Профиль крыла

[Anatoliy.]

Только-только обсуждения на ветке принимают вменяеиый характер - тут же приходит исследователь аэродинамики,нажимающий на кнопки как обезьяна и требует внимания к своему бреду.Ужас какой-то. 

А почему Вы считаете, что меня не интересует этот вопрос?
В литературе сказано ЦД перемещается вперед при увеличении угла атаки.
Тут в этой теме мне говорят, что "естественно перемещается назад".
А практик это считает чушью.
Так что конкретно считать чушью:
1. То, что написали в книге?
2. То, что мне ответили в постах №1089 и №1096 ?
3. То, что я пользуюсь компьютерными программами, разработанными специалистами в аэродинамике?
4. То, что я пользуюсь компьютером, а не логарифмической линейкой?
5. Ваш вариант.

 

[Lapshin]

Школьная присказка:"Глядит в книгу,а видит - фигу",это Ваш вариант,милейший.
Кормить тролля мне как-то не к лицу,извините:при чтении включите голову,а расчет при помощи логарифмической линейки (а лучше - в уме) гораздо четче свяжет причины и следствия - у Вас с этим ощутимые проблемы.

 

[Anatoliy.]

Школьная присказка:"Глядит в книгу,а видит - фигу",это Ваш вариант,милейший.

Вот Вы какой сложный человек.
Ну объясните, пожалуйста, мне как прочесть книгу и не увидеть фигу.
Привожу еще раз фрагмент книжной мудрости.
А на счет вычислений без логарифмической линейки, то это мне не впервой, эт мы могЁм или мОгем.
А может Вы другие книжки читаете?
Ну, тогда пардон, не по адресу обратился.

 

[ВС.]

При таком профиле, при выпуске механизации изменяется кривизна профиля,  крыло само переходит на меньшие углы атаки, центр давления  уходит назад. Усиливается пикирующий момент крыла.  Какие вопросы?

 

[Anatoliy.]

При таком профиле, при выпуске механизации изменяется кривизна профиля,  крыло само переходит на меньшие углы атаки, центр давления  уходит назад. Усиливается пикирующий момент крыла.  Какие вопросы?

Спасибо за ответ.
Есть все же на форуме толковые люди и без наполеоновских замашек.
Мне этот вопрос был крайне важен.
В книжках написано все наоборот. Вот я и засомневался.
В своей конструкции "Эвереста" я планирую применить вновь разработанный профиль для киля с более дальним расположением ЦД. А при отклонении руля (выпуске закрылка) этот ЦД отодвигается аж на 61% от передней кромки увеличивая момент для компенсации реактивного момента от несущего винта.
Так что мои старания по разработке нового профиля все же не напрасны.

 

[maverick]

вновь разработанный профиль для киля с более дальним расположением ЦД

У симметричного профиля, который обычно применяют для киля, ЦД совпадает с координатой положения фокуса профиля и находится в пределах 0,24 САХ.

 

[Anatoliy.]

У симметричного профиля, который обычно применяют для киля, ЦД совпадает с координатой положения фокуса профиля и находится в пределах 0,24 САХ. 

И это я знаю, но мне нужен был профиль у которого ЦД смещен далеко назад.
Как Вы заметили в качестве профиля для киля летательных аппаратов обычно применяют симметричный профиль, но у меня стоит совершенно другая задача. Если у всех киль удерживает аппарат вдоль линии полета, то у меня надо компенсировать реактивный момент несущего винта. Вот в этом проблема.

 

[don migel]

При таком профиле, при выпуске механизации изменяется кривизна профиля,  [highlight]крыло само переходит на меньшие углы атаки[/highlight], центр давления  уходит назад. Усиливается пикирующий момент крыла.  Какие вопросы?

C чего это выпукло вогнутый профиль стал самостабилизирующимся как S-образный ?

 

[slav]

\\\\
C чего это выпукло вогнутый профиль стал самостабилизирующимся как S-образный ?

Не , он говорит,что пикирующим он становится!!!   

 

[Anatoliy.]

При таком профиле, при выпуске механизации изменяется кривизна профиля,[highlight]крыло само переходит на меньшие углы атаки,[/highlight] центр давленияуходит назад. Усиливается пикирующий момент крыла.Какие вопросы? 

