Специальные цены   новые товары
Закрытая тема
Показано с 1 по 9 из 9

Вопросы по Аэродинамике

Тема раздела Самолеты с ДВС. Общие вопросы в категории Cамолёты - ДВС; Добрый вечер. 1. Поясните, пожалуйста, что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного ...

  1. #1

    Регистрация
    29.01.2004
    Адрес
    Шахты
    Возраст
    58
    Сообщений
    302

    Вопросы по Аэродинамике

    Добрый вечер.
    1. Поясните, пожалуйста, что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
    Вопрос, собственно возник из непонятки (для меня): зачем в таблицах аэродинамических коэффициентов профилей, Cxa старательно расписывают по альфа и Re, более того, даже раздельно указывают коэффициены сопротивления сил давление и сил трения, точек перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для верхней и нижней сторон профиля, как например в программе xFoil, а когда дело касается поляры самолёта, всё это богатство, как то, по боку?
    Записывают:
    Cxa = Cx0 + ACya^2;
    Cxa с-та = Cxвр + Cxi
    Причём, Cxвр, куда и входит коэффициент профильного сопротивления, уже функцией альфа или Cya не рассматривается.
    Cxp сводят лишь к коэффициенту сопротивления сил трения, определяя точку перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному по усреднённым графикам или формулам…
    Вопрос собственно вот в чём: можно ли в построении поляры модели самолёта учитывать Cxp как функцию альфа и Re (Re = 100000 … 1000000; M = 0) в том виде, как его считает xFoil, или необходим пересчёт к конечному удлинению, если да, то, как это делается (нигде не встречал даже упоминания о таком), или всем этим богатством пользоваться нельзя вообще с конечным удлинением?
    Речь идёт о не совсем грубых или прикидочных расчётах.

    2. Как считаются удлинение, сужение, САХ, стреловидности по кромкам, по линиям ¼ и максимальных толщин несущих и управляющих поверхностей с нелинейными кромками?
    Имеется в виду рекомендации по практическому расчёту.

  2.  
  3. #2

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только...

  4. #3

    Регистрация
    14.11.2004
    Адрес
    Москва, Восточная Щербинка
    Возраст
    39
    Сообщений
    536
    Цитата Сообщение от Pro_Off Посмотреть сообщение
    1. Поясните, пожалуйста, что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
    С профильным ничего, на то оно и профильное чтоб зависеть только от профиля. А вот индуктивное зависит от удленнения, поскольку при его изменении зависит характер обтекания.
    Вопрос, собственно возник из непонятки (для меня): зачем в таблицах аэродинамических коэффициентов профилей, Cxa старательно расписывают по альфа и Re, более того, даже раздельно указывают коэффициены сопротивления сил давление и сил трения, точек перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для верхней и нижней сторон профиля, как например в программе xFoil, а когда дело касается поляры самолёта, всё это богатство, как то, по боку?
    Записывают:
    Cxa = Cx0 + ACya^2;
    Cxa с-та = Cxвр + Cxi
    Причём, Cxвр, куда и входит коэффициент профильного сопротивления, уже функцией альфа или Cya не рассматривается.
    Получить для самолета все это очень дорого и сложно, поэтому "'этого богатства" просто нет. Конкретный самолет обычно характеризуется на заданном режиме, поэтому та поляра которую Вы можете увидеть всегда со ссылкой например на Re, тоесть заданные усовия полета.

    Cxp сводят лишь к коэффициенту сопротивления сил трения, определяя точку перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному по усреднённым графикам или формулам…
    Что есть Сxp, а то я о чемнибудь другом могу подумать.

    Вопрос собственно вот в чём: можно ли в построении поляры модели самолёта учитывать Cxp как функцию альфа и Re (Re = 100000 … 1000000; M = 0) в том виде, как его считает xFoil, или необходим пересчёт к конечному удлинению, если да, то, как это делается (нигде не встречал даже упоминания о таком), или всем этим богатством пользоваться нельзя вообще с конечным удлинением?
    Речь идёт о не совсем грубых или прикидочных расчётах.
    Все зависит от точности желаймых результатов. Поляра профиля полученная xFoil достаточно приближенная, поляра крыла набранная таким профилем хуже чем у профиля(причем чем мешьше удлиннение тем меньше у них общего), поляра модели с крылом набранным этим профилем еще "хуже", тоесть в нашем случае сильно отличаеися. Вот так

    2. Как считаются удлинение, сужение, САХ, стреловидности по кромкам, по линиям ¼ и максимальных толщин несущих и управляющих поверхностей с нелинейными кромками?
    Имеется в виду рекомендации по практическому расчёту.
    САХ = Sкр/Lкр, площадь как считать все знают. Удлинение= Lкр/САХ. Крыло модет быть любым, хоть спералевидным, главно площадь посчитать.

    Чтоб не напрягать народ пишите мне в личку.

