Вопрос про положение центра давления на крыле.

Приветствую Всех!
Не поможет ли почтенная публика прояснить:
Есть пластина (крыло малого удлинения) прямоугольной или овальной формы в плане, с профилем - изогнутой дугой пластины (горбом кверху), возможно со щелью посередине или ближе к передней кромке крыла. На пластине могут быть всяческие незначительные выступы.
На очень больших углах атаки (20..40 градусов) - точка приложения подъемной силы, перемещается к передней кромке с увеличением угла атаки. То есть чем больше наклоняешь крыло, тем ближе точка к передней кромке крыла.
Вроде бы должно быть наоборот. Чем больше угол атаки, тем ближе точка к середине пластины. Но результаты продувок в гидролотке - показывают обратное. Возможно ли такое?
Заранее благодарен,
Константин Соколов
sokolov@fishwar.koenig.su

Я в теоретической АЭРОдинамике - не силён :). Но вспоминается мне один стишок, который я как-то услышал от знакомого астрофизика:
Все быть может,
Но, быть может, только то не может быть,
Что, быть может, быть не может.
Остальное - может быть :)
(Для правильного понимания стишка, дабы он не казался банальным словоблудием - смысловые фразы я выделил жирным шрифтом, а оборотные - курсивом)
Ну а по существу...
Наскоко я помню, при увеличении угла атаки, у многих профилей центр давления, как-раз, сначала сдвигается вперед. ИМХО, это связано с началом срыва (и падением давления) на задней кромке. А уж опосля (по-моему - когда срыв доберется до передней кромки), ц.д. начинает уходить назад, приходя к 0.5 САХ к моменту достижения угла атаки 90°.
Чур, ежели чё не так - профессиональным аэродинамикам динамиков по голове ногами не бить :)
Удачи! :)
An.Petrovich

Вообще говоря, все логично. С простом угла атаки начинается отрыв пограничного слоя. Причем начинается он, как правило, от хвостика профиля. Поэтому задняя часть не несет - растет момент на кабрирование. Это не есть хорошо, т.к. самолет может не сбалансироваться и вылететь черт-те куда.
А на очень больших альфах центр давления можно определять с довольно большой точностью обыкновенной иголкой. Вырезаешь из плотной бумаги боковую или плановую проекцию компоновки и ищешь центр масс. В данную точку к конце концов и придет центр давления.
Вроде так. По караней мере, я в этом убежден :)

Моё почтение!
У меня появились доп. вопросы:
1. Является ли тянушим профилем пластина равной толщины, выгнутая по дуге. То есть создаёт ли она подъёмную силу на нулевом угле атаки. Мне кажется, что не должна. Скорости потока снизу и сверху примерно одинаковы.
2. Будет ли скачок в положении центра давлления при достижении такого угла атаки, при котором тыльная поверхнось профиля перестаёт обдуваться набегающим потоком. Например при малых углах атаки поток набегает на верхнюю (тыльную) поверхность спереди и на нижнюю поверхность сзади. при очень больших углах поток набегает только на нижнюю поверхность. Мне кажется, что скачка быть не должно.
3. Правильно ли я понимаю что причиной флаттера является как раз скачкообразное перемещение центра давления.
4. Господину An.Petrovich. В моём случае срыва нет. Модель тестировалась в воде. Там аналогом срыва, наверно, нужно считать кавитацию. Или я не прав? Кавитации не было. Влияет ли это на картину?
5. Господину SukhoiRU. Правильно ли понял, что крыло на малых углах атаки выворачивает носом - кверху?
Большое спасибо ответившим. Если я правильно вас понял, то при больших углах атаки центр давления стремится к геометрическому центру плановой проекции модели.
Буду благодарен за отклики.
Константин Соколов
sokolov@fishwar.koenig.su
P.S. У моего знаеомого есть Jane - энциклопедия авиации из Англии. Если кого интересуют экзотические самолёты - могу сканировать статьи и высылать желающим.

