Специальные цены   новые товары
+ Ответить в теме
Страница 25 из 32 ПерваяПервая ... 15 23 24 25 26 27 ... ПоследняяПоследняя
Показано с 961 по 1,000 из 1255

Аэродинамика летающих крыльев

Тема раздела Летающие крылья в категории Cамолёты - Общий; Как балансировать без крутки?...

  1. #961

    Регистрация
    21.02.2003
    Адрес
    Минск-Варшава-Чернигов
    Возраст
    51
    Сообщений
    10,778
    Записей в дневнике
    447
    Как балансировать без крутки?

  2.  
  3. #962

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    У нас уже лето поэтому доделал до готовности к полетам. Попытался сделать настолько оптимально насколько это понимаю на данный момент. Два метра размаха. Сужение 0.5. Стреловидность 22 по четвертьхордам. Крутка 4 - под скорость 15мсек. Корневая хорда 320мм. Концевая хорда 160мм. В фюзе свободно помещается два аккумулятора 5000 3S. Кили будут уменьшаться до оптимального размера. В данном случае это действительно кили т.к. по определению они должны быть расположены вблизи плоскости симметрии.
    Миниатюры Миниатюры Нажмите на изображение для увеличения
Название: 4.jpg‎
Просмотров: 76
Размер:	90.4 Кб
ID:	1056905  

  4. #963
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    "Ушки" с элементами управления, создающие кобрирующий момент. Надо поспрашивать, если на кафедре остались снимки сбросить. Очень интересный проект был. Парень пользовался какими-то данными от немецких любителей ЛК. Сама система управления была оригинальная. В центре планера небольшое тело для размещения питания, приемника и трансляторов. Ушки содержали приемники и сервромеханизмы с компактным питанием для управления ушками по безпроводной связи от центрального приемника. Каждая консоль состояла из 4-х одинаковых секций + ушко. Довольно жидкая конструкция, тем не менее сделала больше 60 полетов с трансформациями. Каждая трансформация сопровождалась запуском с рук, потом затяжке. Для затяжки, под центральным телом размещалась планка с отверстиями для переустановки буксировочного крючка. В дальнейшем, он собирался сделать интегральную модель с электроприводом, не знаю. Уехал в другой конец страны.


    Миниатюры Красивая модель!

  5. #964

    Регистрация
    21.02.2003
    Адрес
    Минск-Варшава-Чернигов
    Возраст
    51
    Сообщений
    10,778
    Записей в дневнике
    447
    А, я помню, был такой проект. Динамическая балансировка, что то такое. Лет 10 назад читал. Там ещё кроме ворочающихся ущей ещё ЦТ ползал, специальный грузик был.

  6.  
  7. #965

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Цитата Сообщение от ДедЮз Посмотреть сообщение
    "Ушки" с элементами управления, создающие кобрирующий момент.
    А в чем глубокий смысл был? Просто стабилизация которых сейчас в любом лабазе на любой выбор или с целью уменьшения балансировочных потерь? Когда получается выигрыш такой же как можно получить увеличив размах на пару процентов.

  8. #966
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    "я помню, был такой проект" Балансировка естественно менялась, но не активно и без спецустройств. простым перемещением батарей в центре при настройке "с руки". Главная заморочка была внедрение современных высокоэффективных профилей в сферу ЛК. Все полеты снимались, замерялись, протоколировались. Т.к. при изменении стреловидности размах и площадь не менялись, то, на мой взгляд, ценность экспериментов была в выявлении сочитания геометрических параметров соответствующих наибольшему АК и наименьшей скорости снижения. Данные были получены и парень (зовут Нир) собирался делать классическое ЛК с высокоэффективным профилем.
    Никакие глубокие смыслы не преследовались, кроме выше озвученных. Ушки выполняли функции активного управления полетом в режиме элевонов.

  9. #967

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Это не инженерный подход. Во первых лучшие профили по сравнению с обычными дают мизерное преимущество. Всё дело не в профилях а в общей схеме. Во вторых ушки работают много хуже чем обычные элевоны размещенные там где нужно.

  10.  
  11. #968
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    Поэтому то и существует все многообразие техники и природы, чтобы неинженерные подходы давали дополнительные знания и двигали инженерию. Что вы называете обычным профилем, профилей тысячи. Для скоростей 8...20м/с всего 2-3 модельных профиля показывают АК окололо 50. Для больших чисел Ре их конечно больше. Дифференцируя конструкцию на крыло и ушки можно с высокой точностью определять все параметры крыла и все параметры дополнительных компонентов. Интегральная схема хороша совершенством конструкции, когда знаеш как избежать потерь и наверняка не совершаеш ошибок.

  12. #969

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Да хотел не о профилях сказать а о постановке эксперимента. Т.к. разница между профилями утонет в погрешностях эксперимента.
    Если нужно выбрать оптимальную стреловидность. Сначала берем калькулятор чтобы понять на что влияет угол стреловидности. cos от угла это будет грубо снижение эффективности крыла. sin увеличение устойчивости и уменьшение балансировочных потерь. Калькулятор говорит нам что sin растет равномерно до 30-40 градусов. cos начинает падать после 25 градусов.
    Если мы не доверяем калькулятору ишем в интернете данные по ЛК с лучшим А.качеством. Ме-163 угол стреловидности 23.3 по 1/4, 26 по передней кромке. Нортроп В-35 27 по передней кромке. Открываем книжку Капковского. Там есть статистика по моделям ЛК которая показывает значения в диапазоне 20-24. Вполне логично выбрать именно такую стреловидность т.е. 22-23. И отталкиваясь от этих цифр построить несколько моделей для экспериментов. Еще вариант сделать так как Нортроп который для натурных испытаний встроил в пилотируемый самолет возможность перенастраивать стреловидность на земле. Поможет простейшая конструкция из двух консолей соединенных шарнирно.

