Чем ламинарный профиль крыла отличается от обычного? Каковы плюсы и минусы ламинарного профиля?
Спасибо.
Вид для печати
Чем ламинарный профиль крыла отличается от обычного? Каковы плюсы и минусы ламинарного профиля?
Спасибо.
Поверхностно - ответить легко. Это, типа, имеет меньшее сопротивление на больших скоростях, что соответственно увеличивает макс скорость и улучшает вертикальный маневр. Но при этом имеет худшие несущие свойства, что соответственно ухудшает маневренность на малых и средних скоростях, а также взлетно-посадочные свойства.
Но это - поверхностно. А вот если глубже... Если глубже - я и сам бы с удовольствием послушал, если б кто чего умного рассказал. Ведь ни немцы, ни англичане и русские этим профилем не воспользовались (по крайней мере, во время войны) - значит были на то причины? Насколько снижается сопротивление? И нельзя ли этого уменьшения добиться простым снижением площади крыла? И т.д. и т.п. Тут понимаешь целая теория прорисовывается, но без высшего образования в области самолетостроения в ней нам делать нечего. Если б кто популярно объяснил али ссылочку кинул...
Это скорее в этот раздел http://forum.sukhoi.ru/forumdisplay.php?forumid=4
Не забывайте, на Авиафоруме полно разделов кроме Ил-2! Итак тут свалка дикая...
Англичане пользовались. Например на Темпесте.Цитата:
Originally posted by fon-Skokoff
Ведь ни немцы, ни англичане и русские этим профилем не воспользовались (по крайней мере, во время войны) - значит были на то причины
Ламинарный профиль крыла-симметричный,обычно меньшей относительной толщиной 6-10%от хорды крыла с буквально полированной поверхностью,как следствие малое сопротивление потоку воздуха, не несущий соответственно.
Само слово -ламинарный говорит о том,что эффективен только в ламинарном(прямолинейном паралельном) потоке воздуха,нахождения его в зоне обдува винта сводит на нет его преимущества по Cx -профильному сопротивлению . Очень критичен к любым углам атаки,что приводит к срыву потока с крыла.
При грамотной организации вихрей воздуха перед кромкой крыла очень эффективен.В основном применяется на ракетах и рекордных самолетах.Применение его на истребителях в основном резко снижает их маневренные х-ки и устойчивость на углах атаки.
Обычно применяли ламинизированные профили крыла,те с высоким качеством обшивки по шероховатости.
Ув. пилоты! Ламинарный профиль - это профиль у которого точка перехода (Хтп) погранслоя из ламинарного в турбулентный отодвинута на 0,3 - 0,5 хорды профиля. Лаимнарный профиль создавался для достижения высоких скоростей и дальностей полета вследствии меньшего значения индуктивного сопротивления (сопротивления, возникающего при угле атаки, при котором возникает подъемная сила (без учета Схо)). Ламинарный профиль стабильно несет до углов атаки 12-15 градусов, срывные явления не являются критичными и протекают без резких клевков. В целом, срывные характеристики сильно зависят от конструкции самого крыла и механизации. Максимальный Су крыла с ламинарым профилем меньше, чем Су "толстого" крыла на 10-15%. Маневренные характеристики самолета в основном зависят от удельной нагрузки на крыло, а не от максимального Су. Во время совершения маневра с большой перегрузкой значение Су достигает значения порядка 0,7 Су макс. Вывести самолет на критические угды атаки во время полета с максимальной перегрузкой очень тяжело и, как правило, это носит конструктивное ограничение в виде усилия на ручке управления. Су крейсерского полета на крыле с ламинарным профилем как правило выше, чем у пилотажного крыла вследствии меньшей удельной нагрузки на пилотажное крыло для реализации большого значения Ny, по этому Су кр ламинарного крыла ~0,3 - 0,4, а у пилотажного крыла ~ 0,15-0,2.
Э-э-э... А теперь, если можно, расскажи во что это все выливается для ероплана. На пальцах. :)
А Американце на Мустанге:)Цитата:
Originally posted by Anton_von_Kant
Англичане пользовались. Например на Темпесте.