  5. #4

    Регистрация
    29.01.2004
    Адрес
    Шахты
    Возраст
    58
    Сообщений
    302
    Цитата Сообщение от pakhomov4 Посмотреть сообщение
    Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только...
    Это из области виртуального моделизма. Занимаюсь этим в свободное от денег время…
    Коль уж на замусоривание хаты стружкой средств не хватает, а Чего-то хочется, решил «Вспомнить всё» и посчитать модельку, что нарисовал давно, но никак не соберусь начать. Для определённости: хоббийная пилотажка.
    Достал весь свой букинистический запас – пыли наделал на две пилотаги , а дальше поляр пока не продвинулся. Да и то, по вопросам, надеюсь понятно, каковы успехи.
    Цитата Сообщение от klen_s Посмотреть сообщение
    Что есть Сxp, а то я о чемнибудь другом могу подумать.
    Я пропустил индекс «а», прошу прощения. Речь, конечно же, идёт о скоростной системе координат.
    Под Cxap подразумевал пофильную составляющую коэффициента лобового сопротивления крыла конечного размаха.
    Цитата Сообщение от klen_s Посмотреть сообщение
    САХ = Sкр/Lкр, площадь как считать все знают.
    Если речь о прямоугольном крыле – более чем согласен. У него хорда в любом сечении параллельном продольной оси самолёта – САХ и может быть подсчитана так, однако, если крыло в плане отлично от прямоугольника, то Ваш способ определения неверен. В общем случае то, что Вы так подсчитываете, называется средней геометрической хордой (bср).
    Цитата Сообщение от klen_s Посмотреть сообщение
    Удлинение= Lкр/САХ.
    Более принята, по моему, формула:
    Удлинение (ламда) = Lкр^2/Sкр.

  6.  
  7. #5

    Регистрация
    06.08.2003
    Адрес
    Королев
    Возраст
    55
    Сообщений
    1,672
    Вообще-то профильное сопротивление зависит от числа Re. Зависимость обратная, похожая на экспоненциальную (рост при уменьшении Re ниже 100000 - 150000). Актуально для планеров, ограничивает максимальное удлинение крыла.

  8. #6
    Давно не был
    Регистрация
    11.12.2002
    Адрес
    Москва
    Возраст
    62
    Сообщений
    9,373
    Цитата Сообщение от Pro_Off Посмотреть сообщение
    что случается с профильным сопротивлением крыла при переходе от крыла бесконечного удлинения к крылу конечного размаха?
    Читай на страницах 35-39 в книге Мерзликина.

  9. #7

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    [quote=Pro_Off;294156]
    Цитата Сообщение от pakhomov4 Посмотреть сообщение
    Только один вопрос - зачем ЭТО надо? Без обид только...
    Это из области виртуального моделизма. Занимаюсь этим в свободное от денег время…

    Ну, в стане тэорэтиков прибавление Эх-ма...

  10.  
  11. #8

    Регистрация
    29.01.2004
    Адрес
    Шахты
    Возраст
    58
    Сообщений
    302
    Цитата Сообщение от pakhomov4 Посмотреть сообщение
    Ну, в стане тэорэтиков прибавление Эх-ма...
    Аха-а-а.
    Принимайте, радостно, в свои объятия. Может, выживу ...

  12. #9

    Регистрация
    29.01.2004
    Адрес
    Шахты
    Возраст
    58
    Сообщений
    302
    Похоже, pakhomov4 махнул рукой (хоть не плюнул, надеюсь ).
    Не обижайтесь, пожалуйста.
    Помогите лучше.
    Материально не прошу (знаю, к Кому пошлют в лучшем случае или куда, в худшем), хотя бы медийно, как сейчас модно говорить.
    Сейчас считаю Cya max кр. Вот, нашёл распределение циркуляции по размаху в одной пыльной брошюре:
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: ____130.GIF
Просмотров: 36
Размер:	50.0 Кб
ID:	34233
    [«Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки» Новосибирск-1989г.]
    Только картинка маленькая и масштаб грубоват. Как мог, перевёл в электронный вид ближе к моему случаю:
    _____________________.rar
    Надёжи у меня на точность её, в результате, мало.
    Может, кто располагает аналитической зависимостью (формулой, короче), картинкой, получше или ссылочкой…
    Премного благодарен был бы, да и не я один, полагаю.

    P.S. Вышеупомянутые вопросы не снимаются, всё ещё актуальны.

    To Вячеслав Старухин.
    Благодарю за представленную ссылку.
    К сожалению, дальше качественной картины и общих формул в книге дело не идёт.
    Хотелось бы более мелких подробностей в этом вопросе.

Закрытая тема

Похожие темы

  1. Спецам по аэродинамике :-)
    от myname в разделе Электролеты. Общие вопросы
    Ответов: 12
    Последнее сообщение: 24.09.2009, 21:21
  2. Об экспериментах по аэродинамике малых скоростей.
    от Вячеслав Старухин в разделе На экспертизу
    Ответов: 15
    Последнее сообщение: 09.06.2007, 08:30
  3. Ищу вузовские учебники по аэродинамике.
    от slekh2 в разделе Самолеты с ДВС. Общие вопросы
    Ответов: 5
    Последнее сообщение: 19.03.2006, 11:43
  4. Ответов: 7
    Последнее сообщение: 30.08.2005, 14:59
  5. Учебник по аэродинамике
    от Бондаренко Павел в разделе Чертежи авиамоделей
    Ответов: 1
    Последнее сообщение: 06.08.2003, 16:22

Ваши права

  • Вы не можете создавать новые темы
  • Вы не можете отвечать в темах
  • Вы не можете прикреплять вложения
  • Вы не можете редактировать свои сообщения