  13. #970
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    Неинженерный подход заключается в учете моментных характеристик профиля, они у всех профилей (кроме симметричных) разные. калькуляторы об этом знают, но молчат (в достоверности подобной методики проектирования сильно сомневаюсь, опыты были). Постоянная хорда по всему размаху и идеальное выдерживание геометрии ламинарного качественного профиля при известных АД параметрах всех конструкционных элементов (Сх/Су), включая фюзеляж, ушки и элементы соединений, позволяют наиболее точно оценить любые геометрические изменения (для данного профиля) и в дальнейшем использовать при применении данного профиля. Собственно, неинженерный подход кафедры АГД позволил парню выиграть вокансию на очень пристижном предприятии, которое создает лучшие беспилотники. Главный конструктор этой фирмы (земля пухом) тоже не признавал калькуляторов, тем не менее был многократным чемпионом СССР.

  14. #971

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Цитата Сообщение от ДедЮз Посмотреть сообщение
    Взяли ряд прямоугольных (удлинение порядка 1,5) одинаковых секций с профилем Ф.Колба и при помощи оригинальной системы соединений создавали различной стреловидности (условно, точнее ступенчатости) крылья с разными крутками.

    Вот эти ступеньки вызывают сильные сомнения.
    В чем сложность порезать нормальные крылья из пенопласта. Это занимает 10 минут.
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 14.04.2015 в 10:25.

  15. #972
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    Когда есть возможность установить все характеристики элемента, то и характеристики любых композиций из этих элементов становятся простой задачей с точным решением. Крылья и модели делаем разные, в том числе сендвичные F-3B/J, самолеты М1:2,8 и меньше для фристайла и др. В данном случае работа была не для спортивных целей а чисто экспериментальная.

  16. #973

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Конечно без практики теория мертва. Настраивал тут Игл гардиан 2D3D и пришла в голову мысль как обойтись для стабилизации по курсу одной парой элевонов. Достаточно правильно выставить PID в канале крена и можно обойтись без вертикальных стабилизирующих поверхностей. Как проэкспериментирую отпишусь.

  17. #974

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525

  18. #975

    Регистрация
    29.05.2009
    Адрес
    Екатеринбург
    Возраст
    49
    Сообщений
    72
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от DrRinkes Посмотреть сообщение
    Достаточно правильно выставить PID в канале крена и можно
    Сейчас Вы имеете крыло, которое мечется по курсу - насколько я понимаю. Хотите из него сделать крыло, которое будет метаться по крену, держа при этом курс - опять же, насколько я понимаю. Второе будет значительно лучше первого, да?

  19. #976

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Да где то так. Для беспилотника такая система конечно слабо подходит, но поэкспериментировать можно.
    Проблема еще в том, что при дестабилизации по крену мы получаем задержку реакции на скольжение при изменении курса - рыскании. Т.к. крен и рыскание это разные оси и связаны они с задержкой по времени. Это в общем то и есть причина неустойчивости "голландский шаг".
    Но можно попытаться "обмануть судьбу" и обойтись одной парой элевонов без дополнительных внешних микшеров. Если изначально использовать канал курса Игл гардиана 2D3D, и его встроенный микшер V-tail. В результате при изменении курса и скольжении элевоны будут доворачивать в сторону от поворота по курсу. Тем болеле, что в Игл гардиане есть встроенная функция скоординированного разворота " step on the ball". И кроме того, природная устойчивость ЛК по крену сохраниться.
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 21.04.2015 в 09:48.

  20. #977

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Вот интересный проект.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: Z03.jpg
Просмотров: 96
Размер:	180.3 Кб
ID:	1061139

    Там на второй странице выложен файлик с моделью для программы Nurflugel.

  21. #978

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Решил всё таки перевести статью др.Филипа Рэндолфа по сравнительному анализу эллиптического и BSLD распределений. Статья в RCSD 2014-06.
    Но сначала нужно разобраться в вопросе чтобы не допускать ошибок.

  22. #979

    Регистрация
    23.01.2011
    Адрес
    Минск
    Возраст
    46
    Сообщений
    1,345
    Облетал сегодня такого. Полетел сразу. Правда с ардупилотом. Все настройки по умолчанию. На малой скорости наблюдался голландский шаг. На высоте отключил автопилот. Летит хорошо, даже триммировать не пришлось. С рук запускать не удобно. Размах 2.2м При первых неудачных бросках оторвался с петель наружный элевон. Отключил второй и летал на внутренних. В будущем планирую их использовать как дифференциальные. Да, винглет нет. Не нравятся мне они
    Миниатюры Миниатюры Нажмите на изображение для увеличения
Название: IMG_1045_новый размер.JPG‎
Просмотров: 112
Размер:	99.1 Кб
ID:	1062843  

