Подьемная сила

[dima]

значит так:
подьемная сила=площадь*квадрат(скорость)*плотность(воздух)*коэффициент_подъемной_силы(угол_атаки)/2;
вопрос а для каких углов атаки работает ета формула ? что происходит с подьемной силой для углов скажем 45 и больше градусов ? Профессионалы просвятите плиз.

[An.Petrovich]

Тогда немного теории. :)
Эта формула является следствием из универсальной формулы полной аэродинамической силы R взаимодействия воздушного (/газового/жидкостного) потока с телом любой формы, и содержащей в себе 3 основные составляющие:
1) Кинетическая энергия набегающего потока - т.н."скоростной напор": Q=0,5*Ro*V**2 - т.е. величина "аэродинамического (точнее: динамического) давления" воздуха(/газа/жидкости) на обтекаемое тело.
2) Характерная площадь тела, на которую оказывается давление (помнишь? (сила) = (давление) * (площадь)). В данном случае - это площадь крыла.
3) Универсальный коэффициент Cr, учитывающий все остальные особенности. В частности - форму тела, ориентацию тела по отношению к набегающему потоку (углы атаки, скольжения, аэродинамический угол крена), особенности воздушной (газовой) среды (число M, Рейнольдса и пр...).
Для удобства практической инженерной работы, полную аэродинамическую силу R раскладывают на составляющие в какой-нить системе координат. Например, подъемная сила Ya, сила сопротивления Xa и боковая сила Za - это 3 проекции полной аэродинамической силы R на оси скоростной системы координат (ССК), привязанной своими осями к вектору скорости ЛА и самому ЛА (начало ССК - в ц.м. ЛА, ось ОХа - совпадает с вектором воздушной скорости, ось OYа - перпендикулярна вектору скорости, и лежит в вертикальной плоскости симметрии ЛА, ось OZа - образует правую тройку векторов с осями OXа и OYа).
Точно так же раскладывают в ССК и коэффициент полной аэродинамической силы Cr. Т.е. коэффициент подъемной силы Cyа - это проекция коэффициента полной аэродинамической силы на ось OYа ССК. Он также зависит от многих факторов (как и Cr), в частности - и от угла атаки. Подъемная сила самолета (крыла и т.п.) для различных углов атаки (AoA) будет определяться зависимостью Cyа от AoA, которая получается либо расчетным (моделирование), либо экспериментальным путем (продувки, ЛИ), и может выглядеть как угодно, но типичная зависимость примерно похожа на синусоиду (2*AoA), у которй максимум и минимум лежат примерно на +20° и -20°.
Таким образом, данная ФОРМУЛА подъемной силы работает для ВСЕГО диапазона режимов полета и конфигураций ЛА. Вопрос лишь заключается в том - для каких режимов нам известны коэффициенты Сr (или Cyа, Сxа, Сzа), а для каких нет. И величина подъемной силы на углах атаки более 45° при заданном режиме полета как раз будет определяться зависимостью Сya(AoA) для этих углов.
Удачи! :)
An.Petrovich

[This message has been edited by An.Petrovich (edited 15-03-2001).]

[Lynx]

От себя еще добавлю, что на малых (плюс-минус 10-15 градусов) углах атаки зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки линейная (почти), чем вовсю пользуются. А самая нелинейная зависимость из тех, что я видел, как не странно, у обычной квадратной плоской пластины.
[This message has been edited by Lynx (edited 15-03-2001).]

[dima]

спасибо :), очень хорошо, тогда так если я все правильно понял то такой вопрос:
1)возьмем такую идеальную модель - пластина в потоке, но поток такой что отсутствуют завихрения и всякие обтекания, тогда Сх и Су будут выглядить как части синусоиды (или даже прямая) с максимумом при АоА 90 град (пластина перпендикулярна потоку) и минимумм при АоА 0 град. Причем макcимум Сх и Су равен 1. Ето верно ?
2)слышал о такой вещи как парашутирование, насколько я понял ето когда АоА близок 90 град?
[This message has been edited by dima (edited 15-03-2001).]

[An.Petrovich]

1) Про Сx - мнэ... похоже. Про Су - категорически нет. Ну не может пластина, развернутая поперек потока, давать подъемную силу перпендикулярную потоку! (еще раз перечитай мой 1-ый ответ внимательнее).
2) Парашютирование - эдакая разновидность сваливания, когда самолет снижается на закритическом угле атаки с постоянной вертикальной скоростью и углом тангажа, и при этом остается устойчивым (а часто и управляемым) по крену.
Удачи! :)
An.Petrovich

[dima]

Да действительно, Су скорей всего будет мах при 45 град, а при 0 и 90 =0.
А можно еще чайниковский вопрос ?
Знаю что для того чтобы самолет был более устойчивым и мог сам восстанавливать небольшие крены крылья делают V-образными, и обьяснялось ето тем что при крене одно крыло принимает горизонтальное положение и подьемная сила на нем больше чем на втором крыле - за счет етого самолет выравнивается. Но почему она становится больше ? Ведь угол атаки для обоих крыльев остается прежним, поэтому и силы должны не изментся, где я не прав ?
[This message has been edited by dima (edited 15-03-2001).]

[Gering]

Если примитивно оценить - сравни площадь половинок крыла в плане (то есть при взгляде сверху) - у более поднятого крыла она меньше, и поэтому подьемная сила разная из-за разной площади крыла.
Для наглядности - согни посередине лист плотной бумаги (при взгляде с торца должно быть видно V) и отпусти его с высоту - он будет колебаться, но все равно клин при падении будет смотреть вниз.
------------------
Юрий
"АвиаПорт.Ру - Авиация из первых рук"
http://www.aviaport.ru

[dima]

а почему надо смотреть в плане ? подьемная сила будет действовать на всю плоскость а не на ее проекцию в плане, просто направленна будет не вверх, а немного в сторону но ведь для того чтобы развернуть самолет нужен момент силы вращения, а он то будет одинаковым хоть вообще на крыло поставь.
к тому же у падающего листка Су=0 а вот Сх немерянное.Да и АОА для разных половинок будет разное при наклоне. А рассматриваю горизонтальный полет, когда АоА для обоих крыльев одинаковое и Су не ноль.

[This message has been edited by dima (edited 16-03-2001).]

[An.Petrovich]

Подъемная сила на обеих полукрыльях не будет одинаковой из-за разного угла атаки. На поднятом крыле угол атаки будет меньше (это следует из обычных геометрических построений). Поэтому, из-за разности подъемных сил будет возникать момент крена в сторону поднятого крыла.
Удачи! :)
An.Petrovich

[SukhoiRU]

Юр, ты конечно грамотный аэродинамик, но единица минус косинус 5 градусов «достигает четырех» только в военное время. На гражданке это совсем не так. Фаза Луны влияет больше :)
Как говорит Мишка, кидаться калом цвета земли во втором Фланкере не будем. Постарайся сам разобраться.
Даю подсказку. Mx betta на околонулевых углах атаки почти отсутствует. Для прямого крыла, по крайней мере. И от угла крена аэродинамические силы и моменты не зависят.
Искренне надеюсь, что ты сам исправишься.

[dima]

quote:

Originally posted by An.Petrovich:
Подъемная сила на обеих полукрыльях не будет одинаковой из-за разного угла атаки. На поднятом крыле угол атаки будет меньше (это следует из обычных геометрических построений).


гм, если ось вращения и вектор потока совподают - то имхо угол атаки будет постоянным для любого крена.

[SukhoiRU]

Ок, я пару дней подожду. Если Фашист не разберется с поперечной устойчивостью сам, то распишу подробно.

[dima]

quote:

Originally posted by Gering:
2All:
Я пообщался с СухимРу по Аське: понял я свою ошибку после всего одной фразы Александра "Скольжение из-за проекции веса".



тогда наверное обяснять повторно не надо - мне етой фразы тоже достаточно :). После крена результирующая подьемная сила будет направлена не против силы тяжести, а немного в сторону, из за етого появляется скольжение и АоА для поднятого крыла будет не такой как для вторго :), мог бы и сам догадаться в принципе :).
Большое спасибо всем ответившим. Может скоро еще чего поспрашиваю, если вы не против .

