asz
Я люблю летать и самолеты!
Тогда, у каждого своя аэродинамика... удачи.
Проектирование стреловидного крыла.
asz
Я люблю летать и самолеты!
...У перепелки такие же яйца как у курицы, ну только очч-чень маленькие (и пятнистые)...
я как раз таки чтоб от этих своих "домыслов" избавится и открыл данную ветку. Если бы разбирался на 5+ в аэродинамике то не сидел бы тут.
Если Вам нечего по теме сказать, то........ в общем и так далее.
- Откуда
- С-Петербург
ЧИТАЙТЕ СУДАРЬ,ЧИТАЙТЕ)))))))))))
asz
Я люблю летать и самолеты!
Дело в том что, действительно если брать сечения одинаковых по размаху и по хорде крыльев, с одинаковым профилем, одно из которых прямое другое стреловидное то Сумах. стр.=Сумах.прям*cosX. Но, как и Сумах сечения прямого крыла никогда не будет равным максимальному значению Сумакс крыла, которое зависит от удлинения, сужения, крутки и т.д.
Если же рассматривать стреловидное крыло, то картина распределения давления по размаху другая и если просто брать и считать что Су стрел.= cosX*Cy прямого будет глубочайшее заблуждение
Цитирую:
"И поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока текущая по нормали к передней кромке то у него меньше общая подьемная сила, а не Су"
- В формулах подъемной силы нигде нет составляющей VcosX, а присутствует V и Су- козффициент подъемной силы, или , если хотите единичное значение подъемной силы при единичном скоростном напоре и единичной площади на конкретной высоте и конкретном угле атаки.
Если же рассматривать стреловидное крыло, то картина распределения давления по размаху другая и если просто брать и считать что Су стрел.= cosX*Cy прямого будет глубочайшее заблуждение
Цитирую:
"И поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока текущая по нормали к передней кромке то у него меньше общая подьемная сила, а не Су"
- В формулах подъемной силы нигде нет составляющей VcosX, а присутствует V и Су- козффициент подъемной силы, или , если хотите единичное значение подъемной силы при единичном скоростном напоре и единичной площади на конкретной высоте и конкретном угле атаки.
asm. Давайте посчитаем не подъемную силу крыла, а макс Су крыла конечного размаха
1) Имеем прямое крыло:
Размах L=10м
Хорду В=1 м
Сужение=1
Удлинение=10
Су max профиля=1,4
Насколько я знаю Су прямого крыла конечного размаха считается так(поправьте если ошибаюсь):
Су=3,14*Удлин*(Су max*В/4*L)*А
Где А-коэффициент, учитывающий удлинение и сужение крыла и для крыла с сужением 1 и удлинением 10 и равный 1.2
3.14 *10*(1.4*1/4*10)*1,2=1,32
Су крыла=1,32
__________________________
2) А если имеем стреловидное крыло:
Размах L=10 м
Хорда В=1
Сужение=1
Удлинение=10
Су max профиля=1.4
Стреловидность =45 град
Как считать?
______________
Кроме того , натолкнулся на такую формулу расчета Су крыла конечного размаха
http://www.stroimsamolet.ru/011.php
Су=0.92*Су max*(1+соs х)/2
Где cos x стреловидность по 1/4 хорд
Для все того же прямого крыла получаем:
Передняя кромка прямая и стреловидность значит равна 0 град
соs 0=1
0.92*1,4*(1+1)/2=1.38
Су=1,38
Часть формулы, учитывающая стреловидность, а именно (1+соs х)/2 абсолютно не имеет погрешностей.
При прямой кромке крыла стреловидность о град.
cos 0=1. (1+1)/2=1. а 1 как множитель сумму не меняет как известно. Формула верна. А при расчете Су прямого крыла, эту часть формулы можно вообще отбросить, придя к Су=092*Су max
Но в этой формуле (Су=092*Су max) нет зависимости от УДЛИНЕНИЯ, (от сужения кстати тоже)..... А Су крыла очень зависит от удлинения. Получается что, 0,92 это СРЕДНИЙ коэфициент учитывающий СРЕДНЕЕ удлинение (и сужения) крыльев большинства СЛА, если не брать "крайности" в виде удлинений типа 3 и 15 и сужений более 2. Так что эта часть формулы дает приближенный ответ. В нашем случае увеличенный.
_____________________________________
А если для подсчета Су стреловидного крыла, эту формулу взять и "скомпилировать" с первой, отбросив эту "приближенную часть" и оставив часть, учитывающую стреловидность и придя к виду?
Су=3,14*Удлин*(Су max*В/4*L)*А*(1+соs х)/2
При выше упомянутых параметрах стреловидного крыла Су получится:
cоs 45= 0.7
1.32*(1+0.7)/2=1.1
Су=1.1
????????????????????????????????????????????
__________________________
В общем что то я намудрил.....Спецы! На помощь!