Для ероплана - все просто. Ламинарное крыло предназначено для "Вояджера" Берта рутана или в сочетании с суперкритическим профилем - для магистрального самолета. Пилотажный самолет имеет "плохие" экономические характеристики, но отличные пилотажные. Крыло Су-26 (29) имеет 18% симметричный профиль и поджатый хвостик и обеспечивает высокие значения Су, но "плохие" Схо, Сха и Схi. В истребителях ламинарный профиль в сочетании с суперкритическим применяется (применялся) для скоростных высотных самолетов.
А можно еще проще? Например: При одинаковой площади крыла ламинарное даст более высокую скорость, большую дальность, и лучшие характеристики пикирования (при прочих равных по мотору и весу), но при этом самолет с ламинарным крылом будет иметь больший радиус виража, худшую скороподъемность и взлетно-посадочные характеристики. Это вроде понятно. . А вот если площадь ламинарного крыла больше, чем обычного, и таким образом обеспечивает такую-же подъемную силу (и соответственно маневренность) - будет ли оно по прежнему иметь меньшее сопротивление, чем крыло обычного профиля, но меньшее по площади? Т.е. Можно ли применением более крупного крыла ламинарного профиля получить те же преимущества (возможно, в меньших количествах) но при этом не проиграть в маневренности? Вот, собственно, что интересно.
Ув. fon-Skokoff!Цитата:
Originally posted by fon-Skokoff
А можно еще проще? Например: При одинаковой площади крыла ламинарное даст более высокую скорость, большую дальность, и лучшие характеристики пикирования (при прочих равных по мотору и весу), но при этом самолет с ламинарным крылом будет иметь больший радиус виража, худшую скороподъемность и взлетно-посадочные характеристики. Это вроде понятно. . А вот если площадь ламинарного крыла больше, чем обычного, и таким образом обеспечивает такую-же подъемную силу (и соответственно маневренность) - будет ли оно по прежнему иметь меньшее сопротивление, чем крыло обычного профиля, но меньшее по площади? Т.е. Можно ли применением более крупного крыла ламинарного профиля получить те же преимущества (возможно, в меньших количествах) но при этом не проиграть в маневренности? Вот, собственно, что интересно.
Все сказанное от начала до "худшей скороподъемности" верно, хотя "характеристики пикирования" - это тоже сомнительный термин. На разгон самолета наличие ламинарного профиля влияет слабо; скороподъемность же зависит в первую очередь от тяговооруженности (энерговооруженности) и во вторую - от удельной нагрузки на крыло. Взлетно-посадочные характеристики тоже зависят в первую очередь от удельной нагрузки на крыло и типа механизации, разница в Су max в полетной конфигурации, как я уже говорил, для "пилотажного крыла" и с лам. профилем составляет ~10%. При выпуске механизации Су от полетных 0,3 достигает 2 - 3! (для всех наворотов крыла пассажирского самолета) К стати, при рассуждении о аэродинамике крыла необходимо учитывать не только удельную нагрузку, но и геом. параметры: удлиннение, сужение и стреловидность. При равенстве этих величин самолет с лам. профилем будет иметь больший радиус виража (но, возможно, не время) и сорость горизонтального полета. Практика показала, что скомпенсировать меньшие несущие свойства крыла с лам профилем простым увеличением площади не возможно, это приведет к падению аэродинам. качества самолета.
Спасибо. Это примерно то, что я хотел услышать. Иными словами ,создать равноманевренный и при этом более скоростной самолет с использованием ламинарного крыла (даже большей площади) скорее всего не удастся (разумеется, при равной массе, мощности двигателя, аэродинамики остальной конструкции самолета и т.д. - сейчас речь именно о крыле). Т.е. если тактическое задание на истребитель предполагает жертву маневром во имя скорости - то ламинарный профиль годится. Если требуется хорошая маневренность при столь же высокой скорости - то этого скорее всего лучше удастся добиться при использовании обычного профиля. Упрощенно.Цитата:
Originally posted by Soul
Ув. fon-Skokoff!
Практика показала, что скомпенсировать меньшие несущие свойства крыла с лам профилем простым увеличением площади не возможно, это приведет к падению аэродинам. качества самолета.
Спасибо.
Еще вопрос, если можно. Каким образом на характеристики крыла (и, соответственно, самолета) влияет удлинение и сужение крыла? Характерно, что на немецких самолетах использовалось большее удлинение крыла, чем на советских. При этом у советских - большее сужение к законцовкам. Это можно чем-то объяснить?
Про стреловидность более-менее ясно - чем больше стреловидность, тем лучше устойчивость и лучше поведение на около и сверх звуковых скоростях (ну, упрощенно. Но больше и не требуется).
