Редактирование: Аэродинамика для продвинутых-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: | ||
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 | + | 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 | + | 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 | + | 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 | + | 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+Схинд)=1/((Схвред/Суопт)+(Схпроф/Суопт)+(Суопт/Пи Куд)), | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | где Суопт=0.4Сумах! для сверхмалого удлинения крыла Куд=(3-4), | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | Суопт=0.5Сумах! для малого удлинения Куд=(5-7), | |
− | + | ||
− | + | 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!!! | ||
− | |||
− | + | 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 | + | 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 | + | 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 | + | 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 | + | 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]] | |
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + | ||
− | + |