Специальные цены   новые товары
+ Ответить в теме
Страница 1 из 35 1 2 3 11 ... ПоследняяПоследняя
Показано с 1 по 40 из 1379

Аэродинамика летающих крыльев

Тема раздела Летающие крылья в категории Cамолёты - Общий; Была когда то тема. "Для чего обратное V на крыле?" Последнее сообщение по аэродинамике Лк было: Ну тут все просто. ...

  1. #1

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9

    Аэродинамика летающих крыльев

    Была когда то тема. "Для чего обратное V на крыле?" Последнее сообщение по аэродинамике Лк было:
    Ну тут все просто. Отсутствие вынесеных назад киля и стабилизатора, т.е. хвостового оперения делает аппарат значительно менее стабильным в полете. Во всех направлениях и плоскостях. И приходится прибегать к разным ухищрениям. Да и стабильность на разных скоросных режимах плавает гораздо сильнее, чем у классики. Хотя, судя по бойцовым птицам и примитивным доскам с моторчиком, летать будет даже кирпич.

    С этим, что то нужно делать.
    Вот для начала перевод из RCSoaringDigest.

    Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.
    Одна из граней бесхвосток всегда интриговала нас – способность стреловидных ЛК к полету на большой скорости без проявления склонности к голландскому шагу, и высокая спиральная устойчивость на низких скоростях, например при парении в терме.

    Это заметно отличается от того, что мы видим у высококачественных классических планеров.
    Конструктор классического планера с крестообразным оперением должен очень хорошо сбалансировать V крыла и площадь вертикального стабилизатора (поперечную и продольную устойчивость). Но все равно остается тенденция к голландскому шагу на больших скоростях и требуется использование противоположного отклонения элеронов для компенсации спиральной неустойчивости при выполнении круговых разворотов в парении.
    Поскольку и площадь вертикального стабилизатора и геометрическое V крыла не изменяется в полете, что же тогда позволяет стреловидным ЛК «нарушать правила» и иметь хорошую устойчивость во всех режимах.


    Для ответа на этот вопрос, нам нужно сначала вспомнить основы, поэтому в первых двух частях мы рассмотрим эффективное V крыла. Как оно влияет на стабильность модели.

    Часть 1. Тангаж, рыскание и крен.
    Диаграммы, изображающие эти три оси вращения, можно найти в большинстве книг по аэродинамике. Простыми словами, отклонение носа модели вверх (кабрирование) или вниз (пикирование), при вращении вокруг поперечной оси параллельной размаху крыла - тангаж (ось Y). Отклонение носа модели вправо или влево, когда модель вращается вокруг вертикальной оси, проходящую через фюзеляж в районе крыла - рыскание (ось Z). Модель так же может вращаться через ось проходящую через фюзеляж – крен (ось X).
    Отклонение руля высоты (РВ), создает аэродинамическую силу отклоняющую хвост модели вверх или вниз. При этом нос модели отклоняется в противоположную сторону. Размер руля высоты и расстояние от него до ЦТ модели определяют его эффективность. Чем больше размер РВ и чем больше расстояние до ЦТ тем больше его эффективность и тем сильнее модель реагирует на отклонение стика на передатчике.
    Нужно хорошо представлять, что отклонение РВ изменяет угол атаки крыла, угол под которым крыло двигается в воздушном потоке. Например, при отклонении РВ вверх, нос модели отклонится вверх и угол атаки крыла увеличится. Чем больше отклонение РВ, тем больше угол атаки. При отпускании стика и возвращении РВ в нейтральное положение крыло так же вернется к «нормальному » углу атаки. Это произойдет потому, что горизонтальное оперение (стабилизатор вместе с РВ) стабилизирует положение модели по тангажу (оси Y).
    Отклонение руля направления, отклоняет хвост вправо или влево. Нос модели при этом отклоняется в противоположную сторону. Чем больше отклонение РН, тем больше отклонение носа - рыскание (ось Z). Но модель вернется к не отклоненному положению – 0 рыскания, при отпускании стика и возвращении РН в нейтральное положение. Однако, модель после этого будет иметь другое направление полета – другой курс.
    Отклонение элеронов изменяет подъемную силу половин крыла – консолей. Отклонение элерона вверх увеличивает давление сверху крыла, и уменьшает подъемную силу части крыла где расположен элерон. При этом, противоположный элерон отклоняется вниз увеличивая подъемную силу противоположного крыла. В результате отклонения элеронов, изменяется подъемная сила с противоположных сторон крыла, что приводит к крену модели. Чем больше отклонение элеронов тем быстрее изменение крена. В поведении модели по оси крена есть существенное различие от поведения по тангажу и рысканию. Например, для удержания модели на требуемом угле атаки, нужно постоянное отклонение РВ. Для задания требуемого угла крена необходимо отклонить на время элероны и затем вернуть их в нейтральное положение . После того как элероны возвращены в нейтральное положение крыло не возвращается к исходному нулевому крену. Вместо этого скорость изменения крена становится нулевой, но крен сохраняется. Таким образом горизонтальный и вертикальный стабилизаторы это прямой механизм для сохранения моделью стабильности положения по тангажу и рысканию, по крену аналогичного механизма нет.
    Боковая (латеральная) устойчивость.
    Все вышесказанное об устойчивости модели является упрощением, поскольку крен никогда не бывает отдельно сам по себе. Крен всегда вызывает другие изменения в положении модели.
    Первое и самое важное, крен вызывает боковое скольжение модели. Если нет отклонения РВ для изменения угла атаки, и модель отклонилась на определенный угол по крену, вертикальная компонента подъемной силы становится меньше чем вес модели. Появившаяся в результате боковая составляющая подъемной силы действует в горизонтальном направлении. Модель начинает снижаться увеличивая скорость пока возросшая подъемная сила не будет равна массе модели. Модель при этом ускоряется по круговому пути из за боковой составляющей подъемной силы. В начальный момент пока подъемная сила недостаточна для компенсации веса модели, совместное действие веса модели и боковой составляющей подъемной силы формируют силу направленную вдоль размаха и вызывающую боковое скольжение модели. Когда скорость возрастет подъемная сила скомпенсирует массу модели, эффект центрифуги скомпенсирует боковую составляющую подъемной силы и скольжение прекратится.
    Например, если модель получила крен влево, модель будет скользить влево. Это эквивалентно рысканию вправо, так как поток воздуха, при этом, обтекает модель слева. Таким образом скольжение влево может быть вызвано или креном влево или отклонением РН вправо.
    Если модель имеет V крыла (концы консолей выше, чем центральная часть крыла), боковое скольжение приводит к ситуации в которой нижнее крыло, на которое происходит скольжение, встречает поток воздуха на больших углах атаки чем верхнее крыло. Это создает восстанавливающую силу. Но нужно заметить, что нижняя консоль, из за работы на больших углах атаки, создает большее сопротивление. Это вызывает рыскание которое уменьшает скольжение. Суммарный результат эффекта от наличия V крыла и в уменьшении скольжения и в выравнивании модели по крену.
    Говорят, что модель имеет статическую боковую (латеральную) устойчивость, если боковое скольжение вызывает крен в противоположную сторону.
    На боковую устойчивость влияет расположение крыла на фюзеляже. Если крыло расположено в верхней части фюзеляжа, любое боковое скольжение изменяет поток воздуха над фюзеляжем так, что нижняя консоль, на которую происходит скольжение, работает на более высоких эффективных углах атаки. И наоборот консоль, которая находится выше, работает на меньших эффективных углах атаки. Таким образом, если крыло расположено в верхней части фюзеляжа оно работает так, как если бы имело некоторый позитивный угол V крыла. Если крыло расположено в нижней части фюзеляжа оно работает так, как если бы имело отрицательный угол V крыла. Поэтому высокопланы имеют обычно малый угол V крыла или не имеют его совсем. Модели с нижним расположением крыла, наоборот обычно имеют существенный угол V крыла.
    Когда модель кренится вправо, угол атаки левой консоли сразу же уменьшается, правая консоль наоборот работает на больших углах атаки, этому сопутствует и дифференциальный эффект сопротивления противоположных консолей при изменении крена. Это происходит только при изменении крена (в процессе), но имеет только демпфирующий, а не стабилизирующий эффект. Поэтому если крыло находится в постоянном крене (неизменном, на какое то время), и соответственно консоли не имеют различия в вертикальной скорости и угле атаки, то и демпфирующих сил не создается. Нужно так же заметить, что при угле атаки близком к срыву, консоль наклоняющаяся вниз (при изменении крена) может сорваться и уменьшение подъемной силы этой (опускающейся) консоли позволит ей свободно провалится.
    Стреловидные крылья без фюзеляжа и вертикального стабилизатора имеют большую боковую устойчивость, так как дифференциальный эффект (различие работы консолей при наличии скольжения) по геометрическим причинам более выражен. При скольжении изменение в подъемной силе и сопротивлении противоположных полукрыльев (консолей) выражены более резко так, как геометрически изменяется размер (длина ) проекции консоли на плоскость перпендикулярную потоку воздуха.
    Небольшая восстанавливающая сила так же создается вертикальным центральным килем.

    Вторая часть будет о поперечной устойчивости (связке рыскание-крен), паразитном рыскании, путевой устойчивости, спиральной неустойчивости и голландском шаге.

  2.  
  3. #2
    111
    111 вне форума

    Регистрация
    05.04.2006
    Адрес
    Мурманск
    Возраст
    61
    Сообщений
    2,773
    Записей в дневнике
    7
    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Небольшая восстанавливающая сила так же создается вертикальным центральным килем.
    ну этот тезис несколько сомнителен, так как момент от крыла будет более значителен, чем момент от киля, да и киль в центре крыла, в этом случае, будет работать на увеличение крена (через изменение курса), а не наоборот.

    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Чем больше размер РВ и чем больше расстояние до ЦТ тем больше его эффективность и тем сильнее модель реагирует на отклонение стика на передатчике.
    правильнее наверно было бы так - ...тем сильнее модель реагирует на отклонение управляющих поверхностей.
    Дело в том, что пропорциональность можно по разному настроить - например сделать отклонение управляющих поверхностей больше в районе нейтрали стика и меньше на крайних точках и (или) по более сложному закону, если позволяет аппаратура.

  4. #3

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от 111 Посмотреть сообщение
    правильнее наверно было бы так - ...тем сильнее модель реагирует на отклонение управляющих поверхностей.
    Согласен. Стиль изложения, элементарный поэтому могут быть слишком большие упрощения, как от авторов так и от меня.

    Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.
    В предшествующей части мы исследовали, тангаж, рыскание и крен. Как на них влияет отклонение управляющих поверхностей. Мы так же говорили о том, как крен связан со скольжением и рысканием и как возникают восстанавливающие силы участвующие в боковой устойчивости.
    Часть 2. Связь рыскание-крен.
    Говоря о том, что крен вызывает боковое скольжение и затем рыскание, необходимо добавить, что аналогично и рыскание вызывает скольжение и затем крен. Связь крена, рыскания и скольжения невозможно разделить.

    Как демонстрацию этой связи, представим модель летательного аппарата (ЛА) имеющую положительное V крыла, закрепленной на проволоке проходящей через продольную ось (от носа до хвоста через ЦТ) модели. Если модель накренить и с силой толкнуть вдоль проволоки, модель не будет выравниваться по крену. Потому, что без бокового скольжения нет восстанавливающей силы, только демпфирующие силы (как было рассмотрено в первой части).

    Модель управляемая только при помощи РВ и РН, должна иметь существенное Vкрыла. При отклонении РН, эффективный угол атаки внешней (относительно поворота) консоли увеличивается, вызывая крен в сторону поворота. (Без V крыла отклонение РН приведет к отклонению носа модели – рысканию в сторону поворота но крен не возникнет). При правильном выборе V крыла и площади вертикального стабилизатора, модель, после задания крена, продолжит разворот с постоянным креном, после того как РН будет возвращен в нейтральное положение.

    Мы часто думаем, что паразитное рыскание это прямой результат отклонения элеронов. Потому, что отклонение элеронов дифференциально влияет на сопротивление консолей. Модель отклоняется по оси рыскания в направлении отклоненного вниз элерона, делая противоположное от того, что мы хотим. Поэтому требуется отклонение РН для противодействия паразитному рысканию, что существенно увеличивает сопротивление во время поворота.

    Но есть еще одна причина возникновения паразитного рыскания. Вращение одной консоли вниз, а другой вверх вызывает изменение углов атаки и следовательно сопротивления противоположных консолей. Но кроме этого происходит отклонение векторов подъемной силы. На опускающейся консоли, вектор подъемной силы отклоняется вперед , а на поднимающейся консоли назад, это изменение вызывает значительный момент рыскания, независимо от профильного сопротивления связанного с отклонением элеронов. Эффект от сопротивления элеронов это намного меньшая часть, чем дает этот паразитный эффект.

    Путевая устойчивость и спиральная неустойчивость.
    При управлении планером, если площадь вертикального стабилизатора слишком велика, пилоту требуется постоянно корректировать направление полета модели. Это происходит потому, что планер поворачивает в сторону любого бокового скольжения и кренится более сильно.
    Если положение планера не корректируется, рыскание и крен постепенно увеличиваются и планер входит в спираль уменьшающегося радиуса с увеличивающейся скоростью, по направлению к земле.

    В дополнение к эффекту от избытка путевой устойчивости, свою часть вносит большой размах при большом удлинении. Внешняя консоль двигается (в повороте) с большей скоростью, чем внутренняя, и соответственно возникает разница в подъемной силе на противоположных консолях и в результате увеличение крена. Эффект сильней проявляется у крыльев большого размаха и большого удлинения на малой скорости.

    Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость и увеличивает спиральную устойчивость. Увеличение V крыла так же увеличивает спиральную устойчивость. Нужно заметить, что все полноразмерные ЛА склонны, в какой-то степени, к спиральной неустойчивости.
    Излишнее V крыла имеет свои недостатки. При боковых порывах ветра, могут возникать большие углы крена, что очень мешает при посадке с боковым ветром. Так же увеличивается склонность к голландскому шагу, особенно на большой скорости.

    Голландский шаг.

    Боковые порывы ветра, воздействуя на крыло или вертикальный стабилизатор, могут вызывать сложное характерное колебательное движение, состоящее из крена и рыскания, которые действуют в противофазе. Сначала возникает крен и рыскание в одном направлении, затем восстанавливающие силы действуют с избытком, приводя к рысканию и крену в противоположном направлении. При виде сзади хвост двигается по дуге.

    Сам по себе голландский шаг не опасен, но создает значительное сопротивление. На обычных классических моделях голландский шаг возникает на больших скоростях, при недостаточной путевой устойчивости и избыточной устойчивости по крену.

    Влияние величины сужения крыла на эффективное
    V крыла.
    Определим сужение как отношение концевой хорды к корневой.
    Для трапецевидного крыла, увеличение эффективного V может быть получено по формуле:

    Название: part2_01.jpg
Просмотров: 22008

Размер: 1.8 Кб
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part2_03.jpg
Просмотров: 473
Размер:	36.1 Кб
ID:	470056
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part2_02.jpg
Просмотров: 242
Размер:	37.1 Кб
ID:	470057

    Соотношение между эффективным V и сужением отображено на графиках. При увеличении коэффициента сужения (концевая хорда увеличивается) эффективное V увеличивается.
    Это связано с тем, что участок крыла ближе к концу сильнее влияет на устойчивость по крену из за большего плеча приложения силы.
    В следующей части: Влияние стреловидности и винглет (концевых шайб) на V крыла. Метод оценки эффективного V, в зависимости от параметров ЛА. Одна сложная формула и одна простая формула.

  5. #4
    111
    111 вне форума

    Регистрация
    05.04.2006
    Адрес
    Мурманск
    Возраст
    61
    Сообщений
    2,773
    Записей в дневнике
    7
    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    (Без V крыла отклонение РН приведет к отклонению носа модели – рысканию в сторону поворота но крен не возникнет).
    ну это вряд ли, куда же он денется

    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость и увеличивает спиральную устойчивость. Увеличение V крыла так же увеличивает спиральную устойчивость. Нужно заметить, что все полноразмерные ЛА склонны, в какой-то степени, к спиральной неустойчивости.
    может быть будет лучше так? - Уменьшение площади вертикального оперения уменьшает путевую устойчивость, а так же уменьшает спиральную неустойчивость. Увеличение V крыла так же уменьшает спиральную неустойчивость.
    Последний раз редактировалось 111; 26.02.2011 в 23:47.

  6.  
  7. #5

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Стреловидные ЛК и боковая устойчивость.

    Часть3. Стреловидные крылья и эффективное V крыла.

    На устойчивость и управляемость ЛА, влияет не только геометрическое V крыла, но и эффективное его значение. В первой части мы упоминали, как положение крыла относительно фюзеляжа, меняет эффективное V крыла. Крыло в верхней части увеличивает эффективное V на 3-8 градусов . Крыло в средней части не изменяет эффективное V . Крыло в нижней части уменьшает эффективное V на 3-8 градусов.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_01.jpg
Просмотров: 783
Размер:	22.0 Кб
ID:	470429


    В этой части мы рассмотрим, как влияют на эффективное V крыла, стреловидность и винглеты, и определим как рассчитывается полное эффективное V крыла. Так же рассмотрим способы его уменьшения в случае его избыточности.

    В идеальном мире самолет имел бы изменяющий площадь вертикальный стабилизатор и изменяющееся V крыла. На таком самолете, V крыла должно уменьшатся, а вертикальный стабилизатор увеличиваться при увеличении скорости, и наоборот, V крыла должно увеличиваться, а вертикальный стабилизатор уменьшаться на малой скорости.

    Представьте себе такую модель, на которой V крыла и размер вертикального стабилизатора изменяются в зависимости от скорости полета, автоматически приспосабливаясь так, чтобы обеспечивать оптимальную устойчивость и управляемость.

    Как известно стреловидность крыла влияет на эффективное V крыла. Вот формула этой зависимости:

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_02_.jpg
Просмотров: 82
Размер:	3.4 Кб
ID:	470428

    Что важно в этой формуле, так это влияние коэффициента подъемной силы на эффективное V крыла. Чем больше коэффициент подъемной силы (CL) тем больше эффективное V крыла. Так как коэффициент подъемной силы зависит от скорости, значит и эффективное V крыла зависит от скорости. Чем выше скорость, тем меньше эффективное V крыла, и чем ниже скорость, тем выше эффективное V крыла. Но это ведь именно то, что нам нужно.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_03.jpg
Просмотров: 197
Размер:	46.8 Кб
ID:	470427
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_04.jpg
Просмотров: 131
Размер:	44.0 Кб
ID:	470433

    Эффективное V крыла, прямо пропорционально углу стреловидности (измеренному по линии половин хорд крыла). Величина стреловидности, обычно не больше 25 градусов, обеспечивает величину эффективного V крыла, которая позволяет получить наилучшие характеристики во всем диапазоне скоростей. Большие углы стреловидности негативно влияют на скос потока вдоль размаха крыла и на его аэродинамические характеристики.

    В увеличении эффективного V крыла на малой скорости есть и отрицательный эффект. Повышенная устойчивость стреловидных крыльев, ухудшает управляемость по крену, которая на малых скоростях может быть ниже приемлемого уровня. Поэтому на стреловидных крыльях является обязательным наличие увеличенных элеронов с достаточной эффективностью при небольших отклонениях.

    Кроме влияния на эффективное V крыла стреловидности и расположения относительно фюзеляжа есть еще меньшее по значимости влияние формы законцовок и наличия и размеров винглет (концевых шайб).

    Влияние формы законцовок крыльев небольшое но все же заметное.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_04a.jpg
Просмотров: 376
Размер:	19.9 Кб
ID:	470432

    Винглеты (концевые шайбы).

    И последний рассматриваемый фактор это винглеты. Чаще всего используемые на ЛК, расположенные сверху крыла винглеты, существенно увеличивают эффективное V крыла.

    Если винглеты расположены на прямом крыле сверху, и крыло отклонилось по оси Z (имеет не нулевой угол рыскания), передний винглет при этом будет вызывать увеличение подъемной силы концевой части крыла. Отклоненный назад винглет будет вызывать уменьшение подъемной силы, части крыла где он расположен. Общий результат будет в создании винглетами момента крена при рыскании.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part3_05.jpg
Просмотров: 645
Размер:	22.2 Кб
ID:	470431
    Приращение эффективно V крыла, при использовании винглетов, может быть рассчитано по формуле. Где hw –высота винглетов, S –полуразмах крыла.

    Название: part3_05a.jpg
Просмотров: 22202

Размер: 2.1 Кб

    Из формулы можно увидеть, что чем больше высота винглетов, тем больше эффективное V крыла.

    Расчет суммарного эффективоного V крыла.

    Эффективное V крыла ЛА, это сумма эффектов вносимых всеми компонентами: сужением крыла геометрическим V крыла, стреловидностью крыла, расположением крыла относительно фюзеляжа, коэффициентом подъемной силы, винглетами, формой законцовок крыла и др.

    Стреловидные крылья особенно с винглетами имеют избыточное эффективное V крыла. Из за увеличения эффективного V крыла на малых скоростях, может ухудшаться управляемость по крену, и проявляться голландский шаг особенно во время парения или посадки.

    Закрылки со стреловидной линией поворота, могут так сильно влиять на эффективное V крыла, что управляемый полет становится невозможным.

    Крутка у стреловидных крыльев, влияет на эффективное V крыла, уменьшая его. Излишняя крутка может сильно уменьшать эффективное V крыла, иногда до отрицательных значений на больших скоростях. В результате крыло не может летать в инверте.

    Противодействие избыточному эффективному V крыла.

    К счастью, для корректировки избыточного эффективного V крыла, может быть использовано уменьшение геометрического V крыла. Но расчет необходимой величины отрицательного V крыла, во всех полетных режимах вызывает некоторые затруднения. Это связано, в частности, с ограничением по величине отрицательного геометрического V крыла.

    Эффективное V крыла, при малых коэффициентах подъемной силы может быть таким малым, что излишнее отрицательное геометрическое V крыла, будет приводить к переворачиванию ЛА на больших скоростях. Или ЛА может стать статически неустойчивым по курсу (static directional divergence).

    Уменьшение эффективного V крыла, при наличии винглет, может быть достигнуто их полным или частичным переносом на нижнюю сторону крыла. Или использованием формы крыла типа «чайка», когда большая часть крыла может иметь положительное геометрическое V крыла, а законцовки отклонены вниз.

  8. #6
    111
    111 вне форума

    Регистрация
    05.04.2006
    Адрес
    Мурманск
    Возраст
    61
    Сообщений
    2,773
    Записей в дневнике
    7
    можно ссылочку на оригинал того, что переводите?

  9. #7

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от 111 Посмотреть сообщение
    можно ссылочку на оригинал того, что переводите?
    http://www.rcsoaring.com/
    2000 год №1,2,3,4

    Вот тут ошибку сделал:
    Излишняя крутка может сильно уменьшать эффективное V крыла, иногда до отрицательных значений на больших скоростях. В результате крыло не может летать в инверте.
    Правильно:
    a wing that can't fly well inverted - крыло которое плохо летает в инверте.

  10.  
  11. #8

    Регистрация
    08.09.2004
    Адрес
    Москва
    Возраст
    43
    Сообщений
    6,219
    Большое человеческое спасибо!

  12. #9

    Регистрация
    16.01.2008
    Адрес
    Ереван
    Возраст
    55
    Сообщений
    2,254
    Записей в дневнике
    19
    Цитата Сообщение от 111 Посмотреть сообщение
    можно ссылочку на оригинал того, что переводите?
    http://www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-01.pdf
    http://www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-02.pdf
    http://www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-03.pdf
    http://www.rcsoaring.com/rcsd/RCSD-2000-04.pdf

    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Винглеты (концевые шайбы).