Я думаю, что товарищ просто оговорился "[highlight]крыло само переходит на меньшие углы атаки[/highlight]".
Крыло "само" переходит на большие углы атаки - для этого и выпускают закрылки чтоб увеличить угол атаки и тем самым коэффициент Су.
А остальные критики как считают, куда смещается ЦД при увеличении угла атаки?
Как понимать рисунок из авиационной литературы, как ошибку?

 

[ВС.]

Крыло "само" переходит на большие углы атаки - для этого и выпускают закрылки чтоб увеличить угол атаки и тем самым коэффициент Су.

Критический угол атаки не меняется. Коэффициент Су возрастает из за значительно увеличившейся кривизны профиля. значительно увеличивается и Сх.  Сам центр давления при этом перемещается в эту зону где этот перегиб, то есть назад. При этом увеличивается пикирующий момент крыла, и как правило самолет опускает нос, но при этом "вспухает" что требует перестановки стабилизатора, или взятие ручки на себя(не всегда!).   Выпуск закрылков также несколько меняет  поток обтекающий оперение поэтому  суммарный момент может  быть не только пикирующим но и кабрирующим или  нулевым. Эти моменты лучше объяснят более знающие.
1)Про ЦД-однозначно лезет назад.
2)ЧТо делает при этом самолет-исключительно от параметров ГО зависит

 

[Anatoliy.]

C чего это выпукло вогнутый профиль стал самостабилизирующимся как S-образный ? 

Не могли ли Вы объяснить мне доходчиво в чем проявляется самостабилизирующее свойство S-образного профиля?
Вот характеристики двух профилей.
Зеленым цветом изображены характеристики профиля NACA 23012, а красным цветом характеристики S-образного профиля NACA 8-Н-12.
Может быть в той программе что то не учитывается?
Можете ли Вы дать мне ссылку на реальные характеристики такого или подобного S-образного профиля?
Заранее благодарен.

 

[ВС.]

Не могли ли Вы объяснить мне доходчиво в чем проявляется самостабилизирующее свойство S-образного профиля?

Фокус  на S на образном профиле должен быть расположен  позади ЦД , тогда приращение подъемной силы,приложенное в фокусе,создает обратный момент,возвращающий профиль к исходному углу.

 

[maverick]

Anatoliy. писал(а) Сегодня :: 07:30:43:Крыло "само" переходит на большие углы атаки - для этого и выпускают закрылки чтоб увеличить угол атаки и тем самым коэффициент Су.Критический угол атаки не меняется

Критический угол атаки при выпуске механизации уменьшается, так как уменьшается угол нулевой подъемной силы крыла. Альфа кр=57,3*Сумакс/а+альфа0

 

[lav]

Куда смещается центр приложения полной аэродинамической силы при отклонении закрылка?

Прежде чем начинать не спеша проектировать конвертоплан Вам надо не спеша усвоить понятия "фокус профиля", "фокус крыла" , "фокус ЛА" и тогда подобные вопросы отпадут сами собой! На форуме рассуждений на эту тему уйма!

 

[maverick]

C чего это выпукло вогнутый профиль стал самостабилизирующимся как S-образный ? 

Не могли ли Вы объяснить мне доходчиво в чем проявляется самостабилизирующее свойство S-образного профиля?
Вот характеристики двух профилей.
Зеленым цветом изображены характеристики профиля NACA 23012, а красным цветом характеристики S-образного профиля NACA 8-Н-12.
Может быть в той программе что то не учитывается?
Можете ли Вы дать мне ссылку на реальные характеристики такого или подобного S-образного профиля?
Заранее благодарен.

Анатолий, Вы бы хоть обращали внимание на каких Re Вы делаете виртуальные замеры величин. Re 0,5млн, который указан  на вашей проге куда меньше 1,7-2млн, который необходим СЛА.

 

[don migel]

Критический угол атаки не меняется. Коэффициент Су возрастает из за значительно увеличившейся кривизны профиля. значительно увеличивается и Сх.  Сам центр давления при этом перемещается в эту зону где этот перегиб, то есть назад.

Критический угол атаки  меняется,смотри аэродинамику. Центр давления может и сместился,НО его зависимость от угла атаки осталась прежней (с увеличением угла уходит вперёд).И вот здесь неразбериха от того относительно чего сравнивать профиль,от угла 0 подъёмной силы,от фактического угла атаки в данный момент,от Су потребный?

Можете ли Вы дать мне ссылку на реальные характеристики такого или подобного S-образного профиля?

http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/1946/naca-rb-l5k02.pdf

Не могли ли Вы объяснить мне доходчиво в чем проявляется самостабилизирующее свойство S-образного профиля?

Анатолий, про это уже тёрли много раз.Проще на летающем крыле,для установившегося горизонтального полёта Ц.Д.должен находиться в Ц.Т.Любое возмущение которое  привело к увеличению угла атаки , вызвало прирост подъёмной силы и смещение Ц,Д,, направление смещения зависит от профиля,соответственно относительно Ц.Т,создастся момент который у плоско выпуклого (выпукло вогнутого) вызовет ещё большее увеличение угла атаки ,а у S-образного наоборот уменьшит(востановит прежний).

 

[Lapshin]

Критический угол атакименяется,смотри аэродинамику. Центр давления может и сместился,НО его зависимость от угла атаки осталась прежней (с увеличением угла уходит вперёд).И вот здесь неразбериха от того относительно чего сравнивать профиль,от угла 0 подъёмной силы,от фактического угла атаки в данный момент,от Су потребный?

Поляры,знаете ли,выражают зависимость Су от Сх -это объективный показатель,в то время,как за нулевой угол относительно горизонтали принимают как линию,на которой располагается центр окружности,касающейся носка и хвостика профиля (лиия хорд),так и,например, прямую,на которую опирается положенный на нее профиль (характерно для выпукло-вогнутых и плосковыпуклых профилей,напр.тот же DFS от МАИ-223.Поэтому,совершенно безразлично,откуда мерять угол атаки:соответственно,никто и не заморачивается с изменением системы координат при выпуске механизации.Критический же угол атаки в первом приближении можно принять не изменяющимся при отклонении закрылка (хотя в большинстве случаев он незначительно падпет).

 

[Anatoliy.]

Куда смещается центр приложения полной аэродинамической силы при отклонении закрылка?

Прежде чем начинать не спеша проектировать конвертоплан Вам надо не спеша усвоить понятия "фокус профиля", "фокус крыла" , "фокус ЛА" и тогда подобные вопросы отпадут сами собой! На форуме рассуждений на эту тему уйма!

Спасибо за "дельный" совет.

Но если Вы заметили, я задавал совершенно другой вопрос.
Повторюсь.
Меня интересует поведение ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ или другими словами ТОЧКИ ПРИЛОЖЕНИЯ ПОЛНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СИЛЫ на профиле крыла, стабилизатора или киля и КОНКРЕТНЫХ формул определения его местоположения на профиле в КОНКРЕТНЫХ величинах.

Не получив ответа от местных гуру все это время рылся в интернете в поисках этих КОНКРЕТНЫХ ответов, но кроме того что что то, куда то смещается при каких то изменениях ничего не нашел.
Народ проектирующий летательные аппараты уж очень сильно озабочен фокусом профиля крыла и на такие мелочи как центр давления внимания не обращает.
Потому то так настойчиво посылают меня к фокусу крыла.
Но у меня совершенно другая задача.
Мне требуется вычислять момент от киля относительно оси вращения несущего винта и эта точка лежит очень далеко от обводов профиля киля и тем более от магической точки лежащей на хорде в 25% от передней кромки.

Так есть ли на форуме знающие специалисты по этому вопросу с конкретной методикой расчета?
Естественно с конкретными формулами.

Для разминки воображения прикрепляю видео вопрос.

Особо умных прошу меня не беспокоить, так как меня не менее умные уже послали к тем точкам, которые меня в данный момент не интересуют и в расчетах не смогут принять участие.

 

[maverick]

Анатолий ну что не понятно то. Возьмем к примеру 2 профиля  с Вашей картинки.  Симметричный Наса 0012- зеленый цвет и плосковыпуклый наса 4412 синий цвет. Так вот, у симметричного профиля координата фокуса совпадает с координатой ЦД поэтому  момент относительно этого самого фокуса равен 0. На 2ом графике виндно что кривая проходит через 0.
У плосковыпуклого наса4412 ЦД максимально назад смещен, из приведенного Вами семейства профилей, поэтому момент относительно фокуса профиля при нулевой подъемной силы равен так же макс значению  и сооответсвует примерно -0,09 при угле атаки нулевой подъемной силы -4гр. А при угле атаки в 0гр увеличивается до -0,1.