Рассуждения о природе подъемной силы крыла

[Anatoliy.]

Тем не менее, раз продувки были реальные, я готов выполнить свою часть сделки и месяц отдохнуть, если mpn заткнулся на месяц и День космонавтики форум встретит без его потока сознания!

Не спешите на покой.
Всё дело в аэродинамической трубе.
При нормальных (людских) углах атаки каждая аэродинамическая труба имеет свой поправочный коэффициент.
А если углы атаки неразумно конские, то в той аэродинамической трубе происходят черти какие процессы.,
Поскольку при таких идиотских углах атаки, да простят меня бернуллеверы, после встречи с такой перекошенной "перегородкой" поток так сильно отклонится, что начнет взаимодействовать со стенками. Может возникнуть и экранный эффект, и многое чего.

Причем, чем размеры продуваемой модели меньше поперечных размеров аэродинамической трубы, тем меньше искажений будет при замерах.
В закрытом канале аэродинамической трубе надо продувать модель раз в 20 меньше поперечного сечения трубы.
Заметьте, если продувают большую модель, то в районе модели аэродинамическая труба открыта.
Так что надо узнать про ту трубу по больше, а потом делать какие то умозаключения.

 

[Sergey_Sh]

Что-то поляры у вас подозрительно гладкие.

если на поляре нет срыва потока, то это не имеет отношение к крылу, т.к. такого крыла не бывает. в трубе можно крутить любой профиль и получить таблицу показателей, но это не значит, что в максимальных значениях профиль будет работать как крыло. по этому графики Су к альфе на 360 это верчение доски в потоке, интересны только рабочие диапазоны.

зачем нам 45 градусов, когда на 95 Сх в три с половиной раза больше чем Су. это не значит что такое крыло можно использовать для полетов.
профили naca 0009 v naca 0012 это профили стабилизаторов, которые работают на отрицательных углах. R создает кобрирующий момент, стабилизатор в силу своего наименования пикирующий. А что бы вел себя хорошо, профиль ему симметричный.

 

[tern]

если на поляре нет срыва потока, то это не имеет отношение к крылу, т.к. такого крыла не бывает. в трубе можно крутить любой профиль и получить таблицу показателей, но это не значит, что в максимальных значениях профиль будет работать как крыло.

Это всё верно, но я имел в виду другое. Измерение реальных величин практически никогда не укладываются в гладкие линии (кривые или прямые) на графике. Всегда имеются отклонения в ту или иную сторону и реальная поляра получается ломаной. А вот вычислительный расчёт как раз таки этим отличаeтся: все красиво и хорошо.

Поэтому у меня сомнения, что те гладкие графики получены в результате продувки в трубе.

 

[Чечако]

Поэтому у меня сомнения, что те гладкие графики получены в результате продувки в трубе.

По всякому бывает.
После продувок (многоразовых) положение каждой точки уточняется по РАЗНЫМ методикам "сглаживания", от привлечения теории вероятности, до простого подбора. Сталкивался (не в аэродинамике), с разницей в точности графиков, в 4-5% от таблиц результатов опытов... и сам рисовал.
Для начальства-покрасивей, но менее точно, для пользователей-точнее/ближе к практике, но "горбатее", для студметодичек-"от руки".
Рекомендация: пользоваться ЦАГИевскими и NACAвскими, 30- 40-х годов, когда "обработка" результатов-велась... единообразно у нас, и по другому, но опять же-единообразно, у "них".
Ежели точность-критичный параметр.
А на "нет", и суда-нет.

 

[казак]

это профили стабилизаторов, которые работают на отрицательных углах. R создает кобрирующий момент, стабилизатор в силу своего наименования пикирующий. А что бы вел себя хорошо, профиль ему симметричный.

Ну хорошенько подумайте , какой момент фюзеляжа с крылом будет стабилизировать стабилизатор , если установочный угол его отрицательный ?

 

[казак]

Теперь, чтоб прекратить глупейшие рассуждения про импульсную теорию Ньютона в отношении аэродинамической силы (подчеркиваю, имеется ввиду именно ньютоновская импульсная теория) сообщу с прискорбием для некоторых, что сер Ньютон сильно ошибался, что и было тысячу раз подтверждено многочисленными исследователями какими бы они теориями ни пользовались.
Ошибка Ньютона была в том, что он оперировал исключительно частицами взаимодействующими только с нижней поверхностью именно плоской пластины, а не аэродинамического профиля.
Поэтому почитатели именно этой ньютоновской теории вкорячили взятый с потолка увеличивающий коэффициент равный "3" (трем).