1) Имеем прямое крыло:
Размах L=10м
Хорду В=1 м
Сужение=1
Удлинение=10
Су max профиля=1,4
Насколько я знаю Су прямого крыла конечного размаха считается так(поправьте если ошибаюсь):
Су=3,14*Удлин*(Су max*В/4*L)*А
Где А-коэффициент, учитывающий удлинение и сужение крыла и для крыла с сужением 1 и удлинением 10 и равный 1.2
3.14 *10*(1.4*1/4*10)*1,2=1,32
Су крыла=1,32
__________________________
2) А если имеем стреловидное крыло:
Размах L=10 м
Хорда В=1
Сужение=1
Удлинение=10
Су max профиля=1.4
Стреловидность =45 град
Как считать?
______________
Кроме того , натолкнулся на такую формулу расчета Су крыла конечного размаха
http://www.stroimsamolet.ru/011.php
Су=0.92*Су max*(1+соs х)/2
Где cos x стреловидность по 1/4 хорд
Для все того же прямого крыла получаем:
Передняя кромка прямая и стреловидность значит равна 0 град
соs 0=1
0.92*1,4*(1+1)/2=1.38
Су=1,38
Часть формулы, учитывающая стреловидность, а именно (1+соs х)/2 абсолютно не имеет погрешностей.
При прямой кромке крыла стреловидность о град.
cos 0=1. (1+1)/2=1. а 1 как множитель сумму не меняет как известно. Формула верна. А при расчете Су прямого крыла, эту часть формулы можно вообще отбросить, придя к Су=092*Су max
Но в этой формуле (Су=092*Су max) нет зависимости от УДЛИНЕНИЯ, (от сужения кстати тоже)..... А Су крыла очень зависит от удлинения. Получается что, 0,92 это СРЕДНИЙ коэфициент учитывающий СРЕДНЕЕ удлинение (и сужения) крыльев большинства СЛА, если не брать "крайности" в виде удлинений типа 3 и 15 и сужений более 2. Так что эта часть формулы дает приближенный ответ. В нашем случае увеличенный.
_____________________________________
А если для подсчета Су стреловидного крыла, эту формулу взять и "скомпилировать" с первой, отбросив эту "приближенную часть" и оставив часть, учитывающую стреловидность и придя к виду?
Су=3,14*Удлин*(Су max*В/4*L)*А*(1+соs х)/2
При выше упомянутых параметрах стреловидного крыла Су получится:
cоs 45= 0.7
1.32*(1+0.7)/2=1.1
Су=1.1
????????????????????????????????????????????
__________________________
В общем что то я намудрил.....Спецы! На помощь!
Михаил-Нск
Мне сверху виднее!
- Откуда
- Новосибирск
Сказать то может и есть что. Вопрос кому? Хотите ли вы слушать? Вам же некогда, нужно срочно кнопочки на калькуляторе нажимать - ну как же, вот она заветная формула! А кто мне считать мешает - нафиг!
Для начала внятно ответьте себе и читателям этой ветки - на кой ляд нужно ститать стреловидное крыло?
Поясню зачем это нужно: стреловидность крыла на утках (Рутановских, например) и стреловидность около и сверхзвуковых самолетов - две большие разницы.
А до тех пор все ваши попытки жонглирования цифрами будут вызывать адекватную реакцию :STUPID ;D
asz
Я люблю летать и самолеты!
Не собираюсь проверять ваши формулы, хочу только сказать, что подобные расчеты всегда принимаются к сведению как руководство к действию, поскольку в аэродинамике пока, увы, не существует такого математического аппарата, способного соответствовать натурному моделированию. Не зря, специалисты редко пользуются данными профильных программ. Формулы очень хороши для представления описываемых явлений. Поэтому, когда считаете (а это надо делать) не принимайте результат как догму. Вы же не учитываете срединного и концевого эффекта стреловидного крыла, его упругости и многих других факторов.
А для стреловидного крыла 45 градусов, коэф. Су=1,1 будет явно большим. Кстати, Су стр.=Су прям * соsX(в квадрате)
В конце хочу присоединиться к мнению Михаила Н-ск:
"Для начала внятно ответьте себе и читателям этой ветки - на кой ляд нужно ститать стреловидное крыло?"
А для стреловидного крыла 45 градусов, коэф. Су=1,1 будет явно большим. Кстати, Су стр.=Су прям * соsX(в квадрате)
В конце хочу присоединиться к мнению Михаила Н-ск:
"Для начала внятно ответьте себе и читателям этой ветки - на кой ляд нужно ститать стреловидное крыло?"
Крыло мне нужно посчитать, так как хочу утку построить со стреловидным крылом.
Матящук Павел считавший утку Макарова:
"Я нашел отличный отчет с продувками GA(W)-2 и для пробы и его посчитал, для сравнения с этим экспериментом. Для понимания, насколько расчеты врут. Ниже – что из этого вышло, расчет наложен на приведенные в американском отчете характеристики. Сами можете судить о том, насколько стоит доверять расчетам и делать на их основе какие-то выводы"
Вложения
А вам ЕСТЬ что сказать то, по расчету стреловидного крыла? Глубоко сомневаюсь.
Вы правы. Ведь в тригонометрических функциях:
соsХ(в квадрате)= (1+сos2X)/2
Значит в приведенном мной источнике, в части формулы (1+сosX)/2 , была пропущена цифра 2.Вообще, занимаясь вопросами расчета пришел к выводу что многие издания для расчета СЛА грешат ошибками,( или опечатками)
www.aerodesign.ufsc.br/ipa/.../basic_design_of_flying_wing%20models.doc
http://www.google.pl/search?q=airfoils+for+tailless+airplanes&btnG=Szukaj&hl=pl&lr=&client=firefox-a&rls=org.mozilla%3Apl%3Aofficial&channel=s&sa=2
Бойцовку строите?
Считай как и прямое с сужением. В распределении направления потоков участвует только передняя кромка.
R
rjycfknbyu
Интересная формула. Откуда?
asz
Я люблю летать и самолеты!
У Егера "Проектирование самолетов" расписаны в главе 14
Sergey3963
Летать блинчиком действительно скучновато!
- Откуда
- Украина
Здравствуйте, уважаемый, Миг-17ф.
Случайно попал на Вашу ветку.
Вероятно, за 5 лет Вы остыли к схеме "утка". Если нет, то позвольте предложить Вашему вниманию эксперимент, касательно полемики с господином asz по ВО на стреловидных крыльях, который я проводил с одной из своих моделей. Возможно, найдете что-то полезное.
Именно по причине ухудшения аэродинамики с ростом стреловидности (и другой далее) мне было интересно узнать предельно минимальную стреловидность крыла при использовании винглет, или шайб (ВО) на концах крыла для такой схемы. Крыло имеет сужение - корневая хорда 23 см, концевая - 16 см, размах 103 см, линия навески элеронов с соответствующим сужением. Т.е. задняя линия даже немного отрицательная.
Далее, прямая навески элеронов продиктована дальнейшей целью применения механизации на крыле подобной геометрии, где она работает наиболее эффективно.
Шайбы имеют разворот около 3-х градусов вовнутрь передней кромкой. На мой взгляд, такой разворот существенно повышает курсовую устойчивость тем, что при возникновении скольжения возникает дифференциальный прирост сопротивления. Например, при скольжении вправо растет угол атаки и сопротивление на правой шайбе в то время, как на левой падает, что благотворно сказывается на курсовой устойчивости. Соответственно, чем большее удлинение, тем выше эффективность.
Подобная картина сохраняется и при установке шайб параллельно, т.к. перетекание в любом случае приводит к обдуву их под каким-либо углом, и в любом случае винглеты вносят свою лепту в курсовую устойчивость даже на прямых крыльях помимо уменьшения индуктивного сопротивления.
К слову заметить, что выше описанное крыло применялось на модели "флюгерной утки", ЦМ которой, находился позади фокуса всего ЛА (что значительно заднее обычной "утки" - около 0-5% корневой хорды - для эквивалентного крыла не считал), но даже в этом случае такая конфигурация справлялась с курсовой устойчивостью при прямом и обратном пилотаже.
https://www.facebook.com/video.php?v=312522835605899&l=5895005945870100117
Простите, что не удовлетворил Вашему пожеланию:
Случайно попал на Вашу ветку.
Вероятно, за 5 лет Вы остыли к схеме "утка". Если нет, то позвольте предложить Вашему вниманию эксперимент, касательно полемики с господином asz по ВО на стреловидных крыльях, который я проводил с одной из своих моделей. Возможно, найдете что-то полезное.
Именно по причине ухудшения аэродинамики с ростом стреловидности (и другой далее) мне было интересно узнать предельно минимальную стреловидность крыла при использовании винглет, или шайб (ВО) на концах крыла для такой схемы. Крыло имеет сужение - корневая хорда 23 см, концевая - 16 см, размах 103 см, линия навески элеронов с соответствующим сужением. Т.е. задняя линия даже немного отрицательная.
Далее, прямая навески элеронов продиктована дальнейшей целью применения механизации на крыле подобной геометрии, где она работает наиболее эффективно.
Шайбы имеют разворот около 3-х градусов вовнутрь передней кромкой. На мой взгляд, такой разворот существенно повышает курсовую устойчивость тем, что при возникновении скольжения возникает дифференциальный прирост сопротивления. Например, при скольжении вправо растет угол атаки и сопротивление на правой шайбе в то время, как на левой падает, что благотворно сказывается на курсовой устойчивости. Соответственно, чем большее удлинение, тем выше эффективность.
Подобная картина сохраняется и при установке шайб параллельно, т.к. перетекание в любом случае приводит к обдуву их под каким-либо углом, и в любом случае винглеты вносят свою лепту в курсовую устойчивость даже на прямых крыльях помимо уменьшения индуктивного сопротивления.
К слову заметить, что выше описанное крыло применялось на модели "флюгерной утки", ЦМ которой, находился позади фокуса всего ЛА (что значительно заднее обычной "утки" - около 0-5% корневой хорды - для эквивалентного крыла не считал), но даже в этом случае такая конфигурация справлялась с курсовой устойчивостью при прямом и обратном пилотаже.
https://www.facebook.com/video.php?v=312522835605899&l=5895005945870100117
Простите, что не удовлетворил Вашему пожеланию: