Профиль крыла

[M.Gennadij]

Естественно с конкретными формулами.

 

[erisky]

Меня интересует поведение
ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ

В отчётах по профилям (NACA) даются графики распределения давления (снизу и сверху профиля) на различных углах атаки.
Путём умственных манипуляций сможете вывести по ним интересующий вас ЦД (он же ЦТ эпюры). По готовым точкам построите график перемещений ЦД в зависимости от угла атаки. Работа длительная, нудная, кропотливая. Не забудьте поделиться с нами 🙂

 

[M.Gennadij]

Путём умственных манипуляций сможете вывести по ним интересующий вас ЦД (он же ЦТ эпюры). По готовым точкам построите график перемещений ЦД в зависимости от угла атаки. 

Это типа того, что зубы можно рвать не только через рот? В принципе возможно, только зачем?

 

[maverick]

По эпюрам тоже можно считать перемещение ЦД .

 

[erisky]

В принципе возможно, только зачем? 

А мы не сторонники лёгких путей ;D

 

[Anatoliy.]

По эпюрам тоже можно считать перемещение ЦД . 

Вопрос оказался не из легких.
На тех эпюрах указаны величины давления в абсолютных величинах. А ведь сила давления это векторная величина и нам не известно направление этих сил в каждой точке профиля.
Можно задать вопрос и так.
Зачем придумана такая величина как "Cm0,25", зачем существуют график зависимости "Cm0,25" от угла атаки и как этими данными можно воспользоваться в моем случае?

 

[UgreshaR]

На тех эпюрах указаны величины давления в абсолютных величинах. А ведь сила давления это векторная величина и нам не известно направление этих сил в каждой точке профиля.

Давление - величина векторная и действует перпендикулярно касательной в каждой точке профиля - это всем известно. Поэтому и указаны только абсолютные величины.

 

[Lapshin]

На тех эпюрах указаны величины давления в абсолютных величинах. А ведь сила давления это векторная величина и нам не известно направление этих сил в каждой точке профиля.

Давление - величина векторная и действует перпендикулярно касательной в каждой точке профиля - это всем известно. Поэтому и указаны только абсолютные величины.

Пока вопрошающему не станут,наконец,известными азбучные истины,не следовало бы поддерживать троллинг - чел приводит ссылки,не понимая в них ровно ничего:наших сил для втолковывания (имея в виду еще и самомнение) явно может не хватить;да и смысл этого невелик.

 

[Anatoliy.]

Давление - величина векторная и действует перпендикулярно касательной в каждой точке профиля - это всем известно. Поэтому и указаны только абсолютные величины. 

Потрясающая своей "новизной" мысль.

Вы полагаете что эту тайну не преподали мне еще в школе?
Может мне взяться за измерение углов наклона касательных к каждой интересуемой точке профиля и, как многие здесь поступают, с помощью логарифмической линейки засесть за кропотливый труд упорно вычисляя куда какой вектор повернут и что останется от него на перпендикуляре к хорде профиля?
Я же высказал мысль у Андрея на ветке, что толку от Вас в обсуждении этого вопроса будет НОЛЬ. 😀

 

[UgreshaR]

Потрясающая своей "новизной" мысль.

[highlight]А ты не задавай потрясающие своей ГЛУПОСТЬЮ вопросы![/highlight]

 

[Anatoliy.]

Пока вопрошающему не станут,наконец,известными азбучные истины,не следовало бы поддерживать троллинг - чел приводит ссылки,не понимая в них ровно ничего:наших сил для втолковывания (имея в виду еще и самомнение) явно может не хватить;да и смысл этого невелик. 

Уважаемый всеми и мной господин Lapshin,  я естественно не дорос до Вашего уровня знаний.
Но я не грущу по этому поводу и стараюсь восполнять пробелы.
Так и в этом вопросе с силами возникающими на профиле.
Это не беда, что я пока не могу разобраться почему у совершенно симметричного профиля центр давления совпадает с фокусом при изменении углов атакти в летном диапазоне, а в профиле с кривизной 0,00000000000000000001% при нулевом Cу (угол атаки практически равный нулю) центр давления вдруг оказывается в бесконечности позади задней кромки.
Это скоро до меня дойдет, уверен.
Но если Вам не составит особого труда, то смогли ли Вы объяснить мне для каких целей используют зависимость Cm от угла атаки. Буду Вам очень признателен.

 

[Anatoliy.]

Потрясающая своей "новизной" мысль.

[highlight]А ты не задавай потрясающие своей ГЛУПОСТЬЮ вопросы![/highlight]

Я так полагаю Вы совсем стали иностранцем или все время им были , но выучили русский язык. Они, иностранцы, друг друга называют на "ТЫ" и не пользуются в обращении отчеством собеседника.
Я уже не надеюсь услышать от Вас ответ на вопрос "потрясающий своей глупостью", видать в авиации никого не интересует такие мелочи как силы на профиле и возникающие при этом моменты.

Что интересно, если очень умный гуру не может ответить на вопрос, то он начинает кичиться своим положением и показывать до каких высот понимания он поднялся над собеседником.
Очевидно и в институтах преподаватели никогда не разъясняют студентам премудрости наук.
А зачем это им (профессорам) надо - они же (студенты) ничего еще не знают. 😀

 

[Михаил-Нск]

Но если Вам не составит особого труда, то смогли ли Вы объяснить мне для каких целей используют зависимость Cm от угла атаки. Буду Вам очень признателен.

А может ещё и сосочку на бутылочке молочной поправить?
Конечно, легче всего кого-то упрекать в том, что на подносике знания никто не подносит, вместо того чтобы потрудиться, отыскав эти знания в соответствующей литературе, коей полно в интернете. А если тяму не хватает прочитанное осознать - профессора бессильны. Зачем мартышке очки? - На хвост цеплять.

 

[Anatoliy.]

вместо того чтобы потрудиться, отыскав эти знания в соответствующей литературе, коей полно в интернете.

Чем я и занимаюсь все это время, так как многие и Вы в том числе никогда этим вопросом не интересовались.
Если я выложу здесь те несоответствия, которые есть в официальных отчетах NACA  при продувках профилей и то что записано в учебниках, то уверяю, что Вы и все остальные гуру просто объявите очередной раз о моей не компетенции и о поверхностном вникании в проблемы.
Но вопрос остается не решенным.
Обычно руль направления установлен по оси летательного аппарата, или если таких килей два, то они стоят симметрично относительно продольной оси ЛА.
В моем случае тот, интересующий меня киль стоит один и в стороне от продольной оси аппарата.
Сам вектор полной аэродинамической силы отклонен назад.
Есть два подхода к решению этой задачи.
1. Принять точку приложения этой силы в фокусе и учесть возникающий при этом момент. Затем перенести момент в току на оси вращения несущего вина, вычислить момент от силы Fy перпендикулярной оси аппарата и затем сложить эти два момента .
2. Просто вычислить момент от действующей полной аэродинамической силы зная точку её приложения, угол отклонения этой полной аэродинамической силы и координаты этой точки относительно оси вращения несущего винта.
Мне проще посчитать по второму методу и поэтому я задаю такие "дурацкие" вопросы.
Если у Вас есть дельные предложения я с вниманием их выслушаю и применю для расчета.

И еще.
Представьте, что этот вопрос задал не я со своими чертами характера и уровнем понимания, а простой новичок
пытающийся что то толком посчитать. Думаю Ваш ответ будет полезен тем новичкам, которые стесняются показать свой уровень познания аэродинамики. Ну а я не переломлюсь воспользовавшись Вашим уроком.
Почему это мне так необходимо? Дело в том, что мне надо точно посчитать до какой высоты будет эффективен задуманный способ компенсации реактивного момента от несущего винта.

 

[maverick]

Зачем придумана такая величина как "Cm0,25", зачем существуют график зависимости "Cm0,25" от угла атаки и как этими данными можно воспользоваться 

Я так подозреваю что См0,25это значения продольного момента при положении фокуса на 0,25 хорды. А график зависимости служит для  расчета продольной устойчивости: нахождению предельный центровок, угла установки ГО., угла отклонения РВ для создания посадочного угла атаки и т.д.

 

[Lapshin]

,00000000000000000001% при нулевом Cу (угол атаки практически равный нулю) центр давления вдруг оказывается в бесконечности позади задней кромки.

Когда ответите на этот вопрос тысячелетия - возвращайтесь.До этого же - идите играть в песочек:Вы - дилетант,неспособный усвоить элементарные понятия.

Если я выложу здесь те несоответствия, которые есть в официальных отчетах NACA  при продувках профилей и то что записано в учебниках,

,то лишь еще раз продемонстрируете собственное невежество.
И ответов от меня не ждите:они предназначены лишь для тех,у кого открыто ухо,а не рот.

 

[ВС.]

Анатолий, зачем вам центр давления в расчетах устойчивости? Давным давно  нашли такую волшебную точку на хорде профиля  , относительно которой коэффи­циент продольного момента не зависит от угла атаки и равен Единице!, И примечательно она вовсе не этим, а тем что ее координата неизменна. Считайте ваши силы, взяв за плечо расстояние от оси НВ, до этой точки. Могу подсказать где она примерно на профиле, так ее местоположение на дозвуке не зависит от профиля и для всех  одинаково(плюс минус капельку). Все равно погрешности будут в любом случае.

РАЗ И НАВСЕГДА ОПРЕДЕЛЯЕТЕ ЭТУ ТОЧКУ И ВСЕЕЕЕЕЕЕЕЕ. Благо, в вашем случае можно добиться устойчивости чисто физическими способами (геометрическими и весовыми) и не лезть в аэродинамику.Меняйте площади, профили, цетровку, плечо и тд и плюете на  ЦД .
Эту точку специально "придумали", чтоб не возится каждый раз с гуленой центром давления.

 

[Georgiy]

Прекрасная книга. Все вопросы разрешаются!!!

Старый добрый Василий Сергеевич! Ньютон аэродинамики.

http://scilib-avia.narod.ru/Pyshnoff/index2.html

Исходя из этой книги фокус - в том и фокус, что это цирковое понятие. Вот в чем фокусность фокуса:

1. Фокус - точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки - постоянна при изменении угла атаки.

2. Фокус у всех профилей на одном и том же месте - приблизительно 0,25 хорды.  Хоть плоско выпуклый, хоть перевернутый, хоть S-образный, хоть симметричный.

3. К точке фокуса приближается центр давления при увеличении угла атаки (приближении к максимальному углу атаки).

4. Момент в фокусе постоянен.

В книге Пышнова есть вывод гиперболы центра давления, математический вывод формулы фокуса.

Интересный вопрос с перемещением Центра давления при отклонении вниз закрылка. Согласен с Троллем что Ц.Д. назад смещается, что создается пикирующий момент, что на оперении изменяется сила из-за скоса потока. Это уже связано с перебалансировкой после отклонения закрылка (а если еще и ручкой корректируем - то вообще сложно понять где таки Ц.Д.).

Но если мы отклоним закрылок вниз у крыла жестко закрепленного в аэротрубе, то по моему мнению центр давления вперед сместится у плоско-выпуклого профиля. Поскольку прирост силы в фокусе произойдет на 0,25 хорды.

Интересен парадокс применения плосковыпуклых профилей в старинных аэропланах 1910 годов, где раньше стояли тонкие профили большей кривизны. Существует мнение, что при замене старого профиля на новый, центр давления (Ц.Д.) вперед сдвинется при том же C[sub]y[/sub], а поскольку центровка задняя у старинных аппаратов, Ц.Д. создаст больший кабрирующий момент. Приходится уменьшать продольное "V" - увеличивать угол атаки оперения. Запас "неустойчивости" при этом не изменяется центр тяжести на том же отдалении от фокуса самолета, который приблизительно равен фокусу крыла.

Кстати не отмечается в книгах важный факт!!! Оперение самолета мало смещает фокус - поскольку оно само мало - фокус крыла 0,25, а фокус самолета 0,32 хорды. И Оперение необходимо не для того чтобы смещать фокус назад относительно центра давления (и соответственно Ц.Т.) а для смещения центра давления с Ц.Т. вперед фокуса - т.е. для создания отрицательной подъемной силы.

 

[ВС.]

Спасибо за книгу! Чувствуется, отличная. Уже предвкушаю чтение.

 

[Anatoliy.]

Анатолий, зачем вам центр давления? Есть такая волшебнаяточка на хорде профиля(или фюзеляжа и тд), относительно которой коэффи­циент продольного момента не зависит от угла атаки и равен ЕДИНИЦЕ

Есть такая точка.
Но есть такая задача и надо посчитать ТОЧНО.
Вот конкретные параметры профиля киля при отклонении руля.
И что куда вставлять?????

[highlight]Исправил рисунок[/highlight]