Сэр Ньютон не ошибался ..Когда он выводил свои зависимости взаимодействия воздуха и поверхностей , крыла с его нижней и верхней поверхностями не было даже в проекте ,Исаак обсчитывал аэродинамическое влияние ветра на здания , т.е. ветровую нагрузку .. А вот объясните что такое Су введённый его последователями ? Для чего он нужен ? Не честней вкорячить в формулу 3 и считать новые аэродинамические творения приблизительно ?

 

[mdp-shnik]

А вот объясните что такое Су введённый его последователями ?

Как бы мы ни изучали обтекание тел, всегда будет присутствовать зависимость сил от ро*V^2*S. Но она всё равно не даёт правильного результата. Ввели к-ент Су и рассчитывают или измеряют его.
Аналогичные зависимости приходится учитывать при расчёте воздушных винтов, например к-ент мощности be при расчёте мощности N = be*ро*n^3*D^5. Этот чёртов коэффициент просто измеряют.

 

[Иванов]

mdp-shnik
А Вы догадались, почему ( по данной Вами ссылке ) опыт с дискретными струйками, обтекающими профиль в "дымовой камере" не корректен?

Наблюдаемое запаздывание струек под профилем интригует, НО... В реальности такого обтекания наблюдать не получится...

 

[казак]

Наблюдаемое запаздывание струек под профилем интригует, НО... В реальности такого обтекания наблюдать не получится...

Меня смущает , что воздух ускоряется сверху прямой стеной , ведь если присутствует ускорение над профилем из-за бОльшей разности давлений в начале и в конце профиля сверху , по сравнению снизу , сдвиг обтекания должен быть заметен толко вблизи профиля некоторой ступенькой , а выше обтекание должно несколько отставать..

 

[Чечако]

Меня смущает , ...

Меня смущает:
... что говоря о ПС, все! норовят написать об ускорении! воздуха, в... горизонтальной или близкой к ней поверхности профиля, а вовсе не вертикальной плоскости. А в вертикальной пл-ти, всё сводится к СКОРОСТИ ( а вовсе не ускорению) за крылом, т.е. все-таки ВЕРТИКАЛЬНОЙ составляющей скоса потока.
Скорости и ускорения в горизонтальной плоскости- хоть тресни, в БОЛЬШЕЙ степени (раз в 10-15) противостоят тяге, а не весу ЛА.
"В чем СИЛА, брат?"

В качестве аналога статического и динамического давлений воздуха, можно взять сопроматовские "нормальные" и "квсвтельные" напряжения материала, особенно при резании. Воздух - не полный аналог железяки, Но, единицы измерения напряжения и давления - ОДИНАКОВЫ,
Поскольку и то и другое-среда.

 

[Иванов]

Меня смущает , что воздух ускоряется сверху прямой стеной , ведь если присутствует ускорение над профилем из-за бОльшей разности давлений в начале и в конце профиля сверху , по сравнению снизу , сдвиг обтекания должен быть заметен толко вблизи профиля некоторой ступенькой , а выше обтекание должно несколько отставать..

Разгадка -в устройстве " дымовой камеры".
Здесь уже кто-то высказывался по диффузору и конфузору...

 

[казак]

Разгадка -в устройстве " дымовой камеры".
Здесь уже кто-то высказывался по диффузору и конфузору...

Т.е. картинка обыкновенное жульничество ..Но зачем и кому это нужно ? Кроме частных сиюминутных интересов кучки лиц для чего то ?

 

[Иванов]

Т.е. картинка обыкновенное жульничество ..Но зачем и кому это нужно ? Кроме частных сиюминутных интересов кучки лиц для чего то ?

Почему, сразу, жульничество...?
Это реальная картинка обтекания профиля крыла в "дымовой камере" короткими струйками.
Но, она получается с запаздыванием нижних струек только благодаря устройству этой камеры.

Такие - контр-интуитивные опыты в аэродинамике встречаются довольно часто. Как правило, "фокус" состоит в дополнительных условиях проведения опыта или не очевидных силах, возникающих в сложной системе.
Например, "вертушка Фейнмана"...

