным профилем АКмах=1.5Куд | |
− | + | для гоночных мотопланеров-хотлайнеров с симметричным ламинизированым АКмах=1.6Куд | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | гоночных мотопланеров-хотлайнеров с симметричным ламинизированым АКмах=1. | + | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | для гоночных самолётов с симметричным классическим АКмах=1.8Куд | |
− | дисколётов (они же автожиры) АКмах=3!!! | + | для дисколётов (они же автожиры) АКмах=3!!! |
Удлинение крыла условно называют малым или короткокрылым если оно меньше 5 единиц , до 10 называют среднем, до 15 большим, до 20 уже сверх длинными ! но на практике сделать легкими крылья с удлинением больше 20 единиц технологически очень сложно из за сопромата,то есть прочность на изгиб и кручение крыла при перегрузке! | Удлинение крыла условно называют малым или короткокрылым если оно меньше 5 единиц , до 10 называют среднем, до 15 большим, до 20 уже сверх длинными ! но на практике сделать легкими крылья с удлинением больше 20 единиц технологически очень сложно из за сопромата,то есть прочность на изгиб и кручение крыла при перегрузке! | ||
Строка 225: | Строка 220: | ||
Ветро-пробиваемость | Ветро-пробиваемость | ||
− | Ветро-пробиваемость ла характеризуется как соотношение | + | Ветро-пробиваемость ла характеризуется как соотношение массы аппарата к произведению Сх к миделю всего ла или площади поперечного сечения |
− | -----например тем тяжелее планер и тоньше профиль крыла и уже фюзеляж,гладкая поверхность и минимум паразитных аэроторчков типа качалок, расчалок, поперечных антенн и стоек, тем выше это соотношение и больше ветро-пробиваемость! | + | -----например тем тяжелее планер и тоньше профиль крыла и уже фюзеляж,гладкая поверхность и минимум паразитных аэроторчков типа качалок, расчалок, поперечных антенн и стоек, |
+ | тем выше это соотношение и больше ветро-пробиваемость! | ||
Vпол=(2 Fx/pо Cxмид Sмид)^0.5=(2mg /ро Cу Sкр)^0.5 | Vпол=(2 Fx/pо Cxмид Sмид)^0.5=(2mg /ро Cу Sкр)^0.5 | ||
Строка 239: | Строка 235: | ||
типичные Сх от формы элемента для авиамоделей---- | типичные Сх от формы элемента для авиамоделей---- | ||
− | круглое веретено с удлинением 10 вдоль потока- | + | круглое веретено с удлинением 10 вдоль потока-0.1 |
− | квадратное веретено- | + | квадратное веретено-0.15 |
− | прямоугольное веретено- | + | прямоугольное веретено-0.2 |
− | эллипсоид с удлинением три- | + | эллипсоид с удлинением три-0.25 |
− | кокон Книжникова | + | кокон Книжникова-0.3 |
− | + | яйцо-0.4 | |
− | + | шар-0.5 | |
− | + | колесо-0.6 | |
− | + | стойка профилированная поперёк потока-0.2 | |
− | + | нить плетённая д=0.5мм-1.4 | |
− | + | проволка д=2мм-1 | |
− | + | пластина-2! | |
− | |||
− | + | Высотность | |
− | + | На практике на высоте уровня моря при максимальной плотности воздуха в 1.25 кг на м3 разогнать ла свыше 400 км в час очень энергетически затратное дело из за быстро нарастающего лобового сопротивления | |
+ | Fx=0.5pо v^2 Cxмид Sмид=0.5pо v^2 Cx Sкр=0.5pо v^2 Cуопт Sкр (Кск)^Х/АКмах=mg (Кск)^1.5/АКмах---для плосковыпуклого профиля крыла самолёта с шасси на уровне моря | ||
− | + | ----выход лезть на высоту, где воздух более разряжен и можно разогнаться больше при той же тяге движка ! | |
+ | Например на высоте 10км плотность воздуха уже одна треть от земной и равна 0.42 кг на м3 ----поэтому там и летают грузопассажирские авиалайнеры со скоростью 900 км в час при тяговооружёности на крейсере всего 0.1-0.15 ---- пропульсивный коэффициент как квадрат соотношение скорости движения ла в вязкой среде к скорости отброшенной струи очень высок 0.75-0.8 чем и оправдано применение тврд или импеллеров в большой авиации. | ||
− | |||
− | |||
− | |||
− | + | Аэроторчки | |
− | + | При очень низких числах Рейнольдса 100-1000 малых элементов поперек потока типа антенны, стойки шасси, колеса, качалки, подкосы Сх скачкообразно высок из за липкого обтекания по сравнению с коэф сопротивлением тех же деталей при средних числах ре 100 000--300 000 в большой авиации----поэтому любой аэроторчок на авиамоделях сильно портит картину обтекания и ухудшает аэродинамическое качество! Если есть возможность что-то спрятать внутри фюзеляжа или в объёме крыла, то это лучший вариант или ходя бы разместить необходимый наружный элемент вдоль потока. | |
− | |||
− | + | Обтекатель и стекатель | |
− | ---- | + | Для уменьшения так называемого донного сопротивления обязательно нужно ставить плавный обтекатель спереди и стекатель сзади ! |
− | + | Желательно профилировать даже пластину стабилизатора и киля------то есть скруглять переднею кромку и заострять заднюю! | |
+ | Задняя кромка профиля крыла всегда должна быть сточена на ус или ножевидную форму -----это залог минимального профильного сопротивления крыла-----типичный пример это птицы. | ||
Строка 307: | Строка 301: | ||
5) Колебательная неустойчивость наоборот, зависит от взаимовлияния избыточной поперечной и недостаточной курсовой ---зигзагообразный полёт змейкой! | 5) Колебательная неустойчивость наоборот, зависит от взаимовлияния избыточной поперечной и недостаточной курсовой ---зигзагообразный полёт змейкой! | ||
− | |||
Летающее крыло-бесхвостка | Летающее крыло-бесхвостка | ||
Строка 377: | Строка 370: | ||
более подробно смотри статью "аэродинамика для продвинутых" | более подробно смотри статью "аэродинамика для продвинутых" | ||
+ | |||
+ | [[Файл:микролк.jpg]] |