Еще вопрос, если можно. Каким образом на характеристики крыла (и, соответственно, самолета) влияет удлинение и сужение крыла? Характерно, что на немецких самолетах использовалось большее удлинение крыла, чем на советских. При этом у советских - большее сужение к законцовкам. Это можно чем-то объяснить?
Про стреловидность более-менее ясно - чем больше стреловидность, тем лучше устойчивость и лучше поведение на около и сверх звуковых скоростях (ну, упрощенно. Но больше и не требуется). [/B][/QUOTE]
Можно, конечно.
Сужение крыла есть отношение бортовой хорды к концевой и на аэродинамику влияет слабо, т. к. основные парамтры - это площадь и удлиннение. Сужение крылу придают для уменьшения массы конструкции и условному приближению формы крыла в плане к эллиптичекому. Эллиптическое прямое (не стреловидное) крыло обладает наилучшим качеством.
Удлиннение крыла есть отношение размаха крыла в квадрате к его площади. Чем больше удлиннеие, тем выше аэродинамическое качество крыла (отношение Суа к Сха) и его несущая способность. Несущая способность - это производная Суа по углу атаки (есть прямолинейная зависимость Суа и угла атаки до точки срыва, так вот, проще - это тангенс угла наклона этой прямой, где по оси ординат - Суа, а по абсцисс - угол атаки). При одинаковом увеличении угла атаки крыла с большим удлиннеием и "исходного" крыла прирост Суа и подъемной силы будет больше у большего удлиннения. Такие крылья ставят на планеры открытого класса, где К достигает 40, для Як-3 К=~15. Расплата за увеличение удлиннеия - б/ольшая чувствительность к болтанке.
А с чего бы вдруг? Планеры, например, как раз обладают при низкой нагрузке на крыло большим качеством :)Цитата:
Originally posted by Soul
Практика показала, что скомпенсировать меньшие несущие свойства крыла с лам профилем простым увеличением площади не возможно, это приведет к падению аэродинам. качества самолета.
У Пышнова в Таблице 3 для Як-3 Kmax=13Цитата:
Originally posted by Soul
для Як-3 К=~15.
Речь идет о конкретном сравнении разных типов крыльев для одного самолета. Сравнение с планером не корректно, у него громадное удлиннение.Цитата:
Originally posted by badger
А с чего бы вдруг? Планеры, например, как раз обладают при низкой нагрузке на крыло большим качеством :)
Качество Яка: я поставил тильду, 15 и 13 не далеко лежат, главное сравнение в качественном отношении.
Если только при одинаковом удлинении.Цитата:
Originally posted by Soul
Речь идет о конкретном сравнении разных типов крыльев для одного самолета.
В общем же случае при увеличении площади крыла логично увеличить и удлинение.(и мне кажеться вопрос подразумевал такую возможность).
У него и качество громадное соответствено, что опять же подсказывает что это эффективный путь скорректировать падение качества.Цитата:
Originally posted by Soul
Сравнение с планером не корректно, у него громадное удлиннение.
Токмо ради уточнения указал, дабы подчернуть верность вашей оценки. :)Цитата:
Originally posted by Soul
Качество Яка: я поставил тильду, 15 и 13 не далеко лежат, главное сравнение в качественном отношении.
[QUOTE]Originally posted by badger
[B]Если только при одинаковом удлинении.
В общем же случае при увеличении площади крыла логично увеличить и удлинение.(и мне кажеться вопрос подразумевал такую возможность).
У него и качество громадное соответствено, что опять же подсказывает что это эффективный путь скорректировать падение качества.
Увеличивать удлиннение нельзя, с его ростом падает максимальная скорость, тем более, что с увеличеним удлиннения растет масса крыла вследствие увеличения действующих нагрузок, кроме того, у крыла с большим удлиннением ниже жесткость и скорость наступления флаттера и прочей бодяги...
Максимальная скорость упадёт в любом случае, потому как при увеличении площади крыла лобовое сопротивление так или инчае увеличиться даже при сохранении удлинения, масса крыла при увеличении площади увеличиться без всяких условий :)Цитата:
Originally posted by Soul
Увеличивать удлиннение нельзя, с его ростом падает максимальная скорость, тем более, что с увеличеним удлиннения растет масса крыла вследствие увеличения действующих нагрузок,
Суть вопроса была - можно ли компенсировать потери от ламинарного профиля увеличением площади крыла.
Ответ - можно.
Это уже зависит от конкретной конструкции крыла :)Цитата:
Originally posted by Soul
кроме того, у крыла с большим удлиннением ниже жесткость и скорость наступления флаттера и прочей бодяги...
Ув. baddger!
Компенсировать потери, увеличивая площадь - это мыло мыльное! С одной стороны уменьшаем Сха, с другой наращиваем площадь и увеличиваем его же, за чем? Поймите, для каждой конкретной задачи существуют оптимальные пути решения и все уже давно определено: хотите скорость - вот вам лам. профиль и маленькое крыло, хотите на пятачке крутиться - толстый профиль и большая площадь. Нечто среднее - это заведомо худший результат для обоих вариантов, при том, что к решению можно придти модифицируя условия как слева, так и справа, а если условия определены, то зачем заниматься софистикой? Ламинарный профиль на маневренном самолете не нужен, его адаптация съест все плюсы, выигрыш ничтожен.
Да, по поводу конструкции крыла. Скажите, а на сколько по вашему отличается жесткость на кручение крыла выполненного по лонжеронной схеме и кессонной схеме? Жесткость кесона выше всилу того, что большаяя площадь распределена по обшивке; сравнивайте крылья одной КСС
Скажу вам одно - ни Tempest, ни Mustang не являються в ВМВ рекордсменами по нагрузке на крыло. А уж пытались их конструкторы мыльное мыло сделать или нет - это решайте сами.Цитата:
Originally posted by Soul
Ув. baddger!
Компенсировать потери, увеличивая площадь - это мыло мыльное! С одной стороны уменьшаем Сха, с другой наращиваем площадь и увеличиваем его же, за чем? Поймите, для каждой конкретной задачи существуют оптимальные пути решения и все уже давно определено: хотите скорость - вот вам лам. профиль и маленькое крыло, хотите на пятачке крутиться - толстый профиль и большая площадь. Нечто среднее - это заведомо худший результат для обоих вариантов, при том, что к решению можно придти модифицируя условия как слева, так и справа, а если условия определены, то зачем заниматься софистикой? Ламинарный профиль на маневренном самолете не нужен, его адаптация съест все плюсы, выигрыш ничтожен.
Усилнением конструкции всегда можно жесткость повысить.Цитата:
Originally posted by Soul
Да, по поводу конструкции крыла. Скажите, а на сколько по вашему отличается жесткость на кручение крыла выполненного по лонжеронной схеме и кессонной схеме? Жесткость кесона выше всилу того, что большаяя площадь распределена по обшивке; сравнивайте крылья одной КСС
Ага, кажется понятно. Значит крыло большего удлинения будет иметь большую подъемную силу при одинаковом угле атаки, т.е. самолет с таким крылом при прочих равных (массе, двигателе, профиле и т.д.) потенциально может иметь лучшие маневренные характеристики (или же, если рассматривать с другой стороны, - терять меньше скорости при маневрировании с одинаковой перегрузкой, за счет выхода на меньшие углы атаки, достаточные для такого маневрирования). За все это удовольствие приходится платить ростом массы крыла (ибо с ростом удлинения труднее обеспечивать его жесткость), плюс есть некий предел, за которым уже практически трудно бороться с флаттером и прочими прелестями скоростного полета. Чем скоростнее крафт - тем этот предел наступает раньше... Кажется так.Цитата:
При одинаковом увеличении угла атаки крыла с большим удлиннеием и "исходного" крыла прирост Суа и подъемной силы будет больше у большего удлиннения.
Спасибо.
Да, еще один момент. :o При изготовлении крыльев (серийное производство) особое внимание уделялось качеству, т.к. даже удовлетворительное выполнение кривизны данного профиля сводит преимущества практически к нулю.
Пример. Как известно америкозы во ВОВ были в технологическом плане на высоте, но, тем не менее, когда появилась Кобра с ламинарным профилем (К.Кобра) сам Белл выезжал на заводы контролировать качество изготовления крыльев. И по его отзывам ето самое качество было далеко не всегда идеальным. Думаю на других заводах дела с Мустангами обстояли не лучше.
Кстати, джентелмены. К вопросу о маневренности. Кинг Кобра является самым маневренным самолетом, который когда-либо строился в США. Вот вам и ламинар! :D:D:D
Это шутка такая? :DЦитата:
Originally posted by CAPILATUS
Кстати, джентелмены. К вопросу о маневренности. Кинг Кобра является самым маневренным самолетом, который когда-либо строился в США. Вот вам и ламинар! :D:D:D
Наверное, следовало добавить, что среди амереканских самолетов с ламинарным крылом и "утюгов" типа "Тандерболта".Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
.......Кстати, джентелмены. К вопросу о маневренности. Кинг Кобра является самым маневренным самолетом, который когда-либо строился в США. Вот вам и ламинар! :D:D:D
А если верхнюю часть крыла сделать ламинированной и нижнюю оставить неламинированной. Насколько заметно\незначительно увеличится подъемная сила крыла?
А если верхнюю часть крыла сделать ламинированной и нижнюю оставить неламинированной. Насколько заметно\незначительно увеличится подъемная сила крыла?
Если ты о полировке поверхности (т.к. имнно это играет важную, если не главную роль), то наоборот, даже ухудшится, т.к. верхняя часть профиля будет "обтекаться" быстрее и без помех.
Ребята! Вы очем говорите? А? Один называет профиль ламинированным, как паркет, и предлагает набирать профиль по кускам, другой вообще не понимает как возникает подъемная сила и как там чего кого должно обгонять и быстрее обтекаться....Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
А если верхнюю часть крыла сделать ламинированной и нижнюю оставить неламинированной. Насколько заметно\незначительно увеличится подъемная сила крыла?
Если ты о полировке поверхности (т.к. имнно это играет важную, если не главную роль), то наоборот, даже ухудшится, т.к. верхняя часть профиля будет "обтекаться" быстрее и без помех.
Ну хоть подумайте, о чем говорите!
Вот этих, думаю, вполне достаточно.
http://wunderwaffe.narod.ru/Magazine...r/91/index.htm
http://wunderwaffe.narod.ru/Magazine...r/28/index.htm
http://www.airwar.ru/enc/fww2/p63.html
...Кроме того, Хикмен сообщает, что Р-63 имел мень_ший радиус разворота, чем стандарт_ный учебный самолет USAAF АТ-6 «Texan»...
...Несомненно, «Кингкобра» заметно превосходила по характеристикам Р-39. Теоретически, самолет мог бы стать лучшим американским истребителем, если бы не минимальный радиус дей_ствия. Этот недостаток не удавалось исправить даже за счет подвесных топ_ливных баков. Поэтому самолет экс_портировался в Советский Союз, где от фронтовых истребителей не требова_лось большой дальности полета
Это к полемике о маневренности :D:D:D некоторых товарищей
Ребята! Вы очем говорите? А? Один называет профиль ламинированным, как паркет, и предлагает набирать профиль по кускам, другой вообще не понимает как возникает подъемная сила и как там чего кого должно обгонять и быстрее обтекаться....
To: Soul
Soul, по крайней мере я прекрастно знаю о чем говорю, не флейми. Если не понятно что самому, спроси. Если тут все будут формулами сыпать так сюда и ходить никто не будет, ты по рабоче-крестьянски объястни ;)
Как обтекается крыло. Попытаюсь покороче в двух словах. Независимо от профиля и формы кривизны (симметричная, ассиметричная) слои воздуха на передней и задней кромках крыла будут такими-же, подьемная сила возникает в результате разницы давлений (внизу меньше давление, тк меньше кривизна)
Теперь объястняю для "тех" кто в танке. На мой взгляд очень интересный вопрос.
Если верхняя часть будет гладкой, а нижняя шероховатой, то при двух одинаковых профилях (один -одинаковые качества поверхностей, другой-как рассматривается) во втором случае, теоретически, подьемная сила будет меньше, в силу того, что шершавая сторона создаст несколько большее давление.
Однако не стоит забывать о том, что если какая либо сторона будет шероховатой, то это уже будет не ламинарный профиль! :D Вся фишка в том и есть, что поверхность крыла должна быть "вылизана".
Во время ВОВ, скорость P-63 с плохим качеством покраски крыла или грубой эксплуатации самолета (вмятины от ног на крыле и тд) снижалась до 10% (!)