[Gering]

2SukhoiRU:
Я не фашист, а то ты шутишь, а на меня потом балоны посыпятся... :)
2All:
Я пообщался с СухимРу по Аське: понял я свою ошибку после всего одной фразы Александра "Скольжение из-за проекции веса".
------------------
Юрий
"АвиаПорт.Ру - Авиация из первых рук"
http://www.aviaport.ru

[vladP]

А почему должно возникнуть скольжение?
Ведь возникшая составляющая подъемной силы не создает момента в плосткости крыльев...
Откуда тогда скольжение?

[Caesar]

quote:

Originally posted by vladp:
А почему должно возникнуть скольжение?
Ведь возникшая составляющая подъемной силы не создает момента в плосткости крыльев...
Откуда тогда скольжение?


А с при чем тут момент в плоскости крыльев? Возникшая составляющая подъмной силы создает составляющую скорости самолета, перпендикулярную продольной оси. Вот вам и скольжение.

[vladP]

quote:

Originally posted by Caesar:

Originally posted by vladp:
А почему должно возникнуть скольжение?
Ведь возникшая составляющая подъемной силы не создает момента в плосткости крыльев...
Откуда тогда скольжение?


А с при чем тут момент в плоскости крыльев? Возникшая составляющая подъмной силы создает составляющую скорости самолета, перпендикулярную продольной оси. Вот вам и скольжение.
Да при том, что эта составляющая вызовет только поворот самолета.
что б возникло скольжение, еще и угол атаки крыльев должен быть разным. Тогда из-за зависимости силы лобового сопротивления от угла атаки и возникнет скольжение. Вроде как так и происходит при нормальном крене - отклонения элеронов и вызывают изменение угла атаки..
А за счет чего это угол будет разным в случае самопроизвольного кренения?

[Caesar]

quote:

Originally posted by vladp:
Да при том, что эта составляющая вызовет только поворот самолета.
что б возникло скольжение, еще и угол атаки крыльев должен быть разным. Тогда из-за зависимости силы лобового сопротивления от угла атаки и возникнет скольжение. Вроде как так и происходит при нормальном крене - отклонения элеронов и вызывают изменение угла атаки..
А за счет чего это угол будет разным в случае самопроизвольного кренения?


Мнда... Если уж на то пошло, то поворот самолета вызовет момент силы, возникшей на киле (т.к. у него в это время появится ненулевой угол атаки).
Короче чего я тебе объясняю - я же полный ноль в аэродинамике. (-:
Тут полно знатоков, пусть они и объясняют...

[dima]

quote:

Originally posted by vladp:
А за счет чего это угол будет разным в случае самопроизвольного кренения?


напоминаю разговор велся об v-образном расположении крыльев, а теперь представь крен: левое крыло лежит в горизонтальной плоскости, а правое наклонено к горизонту под углом, aoa у обоих одинаковый, Xa тоже, а вот Ya у левого направлен перепендикулярно вверх, а у правого вверх и в сторону (к фюзеляжу) вот тут и получаем скольжение в лево.

[This message has been edited by dima (edited 24-04-2001).]

[Dolphin]

Скольжение при случайном крене возникает из-за недостатка вертикальной проекции подъемной силы (в правильном вираже это компенсируется увеличением модуля). Самолет начинает падать вниз, при этом в связанной системе координат вектор скорости уйдет из вертикальной плоскости симметрии - это и есть скольжение. Теперь попробуйте посмотреть на модельку (или настоящую машину) с положительным V из ее горизонтальной плоскости. Сначала спереди, потом поверните вплоть до линии 3-9 (при этом направление взгляда совпадает с тем, что встречает воздушный поток). В какой-то момент будет видна НИЖНЯЯ часть ближнего крыла и ВЕРХНЯЯ дальнего. Что получится, если картинку в таком ракурсе увидит поток?
:)
Если V отрицательное - все наоборот
Немного длинно, и несколько неточно получилось, потому что на пальцах :)
[This message has been edited by Dolphin (edited 24-04-2001).]
[This message has been edited by Dolphin (edited 24-04-2001).]

[Caesar]

Ээ-эх, вот бы мне аэродинамику так же "на пальцах" преподавали... (-:
А то расскажут "по умному", но в два раза меньше, чем могли бы "на пальцАх", да еще не поймет никто... )-: