to mpn

Ответ да. Я пересчитаю на том же угле атаке профиль. Но позже. Мне самому интересно, куда все это зайдет.

А кто- то mpn уже приговорил))) Наивные.

mpn

Вашим тапочкам смешно, потому что они как и их хозяин не знают, что Коэффициент качества, это отношение cos(6°)/Sin(6°),


да.......
возьмем УА=0, Су=0, Сх при любом ракладе больше 0, Качество равно нулю,
у вас как и в случае с парашютистом оно стремится в бесконечность, это последcтвие ваших ошибочных подходов.

mpn
К = Fy / Fx = Cos(6°)/Sin(6°) = 0, 9945/0, 1045 = 9, 5
=====
а что сразу не написать, что: К = ctgα, - зачем эти дурацкие вычисления?

вдогон:
Зашёл сюда: http://qps.ru/ELyor нашёл: Вычислить, найти котангенс угла ctg(A) по углу A в градусах, вставил цифирку 6, получи результат - 9.5143644542226.

К = Fy / Fx = Cos(6°)/Sin(6°) = 0, 9945/0, 1045 = 9, 5

я конечно понимаю, что аэродинамика для вас темный лес, но что то считать по этой формуле K, где только одна переменная Alfa, это уже за гранью.
oт удлинени (отношению размаха к хорде) зависят и Cy и Cx и уж конечно К, чем больше удлинения тем выше качество, а у вас , что вдоль, что поперек все едино.

Ладно. Чтобы интересно было, буду делать вот этот профиль с литака Хоукер Темпест

http://m-selig.ae.illinois.edu ...

По вот этим координатам

http://m-selig.ae.illinois.edu ...


Делаю с хордой 4 метра и размахом 1 метр, дабы побырому все посчитать. И с УА в 6 градусов.


https://s18.postimg.org/ydnzsj ...

https://s30.postimg.org/q7wmgg ...

Может наоборот, хорда 1м а размах 4м, более реально выглядеть. С размахом 1 м получится одно индуктивное сопротивление :)

Можно и так.

Котик
а что сразу не написать, что: К = ctgα, - зачем эти дурацкие вычисления?

Сразу нельзя. Они так не понимают, а если сразу то вообще не поймут.

А угол взять 4 градуса, и 12 градусов, предсрывной.

Фуею от ваших расчетов!
"Существует поразительная возможность овладеть предметом математически,
не понимая существа дела." /А.Эйнштейн/

На Темпесте, похоже, профиль ламинарный.

А угол взять 4 градуса, и 12 градусов, предсрывной.

Мужики. Я вам тут что штаный аэродинамик, переделывать каждый раз профайл. 6 градусов пойдет.

armordillopx4.
...задаться скоростью полёта, допустим, 100 мс, Н=0м, и подсчитать подъёмную силу и лобовое сопротивление этого крыла на двух УА, а Качество подсчитать уже не проблема ;)

Хорда 1, размах 4. УА 6 градусов. Все. Это финальная модель. Больше переделывать не буду.

https://s29.postimg.org/pagdam ...

..конечно пойдет :), если на халяву, а то машинное время дорогое :)))

armordillopx4
1. «Это отношение подъемной силы к силе сопротивления. Либо Су/Сх. Так, как было посчитано у меня. Это известная вещь и спорить на эту тему я не буду.»

А здесь спорить не о чем. К = Fy / Fx это классика жанра и это правильно, а К = Су / Сх – это формула для идиотов родившаяся путем упрощения классики и лишенная всякого физического смысла.

2. «По-вашему выходит, что любой объект на угле атаки в 6 градусов будет иметь одинаковую подъемную силу?»

НЕТ. Вы вообще ничего не поняли.
Во первых – мы рассуждаем о плоской пластине, а не о «любом объекте»
Во вторых – только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока.
Мы приняли угол атаки 6° подразумевая, что поток горизонтален, это дало вам возможность поставить пластину под углом 6° к горизонту. Это означает что угол между ПАС и ВЕРТИКАЛЬЮ будет тоже 6°. Я Вам специально на рисунке обозначил его через (β).
К = cos(β) / Sin(β).

Смотрите картинку и внимательно читайте цитату, повторяю:
«http://s019.radikal.ru/i631/17 ... "И замете, что коэффициент качества от значения Самой ПАС не зависит, А зависит только от ее угла по отношению к ВЕРТИКАЛИ.»

Где Вы здесь нашли слово «Угол атаки»?

armordillopx4
Хорда 1, размах 4. УА 6 градусов. Все. Это финальная модель. Больше переделывать не буду.

Отлично, согласен, считайте.

Котик
На Темпесте, похоже, профиль ламинарный.

Пока armordillopx4 делает расчет, можно поинтересоваться:, а что Вы вкладываете в понятие "ламинарный"?

...если это ко мне, то максимальная толщина, у ламинарного профиля смещена назад по хорде, по сравнению с неламинарным профилем.

mpn
Пока armordillopx4 делает расчет, можно поинтересоваться:, а что Вы вкладываете в понятие "ламинарный"?
====
вопрос не ко мне, но так и быть: http://qps.ru/dgPb6

corsair75
Фуею от ваших расчетов!
"Существует поразительная возможность овладеть предметом математически, не понимая существа дела." /А.Эйнштейн/

Вот Вам и карты в руки как человеку "понимающему существо дела":
neustaf - аэродинамист-теоретик утверждает что у плоской пластины Су = 0, 6 (взял из интернета)
armordillopx4 - аэродинамист-практик утверждает что у плоской пластины Су = 0, 095 (посчитал сам)
Кто из них прав?

сорри, поток перепутал с профилем

вдогон:
http://qps.ru/Cv3YI

котик
сорри, поток перепутал с профилем

вы меня так не пугайте, вы у меня на хорошем счету....

to armordillopx4

синий профиль - это Ваш из задачи, а красный - это профиль реального самолета. Если есть возможность подкорректируйте профиль задачи.... будет вообще суппер.
http://s019.radikal.ru/i627/17 ...

Я понял!!!
mpn это платный сайт!!! 30 рублей в сутки, если смотришь его картинки.Чудом увидел и снял подписку.

kovs214
...если это ко мне, то максимальная толщина, у ламинарного профиля смещена назад по хорде, по сравнению с неламинарным профилем.

вопрос был не к Вам, но ваша точка зрения тоже прикольная........

Котик
вопрос не ко мне, но так и быть: http://qps.ru/dgPb6

Вопрос был к вам, или кто у нас "Котик"
Ссылка тоже прикольная. Там есть слово "послойное". А знаете почему течение "послойное"?

mpn
Во вторых – только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.


бред, я же вам давал ссылку на продувки плоской пластины от нескольких авторов, зайдите и посмотрите , там реальные цифры полученные эсkперементально , а ваши высосаны из пальца, у вас Су и С х, никак не зависят от от удлинения, что вдоль, что поперек по вашим расчетам пофиг.

с точностью до наоборот Су 0, 6 это практическая цифра по продувкам
а у armordillopx4 вычисленная теоритическая, говорить о том что эти две цифры должны совпадать могут только такие полные неучи как вы,
armordillopx4 считал для удлинения 0.22, продувались с удлинением 4-6, там еще и Рейнолдса разный.
хотя понимаю что для вас это все темный лес, вы уже уверены что
"Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока."

стало быть по вашему при УА=0 ПАС направлена перпендкуряно пластине и сопроивлении у нее отсутствует, только У - вы действительно большой Ученый уже идо ОлегаТ недалеко.

Результаты

https://s16.postimg.org/x0t7ee ...

Качество 0.55/0.0347 = 15.85

Ошибка расчета порядка 15-20%

Концевые вихри

Вид сзади

https://s3.postimg.org/m4hqhyf ...

Вид спереди

https://s21.postimg.org/4b7qrm ...


Видно, что расчетная область немного узкая. На угад делал. Но в целом в 20% ошибки укладываемся, полюбасу))

mpn
вы меня так не пугайте, вы у меня на хорошем счету....
====
стёк в тапки:)))

...дальше можно карту не мять, - пари котик выиграл! :)))

Это означает что угол между ПАС и ВЕРТИКАЛЬЮ будет тоже 6°. Я Вам специально на рисунке обозначил его через (β).

Не будет. На одном и том же УА я могу получить разный Сх. Простой пример ламинарный или турбулентный погранслой. А значит ПАС будет гулять в зависимости от Су и Сх. При одном и том же УА.

красивые картинки, а вектор ПАС будет гулять и от изменения удлинения при той же площади, сами подсчитали насколько Су у доски с хордой 18 и размахом 4 меньше чем при размахе 18 и хорде 4, но по размышлению mnp это на Су, Сх К вообще не влияет.

Подождем комментов. Если уже и это не поможет, то я уже и не знаю. Могу конечно напросится к коллегам в трубу, продуть. Хоть пластинку, хоть этот же профиль. На 3Д принтере напечатаю и продую. Но придется ждать полгода минимум. Надо под это дело студента запрягать. Можно даже дипломника. А тогда вообще ждать год надо будет. Но, я наверное ради интереса сделаю. Всегда хотел сравнить численную аэродинамику и реальную.

armordillopx4, чУдной расчет пластинки...

смотри, Су двумерного обтекания 2пи*альфа (или пиквадрат*альфа/90, если альфа в градусах). Это отличная хорошо проверенная формула, тебе ее даже иксфойл для любого тонкого симметричного профиля подтвердит)). По ней для 6 град Су=0.66. У тебя на пластинке в разы меньше. Да и Сх тоже какой-то маленький вышел...

судя по расчету крыла шалабушка твоя считает более-менее... Отсюда вывод - при сверхмалом удлинении твоей пластинки какой-то трехмерный эффект сожрал всю подъемную силу и индуктивное сопротивление в придачу. Было бы неплохо понять - какой (чисто ради развлечения, конечно).

Полагаю, поля ты сохранил? Считани, если не лень, ту же пластинку при нулевом УА. Сх0 заодно узнаем.

область тока ту же оставь, извини за напоминание.

Нет. Надо считать по серьезному. С приличной сеткой. Оценку сходимости решения по сетке делать итд итп. Дам задачу студентам, пусть считают с продувкой в трубе. Спаллларт- Алмарас модель турбуленции воткнем. Но это не на неделю работы. Сх вообще от профиля скорости в пограничном слое зависит. А там и y+ надо учитывать, дофига работы короче.

Будет время прикину аналитически Су и Сх для тонкой пластины с небольшим УА.

не-не-не ))) можешь тогда феффект выкинуть... просто считани как есть на нулевом угле и посмотрим, поля сравним, там че-то должно быть. Любопытно же, удлинение очень малое и куча острых граней. Я, в принципе, флюентом тоже могу (СFX это уже просить надо товарищей), но для чистоты твои сетку/область возьмем. Сх0 для начала интересно посмотреть. А заодно просто трение проинтегрируй в уже сделанном расчете. Где-то у тебя в течении должна сидеть фишка, которая сожрала Су. Неважно, что она численная.

Трудно с вычислителями. Чуть что - бросаются сетки, модели крутить ))) Это ж чистый fun, рассматривай дело как эксперимент в особой установке. Фер с ней, с реальностью.

дык, это... для невязкого двумера я тебе уже сказал. Потенциальное обтекание пластинки, точное решение Су=2пи*sin(альфа). А вязкий трехмер... пупок не того? )))

« Бросая в воду камешки, смотри на круги, ими образуемые; иначе такое бросание будет пустою забавою. » Козьма Прутков.

"Чудеса" подъемной силы.

В данной статье я не рассматриваю вопрос возникновения подъемной силы на крыле и не подвергаю сомнению существующие на этот счет теории. В свете одной из них, основанной на уравнении неразрывности и уравнении Бернулли, я пытаюсь обратить ваше внимание на следствия из неё меня заинтересовавшие.

Доминирующая сегодня теория гласит, что, согласно уравнению Бернулли, единичный объем идеального несжимаемого потока воздуха обтекая верхний контур профиля крыла ускоряется и создает разряжение воздуха, другими словами — подъемную силу.

Практика показывает, что на крейсерских скоростях полета порядка 850 км/ч и средней аэродинамической хорде крыла (САХ) равной 5 метрам, время обтекания контура крыла единичным объемом воздуха составляет около двух сотых долей секунды.

В свете вышеизложенного как-то трудно поверить, что за столь короткое время что-то там, на крыле, может существенно ускориться (не сжавшись), да еще и подъемную силу создать за счет разряжения. Ведь воздух имеет массу, а ускорение вызывает перегрузку. Интересно, а какую перегрузку будет испытывать единичный объем воздуха при таком ускорении?

Современные пассажирские лайнеры имеют ограничения по числу М порядка 0.7 — 0.8, следовательно прирост скорости единичного объема воздуха вполне может достигать 10 — 15% от, допустим, как в нашем примере, — 850 км/ч. Главное здесь, чтобы местная скорость воздушного потока на крыле не превышала скорость звука.

Итак, что мы имеем:

длину разгона единичного объема воздуха приблизительно равную половине длины САХ крыла — 2.5 метра
время прохождения этого пути (t) — одна сотая секунды, и
задаемся 10-ти процентным приростом скорости V" — V' = 85 км/ч (23.6 м/с)

Считаем ускорение по формуле:

a = (V" — V')/t = 23.6/0.01 = 2360 м/с*с

Имея ускорение мы легко находим перегрузку:

Nx = a/g = 2360/9.81 = 240 единиц.

Впечатляет!

Крыло, в горизонтальном полете, как водная лыжа, силой части веса самолета (дельта G) с огромным ускорением вдоль вертикальной оси, «подминает» под себя набегающий поток воздуха: сжимает его и проталкивает дальше вниз, сквозь невозмущенные слои воздуха, испытывая при этом силу их противодействия. По всей видимости сила «проталкивания» будет больше силы сопротивления невозмущенного слоя т.к. она превращает его в возмущенный…, с затратой дополнительной энергии на скос потока, индуктивное сопротивление и т.д.

У самолета Ан-12 (G = 56 000 кгс) на скорости полета 128 м/с (460 км/ч) угол атаки порядка 8 градусов. При средней аэродинамической хорде (САХ) равной 3.45 метра передняя кромка крыла будет возвышаться над задней на 0.48 метра. Следовательно, часть потока воздуха (слой толщиной 0.48 метра) притекающая к передней кромке крыла и омывающая её нижнюю поверхность должна за время t = Lсах/V = 3.45/128 = 0.027сек. опустится на 0.48 метра.

Объем и массу этого воздуха несложно подсчитать.
За время равное преодолению самолетом расстояния в одну САХ крыло успевает воздействовать на объем воздуха равный площади крыла Sкр. = 122 м. кв. умноженную на величину перепада высоты между передней и задней кромками крыла в районе САХ:
W = 0.48×122 = 58.6 м.куб. Масса этого объема воздуха у земли G = 58.6×1.29 = 76 кг.

Казалось бы, что в этом особенного? А особенное заключается в том, что время воздействия на этот объем равно 0.027 секунд, и вертикальное ускорение, которому подвергается такая масса воздуха равно: a = 2S/t*t = 2×0.48/0.027×0.027 = 1317 м/с.кв., что равносильно перегрузке Ny = 134 единицы! Для создания перегрузки равной 134 единицы массе 76 кг требуется сила: Pпотр. = 134×76 = 10 184 кгс. Должен оговориться, что мы определили силу, которая требуется для разгона такой массы в условиях отсутствия сопротивления окружающей среды. Помня, что сила действия равна силе противодействия (Третий закон Ньютона) мы можем смело умножать потребную силу на два. Отсюда:
(дельта G) = 2Pпотр. = 20 368 кгс, что составляет более ⅓ веса самолета.
Делайте выводы, Господа!

/Aleksej Dzygalo, 26.11.2012/

https://professionali.ru/Soobs ...

mpn
kovs214
...если это ко мне, то максимальная толщина, у ламинарного профиля смещена назад по хорде, по сравнению с неламинарным профилем.

вопрос был не к Вам, но ваша точка зрения тоже прикольная........
опубликовано: 19.06.2017 17:53

Павел, это же было моё сообщение-предположение:
kovs214. На Темпесте, похоже, профиль ламинарный. опубликовано: 19.06.2017 15:36
Или Вы решили устроить экзамен котику? ;) А, в чём прикол такой точки зрения? Если, конечно, это не великая Ваша тайна ;)

Вязкий двумер могу попробовать в постановке бесконечного размаха.

Потом может сделаю. Щас времени нет. Можешь сам флюентом посчитать. Они по одному лагоритму считают. Возьми 1 хорда и 4 размах, на 6 УА дабы сравнить с профилем. Те, данные, что у меня были по 18 метрах я уже стер. Если сетка не оптимальна, то все расчеты бессмысленны в любом случае.

armordillopx4.
Вы взяли экзотический профиль. А если его поменять на более тривиальный,
допустим на NACA-4412. Сложно перенастраивать программу? Остальные данные пусть будут те же. Если нужны данные профиля, то я подтяну ;)