Редактирование: Аэродинамика для продвинутых-ликбез

Перейти к: навигация, поиск

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:
 
Различные теории подъёмной силы крыла---автор Книжников ВВ
 
Различные теории подъёмной силы крыла---автор Книжников ВВ
 
  
 
Ньютоновская механика
 
Ньютоновская механика
Строка 7: Строка 6:
  
 
  Куд= Sкр/CAX^2----это удлинение крыла
 
  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
 
  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
 
  аэрокачество отдельного идеального эллиптического или трапецевидного крыла АКмах=1.28Куд(1/Суопт)=2Куд/Сумах
  
Строка 15: Строка 16:
  
 
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!
 
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
 
Термодинамика
Строка 21: Строка 21:
 
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!
 
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/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 ----
+
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---
 
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---
Строка 32: Строка 32:
 
Соотношение дельты скоростей к скорости набегающего потока связан с квадратом числа Маха!!!
 
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.
 
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
 
Тепло
  
Помимо конвекции теплых струй воздуха от нагрева земной поверхности как вертикальный термик в котором парит планер и птицы существуют другие подъёмные явления!
+
Помимо конвекции теплых стуй 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.
 
  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.
Строка 42: Строка 41:
 
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 !
 
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 15-20% даёт ощутимый прирост АКмах и Сумах планера в целом!  
+
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 при том же угле атаки и скорости потока...
+
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
  
  
Строка 55: Строка 54:
 
2) при малых углах 10-12 гр и малой кривизне почти равную часть вносит реактивный закон Ньютона типа скос потока вниз!
 
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!
+
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!
 
4) при поперечном движении потока к пластине, где  угол атаки 90 гр действует сила полного динамического торможения потока  типа тормозного щитка!
Строка 66: Строка 65:
 
Академическая формула для расчёта АКмах по коэф. подъёмной силы, коэффициента приведённого сопротивления к площади крыла и удлинения крыла!  
 
Академическая формула для расчёта АКмах по коэф. подъёмной силы, коэффициента приведённого сопротивления к площади крыла и удлинения крыла!  
  
  АКмах=Суопт/Схобщ=Суопт/(Схвред+Схпроф+Суопт^2 /Пи Куд)=0.62Сумах/(Схвред+Схпроф+(0.62Сумах)^2 /3.14Куд)=0.62Сумах/(Схвред+Схпроф+0.122Сумах^2/Куд)
+
АКмах=Суопт/Схобщ=Суопт/(Схвред+Схпроф+Схинд)=1/((Схвред/Суопт)+(Схпроф/Суопт)+(Суопт/Пи Куд)),
+
для идеального крыла с бесконечным удлинением Суопт=0.38 Сумах^2, для реальных авиамоделей с Куд=(3--10)----Суопт=0.62 Сумах
+
  
Для авиамодельных профилей толщиной 8%-13%---соответственно симметричный Схпроф=(0.01--0.015), несимметричным двояковыпуклым Схпроф=(0.02--0.025),  
+
где Суопт=0.4Сумах! для сверхмалого удлинения крыла Куд=(3-4),
змееобразный Схпроф=(0.025--0.03), плосковыпуклый Схпроф=(0.03--0.035), вогнутовыпуклый Схпроф=(0.04--0.045)!
+
+
Хорошо видно, что вредное сопротивление фюзеляжа, хвостового оперения, шасси и аэроторчков сильно снижает АКмах и ещё надо разгибать профиль, чтобы уменьшить Схпроф!
+
  
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)
+
Суопт=0.5Сумах! для малого удлинения Куд=(5-7),
с неубирающимися шасси, видео подвесом и антеннами!!!
+
  
   
+
Суопт=0.6Сумах! для среднего удлинения Куд=(8-11),
 +
---------------------------------------------------
 +
Суопт=0.7Сумах! для большого удлинения Куд=(12-16)
 +
 
 +
Суопт=0.8Сумах! для  сверхбольшого удлинения Куд=(17-22)
 +
 
 +
тогда для БПЛА с Суопт=0.6Сумах--------АКмах=1/((Схвред+Схпроф)/0.6Сумах+(0.6Сумах/3.14Куд))=1/(1.6(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 Сумах=1 и Схпроф=0.02  ------АКмах=5/(1.0/108(0.01+0.02)/1.0)=5/(0.1+0.03х8)=5/0.34=14.7 единиц---
 +
 
 +
У авиамоделей приведённое Схвред=0.01 для планеров(палка с крыльями), Схвред=0.025 у аэрочистых самолётов и лк, Схвред=0.035 с шасси, подвесом или антеннами!!!
  
смотри статьи "Динамика-ликбез", "Динамика полёта крылатого ла-ликбез", "Расчёт самолёта-ликбез"
 
  
[[Файл:графическийметод.jpg]]
+
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
 
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  
+
  Штопор это срыв потока на конце крыла при переходе на за критичные углы атаки (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  
 
  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!!!
 
  переходом в вертикальное снижение с вращением по рысканью!!!
Строка 98: Строка 106:
 
2)аэродинамическая крутка изменением несущих свойств --- плавный переход от плосковыпуклого в комле к симметричному на конца крыльев
 
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!!!
+
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
+
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
 
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!
+
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 !!!
+
  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 !!!
 
+
   
 
+
[[Файл:электро4.jpg]]
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=(Сустаб Sстаб/Сукр Sкр)(b/CAXкр) фундаментальная формула предложена Книжниковым
+
оптимальная центровка ла----- Хцм=50% САХкр Aго!
+
 
+
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!
+

Пожалуйста, учтите, что любой ваш вклад в проект «Multicopter Wiki» может быть отредактирован или удалён другими участниками. Если вы не хотите, чтобы кто-либо изменял ваши тексты, не помещайте их сюда.
Вы также подтверждаете, что являетесь автором вносимых дополнений, или скопировали их из источника, допускающего свободное распространение и изменение своего содержимого (см. Multicopter Wiki:Авторское право). НЕ РАЗМЕЩАЙТЕ БЕЗ РАЗРЕШЕНИЯ ОХРАНЯЕМЫЕ АВТОРСКИМ ПРАВОМ МАТЕРИАЛЫ!

Личные инструменты
Пространства имён
Варианты
Действия
Навигация
Инструменты
Группа ВКонтакте