Как и следовало ожидать - набор "Мурзилок".Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
Вот этих, думаю, вполне достаточно.
http://wunderwaffe.narod.ru/Magazine...r/91/index.htm
http://wunderwaffe.narod.ru/Magazine...r/28/index.htm
http://www.airwar.ru/enc/fww2/p63.html
Кто такой Хикмен и каким образом он мерил эти "радиусы"?Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
...Кроме того, Хикмен сообщает, что Р-63 имел мень_ший радиус разворота, чем стандарт_ный учебный самолет USAAF АТ-6 «Texan»...
И где на фронт он так и не попал.Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
...Несомненно, «Кингкобра» заметно превосходила по характеристикам Р-39. Теоретически, самолет мог бы стать лучшим американским истребителем, если бы не минимальный радиус дей_ствия. Этот недостаток не удавалось исправить даже за счет подвесных топ_ливных баков. Поэтому самолет экс_портировался в Советский Союз, где от фронтовых истребителей не требова_лось большой дальности полета
Мне сутно помниться что вы говорили про "самый маневренный самолет, который когда-либо строился в США."?Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
Это к полемике о маневренности :D:D:D некоторых товарищей
Цитата будет? Или мне показалось?
Ты сам то эти мурзилки читал, умник!?Цитата:
Originally posted by badger
Как и следовало ожидать - набор "Мурзилок".
Кто такой Хикмен и каким образом он мерил эти "радиусы"?
И где на фронт он так и не попал.
Мне сутно помниться что вы говорили про "самый маневренный самолет, который когда-либо строился в США."?
Цитата будет? Или мне показалось?
Не попал на фронт до 9 мая, точно так, но не мешало тебе бы знать мистер "я самый умный", что в боях К.Кобры учавствовали и сбили по официальным данным два япошки.
Насчет самого маневренного самолета. Подключи серое вещество и сравни машины в целом. Радиус виража 20-21сек.
По отзывам летчика испытателя первого облетавшего опытный образец, маневреность P-63 сопоставима со Спитом (!)
"Как обтекается крыло. Попытаюсь покороче в двух словах. Независимо от профиля и формы кривизны (симметричная, ассиметричная) слои воздуха на передней и задней кромках крыла будут такими-же, подьемная сила возникает в результате разницы давлений (внизу меньше давление, тк меньше кривизна)"
Простите, конечно резковато....
Так вот как обтекается крыло и как появляется подъемная сила. (Может кому еще интересно будет послушать)
На первых сам-тах профиль имел очень малую относ. толщину, но приличную кривизну. Существует мнеие, что на нем под. сила возникает в результате поворота потока вниз и в полном соответствии с законом сохранения импульса масса отброшеного воздуха крылом равна весу самолета.
С появлением объемных профилей картина изменилась.
В первом приближении рассматривается допущение, что наша скорость далека до М=1 и поток несжимаем. Верхняя спинка профиля длиннее нижней (для классического профиля) и вследствии того, что поток неразрывен (уравнение Бернулли) и скорость его на передней и задней кромке равна, то путь условной струйки воздуха сверху длиннее и соотв. скорость его выше, а след. давление в потоке меньше (опять же ур-е Бернулли) чем снизу. Разница давлений создает результирующую силу. Проще - сверху разрежение больше чем снизу.
"Теперь объястняю для "тех" кто в танке. На мой взгляд очень интересный вопрос.
Если верхняя часть будет гладкой, а нижняя шероховатой, то при двух одинаковых профилях (один -одинаковые качества поверхностей, другой-как рассматривается) во втором случае, теоретически, подьемная сила будет меньше, в силу того, что шершавая сторона создаст несколько большее давление."
.
Судя по вашей логике, если снизу давление увеличится, то подъемная сила упадет, но все наоборот! Давление снизу растет и перепад между верхней половиной и нижней тоже и соотв. подъемная сила!
По поводу сопротивления "шершавой стороны и создаваемого им давления".
Если вы откроете любой учебник и посмотрите на эпюру давления на профиле, то вы увидите, что как снизу, так и сверху при обтекании создается разрежение! (ур-е Бернулли) Шероховатость никак не влияет на давление! Это веселая придумка, вы уж извините меня.
Тут давно идет речь о лобовом сопротивлении и давайте, наконец, определимся, что же там есть и чего там нет.
Коэфф. лобового сопротивления в скоростной системе координат есть:
Сха=Схао + Схаi.
Схао - коэфф. лобового сопротивления пр нулевой подъемной силе.
Схао=Сха трения + Сха давления + Сха волн.
Сха трения зависит от качества поверхности обшивки.
Сха давления зависит от формы профиля.
Схаi - индуктивное сопротивление, возникающие при возникновении под. силы, зависти от формы крыла в плане.
Сха волновое - волновое сопроивление, возникающие при сверхзвуковом обтекании, в целом зависит как от формы профиля, тка и всего крыла.
Вы уж простите, многие вещи здесь заявляются абсолютно безаппеляционно, и, рассуждая о авиации, не возможно что-то утверждать, не понимая сути вопроса. Даже тем, "кто в танке" надо что нибудь почитать, что бы вылезти из танка.
[QUOTE]Originally posted by Soul
[B]"Как обтекается крыло. Попытаюсь покороче в двух словах. Независимо от профиля и формы кривизны (симметричная, ассиметричная) слои воздуха на передней и задней кромках крыла будут такими-же, подьемная сила возникает в результате разницы давлений (внизу меньше давление, тк меньше кривизна)"[QUOTE]
Soul, твоя правда, из-за избытка эмоций получилась чисто механическая очепятка. Должно быть так - (внизу больше давление, тк меньше кривизна)
"Теперь объястняю для "тех" кто в танке. На мой взгляд очень интересный вопрос.
Если верхняя часть будет гладкой, а нижняя шероховатой, то при двух одинаковых профилях (один -одинаковые качества поверхностей, другой-как рассматривается) во втором случае, теоретически, подьемная сила будет меньше, в силу того, что шершавая сторона создаст несколько большее давление."
.
...
-Оооой, устал ты меня... Ну что к словам цеплятся. Ведь результат твоих словоизлияний такой-же. Т.е. подъемная сила (если угодно) будет направлена в сторону шероховатой стороны.
LOL! Ты случАем не в институте каком учишься, а? А то что-то эти виписки подозрительно смахивают на содранные с учебника по аэродинамике :pЦитата:
Вы уж простите, многие вещи здесь заявляются абсолютно безаппеляционно, и, рассуждая о авиации, не возможно что-то утверждать, не понимая сути вопроса. Даже тем, "кто в танке" надо что нибудь почитать, что бы вылезти из танка.
Насчет резкости. Если мои слова тебе показались резкими, пардон (как говорят у нас в Казахстане ), говорю, как умею. Если обидел чем-то, искренне извиняюсь, не хотел, ничего личного.
А "что-то" мы читали 12 лет назад. Будь попроще и ктебе потянутся люди! ;) LOL!
:D
А зачем? Что бы бред потом нести, такой как вы? :DЦитата:
Originally posted by CAPILATUS
Ты сам то эти мурзилки читал, умник!?
Против немцев-то чего не применили, ась мистер? :DЦитата:
Originally posted by CAPILATUS
Не попал на фронт до 9 мая, точно так, но не мешало тебе бы знать мистер "я самый умный", что в боях К.Кобры учавствовали и сбили по официальным данным два япошки.
В отличии от вас я своим серым веществом именно думаю, поэтому бред наподобии "маневреность P-63 сопоставима со Спитом" (с которым кстати? С 1-ым? С 5-ым? С 9-ым? Может с 14-ым?) не несу :DЦитата:
Originally posted by CAPILATUS
Насчет самого маневренного самолета. Подключи серое вещество и сравни машины в целом. Радиус виража 20-21сек.
По отзывам летчика испытателя первого облетавшего опытный образец, маневреность P-63 сопоставима со Спитом (!)
Теперь по пунктам:
1) Вами было сказано:
Кстати, джентелмены. К вопросу о маневренности. Кинг Кобра является самым маневренным самолетом, который когда-либо строился в США. Вот вам и ламинар!
Подтвердить свой треп источником вы не соизволили.
Теперь смотрим сюда:
http://www.s-m-b.ru/fb/BOOK/237.jpg
Время виража P-63A - 21 секунда.
Теперь сюда:
http://www.s-m-b.ru/fb/BOOK/236.jpg
Время виража P-40C - 18 секунд
P-40C - американский истребитель, из чего следует что распространяемая вами информация не соответствует действительности.
Там же кстати можете глянуть время виража Spitfire Mk. IX - 18,5 секунды. Тоже далеко не 21.
Смотрим Степанца:
Для получения более объективной и полной оценки боевых и
тактических качеств Як-З с металлическим крылом было прове-
дено семь полетов на воздушный бой с Як-9 ВК-107А, "Кингкоб-
рой" P-63C-1 и "Спитфайром" IX о взаимной пересадкой летчи
ков.
В воздушном бою на горизонтальном и вертикальном манев-
рах на всех высотах Як-З ВК-107А практически не отличались
от Як-9 ВК-107А, имели некоторое преимущество в вертикальном маневре над самолетом "Кингкобра" P-63C-1 и уступали истребителю "Спитфайр" IX при использовании последним 5-минутного
режима.
А.Т.Степанец
Истребители ЯК периода Великой Отечественной войны
Итак - Як-3 ВК-107А превосходил по маневренности P-63C и уступал Spitfire Mk.IX. Вот такая вот "маневреность P-63 сопоставима со Спитом"...
Хе-хе! Молодец!
Ну рассмешил, СОКОЛс ТАЛИНСКИЙ!!! :D:D:D
Ты в таком случАе сравнил бы Кобру еще с Миг-15!
Скажи-ка мне, дорогой, где это ты откопал Як-3 ВК-107 да еще металлический???
К твоему сведению, дружок, Як-3 ВК-107 были до 45г всего в двух экземплярах, и то эти два уфолета практически не летали. Пытались их строить, КОНЕЧНО! только до августа 45-го, пока не ястно стало что это полное фуфло.
Ну ты и перец, скажу я тебе! Кто ты там говоришь о них отзывался? Я б хотел на тебя посмотреть, что б ты написал про буржуйскую машину под дулом револьвера НКВДшника! Или старые добрые таллинцы позабыли, как это делалось? ;)
И еще момент, комрад, ты вроде грамотный парень, серым веществом пользуешься, а... глазами? Я ваще-та написал среди АМЭРИКАНСКИХ самолетов. Здесь даже добавили - СРЕДИ самолетов с ламинарным профилем! (ну это наверно для того, чтобы мою невежественную задницу грам прикрыть-thanks anyway).
А если серьезно, - молодец! Только если ты сравниваешь чего-то, то бери того-же года машины, вираж по высотам, скороподъемность по высотам, угловая скорость вращения (бочка) кстати, может я тебя неприятно удивлю, но у P-63 угловая скорость вращения на 18град/с меньше, чем у P-40C, следовательно глубокий вираж ККобра начинает быстрее и тд и тп.
А мурзилки-то, посмотри! Они с картинками!!! :D:D:D
Против немцев-то чего не применили, ась мистер?
Да, жаль конечно, это наверное из вредности. Покрышкин&Ko итак по 5-6 десятков нащелкали. А представь ККобру им дали? LOL! :D
Что имеем, то имеем. Кстати во время перегонки самолетов через Аляску погибло около 150 авиаторов-это для того, чтобы ты в своих высказываниях был поскромнее. Вечная им память.
А со спитом... Я их не сравнивал (вернусь к моменту с глазами), а высказался некто облетавший машину в первый раз.
Кстати, до спитов, как ни странно на них англичане у себя и летали и были весьма довольны...мммм до определенного момента, пока двое из них не разбились на штопоре. Наверное кривые джойстика не настроили. :D:D:D
И тут на арену вышел CAPILATUS, и в неподражаемом жёлтом стиле раскидал всех этих умников с толстыми учебниками и трёхэтажными формулами :D
"Учись, студент!" ©
Господин CAPILATUS на нашем Форуме подобные высказывания недопустимы. Потрудитесь подчистить за собой, иначе возможность Вашего общения на нашем Форуме может быть ограничена.Цитата:
Originally posted by CAPILATUS
Хе-хе! Молодец!
Ну рассмешил, СОКОЛс ТАЛИНСКИЙ!!! :D:D:D
Или старые добрые таллинцы позабыли, как это делалось? ;)
Кому лень читать учебники с формулами:
берем два листа формата А4, подносим их ко рту держа параллельно на небольшом расстоянии друг от друга : 2-5 см
и сильно дуем между ними.
Листы расходятся?
Нет!?
Прижимаются друг к другу!!!
Это и есть уравнение Бернули в действии. Т.е. давление воздуха на листы с внешней стороны больше чем с внутренней (там где поток).
А давление на листы снижается из-за того что поток находится в движении.
Если заинтересовались далее см. учебники.
Кстати про ур. Бернули я узнал из курса гидравлики, а не аэродинамики . :):):)