> У меня появились доп. вопросы:
> 1. Является ли тянушим профилем
(не тянущим, а несущим :))
> пластина равной толщины, выгнутая по дуге.
> То есть создаёт ли она подъёмную силу
> на нулевом угле атаки.
> Мне кажется, что не должна.
> Скорости потока снизу и сверху примерно одинаковы.
Пластина выгнутая ПО КАКОЙ дуге? Если выгнут сам профиль - то на нулевом угле атаки подъемная сила будет обязательно. Хоть скорости потока снизу и сверху "примерно одинаковы", тем не менее, они РАЗНЫЕ.
> 2. Будет ли скачок в положении центра давлления
> при достижении такого угла атаки,
> при котором тыльная поверхнось профиля
> перестаёт обдуваться набегающим потоком.
Не будет.
Ц.д. скачет токо при переходе на сверхзвук, и то достаточно "мягко" скачет :).
> 3. Правильно ли я понимаю что причиной флаттера
> является как раз скачкообразное перемещение
> центра давления.
Не-а :)
Причина флаттера - это расположение ц.м. крыла позади центра (оси) жесткости. Дело не в расположении центра давления, а в самой величине давления :). Флаттер начинается тогда, когда скоростной напор становится достаточным, чтобы при имеющейся жесткости конструкции вызвать аэроупругие колебания.
> 4. Господину An.Petrovich.
> В моём случае срыва нет.
> Модель тестировалась в воде.
> Там аналогом срыва, наверно, нужно считать кавитацию.
> Или я не прав? Кавитации не было.
ИМХО - кавитация это вообще отдельная песня...
А понятие "срыв" подразумевает собой переход картины обтекания от ламинарной к турбулентной. Если были вихреобразные течения - значит был срыв.
> 5. Господину SukhoiRU.
Можно и мне? :)
> Правильно ли понял,
> что крыло на малых углах атаки
> выворачивает носом - кверху?
В диапазоне летных углов атаки крыло имеет отрицательный градиент моментной кривой по тангажу, т.е. чем больше AoA, тем больше момент на пикирование. Бардак начинается тогда, когда наступают срывные явления. Просто Сашка не совсем точно выразился - при развитии срыва на задней кормке крыла не увеличивается момент на кабрирование, а уменьшается момент на пикирование (все это пока рассматривается в отрыве от ц.м. ЛА, и в привязке к 0.25 САХ)
> Если я правильно вас понял,
> то при больших углах атаки
> центр давления стремится к геометрическому центру
> плановой проекции модели.
Абсолютно :).
Удачи! :)
An.Petrovich

[This message has been edited by An.Petrovich (edited 21-01-2001).]

Отрыв будет, как раз потому, что в воде (меньше вязкость, больше числа Рейнольдса).
А поскольку это пластина, то после 20 градусов стопроцентно будет срыв с передней кромки. А для пластини он увеличивает несущие свойства и сдвигает центр давления вперед (по этому поводу было много экспериментов, например, у Ништа; номер выпуска трудов ЦАГИ на память не скажу, но если надо - могу посмотреть).
Плюс еще щель - она отсасывает погранслой с передней части пластины, препятствуя "вязкому" отрыву (это делает эпюру давлений на передней части более наполненной и пять же смещает центр давления вперед).
------------------
Антон Ляскин
[This message has been edited by Lynx (edited 25-01-2001).]

Привет!
По поводу щели.
Я считал, что щель, как раз, сдвигает центр давления назад. Задняя часть (как бы новое крыдо) обдувается новым потоком, на нём опять вначале - ламинарное обтекание, опять срыв, но всё это должно увеличивать Cy и смещать Cd к задней кромке. Ужели я не прав?
С уважением,
Константин Соколов

Цитата:

---

quote:

Originally posted by Konstantin:
Привет!
По поводу щели.
Я считал, что щель, как раз, сдвигает центр давления назад. Задняя часть (как бы новое крыдо) обдувается новым потоком, на нём опять вначале - ламинарное обтекание, опять срыв, но всё это должно увеличивать Cy и смещать Cd к задней кромке. Ужели я не прав?
С уважением,
Константин Соколов

---

Ээээ... Точно могу сказать, что задняя часть при наличии передней обдувается совсем не так, как при ее отсутствии :-)
А вообще, если бы мне дали параметры пластины (хорду, стрелку прогиба, положение и ширину щели) и число Рейнольдса, то я бы быстренько это все численно смоделировал и поделился результатами... Это намек такой :-)

------------------
Антон Ляскин
[This message has been edited by Lynx (edited 31-01-2001).]