    И последний рассматриваемый фактор это винглеты. Чаще всего используемые на ЛК, расположенные сверху крыла винглеты, существенно увеличивают эффективное V крыла.Если винглеты расположены на прямом крыле сверху, и крыло отклонилось по оси Z (имеет не нулевой угол рыскания), передний винглет при этом будет вызывать увеличение подъемной силы концевой части крыла. Отклоненный назад винглет будет вызывать уменьшение подъемной силы, части крыла где он расположен. Общий результат будет в создании винглетами момента крена при рыскании.

    Вложение 470431Приращение эффективно V крыла, при использовании винглетов, может быть рассчитано по формуле. Где hw –высота винглетов, S –полуразмах крыла.
    Вложение 470430
    Из формулы можно увидеть, что чем больше высота винглетов, тем больше эффективное V крыла.
    Большое чел! Спасибо!

  13. #10

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    В 3й части в формуле: Clβ – момент крена в зависимости от угла скольжения. Значение 0,00021 соответствует 1 градусу положительного эффективного V крыла.

    4 Часть. Стреловидные крылья и эффективное V крыла.


    В третьей части мы рассмотрели как стреловидность и винглеты влияют на эффективное V крыла.
    В этой части мы на примере разберем оценку общего эффективного V крыла и простой способ его уменьшения в случае его избыточности.


    Так же Эдуард Молфино расскажет об особенностях поведения некоторых ЛК, в частности о плоском вращении.
    Эта серия из четырех частей будет завершена перечислением основных выводов и списком ссылок на более подробные источники информации.

    Пример оценки общего эффективного V крыла.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_01.jpg
Просмотров: 1349
Размер:	35.0 Кб
ID:	471353
    С08 V2/3, это последняя модель Ганса-Юргена Анверферта. Имеет 1 град отрицательного геометрического V крыла.

    Давайте посмотрим на различные составляющие эффективного V крыла присущие конструкции этой модели. При стреловидности 25 и наличии винглет, скорее всего требуется компенсация избыточного эффективного V крыла.


    Винглеты вносят 3,85 град. V, и при Сl = 0,1 эффективное V крыла от стреловидности составляет 1,5 град. В результате разница между геометрическим V крыла (-1,0 град.) и эффективным (3,85+1,5 =5,35 град.) составит 4,35 град. Эта величина, дает достаточную устойчивость и не слишком большую вероятность переворачивания в инверсный полет, при попадании в турбулентность.


    При парении Сl = 0,6, эффективное V крыла составляет 15 град. (3,85+11,2), что за вычетом 1 град. будет 14 град. эффективного V крыла. Эта величина, не такая большая как может казаться (см. Blane Beron-Rawdon’s “Spiral Stability and the Bowl Effect”).
    При таком значении эффективного V крыла, С08 V2/3, выполняет полет с креном , при парении, без необходимости корректировки (без рук).


    Кроме того, при отрицательном геометрическом V, буксировочный крюк поднимается относительно ЦТ, таким образом плечо приложения натяжения леера уменьшается, предотвращая переворачивание в начальный момент «затяжки» леером.

    Отрицательное V и плоское вращение.


    Эдуард Молфино, моделист много экспериментирующий с ЛК, говорит: « Я столкнулся так же с проблемами проявляющимися в экстремальных условиях. Основной проблемой, возникающей на многих моделях, была тенденция к плоскому вращению, при парении или повороте с сильным креном. Более устойчивые модели попадали в плоское вращение только при сильной турбулентности.


    Потеря высоты необходимая для выхода из плоского вращения была разной для разных моделей, и составляла от нескольких метров до бесконечности. Некоторые модели не выходили из плоского вращения, что бы я не делал с управлением, и только земля останавливала их.


    После многочисленных экспериментов, я нашел простой способ, заключающийся в подъеме ЦТ. Это приводило к нестабильности в плоском вращении и выходу из него в перевернутый полет. Небольшое V крыла завершало решение проблемы плоского вращения.


    Выводы:


    - Спиральная неустойчивость вызывается чрезмерно большой площадью вертикального стабилизатора (из за избыточной путевой устойчивости).
    - ЛА имеющий слишком большую боковую устойчивость, и большое V. Будет иметь путевую неустойчивость и склонность к голландскому шагу.
    - В голландском шаге направление поворота всегда в противофазе с креном.
    - Причины спиральной неустойчивости и голландского шага действуют взаимнопротивоположно.
    - Эффективное V крыла не изменяется при изменении угла атаки если крыло не имеет стреловидности. Эффективное V крыла увеличивается с увеличением коэффициента подъемной силы, если крыло имеет положительную стреловидность.
    - Положительный эффект отрицательного геометрического V крыла: уменьшение эффективного V крыла на больших коэффициентах подъемной силы.


    Стреловидные ЛК способны демонстрировать прекрасную спиральную устойчивость при парении в терме, из за увеличения эффективного V крыла на больших коэффициентах подъемной силы. Так как эффективное V крыла уменьшается при уменьшении коэффициента подъемной силы, они не проявляют тенденции к голландскому шагу на высокой скорости. Это важные преимущества стреловидных ЛК перед ЛА обычной схемы.


    bsquared@halcyon.com.


    На ресурсе, есть и другие темы по аэродинамике ЛК. Надеюсь Вам будет интересно

  14. #11

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Стал искать профили для ЛК (в частности MH 64) и наткнулся на такую страничку:
    http://www.mh-aerotools.de/airfoils/...lyingwings.htm

    Хотя эту ссылку уже приводили, как лучший ресурс
    http://www.b2streamlines.com/OTW.html
    Последний раз редактировалось GreenGo; 04.03.2011 в 09:51.

  15. #12

    Регистрация
    16.01.2008
    Адрес
    Ереван
    Возраст
    55
    Сообщений
    2,254
    Записей в дневнике
    19
    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Стал искать профили для ЛК (в частности MH 64)
    Сергей, а можно поинтересоваться чем вас привлек профиль MH64?
    Спасибо за ссылки!

  16. #13

    Регистрация
    29.06.2005
    Адрес
    Харьков, Украина
    Возраст
    62
    Сообщений
    2,443
    Записей в дневнике
    44
    Хороших профилей для ЛК не так и много. Для стреловидных крыльев с моей точки зрения наиболее оптимальны DELTA 400 и MH64, причём последний предпочтительнее (на наших числах рейнольдса 200-300тыс у него более плавные поляры).

  17. #14

    Регистрация
    25.02.2009
    Адрес
    Казахстан
    Возраст
    49
    Сообщений
    2,254
    Валерий здравствуйте. Как там ваш большой птиц с жёлто-синими крыльями?

  18. #15

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от Стрела RoSa Посмотреть сообщение
    Сергей, а можно поинтересоваться чем вас привлек профиль MH64?
    Его рекомендуют для моделей, он имеет малый момент и с ним у меня получилось (на двухметровом размахе) в XFLR качество у стреловидного ЛК лучше чем у классики с профилем AG25.

    На картинке качества от скорости - красный цвет это классика, зеленый это ЛК со стреловидностью 20 град.
    Размах 2000мм, вес 1500гр (одинаковые в обоих случаях, модели настроены по центровке и статическая устойчивость почти одинаковая, у ЛК немного выше).
    Нажмите на изображение для увеличения
Название: Cl_Cd.jpg
Просмотров: 422
Размер:	28.5 Кб
ID:	472688
    Последний раз редактировалось GreenGo; 05.03.2011 в 21:41.

  19. #16

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Модели конечно разные. Размеры и вес одинаковые

    Продолжение переводов статей по ЛК.

    RC Soaring Digest 2002 #4 B. & B. Kuhlman
    Распределение крутки на стреловидном крыле.


    В этой части серии статей по стреловидным крыльям, мы дадим подробный ответ: почему конструкторы стреловидных ЛК, увеличивают крутку в концевых сечениях крыла.

    Часть 1. Эллиптическое распределение.
    Мы занимаемся ЛК более 20 лет. В течение этого времени, мы построили многоЛК с прямым крылом и несколько стреловидных. Как мы уже, писали, у этих двух типов ЛК есть свои достоинства и недостатки.

    Предисловие к распределению крутки.
    Наше желание строить стреловидные ЛК было вызвано презентацией Др. Уолтера Панкнина (Dr. Walter Panknin), на симпозиуме MARCS в 1989г.


    Др. Панкнин описал относительно простой метод определения геометрической крутки для стабилизации ЛК. Он принял, что крутка будет распределена по полуразмаху так, что – корневое сечение будет 0 град, а концевое установлено на некоторый отрицательный угол, и при этом передняя и задняя кромки консоли будут образовывать прямые линии. Крыло Др. Панкнина “Flying Rainbow” использует этот тип распределения крутки.


    Нас привлекло еще одно крыло – CO2, Ганса-Юргена. CO2 не имеет сужения (имеет постоянную хорду), и имеет распределение при котором корневая часть консоли (50% полуразмаха) не имеет крутки. Общий угол крутки аналогичен рассчитанному Др.Панкниным, но устойчивость по тангажу, при этом, может быть немного больше.


    В последнее время Ганс-Юрген и другие конструкторы стреловидных ЛК используют другое распределение, разделяя полуразмах на три секции. Корневая секция не имеет крутки, средняя секция имеет крутку на 1/3 от общей, и остальная крутка приходится на концевую секцию.

    Распределение подъемной силы


    Почти все книги по аэродинамике посвящают страницы «распределению подъемной силы».
    Распределение для прямого крыла (без стреловидности линии фокусов), может быть представлено графиком в стандартной системе координат. Кривая распределения отображает локальную циркуляцию – произведение локального коэффициента подъемной силы на локальную хорду.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part1_01.jpg
Просмотров: 268
Размер:	43.9 Кб
ID:	472737

    Как определяют, каким должно быть распределение? Начнем с эллиптического распределения. Разместим крыло в координатной системе так, что концы крыла будут в точках минус 1,0 и 1,0 по оси Y. Начертим половину окружности диаметром равным размаху крыла. Теперь опустим вертикальные линии с окружности на ось Y. Разделив эти отрезки пополам, и соединив их середины мы получим эллипс.


    Эллиптическое распределение считалось идеальным, и использовалось на истребителях второй мировой. Было предложено Людвигом Прандтлем в 1908 году и опубликовано в 1918 году.


    При таком распределении, каждый участок площади крыла создает одинаковую подъемную силу (одинаково нагружен) и работает на одинаковых коэффициентах подъемной силы. Сопротивление такого крыла считалось минимальным.


    Для создания крыла такого с таким распределением, необходимо чтобы площадь каждой секции крыла, вдоль размаха, была пропорциональна такому же участку эллипса (фактически крыло может быть эллиптическим, с поправкой на стреловидность линии фокусов).


    После некоторых графических экспериментов мы выяснили, что трапецевидное крыло имеющее сужением 0,45 (концевая хорда/корневая хорда), практически точно соответствует эллиптическому распределению Прандтля. При этом трапецевидное крыло имеет важное преимущество - его легче построить.


    Но у крыла с эллиптическим распределением есть один существенный недостаток, срыв потока на нем может начинаться по всему крылу. На больших углах атаки, небольшой порыв ветра может вызвать срыв в любом месте крыла (так как к концу крыла числа Рейнольдса меньше, вероятнее всего начиная с концов крыла). Трапецевидное крыло с близким к эллиптическому распределением будет вести себя так же.

    Распределение коэффициента подъемной силы.


    Как было сказано выше, подъемная сила каждого сечения крыла пропорциональна циркуляции – произведению Cl на Cn (локальный коэффициент подъемной силы на локальную хорду). Логично поэтому рассмотреть распределение коэффициент подъемной силы, вдоль размаха крыла.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part1_02.jpg
Просмотров: 470
Размер:	45.9 Кб
ID:	472736



    В случае эллиптического распределения Прандтля коэффициент подъемной силы одинаков по всему размаху.


    В случае ромбовидного крыла, концевая хорда равна нулю, и коэффициент подъемной силы к концу крыла стремиться к бесконечности (бесконечным он не может быть из за уменьшения чисел Рейнольдса). Поэтому такое крыло будет всегда (даже на малых углах атаки) срываться начиная с концов крыла. Из этого примера видно, что хорда не должна быть слишком малой, так как это ведет к срыву.


    Срыв на концах крыла может быть предотвращен или увеличением хорды крыла или использованием отрицательной крутки. Как мы интуитивно знаем – увеличение хорды ведет к уменьшению локального коэффициент подъемной силы. Использование крыла с увеличенной на конце хордой, не так эффективно как крыла с эллиптическим распределением, но так как разница между прямоугольным крылом и эллиптическим всего около 7%, то использование такого крыла может быть приемлемым компромиссом для хобби или спорта.

    Паразитное рыскание.
    Еще один эффект эллиптического распределения проявляется при использовании элеронов.


    При отклонении Элеронов, формы сечений крыла изменяются и создают не только подъемную силу но и сопротивление. При отклонении элерона вниз коэффициент сопротивления профиля больше, чем у профиля при отклонении элерона вверх. В результате , при этом возникает отклонение носа (рыскание) в противоположную повороту сторону.


    В ЛА обычной схемы эта тенденция может быть уменьшена дифференциальным отклонением элеронов (отклонение вверх больше, чем отклонение вниз) и компенсацией рулемнаправления.


    Для стреловидных крыльев, без вертикального оперения, нейтрализация этого эффекта в

    конструкции, обязательна, так как использование дифференциала элеронов нежелательно из за его влияния на поведение ЛА по тангажу.


    При выборе распределения крутки у стреловидных ЛК необходимо добиться решения следующих вопросов:
    1. Получить низкое индуктивное сопротивление, используя распределение близкое к эллиптическому,(без ухудшения срывных характеристик.
    2. Уменьшить паразитное рыскание при использовании элеронов.
    3. Обеспечить конструкцию с хорошим соотношением веса и прочности.
    Исторически - лирическое отступление .


    Братья Райт, кроме других достижений, были первыми, кто понял необходимость использования крена для поворота ЛА. Это решение без сомнения пришло из их опыта с велосипедами. Братья Райт из за наличия этого опыта, смотрели на полет птиц с другой «перспективы», чем другие пионеры авиации. Кстати, их прямой конкурент - Гленн Кёртис, предложивший использование элеронов, занимался мотоциклами.


    Создание летающей машины, несмотря на огромный успех и практическую выгоду, прекратило изучение птиц, как модели для ЛА. Но в наше время конструкторы снова обратили внимание на биологические прототипы ЛА. Они хотят создать ЛА требующий для эффективного полета: создания подъемной силы, стабильности и управляемости, только одного структурного компонента – крыла.


    Птица как биологическая система успешна уже очень долгое время. Для выживания птицам требуется не только подъемная сила, стабильность и управляемость. Они должны быть эффективными с точки зрения расхода энергии. Минимальное сопротивление в этом отношении основной фактор, как и очень легкая конструкция, т.к. дополнительный вес увеличивает расход энергии.
    Птицы не имеют (почти) вертикальных поверхностей, но могут выполнять прекрасные скоординированные повороты. Вероятно, они ничего не знают об эллиптическом распределении подъемной силы.

    Что дальше?
    В следующих частях:
    1. Мы выясним, что эллиптическое распределение подъемной силы не ведет к минимизации сопротивления, как было догмой с 1920 года.
    2. Найдем способ получать, дополнительную тягу (уменьшать общее сопротивление) при использовании винглетов.
    3. Узнаем, как увеличить размах и удлинение без необходимости увеличивать прочность конструкции.


    RC Soaring Digest 2002 #6 B. & B. Kuhlman

    Часть 2. Распределение крутки у стреловидных крыльев.
    В первой части мы рассмотрели примеры распределения подъемной силы. В этой части мы расскажем о характере срыва потока у крыльев разной формы. Определим связь угла атаки с точкой разделения потока, и то, как стреловидность влияет на угол атаки вдоль размаха.

    Характер срыва у крыльев без крутки.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part2_01.jpg
Просмотров: 828
Размер:	55.4 Кб
ID:	472735


    У эллиптического крыла с идеальным распределением, коэффициента подъемной силы одинаков для всех сечений вдоль размаха, и срыв может начинаться в любом месте крыла.


    Прямоугольное крыло, с одинаковой хордой по всему размаху, имеет тенденцию, к срыву начиная с центральной части. Это происходит потому, что локальный коэффициент подъемной силы уменьшается от корня к концу, конец крыла разгружается и это препятствует срыву.

    Распределение и характер срыва стреловидных крыльев.
    Стреловидное крыло отличается по характеру срыва от других форм.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part2_02.jpg
Просмотров: 255
Размер:	30.5 Кб
ID:	472734



    На рис.3 показано сравнение распределения для стреловидных крыльев и крыльев обратной стреловидности. У крыла прямой стреловидности коэффициент подъемной силы увеличивается к концу крыла и уменьшается в корневых сечениях.


    Прежде, чем говорить, почему это так, нужно заметить, что изменяя сужение стреловидного крыла, мы можем подобрать распределение для его соответствия идеальному эллиптическому распределению.

    На рис.4 показано необходимое сужение, в зависимости от стреловидности, для получения у крыла, распределения близкого к эллиптическому. Но хотя характер срыва у такого «идеального» крыла не улучшается.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part2_03.jpg
Просмотров: 300
Размер:	31.1 Кб
ID:	472733



    Крыло прямой стреловидности при срыве имеет тенденцию увеличивать угол атаки. Так как элевоны расположены в зоне срыва, они становятся не эффективными и ЛА теряет управление.
    Крыло обратной стреловидности так же страдает от подобной «болезни». При срыве (в центральной части) концы крыла продолжают работать, центр давления перемещается вперед и выводит крыло на большие углы атаки.

    Стреловидность и угол атаки.
    Как происходит обтекание крыла потоком.
    1.Скорость потока над крылом больше. Скорость потока снизу крыла меньше.
    2. Подходя к крылу, поток отклоняется вверх.
    3. Позади крыла поток отклоняется вниз.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part2_04.jpg
Просмотров: 386
Размер:	65.4 Кб
ID:	472739



    Там где поток встречается с крылом и разделяется на два потока, обтекающие крыло сверху и снизу, есть зона с нулевым вектором скорости (скорость потока равна нулю), будем называть ее точкой разделения потока.


    Расположение этой точки может быть использовано для определения угла атаки локального сечения крыла, так как при увеличении угла атаки эта точка двигается по нижней поверхности крыла, назад к задней кромке.


    В случае прямого крыла, с эллиптическим распределением (без крутки), расположение точки разделения потока на сечении профиля, остается постоянным вдоль всего размаха.


    У крыла со стреловидностью, положение точки разделения меняется вдоль размаха. Каждая секция крыла отклоняет поток на следующей секции так, что точки разделения смещаются постепенно назад. Это свидетельствует об увеличении угла атаки.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part2_05.jpg
Просмотров: 571
Размер:	42.1 Кб
ID:	472738


    Из за изменения потока вдоль размаха, на стреловидном крыле, эффективный угол атаки, от корневого к концевому сечению, увеличивается. В результате, срыв начинается с концевого участка крыла.


    Для обеспечения постоянства ушла атаки вдоль крыла, требуется некоторый отрицательный угол крутки. Это делает, распределение подъемной силы более эффективным и уменьшает тенденцию к срыву на концах крыла.

    Замечания о крутке.
    На ЛА обычной схемы часто используют отрицательную крутку для борьбы со срывом на концах крыла. При этом на малых углах атаки концевые секции могут создавать отрицательную подъемную силу.


    В 20-30 годы на деревянных планерах, с большим удлинением, недостаточная прочность приводила к разрушению крыла аэродинамическими силами.


    У стреловидного крыла эффективный угол атаки зависит от скорости. У крыла имеющего крутку, на некоторой скорости отклонение потока будет таким, что угол атаки по всему размаху станет постоянным, и крыло будет иметь близкое к «идеальному» распределение с одинаковым во всех сечениях коэффициентом подъемной силы. Это отличается от эллиптического крыла, которое на любой скорости остается «идеальным». Но все же, это некоторое улучшение по сравнению с крылом без крутки.

    Какой в этом смысл?
    Из того, что мы рассмотрели, напрашивается вопрос: если можно иметь «идеальное» распределение без стреловидности, для чего столько усилий, чтобы использовать стреловидное крыло которое только иногда работает «хорошо».
    На стреловидном крыле распределение зависит не только от формы в плане, но и от стреловидности и от крутки. Наличие стреловидности, значительно, увеличивает сложность вычислений.


    На данном этапе, наших «исследований» кажется, что потенциал у стреловидных крыльев только в уменьшении сопротивления по сравнению с обычными ЛА.
    Можно ли добиться в этом направлении результата стоящего потраченных усилий? Это пока открытый вопрос. Существует множество новых подходов и возможно, появление мощных недорогих компьютеров, и возобновление интереса к стреловидным крыльям, приведет к положительному результату в этой области.
    Последний раз редактировалось GreenGo; 05.03.2011 в 22:57.

  20. #17

    Регистрация
    16.01.2008
    Адрес
    Ереван
    Возраст
    55
    Сообщений
    2,254
    Записей в дневнике
    19
    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Его рекомендуют для моделей, он имеет малый момент и с ним у меня получилось (на двухметровом размахе) в XFLR качество у стреловидного ЛК лучше чем у классики с профилем AG25.
    Большое спасибо! А из чего вы изготовляете ваши крылья? Как получается выдержать точный профиль крыла при изготовлении ЛК что может действительно повлиять при такой малой разнице? По моему такую малую разницу можно получить ( вложить) только при изготовлении крыльев посредством ЧПУ, ну скажем пенорезки, прав?

    Цитата Сообщение от Cherkashin Посмотреть сообщение
    Хороших профилей для ЛК не так и много. Для стреловидных крыльев с моей точки зрения наиболее оптимальны DELTA 400 и MH64, причём последний предпочтительнее (на наших числах рейнольдса 200-300тыс у него более плавные поляры).
    Можно поинтересоваться при какой высоте над уровнем моря, при какой скорости ЛК и хорде у вас получается Re 300K и тем более 200К?Речь о посадочном режиме или о полетном с данным упомянутым Re?
    и еще один вопрос так как не владею - со скольких процентов камеры рекомендуете начинать экспериментировать с профилем DELTA 400 или MH64?

    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение


    RC Soaring Digest 2002 #6 B. & B. Kuhlman

    Характер срыва у крыльев без крутки.

    Вложение 472735

    Вот это даааа... не знал. Спасибо за перевод и помощь!
    Последний раз редактировалось Стрела RoSa; 06.03.2011 в 05:42.

  21. #18

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от Стрела RoSa Посмотреть сообщение
    Большое спасибо! А из чего вы изготовляете ваши крылья? Как получается выдержать точный профиль крыла при изготовлении ЛК что может действительно повлиять при такой малой разнице? По моему такую малую разницу можно получить ( вложить) только при изготовлении крыльев посредством ЧПУ, ну скажем пенорезки, прав?
    В своем предидущем ответе, так же сначала написал про качество изготовления, но потом потер.

    Я еще пока больше "теоретик", модели делаю пока по простым технологиям.
    Пена обтянутая бумагой, планирую перейти на обтяжку стеклом.

    Мне кажется, что при достаточно близком выдерживании профиля, важнее точность и качество поверхности носка профиля, чем идеальное выдерживание всего профиля, это подтверждает XFLR (и конечно "вылизанность" всей модели).

  22. #19

    Регистрация
    16.01.2008
    Адрес
    Ереван
    Возраст
    55
    Сообщений
    2,254
    Записей в дневнике
    19
    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Мне кажется, что при достаточно близком выдерживании профиля, важнее точность и качество поверхности носка профиля, чем идеальное выдерживание всего профиля, это подтверждает XFLR (и конечно "вылизанность" всей модели).
    не совсем полностью согласен насчет носка, привожу пример профиля naca63A212, который модернизирован мной для получения максимально близких данных подъемной при разных Re и при 0 градусе атаки. Как видите Xtr alpha нижней ламинарной составляющей профиля работает именно в конце профиля.Тут для близкого повторения от модели к модели без машинного изготовления не обойтись к сожалению.Нажмите на изображение для увеличения
Название: 63A212 botomXTR alpha.jpg
Просмотров: 162
Размер:	100.6 Кб
ID:	472887Нажмите на изображение для увеличения
Название: 63A212.jpg
Просмотров: 233
Размер:	34.4 Кб
ID:	472886
    Сергей, очень хотелось бы почитать про щелевые элевоны или элероны.Нет ли в переводимой вами литературе о них?

    Цитата Сообщение от GreenGo Посмотреть сообщение
    Я еще пока больше "теоретик", модели делаю пока по простым технологиям.
    Пена обтянутая бумагой, планирую перейти на обтяжку стеклом.
    Думаю зря вы так плохо думаете про бумагу, пена обтянутая разведенным метанолом 2:1 клея "Титан" глянцевой Крафт бумагой усиленная в необходимых местах профиля шпоном выдает классные быстрые результаты для моделирования. Стекло всего лишь утяжеляет модель и придает большую прочность, но отбирает много времени и средств что не немаловажно для сравнения с многослойным бумажным сендвичем - стеклоНажмите на изображение для увеличения
Название: struktura peno kryla.jpg
Просмотров: 418
Размер:	30.4 Кб
ID:	472892 бумагаНажмите на изображение для увеличения
Название: struktura peno kryla2.jpg
Просмотров: 462
Размер:	32.6 Кб
ID:	472893
    Последний раз редактировалось Стрела RoSa; 06.03.2011 в 12:25.

  23. #20

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от Стрела RoSa Посмотреть сообщение
    не совсем полностью согласен насчет носка,
    Про профиль согласен. По профилям для стреловидных крыльев хочу перевести статью, немного позже

    Есть хорошая книга на английском с подробным анализом щелевых крыльев. Ссылку поищу. Но основной вывод: они дают большое сопротивление и могут быть использованы на серьезных ЛА только с механизацией.

    Бумага это очень хорошо для хобби, но профиль не очень точно выдерживается и портится при эксплуатации.

  24. #21

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    RC Soaring Digest 2002 #9 B. & B. Kuhlman
    Часть 3. Распределение крутки у стреловидных крыльев. Уменьшение паразитного рыскания.


    Стреловидность и крутка.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_1.jpg
Просмотров: 235
Размер:	38.7 Кб
ID:	473430


    Рис.1 демонстрирует скос потока вдоль крыла, влияющий на внешние (крайние) секции крыла, и увеличивающий эффективный угол атаки. Хотя на рисунке ситуация преувеличена, но это объясняет увеличение эффективного угла атаки и тенденцию к срыву на концах крыла.


    Существует несколько путей уменьшения эффекта срыва с концов крыла. Это подбор профиля и использование гребней, но преимущество за использованием отрицательной крутки, от корня к концу крыла.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_2.jpg
Просмотров: 365
Размер:	37.3 Кб
ID:	473429


    Рис.2 Показывает случай где крыло имеет крутку, и каждая секция имеет такой угол крутки, что его угол по отношению к набегающему потоку (эффективный угол атаки) равен нулю.
    Отклонение потока прямо пропорционально, создаваемой предидушим внутренним сегментом крыла, подъемной силе. Поэтому случай на Рис.2 справедлив только для одного режима полета (скорости и углу атаки), но общий принцип очень важен.

    Векторы.
    Масса, длина, давление и время могут быть определены только числами, силы с другой стороны имеют и величину и направление, и называются векторами.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_4.jpg
Просмотров: 462
Размер:	38.6 Кб
ID:	473428


    Рис.4А. Показывает действие векторов сил на ЛА, в равномерном горизонтальном моторном полете.


    Весу W противодействует создаваемая крылом подъемная сила L. Сопротивление D противодействует создаваемой винтом тяге T. Так же обозначены, вектор R1 который представляет суммарную аэродинамическую силу, и вектор R2 представляющий суммарное действие веса и тяги. Эти результирующие векторы R1 и R2, получаются геометрическим сложением по правилу паралелограма. В данном случае, векторы R1 и R2 уравновешивают друг друга и ЛА находится в равномерном горизонтальном движении.


    Если тяга увеличивается как на Рис.4В, длина вектора T увеличивается и сопротивление D не будет ее уравновешивать. Разница между этими силами создает ненулевую результирующую силу, которая будет разгонять ЛА до большей скорости.


    Рис. 4С Показывает движение ЛА в безмоторном планировании в случае равномерного движения.


    В данном случае, суммарная аэродинамическая сила R1, уравновешивает вес W. Вектор сопротивления D параллелен потоку воздуха, вектор подъемной силы L перпендикулярен потоку воздуха.


    Если нос планера наклонится больше вниз, как на Рис.4D, направление полета изменится и векторы D и L повернутся вслед за изменившимся направлением набегающего потока. Суммарная аэродинамическая сила R1 так же повернется и отклонится от вертикали. В результате суммарное действие вектора веса W и вектора R1, не будет больше равно нулю и появится сила Ti, которая будет разгонять ЛА вперед. До тех пор, пока сила сопротивления не уравновесит эту силу индуцированной тяги Ti.

    Индуцированная тяга при использовании винглетов.


    Один из примеров индуцированной тяги, это действие винглетов на стреловидном крыле.
    Некоторые читатели не могут поверить, что это действительно работает.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_5.jpg
Просмотров: 519
Размер:	32.1 Кб
ID:	473427


    Рис.5 показывает крыло (при виде сзади)и поток воздуха двигающийся вдоль нижней поверхности крыла, от корневых сечений к концу крыла, с возрастающей скоростью. Поток вокруг конца крыла двигается почти по окружности, но к этому движению добавляется скорость встречного потока. Поэтому результирующий поток попадает на винглет под некоторым углом α.


    Ситуация работы векторов, в данном случае, аналогична рассмотренной на Рис.4D. Когда ЛА разгоняется суммарным действием веса W и аэродинамической силы R1. Но в случае винглета силу веса заменяет аэродинамическая сила противоположного винглета.
    (Для тех кто сомневается, можно смоделировать с мокрым куском мыла, сжав его в руке)

    Работа элеронов на стреловидном крыле с круткой.


    Мы можем расширить ситуацию с индуцированной тягой на случай внешних секций (концов) стреловидного крыла с элеронами.
    Представим себе обтекание профиля в аэродинамической трубе.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_6.jpg
Просмотров: 307
Размер:	46.0 Кб
ID:	473435


    На Рис.6А профиль создает некоторую подъемную силу, в то время как поток воздуха горизонтален. Вектор сопротивления параллелен потоку, вектор подъемной силы перпендикулярен потоку. Результирующий вектор R1, отклонен назад. Обратим внимание, что если угол атаки начнет увеличиваться, вектор подъемной силы останется перпендикулярным потоку и вектор сопротивления останется параллельным потоку.


    На Рис.6В воздушный поток набегает на профиль под углом 5 град. Векторы L и D поворачиваются вслед за набегающим потоком, результирующий вектор R1 поворачивается вместе с ними, немного отклоняясь от вертикали.


    На Рис.6С показан случай с углом атаки 10 градусов. Ситуация такая же как на предидущем рисунке, но векторы повернулись больше.


    На Рис.6D Показана ситуация при обтекании профиля под углом 15 градусов. Если срыва потока нет, то результирующий вектор R1 отклонен сильно вперед. Если есть срыв потока, то результирующий вектор отклонен сильно назад.


    На Рис.6Е показан пример обтекания внешней концевой секции стреловидного крыла с круткой.


    Поток воздуха двигается снизу под углом 10 градусов к коризонту. Профиль установлен с отрицательным углом 5 градусов. В результате поток набегает на профиль под углом 5 градусов. Подъемная сила по величине как в случае на Рис.6В, но в результате отрицательного угла установки профиля, действие сил относительно горизонта аналогично изображенному на Рис.6С.


    Внешнюю секцию стреловидного крыла, можно представить, как «распрямленный винглет». Действие крайних секций и винглетов у стреловидного крыла аналогично.

    Индуцированная тяга и отклонение элеронов.


    Посмотрите на Рис.7. Это иллюстрация внешней секции стреловидного крыла с круткой и установленными элеронами.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_7.jpg
Просмотров: 293
Размер:	45.0 Кб
ID:	473434


    Когда элерон в нейтральном положении, результирующий вектор R вертикален.
    Когда элерон отклонен вниз, подъемная сила существенно увеличивается. Результирующий вектор поворачивается вперед. Появившаяся сила индуцированной тяги, двигает крыло вперед и действует против паразитного рыскания.


    Когда элерон отклонен вверх, вектор подъемной силы уменьшается (если отклонение элерона большое, вектор может поменять направление на противоположное).



    Результирующий вектор R отклоняется от вертикали назад, и тормозит крыло противодействуя паразитному рысканию.


    Для стреловидного крыла, можно сделать вывод: при повороте с использованием элеронов паразитное рыскание, действующее против направления поворота, может быть нейтрализовано, при использовании соответствующей отрицательной крутки.


    В случае Когда внешние (концевые) секции стреловидного крыла создают отрицательную аэродинамическую (подъемную силу) из за отрицательной крутки, отклонение элерона так же противодействует паразитному рысканию. Этот случай изображен на Рис.8.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_8.jpg
Просмотров: 176
Размер:	44.1 Кб
ID:	473433


    На Рис.9 приведено сравнение эффекта паразитного рыскания на прямом и стреловидном крыльях.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: twist_part3_9.jpg
Просмотров: 376
Размер:	59.0 Кб
ID:	473432

    Далее в следующей части:
    Теперь, когда мы знаем о методе нейтрализации паразитного рыскания, мы можем продолжить рассматривать способы уменьшения индуктивного сопротивления. В 4й части, будет рассмотрено колоколообразное распределение, предложено е братьями Хортен.

    Цитата Сообщение от Стрела RoSa Посмотреть сообщение
    Сергей, очень хотелось бы почитать про щелевые элевоны или элероны.
    Эта книга, должна подойти. Theory of Wing Sections.
    Есть в books.google и здесь http://books.tr200.ru/v.php?id=204904

    Последний раз редактировалось GreenGo; 07.03.2011 в 16:46.

  25. #22

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Это оказалась не та книга. Правильную не могу найти.

    Вот есть кое, что здесь: Theory of the slotted wing.
    http://naca.central.cranfield.ac.uk/report.php?NID=226

  26. #23

    Регистрация
    04.09.2010
    Адрес
    Германия
    Возраст
    44
    Сообщений
    79
    Индуцированная тяга при использовании винглетов.


    Один из примеров индуцированной тяги, это действие винглетов на стреловидном крыле.

    Некоторые читатели не могут поверить, что это действительно работает.





    Рис.5 показывает крыло (при виде сзади)и поток воздуха двигающийся вдоль нижней поверхности крыла, от корневых сечений к концу крыла, с возрастающей скоростью. Поток вокруг конца крыла двигается почти по окружности, но к этому движению добавляется скорость встречного потока. Поэтому результирующий поток попадает на винглет под некоторым углом α.



    Ситуация работы векторов, в данном случае, аналогична рассмотренной на Рис.4D. Когда ЛА разгоняется суммарным действием веса W и аэродинамической силы R1. Но в случае винглета силу веса заменяет аэродинамическая сила противоположного винглета.




    в инете появляется всё больше моделей где винглет крепится не на крыле а за крылом. начинается с задней кромки. получается в этом случае винглет не препятствует перетеканию потока на крыле. а если добавим сюда срыв потока или завихрения с конца крыла то получается винглет
    стоит в мёртвой зоне.
    или здесь действуют другие силы....

  27. #24

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от basilio26 Посмотреть сообщение
    в инете появляется всё больше моделей где винглет крепится не на крыле а за крылом. начинается с задней кромки. получается в этом случае винглет не препятствует перетеканию потока на крыле. а если добавим сюда срыв потока или завихрения с конца крыла то получается винглет стоит в мёртвой зоне.
    Вопрос сложный, тем более для моделей. Я пока здесь больше переводчик но предложил бы увеличить размах для повышения качества, а винглеты использовать как вертикальные стабилизаторы
    Встречный поток конечно сдувает перетекающий снизу крыла поток назад, но как это оценить?

  28. #25

    Регистрация
    22.07.2005
    Адрес
    санкт-петербург
    Возраст
    68
    Сообщений
    190
    При малых числах Re перетекание потока с области повыш. давления на меньшее можно пренебречь,прочитайте Шмитц-Аэродинамика малых скоростей

  29. #26

    Регистрация
    04.09.2010
    Адрес
    Германия
    Возраст
    44
    Сообщений
    79
    прочитайте Шмитц-Аэродинамика малых скоростей[/QUOTE]
    прочитал интересная книжонка.но как говорится чем больше знаеш тем больше вопросов.

    давно собираюсь сделать крыло для термика, для релакса так сказать, но ни как не могу решить что делать, просто крыло доску или стреловидное крыло. может кто что подскажет.....

  30. #27

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от basilio26 Посмотреть сообщение
    давно собираюсь сделать крыло для термика, для релакса так сказать, но ни как не могу решить что делать, просто крыло доску или стреловидное крыло. может кто что подскажет.....
    Есть серия статей by Peter Wick в RS SoaringDigest 2006, в которой он кратко объясняет почему "доска" не очень подходит для термы, это скорее выбор для быстрого слопа.

    Хочу перевод сюда выложить, доски ведь тоже ЛК (и там есть хорошее объяснение свойств профилей).


    Продолжение по крутке.
    RC Soaring Digest 2003 #6 B. & B. Kuhlman

    Часть 3. Распределение крутки у стреловидных крыльев.


    Эта часть посвящена двум вещам. Связи между распределением, конфигурацией элеронов и паразитным рысканием, и тем как колоколообразное распределение может быть использовано для уменьшения индуктивного сопротивления.

    Тригонометрическое определение распределения подъемной силы.
    Прежде чем обратится к результатам исследований по распределению, еще раз обратимся к эллиптическому распределению.
    В Части 1, эллиптическое распределение было определено геометрическим способом (Рис.1).


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_1.jpg
Просмотров: 92
Размер:	40.8 Кб
ID:	475019


    Эта эллиптическая кривая, часто используется как основа для распределения подъемной силы.
    Есть и другой способ определения эллиптического распределения. Этот способ использует тригонометрические функции.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_2.jpg
Просмотров: 87
Размер:	43.2 Кб
ID:	475018


    На Рис.2 любая точка полуокружности Р, задается формулами координат X и Y:

    Yp=K*cos x
    Yp=K*sin x
    Где К=b/2 полуразмах.
    Чтобы определить эллипс, используя эти формулы, нужно изменить константу К. В случае как на Рис.2, К=b/4.


    Нужно помнить, что каждая точка Р, определяет подъемную силу (циркуляцию) данной секции крыла (произведение локального коэффициента подъемной силы на локальную хорду).


    Чтобы это наглядно представить, можно взять случай эллиптического распределения, эллиптического в плане крыла с постоянным коэффициентом подъемной силы. В этом случае хорда крыла прямо пропорциональна подъемной силе – высоте кривой распределения (Yp –координате).


    Немного изменив этот тригонометрический способ определения кривой распределения, мы можем добавить к тригонометрической функции экспоненту – n.
    Взамен использования sin x будем использовать sin n x.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_3.jpg
Просмотров: 125
Размер:	50.6 Кб
ID:	475017


    Рис 3. показывает эллиптическое распределение sin x и три других распределения: sin 2,5 x, sin 3 x и sin 4 x.


    Так как вес ЛА остается постоянным, то и общая подъемная сила крыла, определяемая площадью под каждой кривой, будет одинаковой.


    Виды распределения, использующие экспоненту, называются колоколообразными по понятной причине.


    Когда колоколообразное распределение используется на крыле со средней стреловидностью, проявляются следующие закономерности:
    Когда экспонента n=2, распределение будет колоколообразным, но индуцированной тяги на концах крыла проявляться не будет.
    Когда экспонента n=2,5, паразитное рыскание будет нейтрализоваться и начнет проявляться рыскание в сторону поворота.
    Когда экспонента n=3, резко усиливается индуцированная тяга создаваемая на концах крыла.


    Конструктор должен выбирать n, как можно меньше, достигая при этом, своих целей.
    Хортен использовал n=3. Для моделей должно быть достаточно n=2,5, при этом паразитное рыскание нейтрализовано и индуктивное сопротивление минимально.

    Момент рыскания, распределение и конфигурация элеронов.


    Dr. Uden провел исследование нескольких конфигураций элеронов.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_4.jpg
Просмотров: 1245
Размер:	54.2 Кб
ID:	475021



    Рис.4 показаны испытанные модели, на которых было использовано эллиптическое и колоколообразное распределение sin 3 x. Отрицательные моменты рыскания соответствуют рысканию в сторону поворота, положительные моменты соответствуют паразитному рысканию против поворота.


    Результаты исследования, показывают увеличение паразитного рыскания при смещении расположения элевонов дальше от конца крыла (к центру). Это важное замечание.
    На стреловидном крыле с колоколообразным распределением, управляющие поверхности должны располагаться на внешних секциях крыла.
    Хортены использовали двойные элевоны. Пара элевонов располагающихся ближе к центральной части крыла, использовалась ими для компенсации излишнего доворачивания в поворот при использовании внешних элеронов работавших на отрицательных углах атаки (создававших отрицательную подъемную силу).

    Уменьшение индуктивного сопротивления.
    «Эллиптическое распределение является наиболее эффективным». Мы слышали это десятки лет. Недавно, в предидущих частях статьи, мы выяснили, что это не совсем верное утверждение. Потому, что не полное.


    Более точно: «Эллиптичесое распределение наиболее эффективно для крыла данной подъемной силы и размаха».
    Это уточнение может казаться не таким важным, поначалу. Но представьте крыло определенного размаха с эллиптическим распределением. Есть ли способ уменьшить индуктивное сопротивление этого крыла, сделав его более эффективным, но сохранив изгибающий момент таким же?


    Если просто увеличить размах и сохранить эллиптическое распределение, крыло будет более эффективным из за увеличения удлинения. Но лонжерон при этом потребует усиления в результате возросшего изгибающего момента.
    Вопрос переходит в «плоскость», как найти способ увеличения размаха без увеличения изгибающего момента.


    Людвиг Прандтль опубликовал работу по эллиптическому распределению в 1918 году. В 1933 году он опубликовал свою работу «On the minimum induced drag of wings”? в которой он представил своё колоколообразное распределение. Это распределение обеспечивает 11% уменьшение индуктивного сопротивления и 22% увеличение размаха, без увеличения изгибающего момента.


    Robert T.Jones в 1950 году, независимо от Прандтля, пришел к аналогичному решению. Его расчеты показывали 15% уменьшение индуктивного сопротивления и 15% увеличение размаха. Рис.6 Показывает сравнение, стандартного эллиптического распределения и распределения Роберта Джонса (Robert T.Jones).


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part4_5.jpg
Просмотров: 272
Размер:	50.0 Кб
ID:	475020

    Снова о винглетах.


    В части 3. Мы показали как винглеты могут создавать индуцированную тягу. Мы так же провели параллель между действием винглетов и эффектом индуцированной тяги от внешних секций стреловидного крыла.


    Интересно в этом плане использование винглетов на самолетах Boeing. Коротко, из использования винглетов фирмой Boeing , можно сделать вывод, что хорошо спроектированные винглеты размером 10-16% от размаха, могут существенно увеличивать эксплуатационную загрузку, радиус действия и уменьшать разбег. Эти выводы соответствуют теоретически рассчитанному эффекту от увеличения размаха крыла предложенного Роберта Джонсом.
    Важно понимать, что коммерческие самолеты имеют ограничение по размаху, конструктивно связанное с архитектурой существующих аэропортов.
    Винглеты на самолетах Boeing, аэродинамически увеличивают размах, без увеличения геометрического размаха.

    Дискуссия на nurflugel e-mail list.


    Russell Lee: Не могли бы Вы найти время, чтобы объяснить почему кооколообразное распределение имеет меньшее сопротивление.


    Al Bowers: (Директор аэродинамического исследовательского центра NASA.)
    Вопрос довольно сложный, но он сводится в конечном итоге к одному: ограничен размах или нет.
    Если размах ограничен, то меньшее сопротивление у эллиптического распределения (если не использовать винглеты). Если размах не ограничен, то колоколообразное распределение будет иметь меньшее сопротивление.
    Рассмотрим эллиптиче6ское крыло, какой лонжерон оно должен иметь чтобы нести данную нагрузку (изгибающий момент в корне крыла - далее ИМКК).
    Теперь в качестве мысленного эксперимента, ответим на вопрос: можно ли создать крыло другого размаха, у которого будет такой же ИМКК? Если да то каким будет оптимальный размах для того же ИМКК? Это и был вопрос поставленный Прандтлем в 1933 году.
    Ответ – Да, это колоколообразное распределение подъемной силы – далее КРПС. КРПС имеет такой же ИМКК как эллиптическое распределение подъемной силы (ЭРПС), но на 11% меньшее сопротивление и на 22% больший размах.
    КРПС имеет минимальное сопротивление для данного ИМКК, что делает его выгодным для птиц.
    Еще одна часть головоломки это индуцированная тяга на концах стреловидного крыла (винглетах). И возможность нейтрализовать паразитное рыскание, но это уже другая история.


    David RSw: Получается, если мы возьмем два ЛА одного веса и с одинаковым ИМКК, мы получим два планера с разными размахами и разными сопротивлениями?
    1. Планер с ЭРПС, весом 245lb, размахом 40ft и качеством 22 и
    2. Планер с КРПС, весом 245lb, размахом 48,8ft и качеством 24 (меньшим на 11% сопротивлением).
    Если же мы сравним два планера с одинаковым размахом. Планер с ЭРПС будет иметь лучшее качество, но больший вес? Насколько больший?


    Albert Robinson: Возможно при КРПС мы вынуждены использовать больший размах для восполнения потерь? Как по другому можно получить тот же ИМКК при большем размахе? Я думал, что преимущество КРПС в увеличении стабильности за счет потери в эффективности. Разве у ЭРПС не большая эффективность при том же размахе? Были ли конструкции по хортену протестированы и продемонстрировали чистое КРПС? Или скорее смесь обоих распределений?
    Извините, я просто не могу понять?


    Al Bowers:
    > Получается, если мы возьмем два ЛА одного веса и с одинаковым ИМКК, мы получим два планера с разными размахами и разными сопротивлениями?
    Правильно!
    Точнее, уменьшается только индуктивное сопротивление (на 11%). Мы не можем ничего поделать с профильным сопротивлением. Мы изменяем площадь крыла поэтому общий баланс сопртивлений будет другим (но профильное сопротивление увеличится незначительно). Поэтому общее качество, у планера с КРПС, вероятно будет 23 (не 24). И я думаю вес, так же, немного увеличится (необходимо учитывать конструктивные элементы и обшивку на крыле большего размаха).
    >Возможно, при КРПС мы вынуждены использовать больший размах для восполнения потерь?
    КРПС имеет меньшее сопротивление, это не восполнение потерь.
    КРПС имеет такой же ИМКК потому, что несет меньшую нагрузку ближе к концам крыла.
    Здесь нет потерь в эффективности. КРПС лучше, чем ЭРПС.
    КРПС минимизирует силовые элементы, имеет меньшее сопротивление и решает проблему паразитного рыскания (так же не нужен вертикальный киль – еще меньше веса).
    Это решение аналогично схеме «используемой» у птиц. Когда вы это понимаете, огромная лампочка зажигается у вас в голове. Это настолько правильно, элегантно и просто.


    David RSw: КРПС это результат крутки и выбора профиля?
    Al Bowers: КРПС это функция крутки, дизайна (выбора Cl и стреловидности) и профиля. При этом мы оптимизируем нагрузку сдвигая ее к концу крыла.

    ЭРПС КРПС
    Нагрузка в центре меньше больше
    Нагрузка на концах больше меньше
    Общая нагрузка одинаковая


    Я думаю теперь вы поняли…
    AL

    В нашей следующей и последней части мы подведем итоги использования методов Хортена, Калверта и Панкнина.

  31. #28

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Калькулятор распределения крутки по формуле Панкнина.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: formula.jpg
Просмотров: 671
Размер:	49.2 Кб
ID:	475289

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: xls_calc.jpg
Просмотров: 461
Размер:	56.5 Кб
ID:	475293

    Формула определяет равномерную крутку необходимую для обеспечения устойчивости стреловидного ЛК.

    Это простое распределение, которое удобно использовать для стреловидного крыла по технологии пенопластового ядра верезаемого термоструной по двум шаблонам.

    Нужно выбрать коэффициент подъемной силы.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: Cl_select.jpg
Просмотров: 151
Размер:	64.7 Кб
ID:	475292

    Определить моменты корневого и концевого профилей.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: Cm_select.jpg
Просмотров: 159
Размер:	41.3 Кб
ID:	475291

    Ввести размеры крыла и запас устойчивости. И получить величину крутки.

    В результате получаем вот такое распределение.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: lift_distr.jpg
Просмотров: 247
Размер:	25.2 Кб
ID:	475295

    И видим, что индуктивное сопротивление на концах крыла отрицательное.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: drag_distr.jpg
Просмотров: 395
Размер:	26.3 Кб
ID:	475290
    Вложения

  32. #29

    Регистрация
    08.09.2004
    Адрес
    Москва
    Возраст
    43
    Сообщений
    6,219
    а есть возможность эту тему поднять в топ и заморозить ? чтоб не уплыла ?
    оставить в виде FAQ ?

  33. #30

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Как темы закончатся, "оглавление" можно будет в FAQ положить.

  34. #31

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    RC Soaring Digest 2003 #10 B. & B. Kuhlman


    Часть 3. Распределения предложенные Ирвом Калвером и Уолтером Панкниным.

    Срединный эффект (интерференционное явление в средней части стреловидного ЛА).


    Сначала сделаем небольшое отступление чтобы рассмотреть последнюю концепцию по стреловидным крыльям –срединный эффект.


    Последние конструкции Хортенов имели геометрические модификации для решения проблемы срединного эффекта. Распределение Калвера, специально сформулировано для устранения эффекта уменьшения подъемной силы возле центра стреловидного крыла. Интересно, что Хортен и Калверт боролись с разными аэродинамическими эффектами.


    При движении крыла в воздухе, поток, уходящий с задней кромки, отклоняется вниз. Поток, набегающий на переднюю кромку, отклоняется вверх. Мы уже говорили об этом эффекте в предидущей части этой статьи, указывая на то, что угол атаки прямо связан с положением точки разделения потока.


    Если смотреть на профиль (сечение) крыла двигающегося в воздухе, мы увидим, что воздух сверху профиля двигается быстрее скорости движения крыла. Воздух снизу крыла наоборот двигается медленнее скорости движения крыла.

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part5_01.jpg
Просмотров: 262
Размер:	39.9 Кб
ID:	475976

    Если мы вычтем скорость движения крыла из скоростей потока снизу и сверху крыла, мы увидим, что сверху крыла поток двигается назад, а снизу крыла – вперед.


    С этой «точки зрения» поток воздуха двигается вокруг профиля по часовой стрелке, в то время как крыло, создавая подъемную силу, двигается справа налево.


    Коэффициент подъемной силы прямо пропорционален этой циркуляции. (Это математическая абстракция. На самом деле, поток не замыкается вокруг профиля крыла, это только иллюзия кругового движения).


    Согласно теории Прандтля о несущей линии, мы можем представить крыло как линию соединяющую концы крыла по точкам 25% хорд, с подковообразными вихрями отходящими от несущей линии в бесконечность. Но эта теория не учитывала стреловидности крыла.



    Шренк расширил эту теорию, включив в нее сужение, крутку и отклонение управляющих поверхностей (но не стреловидность). Multhopp расширил рамки теории дальше, но без полного учета стреловидности.


    Стреловидное крыло можно рассматривать как набор небольших соединенных между собой секций, передняя кромка каждой из которых смещена назад по отношению к соседней внутренней секции. Каждая секция оказывает влияние на поток обтекающий ее «соседей», но на внешнюю секцию (расположенную ближе к концу крыла), влияние гораздо сильнее.


    Отклонение потока вверх вдоль передней кромки не одинаково, и нарастает при переходе от внутренней секции к внешней.


    Приближение Шренка не описывало стреловидного крыла, и поэтому не позволяло определить уменьшение циркуляции в корневых секциях стреловидного крыла. Метод Multhopp, так же не учитывал стреловидности, но был использован Хортеном как лучшая модель, на то время.


    H-II был первым ЛА Хортенов, где они использовали колоколообразнеое распределение, sin x.


    Срединный эффект о котором часто говорят, в связи с конструкциями Хортенов, это просто артефакт этой их невозможности определить изменение подъемной силы в центральной части стреловидного крыла. Срединный эффект это не потеря подъемной силы в центральной части стреловидного крыла – это «неучтенная» потеря подъемной силы.

    Хортен


    Хортены, в попытке скоординировать срывное поведение и положение центра тяжести с другими параметрами, стреловидного в плане крыла, выполнили несколько математических расчетов, но всегда находили ошибки в результатах вычислений. ЛА вел себя не так, как было предсказано, т.к. центр давления оказывался не в том месте, где было рассчитано.


    Хортены считали, что проблема в центральной части крыла, вызвана взаимодействующими вихрями. Они использовали хвост летучей мыши (“bat tail”) увеличив хорду в центроплане. Их цель была в изменении линии 25% хорд и устранении интерференции вихрей.


    На H-IV, линии 25% хорд сходились в центре по углом 90 град. к продольной оси.
    На H-VI , линии 25% хорд отклонялись назад, и несмотря на это «срединный Эффект» сохранялся. Al Bowers предположил, что Хортены поняли, что работают в неправильном направлении когда испытали свою «Параболу».


    Несмотря на их проблемы со «срединным эффектом» Хортены предложили распределение крутки у которого был потенциал в уменьшении индуктивного сопротивления и нейтрализации паразитного рыскания.


    Но ЛК будет вести себя так как предвидел Др.Хортон, только при соблюдении всех параметров: средний угол стреловидности, большое сужение, тщательный выбор профиля, сильная нелинейная крутка, колоколообразное распределение подъемной силы и элевоны определенного размера и формы, расположенные на внешней части консоли,.


    Распределение крутки Хортенов выполняется так, что крутка концентрируется на внешней части полуразмаха. Расчет довольно сложен, и мы не смогли пока получить формулу для моделистов. Интересующимся можно порекомендовать работу Рейнхолда Стадлера (Reinhold Stadler) «Solution for the Bell Shaped Lift Distribution”.

    Калвер

    Нажмите на изображение для увеличения
Название: part5_02.jpg
Просмотров: 289
Размер:	50.6 Кб
ID:	475975

    К сожалению Ирв Калвер (Irv Culver) не написал подробного объяснения к своей формуле, но тем не менее, мы можем попытаться понять общие идеи его концепции распределения.
    Хотя Калвер не упоминал о срединном эффекте, он понимал, что подъемная сила уменьшается в центральной части. Для компенсации требуется отклонение элевонов вверх, уменьшая тем самым подъемную силу концов крыла и снижая эффективность (качество) крыла и ЛА.


    По мнению Калвера идеальным было бы заставить центральную часть создавать больше подъемной силы и позволить таким образом концам крыльев создавать меньше балансировочного момента и соответственно больше подъемной силы. В результате на конструктивном коэффициенте подъемной силы распределение приближается к эллиптическому.

    Еще одно отступление:


    Самый простой способ изготовить модель ЛК, это использовать одно пенопластовое ядро для полуразмаха и два шаблона профилей – корневой и концевой. Крутка тогда получается установкой этих шаблонов под соответствующим углом друг к другу. Вырезая горячей струной консоль, мы получаем консоль с прямыми кромками. Это простой способ, но при его использовании мы получаем крутку, которая не распределена равномерно по размаху. Она меняется сильнее в корне, для крыла без сужения и наоборот сильнее в концевых сечениях, для крыла с сильным сужением. Калвер использовал крылья со средним сужением в попытке получить эллиптическое распределение.


    Для компенсации уменьшения подъемной силы в центре, Калвер предложил разместить большую часть крутки в корне, на 30% внутренней части полуразмаха (8граду.). Еще 3 град. На оставшейся части полуразмаха. Всего крутка 11 град.


    Увеличенный угол атаки в центральной части увеличивает подъемную силу, позволяя уменьшить отклонение элевонов вверх. Конструкция крыла должна использовать два пенопластовых ядра для каждой консоли.


    Распределение Калвера предназначено для получения эллиптического рапределения подъемной силы на конструктивном Cl. Когда крыло приближается к углам срыва центр часть крыла срывается первой т.к. концевые части работают на меньших углах атаки, что делает полный срыв практически невозможным.


    Есть несколько ограничений в использовании распределения Калвера: оно может быть использовано только для крыльев средней стреловидности и сужения. Рекомендуемый конструктивный коэффициент подъемной силы очень высок по сравнению с другими методами. Паразитное рыскание не устраняется при использовании этого распределения.


    Шестиметровая модель стреловидного ЛК с использованием рапределения Калвера была построена в Германии в 1987 году. Крыло имело форму поперечного V типа «Стромбург», и профиль Eppler 220 для внешних сечений и Eppler 210, для корневых сечений. Стреловидность 28,5 градусов. Крутка +11,5 град. в корне и ноль градусов к концам крыла. Использовались элевоны в конфигурации «Закрылков Юнкерса».


    Модель показала хорошую устойчивость в воздухе. На ней была установлена видеокамера, и фильм снятый в испытательных полетах, показал отсутствие отрыва потока в центральных секциях во всех режимах: на средней и высокой скорости, в поворотах и на посадке.

    Панкнин


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: formula.jpg
Просмотров: 338
Размер:	49.2 Кб
ID:	475980


    Др. Панкнин получил свою формулу используя работу Шренка.
    Используя значение коэффициента подъемной силы ЛА, коэффициенты моментов профиля, размах, хорду, стреловидность и значение запаса устойчивости можно получить угол крутки для стабильного полета.


    Метод основывается на Multhopp приближении распределения, с использованием корректировки D. Kuechemann. Поэтому имеет хорошую точность для стреловидности от нуля и до 30 градусов и больше. (Шренк считает, что срединный эффект при использовании этих расчетов все же присутствует.)


    Метод Панкнина обеспечивает только продольную устойчивость для «монолитного» крыла с прямыми кромками и заданным запасом устойчивости.


    Метод был многократно проверен на практике и доказал высокую точность.
    Успешно применяется и при разделении крутки по полуразмаху, с размещением большей части крутки во внешних секциях.

    Выводы


    Все три распределения имеют свои достоинства и недостатки.


    Распределение Хортена получило позднее подтверждение в работах R.T. Jones и Klein & Viswanathan. Имеет потенциал в уменьшении индуктивного сопротивления и устранении паразитного рыскания.


    Распределение Калвера, основано на консервативном подходе и получении эллиптического рапределения. Обеспечивает высокую эффективность, но ЛА склонен к паразитному рысканию.


    Распределение Панкнина, на протяжении более 20 лет, доказало точность в определении, крутки необходимой для устойчивости ЛА. Было использовано большим количеством конструкторов, но не устраняет полностью паразитного рыскания.

  35. #32

    Регистрация
    04.09.2010
    Адрес
    Германия
    Возраст
    44
    Сообщений
    79
    только я не понял если делать удленыный центроплан как у хортонов это плюс или минус. если он не поддаётся расчоту они поддобрали эксперементально или как..

  36. #33

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    У Хортенов все неплохо летало, значит решили они эту проблему.
    Думаю в случае моделей об этом можно не волноваться, центровку всегда можно уточнить бпосле облета.
    Последний раз редактировалось GreenGo; 14.03.2011 в 01:12.

  37. #34

    Регистрация
    04.09.2010
    Адрес
    Германия
    Возраст
    44
    Сообщений
    79

    может кто встречал пример расчота. приминения формулы а то с английским не дружу...

  38. #35

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Цитата Сообщение от basilio26 Посмотреть сообщение
    может кто встречал пример расчота. приминения формулы а то с английским не дружу...
    Я же специально сделал "калькулятор" в экселе, выше пост №28. Там и пример и комментарии.

  39. #36

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Более подробно описать, использование формулы это уже будет пример проектирования всего ЛК

    Может, после того как переведу статьи Питера Вика (Peter Wick) автора профиля PW51.

  40. #37

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Статьи Питра Вика. В них кратко описываются свойства профилей для ЛК.

    Peter Wick
    Прямые ЛК без стреловидности .

    Часть 1.
    Мои статьи о дизайне ЛК, это результат многих лет экспериментов с моделями различных видов, построенных мной и моими друзьями из Logo team.


    В 2000 году я переехал в Германию. Здесь склоны совсем другие и мои ЛК изменились. Из больших и громоздких они стали довольно маленькими с исключительной управляемостью.


    Для чего эта серия статей? Разве и так не все понятно? Все кто работают профессионально с аэродинамикой, в основном, ответили бы – ДА! Но аэродинамика моделей другая, в первую очередь из за малых чисел Re. Поэтому многие законы большой аэродинамики не будут точны, для аэродинамики моделей.


    В этих статьях я использую определение прямого ЛК как ЛК с очень малой стреловидностью, не больше +5 град.
    Для лучшего понимания я буду использовать пример «планки»:
    Размах – 200 см,
    Хорда – 20 см,
    Вес – 1,2 кг.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part1_1.jpg
Просмотров: 138
Размер:	35.9 Кб
ID:	476780


    Как вы видите на Рис.2, это действительно прямое ЛК. Профиль и управляющие поверхности нас пока не интересуют.


    Если Вы спросите своих опытных друзей как «это» может летать? Ответ вероятно будет: - «Это будет летать устойчиво, только если вы используете стабильный профиль, профиль который имеет момент близкий у нулю».


    Этого одного условия достаточно? Что это в действительности означает – профиль с коэффициентом момента равным нулю?


    Для понимания я опишу аэродинамику прямых ЛК и скажу об особенностях их конструирования.


    «Момент равен нулю» - означает, что центр давления не двигается, он фиксирован. Центр давления - это точка куда приложено действие суммарной аэродинамической силы (если мы соберем все аэродинамические силы действующие на локальное сечение профиля крыла).


    Обычно эта точка не фиксирована, она изменяет свое положение вдоль хорды при изменении угла атаки, в соответствии с формулой Xd=0,25-Cm0/Cl.
    Xd – координата на хорде,
    0,25 – место центра давления,
    Cm0 – коэффициент момента.


    Профили для прямых ЛК должны иметь постоянный центр давления, что означает – подъемная сила всегда приложена в одной точке. Если Cm не меняется (всегда равен нулю), то в соответствии с формулой, изменение Cl не меняет координаты центра давления Xd, и он всегда находится в точке 25% хорды.


    Эту точку называют нейтральной или фокусом. Так как в этой точке момент постоянен.
    Для профилей с нулевым Cm, фокус и центр давления совпадают.


    Что будет если мы используем RG15 в нашем ЛК, просто потому, что это очень хороший профиль.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part1_2.jpg
Просмотров: 389
Размер:	55.8 Кб
ID:	476779


    У RG15 Cm = -0,0688. Если мы подставим это значение в формулу мы получим:
    При Cl = 0,1 Xd=94% хорды,
    При Cl = 0,4 Xd=42% хорды,
    При Cl = 0,9 Xd=33% хорды.


    Как мы знаем, для получения устойчивости по тангажу, центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. Но в случае профиля RG15 для уравновешивания подъемной силы (при отсутствии горизонтального оперения) мы должны были бы разместить центр тяжести в точке приложения подъемной силы.
    При Cl=0,9 необходимо поместить центр тяжести в точке 33% хорды. При таком заднем расположении ЦТ, ЛК будет неустойчивым.


    Можно сделать вывод: чтобы иметь устойчивое крыло без стреловидности, мы должны использовать профиль с нулевым или положительным коэффициентом момента Cm.


    Очень важно отметить, что я говорю сейчас о фокусе локального профиля, а не о фокусе модели.


    Крыло состоит из множества профилей. Если учесть расположение фокусов всех этих профилей мы получим фокус крыла (в случае прямых ЛК – фокус модели).


    В нашем примере модель не имеет стреловидности и сужения крыла поэтому фокус лежит на 25% центральной хорды. Это не совсем точно т.к. поток воздуха трехмерный и фокус профилей вдоль размаха может немного изменятся, но не значительно.


    Для расчета фокуса модели можно использовать программу «Nurflugel» Фрэнка Раниса (Frank Ranis).


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part1_3.jpg
Просмотров: 265
Размер:	72.3 Кб
ID:	476778


    Снова о центре тяжести ЦТ: все знают, что это точка на модели куда мы ставим пальцы для проверки балансировки. Это точка где уравновешены массы всех частей модели.


    Как я уже говорил, ЦТ должен быть впереди фокуса, для стабильности модели. Расстояние между ЦТ и фокусом называют запасом устойчивости (static margin). Обычно измеряется в % от средней аэродинамической хорды (MAC).


    STM = (Xn*Xcg)/C
    STM – запас устойчивости в процентах.
    Xn –координата фокуса,
    Xcg –координата ЦТ,
    C –средняя аэродинамическая хорда.


    В нашем примере будут такие цифры:
    STM – 10%,
    Xn – 50mm,
    Xcg – 30mm,
    C – 200mm.


    Теперь рассмотрим Рис.7, где показан наш пример с использованием профиля Eppler E184.
    С 10% запасом устойчивости, ЦТ создает момент относительно фокуса, и этот момент должен быть сбалансирован другой силой. Мы хотим чтобы эта балансирующая сила была как можно меньше т.к. она направлена вниз и уменьшает подъемную силу.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part1_4.jpg
Просмотров: 306
Размер:	43.3 Кб
ID:	476777


    Т.к. наше ЛК не имеет не стабилизатора не стреловидности, плечо приложения балансирующей силы очень небольшое – только часть хорды.


    Пока, что вероятно ничего нового, чего нельзя найти в учебниках по аэродинамике.



    Перейдем к практике.


    Мы использовали на нашей образцовой модели профиль E 184 потому, что он имеет небольшой положительный момент Cm=0,031. Мы построили нашу воображаемую модель с реальным фюзеляжем и стабилизатором. С запасом устойчивости 10% и бросили ее с утеса. ВАУ! Она летит. Может несколько быстро, но пара щелчков триммером (РВ вверх) и она «работает». И дает скептически настроенным, по отношению к таким моделям моделистам, весомые аргументы.


    В Части 2. Понимание того, что происходит с моделью когда мы бросаем ее с «утеса».

  41. #38

    Регистрация
    17.05.2008
    Адрес
    Феодосия
    Возраст
    48
    Сообщений
    428
    Записей в дневнике
    9
    Peter Wick
    Часть 2.


    Прежде чем двигаться дальше мы должны понять, что происходит с вашим ЛК когда вы бросаете его со склона.


    Модель пытается найти скорость, на которой возможен стабильный полет. Скорость ЛА зависит от подъемной силы и балансирующего момента.


    Величина коэффициента подъемной силы при равномерном полете без отклонения элевонов называется конструктивным коэффициентом подъемной силы - designCl.
    designCl =Cmp/STM
    коэффициент момента Cmp= 0,031
    запас устойчивости STM = 0,1 (10%)
    designCl = 0,31 , что соответствует 41 км/ч.


    Но наша модель летит гораздо быстрее. В чем же дело?


    Конструктивный коэффициент подъемной силы, зависит только от коэффициента Cmp и запаса устойчивости. Поэтому причина кроется в одном из них.

    Первая гипотеза: Возможно, Cm профиля не равен 0,031, а намного ниже.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part2_1.jpg
Просмотров: 95
Размер:	30.6 Кб
ID:	477837


    Расчет в XFoil показывает (Рис.8), что:
    1. Cm - намного меньше чем теоретический,
    2. Cm –завсит от чила Рейнольдса,
    3. Cm – не постоянен как мы думали.
    4. Только с приближением к Re=200000, Cm – становится более постоянным, но не достигает теоретической величины, он намного ниже.
    Это подтверждается данными по исследованиям в аэродинамической трубе. По данным Hepperle 1996 года, Рис.9, Cm – профиля Eppler E184 на Re 100000, равен –0,025, что очень близко к рассчитанному XFoil.


    Нажмите на изображение для увеличения
Название: PW_part2_2.jpg
Просмотров: 105
Размер:	41.4 Кб
ID:	477836


    Наше ЛК не устойчиво на скорости 41 км/ч потому, что момент профиля негативный. Но используя небольшое отклонение элевонов (триммер РВ) вверх, мы можем исправить ситуацию. Отклонение элевонов вверх, делает момент профиля положительным, что заставляет модель лететь устойчиво на меньшей скорости.


    Причина, почему профиль E184 не имеет достаточного положительного момента на модельных числах Re, в «ламинарном пузыре» (отрыве потока). «Пузырь» на верхней поверхности профиля изменяет реальную форму профиля, делая его менее S-образным.


    Вывод: Балансировочный момент профиля может меняться (уменьшаться) на малых числах Re, сильнее чем мы ожидали. При изменении Re меняется не только коэффициент подъемной силы но и сопротивление и коэффициент момента профиля.

    Вторая гипотеза: Фюзеляж создает отрицательный момент.
    Еще один фактор, который может изменить общий момент нашего ЛК – это фюзеляж. Чаще всего фюзеляж вносит отрицательный момент и меняет положение фокуса.


    Почему влияние такое «катастрофическое»? Потому, что у нас только две возможности заставить прямое ЛК лететь медленнее: более положительный момент профиля или уменьшение запаса устойчивости.


    Отклоняя элевоны вверх мы увеличиваем положительный момент профиля, но делаем профиль менее несущим и создаем большее сопротивление.
    Уменьшение запаса устойчивости, так же возможно, но до определенной величины. Иначе ЦТ будет слишком близко к фокусу, что даст эффект «Родео» - моделью будет сложно управлять.


    Мы можем сказать, что фюзеляж уменьшает подъемную силу и увеличивает сопротивление. Поэтому ЛК – должно быть действительно летающим крылом (без фюзеляжа).


    Еще один важный вывод: прямые ЛК не очень подходят для термы.
    Заявление немного провокационное, но для этого есть причины.
    Для полетов в терме особенно плотными кругами, требуется высокий максимальный коэффициент подъемной силы Clmax у профиля. Но для медленного полета прямого ЛК требуется большая S-образность и вогнутость профиля. Это уменьшает подъемную силу и в результате профиль склонен к раннему отрыву потока. Если вы используете профиль с турбулизатором с очень ранним переходом в турбулентное обтекание, вы платите за это повышенным сопротивлением.


    Вы можете возразить, что прямые ЛК обычно имеют большУю хорду и поэтому большИе числа Re и поэтому меньшие проблемы с ламинарным отрывом потока.
    Но, при этом, вы уменьшаете удлинение и в результате снова получаете увеличение сопротивления (теперь индуктивного).


    Более того, сильно S-образные профили с большой вогнутостью, плохо реагируют на отклонение элеронов (при этом увеличивается сопротивление).
    Поэтому если вы делаете прямое ЛК для термы и берете вогнутый 3% профиль и затем еще добавляете вогнутость, то когда вам понадобится быстро «лететь» в поисках термы или уходить от нисходящего потока вы можете попасть в ловушку с этим медленным S-образным профилем.


    Немного помогает если ЛК загружено балластом, но разве вы не выбрали прямое ЛК за то, что его можно сделать простым и легким.


    Прямые ЛК могут летать в терме, но мое мнение, что для этого есть лучшие схемы. Основное применение прямого ЛК - для быстрого полета в слопе.


    В Части 3. Будет описано, как сделать хорошее ЛК для слопа.

  42. #39

    Регистрация
    17.09.2004
    Адрес
    Frankfurt, Germany
    Возраст
    48
    Сообщений
    13,421
    Записей в дневнике
    196
    Хороший перевод

  43. #40

    Регистрация
    04.09.2010
    Адрес
    Германия
    Возраст
    44
    Сообщений
    79


    имея отрицательную крутку на крыле можно ли отказаться от использования винглетов. или это всёже не желательно..

+ 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