Яндекс — поиск по видео

yandex.ru

 

[mpn]

Причем, это влияние, как правило, более значительнее чем влияние процессов с нижней стороны крыла (профиля).

То что было выше - прочитал.
Более значительно это сколько? и откуда информация?

 

[mpn]

Меня смущает , что воздух ускоряется сверху прямой стеной , ведь если присутствует ускорение над профилем из-за бОльшей разности давлений в начале и в конце профиля сверху , по сравнению снизу , сдвиг обтекания должен быть заметен толко вблизи профиля некоторой ступенькой , а выше обтекание должно несколько отставать..

Это мультик. Сделано это двумя фонариками
Верхний фонарик двигают чуть быстрей по дымовым струйкам и подсветка идет быстрей,
а нижний фонарик двигают чуть медленнее по дымовым струйкам и подсветка струек идет медленнее.
Жульничество за которое можно сесть лет на пять!

 

[mpn]

Притягиваются частицы разноимённо заряженные , а если молекулы располагаются в объёме друг вокруг друга , имея отталкивающие силы , вырваться из связей и куда то лететь в одиночку самостоятельно не могут..

Все верно! Только вы забываете тот факт, что если они не могут вырваться при отталкивании, то их что-то ограничивает из вне - например стенки объема, в котором они находяться или что то еще. А то у вас чушь получается. Вы к примеру отталкиваетесь от пружины, она отталкивает вас, а вы кричите: я не могу вырваться?

 

[mpn]

Поляра нужна для определения наивыгоднейших условий полета, когда достигается максимальное аэродинамическое качество.

Смешно!
Поляру строят (рисуют) для того, чтобы более наглядно отобразить результаты провудок профиля в АТД. Запомнили!???
Поляра - это отчет по результатам продувок. За которые вы например заплатили деньги.
И по этой причине поляра должна отражать то, что было с крылом в АДТ на самом деле. А вот что вы потом будете делать с этой информацией - это ваше личное дело.
Так вот:
При продувке профилей и плоских пластин в АДТ, ПС растет до УА=+45°.
И если вы заплатили деньги, а вам рисуют, что ПС после УА=+18...22° начинает уменьшаться, то можете смело подтереться такой полярой. Ее место в унитазе.
-----
Если ваш маломощный движок на вашем самолете - не может протолкнуть ваш самолет через возросшее лобовое сопротивление при полете на УА=+18...22°...... и у вас из -за этого началась потеря воздушной скорости и затем началось уменьшение ПС, то к продувкам крыла в АДТ - это не имеет никакого отношения.

 

[mpn]

Если всмотреться в поведение коэффициента Су, то его максимальное значение не находится при 45 градусов угла атаки, а конкретно максимум приходится на угол примерно плюс 12 градусов.

Дурдом крепчал, а танки наши быстры!

 

[Anatoliy.]

Более значительно это сколько? и откуда информация?

Имеющий глаза да увидит.
Имеющий ум да поймет.

Процессы происходящие на верхней плоскости крыла весьма капризны и всякая фигня на ней приводит к потере подъемной силы крыла гораздо (в разы) больше чем если бы эту фигню разместили на нижней плоскости крыла.
Например, снизу крыла чего только не подвешивают, и обтекатели механизации крыла, и дополнительные баки, и двигатели, и всякие контейнеры и прочее сбрасываемое оборудование и вооружение.
Если что то лишнее появляется на верхней плоскости крыла, то самолет может вообще не взлететь.
Но это слишком сложно понять для Вас.
Можно это же подсмотреть на планирующем парашюте.
Под куполом куча веревочек, но они слабо мешают планировать парашюту. Только вносят дополнительное сопротивление.
А попробуйте пришить к верхней поверхности хотя бы тканевые рюшечки, и Ваш парашют превратится из планирующего в обычный тормозной парашют для вертикального спуска.
Следовательно, верхняя поверхность парашютного крыла играет главную роль по сравнению с нижней кучерявой от веревочек поверхности.
Не учет доминирующего влияния верхней поверхности крыла на подъемную силу привел Ньютона к ошибочной теории создания подъемной силы.

 

[mpn]

Этот чёртов коэффициент просто измеряют.

Этот коэффициент высчитывают, для дальнейшего использования как подгонку под правильный ответ.
И этот коэффициент говорит о том, что те, кто занимаются аэродинамикой - не имеют ни малейшего понятия: как на крыле образуется ПС.