  23. #980

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Цитата Сообщение от DrRinkes Посмотреть сообщение
    Решил всё таки перевести статью др.Филипа Рэндолфа по сравнительному анализу эллиптического и BSLD распределений. Статья в RCSD 2014-06. Но сначала нужно разобраться в вопросе чтобы не допускать ошибок.
    Пока дело продвигается не очень быстро. Статья в основном сравнивает аэродинамику крыла нормальной схемы и крыла стреловидного ЛК, и надеюсь даст ответ: может ли стреловидное ЛК иметь эффективность (аэродинамическое качество и подъемную силу) не меньше чем у ЛА нормальной схемы. При этом предполагается что с основами аэродинамики читатели уже знакомы. Поэтому сначала приходится разбираться с основами.
    Что такое скос потока и что такое индуктивное сопротивление. Казалось бы за сто лет уже всё разложено по полочкам, но тут то как раз и начинаются парадоксы аэродинамики.
    Один из спорных терминов это индуктивное сопротивление крыла бесконечного размаха. Много раз уже обсуждался, и для специалистов с профильным образованием всё понятно, а для простых чайников как я ясности так и нет.
    К статье о профиле
    О индуктивном сопротивлении.
    Есть ли в этом какой то практический смысл? Если Индуктивное сопротивление крыла бесконечного размаха существует, то оно вероятно должно учитываться в поляре профиля (для бесконечного размаха). Смотрим, на поляре, на участок Сх в диапазоне Су 0,1-0,6. Видим что Сх меняется очень мало (почти по Даламберу). Логично считать, при Су=0 и Схi равен нулю. При росте Су в шесть раз - на 500% (от 0.1 до 0.6), видим рост Сх на 20% (0,2% от Су). Если даже предположить, что всё это и есть Схi, то в таком случае (если бы не было профильного сопротивления трения и давления), КПД крыла составил бы 99,8%. Что, в общем то, мало отличается от 100%, что было бы при отсутствии индуктивного сопротивления.
    Есть или нет индуктивное сопротивление у крыла бесконечного размаха, не столь существенно (если оно имеет такое малое значение), т.к. по причине наличия профильного сопротивления, аэродинамическое качество любого практического крыла ограничено величиной аэродинамического качества профиля. И максимальное аэродинамическое качество ЛА похоже уже достигло разумного предела. Например у лучших планеров АК около 60, а у лопасти вертолёта приблизительно 80.

    Следующие важные термины - скос потока и индуктивное сопротивление крыла конечного размаха.
    Вот тут есть популярная статья которая очень доступно всё объясняет не претендуя на научную подробность.
    http://avia-simply.ru/zakoncovki-krila-winglets/
    Тут казалось казалось бы всё просто, но есть некоторые парадоксы и здесь. Один умный человек сказал, что бы Вы не делали с законцовками, но на индуктивное сопротивление в основном влияет величина подъемной силы крыла и его удлинение.
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 29.04.2015 в 22:22.

  24. #981

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    59
    Сообщений
    2,642
    Цитата Сообщение от DrRinkes Посмотреть сообщение
    Если Индуктивное сопротивление крыла бесконечного размаха существует
    Не существует по определению. Аэродинамика - это геометрический образ континуального внутреннего мира абстрактной динамической системы , поэтому без специальной подготовки она осмыслению не подлежит.

  25. #982

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525

    Никто не удерживает их, кроме Аллаха. Воистину, в этом — знамение.

    Цитата Сообщение от DrRinkes Посмотреть сообщение
    Если Индуктивное сопротивление крыла бесконечного размаха существует
    Это было сказано чтобы не начался новый спор на пустом месте.

  26. #983

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    Аэродинамика - это геометрический образ континуального внутреннего мира абстрактной динамической системы

    Настолько абстракный, что некоторые теории как сломанные часы показывают точное время два раза в сутки.

    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    Не существует по определению.
    Цитата Сообщение от Lazy
    Господа...Не стоит забывать, что обтекание крыла есть процесс трёхмерный. Присутсвует оччень неприятная компонента стекания потока по размаху (даже для крыла с бесконечным удлиннением). Это к вопросу о Сi.
    Так стало быть так таки и нету?
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 06.05.2015 в 19:25.

  27. #984
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    "Так стало быть так таки и нету?"
    На самом деле все видеализируется, и альбатроссы об этом все знают. Иначе к чему все эти "кривляния" без единого взмаха. Ci продуктивно изучал пр.Виткомб. Его труды легли в основу современной теории крыла конечного размаха и то, что современные планера дошли до АК под 70 его несомненная заслуга.

  28. #985

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    В качестве предисловия глава из учебника Мхитаряна.
    Аэродинамическая модель крыла конечного размаха.
    Обтекание крыла конечного размаха носит пространственный характер (в отличии от обтекания двумерного профиля или крыла бесконечного размаха).
    Наличие перетекания давления через концы крыла, оказывает влияние на распределение давления по всей поверхности крыла, в результате аэродинамические характеристики крыла конечного размаха существенно отличаются от характеристик аэродинамического профиля.
    Если крыло создает подъемную силу то на его верхней и нижней поверхностях возникает разница давлений. Под влиянием этой разницы давлений происходит перетекание воздуха вдоль размаха через концы крыла. В результате вокруг и позади крыла образуется вихревая пелена – движение воздуха параллельно размаху. За крылом вихревая пелена свертывается, обычно в два вихревых шнура, расположенных за концами крыльев. Рис перетекание 1 и 2.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: перетекание даления.jpg
Просмотров: 10
Размер:	12.0 Кб
ID:	1066172
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: вихревая пелена.jpg
Просмотров: 12
Размер:	16.0 Кб
ID:	1066170

