Аэродинамика-ликбез - История изменений

176.15.164.39 в 07:39, 25 января 2026

2026-01-25T07:39:14Z

Expertx в 14:12, 3 января 2026

2026-01-03T14:12:41Z

Expertx в 15:00, 26 декабря 2025

2025-12-26T15:00:33Z

Expertx в 12:34, 26 декабря 2025

2025-12-26T12:34:39Z

Expertx в 12:25, 26 декабря 2025

2025-12-26T12:25:01Z

Expertx в 12:19, 26 декабря 2025

2025-12-26T12:19:32Z

Expertx в 11:49, 26 декабря 2025

2025-12-26T11:49:16Z

Expertx в 11:47, 26 декабря 2025

2025-12-26T11:47:00Z

Expertx в 11:31, 26 декабря 2025

2025-12-26T11:31:34Z

Expertx в 09:47, 26 декабря 2025

2025-12-26T09:47:17Z

@@ Строка 52: / Строка 52: @@
-Текущий коэф. подъёмной силы эмпирически ''Су=0.1а+10Ккрив=(0.1--2.0)''----где "а"=*= угол атаки потока на крыло в градусах,  Крив----коэф. кривизны средней линии профиля, как соотношение высоты горба к САХ! Угол атаки полного срыва потока  а=*=10Сумах!!!
+Текущий коэф. подъёмной силы эмпирически ''Су=0.1а+10Ккрив=(0.1--2.0)''----где рабочий угол атаки потока на крыло в градусах "а"=*=(1--10)гр,  Крив----коэф. кривизны средней линии профиля, как соотношение высоты горба к САХ! Угол атаки полного срыва потока  а=*=10 Сумах!
 Fy--подъёмная сила крыла в Ньютонах
@@ Строка 62: / Строка 62: @@
 V--скорость набегающего потока в м/с
-   ''Fy=(0.5pо V^2) (Cy Sкр)'' -----вектор подъёмной силы направлен вверх поперечно потоку, то есть перпендикулярно вектору скорости полёта!
+   ''Fy=(0.5 pо V^2) (Cy Sкр)'' -----вектор подъёмной силы направлен вверх поперечно потоку, то есть перпендикулярно вектору скорости полёта!
-удельная нагрузка на крыло   '''mg/Sкр=0.5Cy pо V^2=constanta!'''-----это основной параметр летательного аппарата в Н/м2 эквивалентно г/дм2 для моделей
+Удельная нагрузка на крыло   '''mg/Sкр=0.5 Cy pо V^2=constanta'''!-----это основной параметр летательного аппарата в Н/м2 эквивалентно г/дм2 для моделей
@@ Строка 88: / Строка 88: @@
 [[Файл:воздух.jpg]]
-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)''' !
 При Ре менее 100 000  типично для малых авиамоделей характеристики обтекания того же профиля и Аэродинамическое Качество сильно отличаются от уже Ре= 10 000 000 для малой авиации!
@@ Строка 100: / Строка 100: @@
 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 форм всех элементов ЛА отличается от геометрического на удвоенную толщину погранслоя'''! Например при типичной размерности ширины крыла САХ=20см и при относительной толщине профиля --10%=20мм истинная толщина вместе с воздушным одеялом получается уже 20мм+2х1мм=22мм, то есть профильное сопротивление и трение вырастают по всей поверхности крыльев, фюзеляжа и всего хвостового оперения сразу в  среднем в 1.1раза и поэтому '''для авиамодельной размерности доля силы общего лобового сопротивления также вырастает на 10% и текущей тяги в полёте при той же мощности ВМГ надо уже на 10% больше и  поправочный коэф. К*=1.1----Fтяги=Fсопротив=Fмин 1.1Кх, а вот воздушная скорость полёта ЛА соответственно  уменьшается на те же 10% от теоретической и Vгор= Vсвал 0.9 Кскор'''!!!
+'''Истинный аэродинамический профиль форм всех элементов ЛА отличается от геометрического на удвоенную толщину погранслоя'''! Например при типичной размерности ширины крыла САХ=20см и при относительной толщине профиля --10%=20мм истинная толщина вместе с воздушным одеялом получается уже 20мм+2х1мм=22мм, то есть профильное сопротивление и трение вырастают по всей поверхности крыльев, фюзеляжа и всего хвостового оперения сразу в  среднем в 1.1раза и поэтому '''для авиамодельной размерности доля силы общего лобового сопротивления также вырастает на 10% и текущей тяги в полёте при той же мощности ВМГ надо уже на 10% больше и  поправочный коэф. "К"=1.1----Fтяги=Fх="1.1" Fмин  Кх, а вот воздушная скорость полёта ЛА соответственно  уменьшается на те же 10% от теоретической и Vгор="0.9" Кск Vсвал'''!!!
-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=Vпот^2/rкрив'' по закону Ньютона вызывая лишнее сопротивление и потерю кинетической энергии струи воздуха в виде донного сопротивления и завихрений----профильное сопротивление миделя Схмид авиамодели в 2--3 раза больше чем у полноразмерной авиации и АКмах уменьшенной копии всегда меньше в те же 2--3 раза, а значит и соответсвенно '''летучесть''' в целом тоже!
+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=Vпот^2/rкрив'' по закону Ньютона вызывая лишнее сопротивление и потерю кинетической энергии струи воздуха в виде донного сопротивления и завихрений----профильное сопротивление миделя Схмид авиамодели в 2--3 раза больше чем у полноразмерной авиации и АКмах уменьшенной копии всегда меньше в те же 2--3 раза, а значит и соответственно '''летучесть''' в целом тоже!
-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 !
-  размер мелких летающих насекомых---зона обтекания крыла 1000РЕ(вообще непонятно почему они летают----современных внятных объяснений нет)
+  размер мелких летающих насекомых---зона обтекания крыла 1000 РЕ(вообще непонятно почему они летают----современных внятных объяснений нет!)
   крупные насекомые(нанодроны)----от 10--до 20 тысяч Ре всё плохо
@@ Строка 203: / Строка 203: @@
 ) Продольная устойчивость ла по тангажу это самовосстановление угла атаки крыла при возмущении на поворот относительно поперечной оси-0Y проходящей через точку центра масс всего ла----'''для самолётов Хцм=(25--30)%САХ''', для лк Хцм=(15--20)%САХ !
-Система устойчива при условии размещения центра масс спереди фокуса момента всёх аэросил на (5--15)%САХ,  это обеспечивает хвостовое оперение у ла  и продольная  вэ образность в 1--3 градусов! Смотри статью "ТАУ"
+Система устойчива при условии размещения центра масс спереди фокуса момента всёх аэросил на (5--15)%САХ,  это обеспечивает хвостовое оперение у ЛА  и продольная  вэ образность в 1--3 градусов! Смотри статью "ТАУ"
 ) Поперечная устойчивость по крену это самовосстановление угла крыла по крену при возмущении на поворот
@@ Строка 215: / Строка 215: @@
 Поэтому не стоит превышать соотношение площадей боковых проекции  сзади к спереди цм ла в 2--3 раза!
-) Колебательная неустойчивость наоборот, зависит от взаимовлияния избыточной поперечной и недостаточной курсовой ---зигзагообразный полёт "змейкой"![https://www.youtube.com/watch?v=UVsIbHJwG3k]
+) Колебательная неустойчивость по рысканью наоборот, зависит от взаимовлияния избыточной поперечной и недостаточной курсовой ---зигзагообразный полёт "змейкой"![https://www.youtube.com/watch?v=UVsIbHJwG3k]
-−
-  При предельно передней центровке самолёт сверхустойчив, но мало управляем, а при предельно задней центровке сверх управляем. но критически мало устойчив!!!
+  При предельно передней центровке 0.38 Аго самолёт сверхустойчив, но мало управляем, а при предельно задней центровке 0.62 Аго сверх управляем. но критически мало устойчив-----оптимальная балансировка крылатого ЛА всегда 0.5 Аго!!!
@@ Строка 230: / Строка 230: @@
 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.
-"аэро-торчки" это поперечные потоку паразитные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
+"аэро-торчки" это поперечные потоку паразитные элементы ЛА типа не убираемые стойка шасси с колёсом1.1, лыжей1.1, поплавком1.1, подкос1.1, расчалка1.1, антенны+видеокамеры1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=Кэлемента степень кол-во=Кэл^n'''
-  на практике '''АКмах=*=(1.1нано--1.4микро--1.6мини--2миди--2.6макси--3.2мега)Кудл/Ктор Сумах=Как Кудл,'''
+  на практике '''АКмах=*=(1.1нано--1.4микро--1.6мини--2миди--2.7макси--3.2мега)Кудл/Ктор Сумах=Как Кудл,'''
 где Как=Кмасш/Ктор Сумах -----это эмпирический коэф. типа авиамодели и зависит от аэродинамической компоновки и формы, а АКмах прямо пропорционально '''удлинению крыла Кудл=Sкр/CAX^2''', для

@@ Строка 232: / Строка 232: @@
 "аэро-торчки" это поперечные потоку паразитные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
-  на практике '''АКмах=*=(1.0нано--1.3микро--1.6мини--2миди--2.5макси--3.2мега)Кудл/Ктор Сумах=Как Кудл,'''
+  на практике '''АКмах=*=(1.1нано--1.4микро--1.6мини--2миди--2.6макси--3.2мега)Кудл/Ктор Сумах=Как Кудл,'''
 где Как=Кмасш/Ктор Сумах -----это эмпирический коэф. типа авиамодели и зависит от аэродинамической компоновки и формы, а АКмах прямо пропорционально '''удлинению крыла Кудл=Sкр/CAX^2''', для

@@ Строка 72: / Строка 72: @@
   Fх=(0.5pо V^2) (Схмид Sмид), где мидель это произведение максимальной площади сечения тела на коэф. аэродинамического лобового
   сопротивления----вектор силы направлен вдоль потока!
-  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.25 pо Ктор Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''=*='''(0.25чистое--0.3шасси) ро Sх Vпол^2'''
+  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.25 pо Сумах Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''=*='''0.25 ро Сумах Sх Vпол^2'''
 Для плосковыпуклого профиля крыла самолёта с шасси---- ''Fx=mg(0.78Кск)^1.5/АКмах''=*='''0.67 Fмин(Тст АКмах)^0.75'''
@@ Строка 232: / Строка 230: @@
 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=*=(1.0нано--1.3микро--1.6мини--2миди--2.5макси--3.2мега)Кудл/Ктор Сумах=Как Кудл'''
+"аэро-торчки" это поперечные потоку паразитные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
------где Как это эмпирический коэф. типа авиамодели и зависит от аэродинамической компоновки и формы, а АКмах прямо пропорционально '''удлинению крыла Кудл=Sкр/CAX^2''', для
+где Как=Кмасш/Ктор Сумах -----это эмпирический коэф. типа авиамодели и зависит от аэродинамической компоновки и формы, а АКмах прямо пропорционально '''удлинению крыла Кудл=Sкр/CAX^2''', для
 мотопарителей-вогнутовыпуклый профиль крыла----Как=0.9

@@ Строка 73: / Строка 73: @@
   сопротивления----вектор силы направлен вдоль потока!
-"аэро-торчки" это поперечные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.25, лыжами1.2, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
+"аэро-торчки" это поперечные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
-  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.25 pо Ктор Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''=*='''ро Sх Vпол^2/Пишасси '''
+  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.25 pо Ктор Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''=*='''(0.25чистое--0.3шасси) ро Sх Vпол^2'''
 Для плосковыпуклого профиля крыла самолёта с шасси---- ''Fx=mg(0.78Кск)^1.5/АКмах''=*='''0.67 Fмин(Тст АКмах)^0.75'''

@@ Строка 73: / Строка 73: @@
   сопротивления----вектор силы направлен вдоль потока!
-"аэро-торчки" это поперечные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
+"аэро-торчки" это поперечные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.25, лыжами1.2, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
-  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.31 pо Ктор Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''='''ро Ктор Sх Vпол^2/Пи'''
+  ''Fx=0.5 pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.25 pо Ктор Vпол^2 (Cумах Sкр/АКмах)''=*='''ро Sх Vпол^2/Пишасси '''
 Для плосковыпуклого профиля крыла самолёта с шасси---- ''Fx=mg(0.78Кск)^1.5/АКмах''=*='''0.67 Fмин(Тст АКмах)^0.75'''

@@ Строка 75: / Строка 75: @@
 "аэро-торчки" это поперечные элементы ЛА типа не убираемые шасси с колёсами1.2, лыжами1.1, поплавками1.3, подкосы1.1, расчалки1.1, видео   камеры1.1, антенны1.1, подвесной груз1.1!---'''общий коэф. всех торчков Ктор=произведение Кэлемента'''
-  ''Fx=0.5pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.5pо Vпл^2 Cуопт Sкр Кск^2/АКтек=0.5pо (1.25Vсв)^2 (0.64Cумах) Sкр Ктор Сумах Кск/АКмах=0.5pо Сумах Ктор Vсв Vпол (Cумах Sкр/АКмах)''='''0.62 ро Ктор Sх Vсв Vпол'''
+  ''Fx=0.5pо Vпол^2 Cxтек Sкр=0.5pо Vпл^2 Cуопт Sкр Кск^2/АКтек=0.5pо (1.25Vсв)^2 (0.64Cумах) Sкр Ктор Сумах Кск/АКмах=0.5pо Сумах Ктор Vсв Vпол (Cумах Sкр/АКмах)''='''0.5 ро Сумах Ктор Sх Vсв Vпол'''
 Для плосковыпуклого профиля крыла самолёта с шасси---- ''Fx=mg(0.78Кск)^1.5/АКмах''=*='''0.67 Fмин(Тст АКмах)^0.75'''