    Одними из первых вопросами обтекания крыла конечного размаха занимались С.А. Чаплыгин, Н.Е.Жуковский и затем Л.Прандтль в период с 1913-1918гг.
    Индуктивная скорость, скос потока у крыла, индуктивное сопротивление крыла.
    Характерная особенность потока вокруг крыла конечного размаха, при создании им подъемной силы, является наличие вокруг крыла скоса потока вниз. Отклонение потока начинается впереди крыла и нарастает по мере приближения к крылу. Оно обусловлено вихревой пеленой соединяющей зоны с разным давлением на верхней и нижней поверхностях крыла. Результатом скоса потока является наличие вертикальных локальных скоростей скоса потока – Vy, направленных вниз и изменяющихся по размаху крыла. Крыло в результате обтекается скошенным потоком воздуха, под углом, меньшим исходного угла атаки на величину угла скоса потока.
    Поскольку подъемная сила по определению направлена перпендикулярно потоку, то в результате скоса потока она повернется на угол скоса потока и ее горизонтальная составляющая, направленная против направления полета образует – индуктивное сопротивление крыла Хинд.
    Рис. Схема Индуктивное сопротивление.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: shema_индуктивного сопртивления.jpg
Просмотров: 8
Размер:	51.5 Кб
ID:	1066169

    Наивыгоднейшей формой крыла (с минимальным индуктивным сопротивлением при заданной подъемной силе и удлинении), является крыло эллиптической формы или крыло имеющее эллиптическое распределение подъемной силы вдоль размаха. Рис из Прандтля.
    У крыла с эллиптическим распределением коэффициент индуктивного сопротивления равен: формула угол скоса равен: формула и не меняется вдоль размаха.
    При изменении угла атаки и Су, величина Схi изменяется по параболическому закону. Кривая которая изображает эту зависимость носит название параболы индуктивного сопротивления. Рис.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: парабола индуктивного сопр.jpg
Просмотров: 7
Размер:	28.6 Кб
ID:	1066171

    В зависимости от удлинения крыла, парабола индуктивного сопротивления имеет разный наклон и вырождается в вертикальную линию при бесконечном удлинении – когда индуктивное сопротивление равно нулю.
    Угол скоса при бесконечном удлинении так же равен нулю. Но это не означает, что крыло бесконечного удлинения не создает скоса потока. У крыла бесконечного удлинения отсутствует индуктивный скос потока, связанный с образованием вихревой пелены и перетеканием разности давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, через его концы.

    BSLD wings. Эллиптическое и колоколообразное распределение: оптимизация параметров.
    В аэродинамике правильно поставленный вопрос подразумевает определенный ответ. Ответ об наиболее эффективной форме крыла зависит от выбора условий т.е. ограничений. Простейшее условие это ограничение геометрического размера крыла – размаха или удлинения. Но это условие не дает наилучшего ответа на вопрос, если конечно ограничение размаха не является критическим как например в случае спортивных планеров стандартного класса, где ограничение в 15 метров предусмотрено правилами соревнований. В результате преобладание спортивных классов смещает внимание в сторону эллиптического распределения и соответствующей формы крыла.
    В 1918 Людвиг Прандтль опубликовал работу по эллиптическому распределению подъемной силы крыла. Размах и нагрузка были в качестве ограничивающих условий. Прандтль определил, что для заданного размаха, эллиптическое распределение, дает самую эффективную форму крыла. Это действительно так, однако, 10 лет спустя Прандтль задал вопрос действительно ли правильные параметры он выбрал для своего распределения. В 1933 году он попытался дать ответ на более сложный вопрос «Для одинаковой подъемной силы и веса лонжерона (изгибающего момента) как у эллиптического крыла, какое распределение и размах может быть более эффективным?»
    Ответ был: «При 22% увеличении размаха, одинаковой подъемной силе и потребной прочности лонжерона, BSLD дает на 11% меньшее индуктивное сопротивление». Рис 1.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис1_.jpg
Просмотров: 12
Размер:	55.3 Кб
ID:	1066173

    Братья Хортены с 1933 по 1950 годы работая в Германии и затем в Аргентине, проектировали и строили ЛА по схеме летающее крыло с использованием работы Прандтля по BSLD распределению. Вдобавок к повышению эффективности их ЛА могли выполнять скоординированный разворот без использования вертикального стабилизатора и руля направления.
    Хортены получили BSLD комбинируя форму в плане, геометрическую крутку и изменение профиля вдоль размаха крыла.
    Как получить BSLD распределение? Любое крыло с круткой на определенной нагрузке и угле атаки, приближается к BSLD распределению. Так же, с другой стороны, крыло спроектированное для BSLD распределения, будет терять оптимальную форму распределения, на скоростях отличающихся от расчетных. На большей скорости и соответственно меньшем угле атаки, геометрическая крутка приведет к отрицательной загрузке концов крыла, из за отрицательного угла атаки в этих частях крыла. Во время взлета и посадки, концы крыла будут работать на положительных углах атаки, изменяя устойчивость и управляемость, что потребует наличия вертикального стабилизатора, но при этом распределение изменится в сторону эллиптического, что увеличит несущие свойства крыла. Это аналогично увеличению несущих свойств обычного крыла в посадочном режиме.
    Термины и определения. Что такое скос потока и индуктивное сопротивление.
    Причины возникновения сопротивления движению крыла – это трение, давление и индуктивное сопротивление вызываемое наличием индуктивных вихрей и вызываемого ими скоса потока.
    Сопротивление концевых вихрей - это не совсем верный термин. Индуктивные вихри не создают сопротивления непосредственно. Потери возникают в результате изменения скорости потока вокруг крыла, при этом происходит отклонение потока от горизонтального направления – образование скоса потока. Это отклонение тем сильнее чем больше угол атаки крыла и чем ближе участок крыла к зоне образования индуктивных вихрей – к концу крыла.
    Кроме того концевые вихри создают пониженное давление в центре вихревого жгута (индуктивного вихря) которое воздействует на концевые участки крыла, вызывая небольшое увеличение сопротивления. Снижение давления в центре индуктивного вихря образуется двумя путями. Во первых, это разрежение обусловлено перетеканием воздуха из зон разного давления над и под крылом. Там где скорость выше, в центре вихревого жгута, давление самое низкое. Во вторых, когда концевой вихрь отделяется от крыла, его центробежная сила понижает давление в центре жгута еще сильнее.
    Энергия (тяга) потребная для движения ЛА вперед, равна потере энергии на преодоление профильного сопротивления крыла и индуктивного сопротивления, которое на скорости максимального аэродинамического качества составляет половину сопротивления крыла.
    Место образования концевых вихрей, в случае эллиптического распределения, обычно в месте перехода величины распределения скоса, от отклонения потока вниз, к отклонению потока вверх, т.е. непосредственно на конце крыла или немного внутрь по размаху от конца крыла.
    Для BSLD распределения, концевые вихри формируются дальше внутрь от конца крыла т.к. точка перехода величины распределения скоса удалена от конца крыла.
    В случае если концы крыла создают отрицательную подъемную силу и скос потока направлен вверх, то концы крыла начинают работать как разогнутые винглеты и создавать индуцированную тягу.
    Рис 5.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис5.jpg
Просмотров: 19
Размер:	53.1 Кб
ID:	1066174

    Эллиптическое распределение.
    Большой градиент давления на верхней и нижней поверхностях на конце крыла и прямоугольная форма распределения скоса создает интенсивные вихревые жгуты непосредственно за концами крыла. Большая интенсивность индуктивных вихрей увеличивает разрежение в их центре , что поддерживает их интенсивность и увеличивает продолжительность их существования.
    BSLD распределение.
    Более слабый градиент давления, на верхней и нижней поверхностях на конце крыла, и более плавное изменение величины скоса при переходе её через 0, создают индуктивные вихри меньшей силы, с меньшим разрежением в их центре.
    Используя XFLR5 или промышленную программу расчета аэродинамики, можно получить график распределения индуктивного сопротивления вдоль размаха крыла. При BSLD, рядом с концами крыла, можно увидеть, что сопротивление имеет отрицательный знак – концы крыла создают индуцированную тягу. Такое программное моделирование возможно без понимания тонкостей влияния на крыло различных факторов, того как они влияют на общий результат, который мы видим на экране компьютера.
    Рис 6. XFLR5
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис6.jpg
Просмотров: 25
Размер:	58.7 Кб
ID:	1066175

    Для понимания как работает крыло, необходимо знать какие силы и моменты действуют на него. Необходимо разобраться как формируется система концевых вихрей, где она расположена и как распределяется ее влияние на отдельных участках крыла. Для этого необходимо выяснить, что означает термин скос потока - отклонение потока вниз, вертикальная скорость отклоненного крылом потока воздуха (downwash).
    Основы: Что Прандтль понимал под скосом потока.
    У Прандтля скос потока и индуцированный угол атаки – это эквивалент схемы обтекания Ланчестера, показывающей, что крыло всегда движется в нисходящем потоке.
    Основная идея в работах Ланчестера 1894, 1897 и 1907 была: «Подъемная сила возникает из за разности скоса потока перед крылом и скоса потока за ним. Эта разница и есть суммарный скос потока - net downwash, который и является причиной образования подъемной силы крыла.»
    С другой стороны можно сказать, что: скос потока, отклонение потока воздуха вниз, есть результат образования подъемной силы. Но на крыле конечного размаха, скос потока вызывает потери энергии, которые должны быть восполнены тягой двигателя, для того чтобы ЛА продолжал горизонтальное движение с постоянной скоростью.
    Рис 7.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис7.jpg
Просмотров: 7
Размер:	24.5 Кб
ID:	1066179

    Фредерик Уильям Ланчестер в 1907 году графически показал обтекание крыла и наличие большего скоса потока позади крыла чем впереди. Ланчестер корректно предположил, что подъемная сила является результатом суммирования величин этих скосов – общего скоса потока вызываемого обтеканием крыла потоком воздуха. Таким образом он одним из первых предсказал идеализированную циркуляцию вокруг крыла, но он не верил в полезность идеализированного симметричного присоединенного вихря.
    То, что крыло теряет энергию при образовании скоса потока, эквивалентно может быть сформулировано тремя разными способами:
    1. Все ЛА двигаются в нисходящем потоке и это делает полет похожим на подъем вверх по песчаной дюне. За каждым шагом вверх следует сползание на пол шага вниз. Ланчестер изобразил на виде спереди: крыло находится в нисходящем потоке, а за концами крыла происходит отклонение потока вверх.
    2. Скос потока – net downwash. Крыло бесконечного размаха создающее подъемную силу всегда создает скос потока вниз позади больше чем скос потока вверх впереди крыла. Эта разница и есть скос потока создающий подъемную силу. В случае крыла конечного размаха Прандтль математически вывел, что при оптимальной форме крыла с эллиптическим распределением, форма распределения индуктивного скоса потока имеет форму прямоугольника – индуктивный скос потока вдоль размаха постоянен.
    Рис 9а.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис9a.jpg
Просмотров: 19
Размер:	42.9 Кб
ID:	1066176

    Прямоугольное распределение индуктивного скоса потока (вертикальной скорости и угла скоса) у эллиптического крыла.
    Влияние индуктивных потерь в результате перетекания разности давлений вокруг конца крыла, убывает от концов крыла к середине по определенному закону зависящему от распределения подъемной силы, ее величины и удлинения крыла. Это влияние выражается величиной локального скоса потока. При эллиптической форме крыла, за счет уменьшения хорды к концам крыла, локальное влияние индуктивных потерь распределено равномерно вдоль размаха. Если бы не было индуктивных потерь, меньшая локальная хорда создавала бы меньший скос потока – пропорционально величине подъемной силы. Но из за наличия индуктивных потерь, влияние которых возрастает к концам крыла, возрастает и скос потока, поэтому индуктивный скос потока одинаков по всему размаху.
    3. Истинный угол атаки и нисходящий поток воздуха. Истинный угол атаки это локальный угол атаки меньший на величину угла индуктивного скоса по причине движения крыла в нисходящем потока воздуха. Истинный угол атаки, в случае эллиптического крыла, теоретически постоянен вдоль размаха.
    Истинный угол атаки, в случае BSLD распределения, изменяется вдоль размаха (увеличивается к концам крыла) и становится большим исходного угла атаки (относительно невозмущенного потока) после точки переходя через ноль вблизи конца крыла. Величина скоса может быть преобразована в истинный угол атаки, векторным суммированием скорости невозмущенного потока и скорости локального скоса потока.
    Рис 10а.
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: рис10a.jpg
Просмотров: 11
Размер:	51.2 Кб
ID:	1066177

    В каждом сечении крыла, векторная сумма скорости невозмущенного потока и вертикальной скорости скоса потока, дает вектор локального относительного потока и угол скоса потока. Подъемная сила в каждом сечении перпендикулярна локальному потоку, т.е. вектор подъемной силы поворачивается таким образом, что часть подъемной силы создает индуктивное сопротивление.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: Distribution5.jpg
Просмотров: 32
Размер:	61.1 Кб
ID:	1066178
    Выводы:
    Следующие диаграммы показывают разницу между крылом с эллиптическим распределением и крылом с BSLD распределением подъемной силы. Можно видеть как крылья создают индуктивные вихри, где они располагаются и как они влияют на распределение индуктивного сопротивления.
    При BSLD распределении центр индуктивных вихрей располагается ближе к центру крыла, от точки перехода величины скоса через ноль. Если концевые сечения расположены под соответствующим углом, индуктивное сопротивление не только уменьшается до нуля но и переходит в отрицательную величину, создавая индуцированную тягу. Эта зона начинается за точкой перехода величины скоса через ноль.
    Основной выигрыш при BSLD распределении, происходит от сдвига кривой распределения подъемной силы, к центру крыла и уменьшения таким образом изгибающего момента и веса лонжерона. Вместе с тем аэродинамическое качество увеличивается за счет увеличения удлинения (отдаления индуктивных вихрей от зоны образования подъемной силы в центре крыла). Ослабления индуктивных вихрей и уменьшения таким образом индуктивного сопротивления концов крыла.
    Если сравнивать два крыла с одинаковой подъемной силой и требующих одинакового по прочности лонжерона, то крыло с BSLD распределением будет иметь размах на ~25% больше и индуктивное сопротивление на ~15% меньше, чем крыло с эллиптическим распределением. Если при этом стреловидное ЛК с BSLD не имеет фюзеляжа, то его общее сопротивление будет на ~20% меньше ЛА нормальной схемы, что компенсирует свойства используемых на ЛК профилей и аэродинамическое качество двух ЛА будет приблизительно одинаковым.
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 06.05.2015 в 21:33.

  29. #986

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Если сравнивать ЛК не супрой, а с реальными самолетами и беспилотниками имеющими фюзеляж, который уменьшает эффективное удлинение на 10-15 процентов, то сами можете посчитать что ЛК по эффективности при равном размахе будет почти сравнимо с фюзеляжным ЛА нормальной схемы.

  30. #987
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    Что такое эффективность ЛА? При всех возможных аэродинамических и прочих изысках невозможно получит одинаковые показатели устойчивости для ЛК и Ла обычной схемы с близким аэродинамическим качеством. Противоречие в аэродинамике поверхностей создающих кобрирующий момент и стабилизирующий положение крыла при движении. Поэтому в спорте они разделены на ЛК и неЛК, а в остальном компоновка диктуется целесообразностью, особенно для ЛА оснащенных движителем. Познавательность материала в п.985 хорошая, как вводный материал. Дальнейшее развитие аэродинамики и особенно малых скоростей отталкивается от приведенных вами постулатов. В результате и были созданы современные ламинарные профили для парителей с толщиной профиля до 24% и АК свыше 70, а также вингледы для постоянных скоростей, которые не просто уменьшают индуктивное сопротивление крыла конечного размаха, а преобразуют энергию сопротивления в энергию тяги, т.е. меняют на 180 градусов вектор силы сопротивления. Все это исследовалось в NASA, профессором Виткомбом в 60...70 годы. Результатами пользуются авиастроители.

  31. #988

    Регистрация
    10.04.2015
    Адрес
    Беларусь
    Возраст
    43
    Сообщений
    114
    Цитата Сообщение от ДедЮз Посмотреть сообщение
    В результате и были созданы современные ламинарные профили для парителей с толщиной профиля до 24%
    Прошу прощения, направьте интересующегося в нужную сторону, где почитать.

  32. #989
    Учит правила (до 16.12.2016)
    Регистрация
    11.12.2010
    Адрес
    Беер-Шева (библ.Версавия)
    Возраст
    73
    Сообщений
    6,726
    Записей в дневнике
    2
    Инф. бюллетени ЦАГИ. Специализированные периодические издания по аэродинамике многих стран. Я давно не имею доступа к онным. Но не сомневаюсь, что они есть и издаются. Наверняка, ими пользуются в авиавузах, в Литве в г.Пренай строители планеров, Польские и немецкие строители парителей. Профили можете посмотреть и на стр. и-нета и в спец. программах, типа "Профили2", применяемость по названиям парителей, ТХ всегда публикуются.

  33. #990

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Цитата Сообщение от ДедЮз Посмотреть сообщение
    Что такое эффективность ЛА? При всех возможных аэродинамических и прочих изысках невозможно получит одинаковые показатели устойчивости для ЛК и Ла обычной схемы с близким аэродинамическим качеством.
    Эффективность - думаю так кратко можно назвать подъемную силу плюс аэродинамическое качество.
    Это всё таки популярная статья для моделистов и не претендует на научный уровень. Вторая часть об управляемости в скоординированном развороте будет в ближайшее время.

    Устойчивость и узкий диапазон центровок ЛК это немного другое связано не с эффективностью а с безопасностью. Сравните к чему может привести смещение аккумулятора на ЛК и на нормальной схеме.
    Вот пример т.с. из своего опыта. Облетал своё очередное ЛК. Взлет со второго раза. Первый раз вместо взлета жесткая просадка до самой земли из за отсутствия триммирования и обученного напарника - приходится бросать и управлять самому. В минусе покоцанный винт. Вторая попытка. Два щелчка тримером РВ и уверенный взлет против ветра. А центровка была посчитана двумя способами и совпала с точностью 2 мм, и была настроена стабилизация Игл три на угол атаки 4 градуса. Вот на нормальной схеме с устойчивостью всё слишком просто и по этому скучно.

  34. #991

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Верите ли вы в физику? Значит вы верите что подъемную силу сможет объяснить и восьмикласник простым законом сохранения энергии? Давайте проверим.
    А пока вот есть почитать статья о современных расчетных методах в аэродинамике, где в числе прочих упоминается Xfoil (только нужно учитывать, что в XFLR5 все таки учитывается вязкость и погрешность будет не 10% а в пределеах 1%).

  35. #992

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Интересная книга попалась «Секрет полета» The Secret of Flight проф. Джохана Хоффмана и Джохана Дженсона. 2012г. Королевский институт в Стокгольме, в которой в оригинальном изложении предлагается не только история аэродинамической теории но и Новая теория подъемной силы:
    «Загадка подъемной силы в том, чтобы объяснить почему потенциальный поток отделяется от профиля на острой задней кромке, а не раньше, и после отделения перенаправляется вниз в зависимости от угла атаки.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: new teory of flight.jpg
Просмотров: 31
Размер:	41.2 Кб
ID:	1071478
    Рис. 10.1 Правильное объяснение подъемной силы в форме 3D образного спирального схода потока с задней кромки, возникающем от нестабильности потенциального потока, при отделении генерирующего противовращающиеся спиральные вихри, позволяющие потоку сходить непосредственно с задней кромки профиля.»
    Сайт с рекламой. Абзац.


    Хотя Н.Е.Жуковский и говорил, что важно только наличие циркуляции, а причина её появления не существенна, но по прошествии 100 лет всё таки интересно было бы знать и причину.
    Чтобы объяснить подъемную силу на уровне восьмиклассника, для начала желательно знать закон сохранения кинетической энергии и закон сохранения энергии в форме закона Бернулли.
    Современные методы расчета профилей дают очень близкие к практике результаты. Например картинка обтекания профиля полученная пакетом ANSYS CFX (с использованием уравнений Навье-Стокса, лицензия ЦАГИ 501024).

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: обтекание профиля.jpg
Просмотров: 24
Размер:	61.6 Кб
ID:	1071477
    Цветом обозначена скорость потока. Над верхней поверхностью скорость выше, под нижней ниже, но видно , что равномерной циркуляции нет. На носке профиля где линии тока сужаются есть существенное увеличение скорости потока (почти в два раза). Логично предположить, что в этой области и есть причина образования большей части подъемной силы.
    Всё конечно происходит по закону Бернулли. Трубки тока сужаются и затем плавно расширяются (как трубки Вентури) и в месте сужения скорость повышается, а давление понижается. Это факт, а причина этого явления в сложении кинетической энергии частиц воздуха в зоне сужения линий тока, увеличении в результате скорости потока и снижении статического давления. Это причина возникновения циркуляции.
    Последний раз редактировалось DrRinkes; 19.05.2015 в 15:31.

  36. #993

    Регистрация
    28.11.2014
    Адрес
    Орджоникидзе, Крым
    Возраст
    48
    Сообщений
    525
    Что говорится об этом на сайте NACA.
    Подробности того как профиль создает подъемную силу очень сложны и не поддаются упрощению. Для расчета движения газа (или жидкости) мы должны для каждой точки пространства, вокруг профиля, учесть одновременно закон сохранения массы, закон сохранения импульса и закон сохранения энергии.
    Законы движения Ньютона учитывают сохранение импульса. Уравнение Бернулли учитывает сохранение энергии. Оба эти принципа участвуют в процессе создания подъемной силы. Закон сохранения массы (неразрывности) вносит существенно больше сложности в анализ и понимание движения газов. Например, из закона сохранения массы, изменение скорости газа в одном направлении приводит к изменению скорости и в направлении перпендикулярном исходному. Это очень существенно отличается от движения твердых тел, на понимании которого основывается наше привычное представление о законах физики.
    Одновременное действие трех законов сохранения: массы (неразрывности), момента (меры механического движения) и энергии (полного давления), без учета вязкости, составляют закон движения газа (жидкости) сформулированный Эйлером. Эйлер был студентом у отца Даниила Бернулли и некоторое время работал вместе с ним в Санкт Петербурге. Если к этому закону прибавить эффект вязкости, мы получим уравнение Навье-Стокса.
    Для действительно полного понимания деталей образования подъемной силы, необходимо понимание уравнения Эйлера.

  37. #994
    Забанен
    Регистрация
    26.11.2014
    Адрес
    Санкт-петербург
    Возраст
    43
    Сообщений
    283
    предлагаю дальше разминать извилины мозгов ньюансами прикладной аэродинамики!помимо аэродинамического качества--как мера совершенства крылатого аппарата можно рассмотреть такой термин как эффективность транспортной системы--тоесть соотношение импульса системы в кг на м с к затраченной мощность в ваттах!!!пример--летающее крыло ксено полетной массой 0.7 кг летит в горизонте 23 мс на моторе мощностью 160 вт ---итого 16.1 кг на мс делим 160 вт--равно 0.1!!! скайхантер рама массой 2.3 кг скорость 22 мс мощность 300 вт--уже 0.17!!! классическая электрогонка массой 0.5 кг скоростью 30 мс жрет 110вт--этс 0.138!!!а вот квадрик для сравнения массой 0.9 кг и скоростью всего 11мс жрет аж 200 вт--этс 0.05 совсем плохо!!! изюминка в том что здесь наглядно скрыто и кпд винтов и аэродинамика----предлагайте расчеты своих пепелатцев!

  38. #995
    Забанен
    Регистрация
    26.11.2014
    Адрес
    Санкт-петербург
    Возраст
    43
    Сообщений
    283
    вот еще примеры--толстопузый биплан 4кг и скоростью 20 мс кушает 400 вт--этс 0.2!!! а маленькиий бипланчик массой 0.27 кг и скоростью 8мс и мощностью 15вт --этс 0.14!а если верить данным из истории то полноразмерный десяти местный летающий трамвай хаи-3 лазарева типа летающее крыло при массе 2250 кг и скорости 35мс и мощностью 75 000 вт-------этс 1.05!!!!!! обалдеть! и это в 30 -е годы прошлого века!шмель массой полграмма или 0.0005кг может развить скорость до 10 мс при мощности 0.1 вт--этс 0.05 типичный показатель для квадрокоптеров--тоесть мы достигли природное совершенство!ура!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
    Последний раз редактировалось аэробайка; 12.07.2015 в 12:14.

  39. #996
    Забанен
    Регистрация
    26.11.2014
    Адрес
    Санкт-петербург
    Возраст
    43
    Сообщений
    283
    странно что нет коментариев--на этой формуле защищена докторская диссертация! кстати у большинства птиц этс 0.4-0.6 тоесть на порядок выше чем у насекомых --поэтому они на вершине пищевой цепочки и едят букашек а не наоборот!

  40. #997

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    59
    Сообщений
    2,642
    Цитата Сообщение от аэробайка Посмотреть сообщение
    как мера совершенства крылатого аппарата можно рассмотреть такой термин как эффективность транспортной системы--тоесть соотношение импульса системы в кг на м с к затраченной мощность в ваттах!!!
    Тогда эффективность планера и воздушнрго шара стремится к бесконечности. А по сравнению с бесконечностью, всё остальное ерунда.

    Цитата Сообщение от аэробайка Посмотреть сообщение
    странно что нет коментариев--на этой формуле защищена докторская диссертация
    Странно, но это тянет максимум на курсовую работу студента младшего курса курса. Хотя даже и на это не тянет, максимум на статистическую выборку.

    Тут коллега загорелся желанием понять уравнение Эйлера но, вероятно обломался об оператор Набла для трёхмерного пространства, он же векторный дифференциальный оператор. Что с этим оператором делать и куда векторить , непонятно. Странно, что нет комментариев. )))

  41. #998
    SAN
    SAN вне форума

    Регистрация
    28.02.2003
    Адрес
    Москва, Таганка
    Возраст
    65
    Сообщений
    13,791
    Цитата Сообщение от аэробайка Посмотреть сообщение
    на этой формуле защищена докторская диссертация!
    Всегда считал большую часть диссертаций кормом для мышей..
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    Тогда эффективность планера и воздушнрго шара стремится к бесконечности
    +1
    И альбатрос в режиме парения.

  42. #999
    Забанен
    Регистрация
    26.11.2014
    Адрес
    Санкт-петербург
    Возраст
    43
    Сообщений
    283
    планер и воздушный шар--примеры не корректны--так как это игрушки ветра

  43. #1000

    Регистрация
    21.02.2003
    Адрес
    Минск-Варшава-Чернигов
    Возраст
    51
    Сообщений
    10,778
    Записей в дневнике
    447
    Планер игрушка ветра...
    Иксперду больше не наливать!

+ Ответить в теме

Похожие темы

  1. Электрическая силовая установка – простейшие расчеты, и практическая реализация
    от collapse в разделе Электродвигатели, регуляторы, мотоустановки
    Ответов: 412
    Последнее сообщение: 11.08.2016, 11:18
  2. ТБ-3 - Летающая суперкрепость 30-х. Масштаб 1/8
    от fed в разделе Копии, полукопии
    Ответов: 45
    Последнее сообщение: 09.11.2014, 11:26
  3. ЛК: список (форумы, статьи, сайты) о Летающих Крыльях
    от Vorona`z Handicraft в разделе Летающие крылья
    Ответов: 33
    Последнее сообщение: 21.03.2013, 17:38
  4. Продам Летающее крыло Pilotage Fighter (собрано, летает)
    от Pavel_K в разделе Барахолка. Самолеты
    Ответов: 1
    Последнее сообщение: 02.11.2010, 21:57
  5. Продам складное летающее крыло и тряпки
    от levdon в разделе Барахолка. Самолеты
    Ответов: 1
    Последнее сообщение: 09.08.2010, 20:06

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