Перейти к содержанию
Aviamodelka - форум авиамоделистов-самодельщиков

Бальза Фанера Карбоновые трубки Эпоксидные смолы Карбоновые стержни Латунные трубки Проволока ОВС Ткани

Бальза, Фанера, Карбоновые трубки, Эпоксидные смолы, Карбоновые стержни, Латунные трубки, Проволока ОВС, Ткани, МРД, Клеи

Обтекание плоской пластины.


Гость flysnake

Рекомендуемые сообщения

Появился такой вот вопрос. Всем известно, что подъемная сила крыла создается засчет того, что его верхняя поверхность более выпуклая, чем нижняя, и поток воздуха по ней проходит большее расстояние с большей скоростью.

Удивительно, но это заблуждение почему-то очень часто попадается в книгах...

Что же качается плоской пластины, то у нее "выпуклая верхняя поверхность" есть, только она "виртуальна". Если есть угол атаки, то поток отрывается, пространство под ним заполняется вихрями (с выпуклой верхней поверхностью) и основной поток движется поверх этих вихрей...

Ссылка на комментарий

Бальза Фанера Карбоновые трубки Эпоксидные смолы Карбоновые стержни Латунные трубки Проволока ОВС Ткани

Бальза, Фанера, Карбоновые трубки, Эпоксидные смолы, Карбоновые стержни, Латунные трубки, Проволока ОВС, Ткани, МРД, Клеи

  • Ответов 20
  • Создана
  • Последний ответ

Топ авторов темы

Если есть угол атаки, то поток отрывается, пространство под ним заполняется вихрями (с выпуклой верхней поверхностью) и основной поток движется поверх этих вихрей...

Понимаю, что мы сейчас опять углубимся в теоретический спор, но всё-таки вынужден поправить. Даже при ламинарном потоке вокруг плоской пластины, движущейся с положительным углом атаки, она будет испытывать подъёмную силу. Вихри здесь совершенно не причём. Отклонение массы воздуха вниз создаёт противодействие, направленное вверх. Я специально не тревожу имя великого Ньютона, т.к. и так понятно.

С уважением,

Виктор.

Ссылка на комментарий
Удивительно, но это заблуждение почему-то очень часто попадается в книгах...

Потому и нашел в своем архиве чудную книжку с данной темой. Слава богу там достаточно просто и доходчиво (не пересыпано формулами Бернули и Жуковского) объяснено поведение пластины в потоке.

 

В Архиве выдержки из книги на данную тему. (PDF)

 

 

 

Ссылка на комментарий

*

Всё правильно, одно другому не противоречит. На практике так и быает. Я просто уточнил, что на режимах ламинарного обтекания (когда таковые возникают) подъёмная сила не пропадает. Меняется только её величина. Для иллюстрации возьмите плоскую пластину и медленно(!) подвигайте её в спокойной воде. При малых углах атаки и вполне ламинарном обтекании подъёмная сила будет отчётливо ощущаться.

С уважением,

Виктор.

Ссылка на комментарий

Виктор, никакого противоречия нет. Все верно. В воде это ощущается намного сильнее, т.к. плотность воды не сравнима с плотностью воздуха. Просто подвел "научную базу". "Молодежи" полезно будет пролистать, что бы не делать заявлений типа,

Всем известно, что подъемная сила крыла создается засчет того, что его верхняя поверхность более выпуклая, чем нижняя, и поток воздуха по ней проходит большее расстояние с большей скоростью.

Если "большее растояние с Большей скоростью", то Больше и давление, соответственно направление силы должно быть вниз..... :mellow:

Ссылка на комментарий
Если "большее растояние с Большей скоростью", то Больше и давление, соответственно направление силы должно быть вниз.....

, уберите эту фразу, а то мы совсем запутаем молодёжь. При большей скорости потока давление как раз меньше, поэтому цитата верна. Но неполна, почему я и встрял.

С уважением,

Виктор.

Ссылка на комментарий

Про "виртуальную выпуклость" на плоской пластине я написал не потому, что она создает подъемную силу, а потому, что она в реальных условиях есть. На передней кромке из-за разности давлений воздух движется вверх; он не может мгновенно изменить направления и огибает пузырь из вихрей. Это описано, например, в "Аэродинамика малых скоростей" Шмица; и еще где-то мне попадалось...

А теперь о заблуждениях, кочующих из книги в книгу.

1. Из-за разности скоростей (выпуклая поверхность длиннее)...

2. В соответствии с законом Бернулли (приводится картинка с зауженными вверху струями)....

Действительно, и закон Бернулли (как частный случай законов Ньютона) работает в случае создания подъемной силы... НО далеко не так примитивно, как рисуют книжки. Если подходить к созданию подъемной силы "по закону Бернулли из книжки", то в ней участвует воздух непосредственно прилегающий к профилю (а как иначе создать Су=1, который по закону Бернули требует приблизительно двойного отношения скоростей над крылом и под крылом). Практически в создании подъемной силы АКТИВНО участвует воздух на расстоянии до нескольких десятков хорд. Что получим в этом случае "по закону Бернулли из книжки"? - Мизерную подъемную силу. А реально подъемная сила создается по теореме Жуковского (вокруг хорды крыла возникает присоединеный вихрь). И вот для организации этого вихря с минимальными потерями делаются профили. Собственно говоря, задача профиля - обеспечить безотрывное обтекание профиля при заданном диапазоне Су, который пропорционален интенсивности (циркуляции) этого вихря. Если бы не было вязкости воздуха, то все параметры профиля определялись бы формой средней линии профиля (кривизной); а все, что "надстроено" вокруг этой линии, служит для обеспечения хорошего (безотрывного) обтекания в реальном вязокм воздухе.

Ссылка на комментарий

flysnake

 

Закон Бернулли просто неприменим к обтеканию профиля воздухом...

 

Он принципиально применим только в случае "... стационарного потока идеальной (то есть без внутреннего трения) несжимаемой жидкости..."

 

Воздушный поток - сжимаем - это первое...

И он не идеальная жидкость...

 

Его с большей или меньшей точностью можно применять для воды... Потому Вы ничего толкового от него в воздухе и не получите.

 

И уж тем более закон Бернулли никак из законов Ньютона не вытекает... Он из закона сохранения энергии ведет свою родословную... Для оговоренных выше ограничений.

Ссылка на комментарий

Я не понимаю, зачем для плоской пластины городить какое-то обтекание? Из разложения векторов всё прекрасно получается. Как раз вертикальная составляющая и будет подъёмной силой.

Ссылка на комментарий
А теперь о заблуждениях, кочующих из книги в книгу.

1. Из-за разности скоростей (выпуклая поверхность длиннее)...

2. В соответствии с законом Бернулли (приводится картинка с зауженными вверху струями)....

Я полагаю, что это не заблуждение, а упрощённая модель. Она позволяет качественно понять принцип появления подъёмной силы у плоско-выпуклого профиля при нулевом угле атаки нижней поверхности.

Мне в своё время доводилось рассчитывать обтекание разных профилей на дозвуке, сверхзвуке и гиперзвуке. Делается так. Просто берётся криволинейный интеграл по всему контуру профиля. В результате получается и поле давлений и картина вихря вокруг "крыла". Кстати, это вихрь в непосредственной близости от поверхности иногда вносит существенный вклад в индуктивное сопротивление крыла (а не только вихри у законцовок).

С уважением,

Виктор.

Ссылка на комментарий
... зачем для плоской пластины городить какое-то обтекание? Из разложения векторов всё прекрасно получается....

 

А откуда по Вашему берутся эти вектора и подъемная сила? Они как раз картиной обтекания и определяются...

А уж потом разложение...

:mellow:

Ссылка на комментарий
А откуда по Вашему берутся эти вектора и подъемная сила? Они как раз картиной обтекания и определяются...

А уж потом разложение...

:mellow:

 

Рассмотрим два предельных случая для необтекающего потока идеальным газом и бесконечно тонкой пластины.

 

1. Поток вдоль пластины: пластина не оказывает сопротивления, давление потока = 0.

2. Поток по нормали к пластине: пластина оказывает максимальное сопротивление, давление = P.

 

Из курса физики очевидно, что при промежуточном угле между пластиной и потоком интенсивность воздействия на пластину будет составлять р = P*sin(a). Вот и всё. Вот вектор этой самой р мы и будем разлагать. А обтекание лишь изменит картину в сторону неидеальности.

 

Напомню, что в идеальном газе взаимодействие между частицами отсутствует, поэтому отражение пластиной частицы газа не меняет поведения остальных частиц. Поэтому идеальный газ даст необтекающий поток.

Ссылка на комментарий

cbb

 

Давление P (когда пластина поперек потока) - чем по вашему определяется?

Именно картиной обтекания...

 

И насчет формулы с синусом... В первом приближении оно так, но только не совсем. Особенно при малых углах.

По вашей формуле при углах 0-5 градусов - у Вас получится исчезающе малая подъемная сила, что вовсе не соответствует действительности. На этих углах атаки подъемная сила (ваше p-малое видимо, которое у Вас будет исчезающе малым ) получается существенно выще того, что выходит в Вашей формуле.

 

И уж совсем непонятно что Вы называете неотекающим потоком...

 

Я наверное соглашусь, что p = P*sin(a) - более-менее точно будет описывать именно силу лобового сопротивления пластины. Но эта сила направлена назад и Вы из нее никак не можете получить величину подъемной силы пластины. Но даже для величны лобового сопротивления Ваша формула приблизительна.

 

Более того - при углах атаки 0-5 градусов подъемная сила пластины в разы превышает силу лобового сопротивления, что Вы легко обнаружите если посмотрите на характеристики плоской пластины в потоке, а это уже вообще никак из Вашей теории не следует и из Вашего p=P*sin(a) никак не может быть получено...

 

Так что все-таки без картины обтекания Вам никак не обойтись...

Ссылка на комментарий
Давление P (когда пластина поперек потока) - чем по вашему определяется?

Именно картиной обтекания...

В описанном выше случае идеального газа -- исключительно упругим соударением частиц газа с пластиной.

 

И насчет формулы с синусом... В первом приближении оно так, но только не совсем. Особенно при малых углах.

По вашей формуле при углах 0-5 градусов - у Вас получится исчезающе малая подъемная сила, что вовсе не соответствует действительности. На этих углах атаки подъемная сила (ваше p-малое видимо, которое у Вас будет исчезающе малым ) получается существенно выще того, что выходит в Вашей формуле.

Давайте не путать сферического коня в вакууме с реальной пластиной. Для идеального газа наилучшим был бы (предположительно) угол 22,5°, так как это компромисс между подъемной силой и лобовым сопротивлением.

 

И уж совсем непонятно что Вы называете неотекающим потоком...

Поток идеального газа. Так как по определению ИГ взаимодействие между молекулами отсутствует, то разрежение (фактически вакуум) за пластиной не может быть сразу же заполнено газом, т.к. его частицы "не знают" о падении давления в этой области.

 

Я наверное соглашусь, что p = P*sin(a) - более-менее точно будет описывать именно силу лобового сопротивления пластины. Но эта сила направлена назад и Вы из нее никак не можете получить величину подъемной силы пластины. Но даже для величны лобового сопротивления Ваша формула приблизительна.

Вертикальная составляющая этой силы направлена вверх. Для базового понимания поведения пластины в потоке этого достаточно. Я не пытаюсь утверждать, что эта трактовка исчерпывающая, просто она самая простая, на уровне физики шестого класса.

 

Более того - при углах атаки 0-5 градусов подъемная сила пластины в разы превышает силу лобового сопротивления, что Вы легко обнаружите если посмотрите на характеристики плоской пластины в потоке, а это уже вообще никак из Вашей теории не следует и из Вашего p=P*sin(a) никак не может быть получено...

Так что все-таки без картины обтекания Вам никак не обойтись...

Так это, опять же, реальная пластина.

 

Ссылка на комментарий

cbb

 

Знаете что.... Мы вообще-то рассматриваем реальное крыло в виде плоской пластины, а не идеальную пластину в идеальном газе...

 

Но у Вас и так путаницы в физических представлениях куча - как раз на уровне 6-8 классов... Идеальный газ прекрасно перетекает из области с высоким давлением в область с низким - это первое(это полезно прочесть об идеальном газе)... Собственно говоря воздух при нормальных условиях - как раз наш случай - с очень большой точностью описывается моделью идеального газа...

Второе - это то что Вы почему-то лобовое сопротивление проекции пластины на вертикаль собираетесь раскладывать на подъемную силу и силу сопротивления....

 

Ваша вторая ошибка в том, что как раз "лобовая проекция" пластины и изменяется по синусу... т.е. s = S*sin(a)... И если более-менее логично считать, что если стоящая на ребре пластина имеет лобовое сопротиволение P, то пластина под углом "a" - cоответственно окажет сопротивление пропорциональное площади проекции на вертикаль - т.е. p=P*sin(a), то совершенно нелогично эту силу сопротивления (направленную вдоль потока и не дающую никакой подъемной силы) раскладывать еще на что-то... Она не имеет ровно никакого отношения к подъемной силе...

 

Давайте все-таки вернемся к оеальности - вопрос был про реальное плоское крыло, для которого Ваша модель будет совершенно неприемлема, даже если исправить в ней все ошибки... А чтобы посмотреть на реальную картину раскладывания сил мало. Надо еще кучу других данных для оценки этих сил. Поройтесь по форуму - кто-то здесь приводил поляры обтекания плоской пластины и рядом поляры плоско-выгнутых профилей... И Вы сами увидите качественное отличие Ваших взглядов от реальности.

Ссылка на комментарий
cbb

 

Знаете что.... Мы вообще-то рассматриваем реальное крыло в виде плоской пластины, а не идеальную пластину в идеальном газе...

 

Второе - это то что Вы почему-то лобовое сопротивление проекции пластины на вертикаль собираетесь раскладывать на подъемную силу и силу сопротивления....

Потому что это не лобовое сопротивление, а сила реакции, она всегда направлена по нормали к поверхности и вот эта сила раскладывается на две: горизонтальную силу лобового сопротивления и вертикальную подъёмную. Нарисуйте схему действия сил, всё станет понятно.

 

Но спорить дальше не буду.

Ссылка на комментарий
Потому что это не лобовое сопротивление, а сила реакции, она всегда направлена по нормали

 

Во-первых не всегда по нормали - посмотрите на поляры обтекания любого профиля и сами это увидите...

Во вторых с чего Вы тогда решили, что она p=P*sin(a)? Это логично для лобового сопротивления, но это совершенно безосновательное предположение для полной силы действующей на пластину...

 

Если Вы все-таки потрудитесь посмотреть на поляры обдува плоской пластины воздухом(который как Вы могли убедиться очень точно описывается моделью идеального газа, если прочли ссылку на эту тему), то увидите, что:

 

1) полная сила действующая на пластину установленную под углом к потоку воздуха действует далеко не всегда по нормали к плоскости пластины.

2) полная сила действующая на пластину вовсе не описывается вашей формулой даже в первом приближении... Ваша формула будет более-менее точно выполняться только в случае когда пластина установлена под углом близким к 90 градусов и только.

 

Вывод получается простой: формула p=P*sin(a) не имеет никакого отношения к оценке подъемной силы... Если P-большое это сила сопротивления пластины установленной поперек потока...

 

Поэтому без рассмотрения картины обтекания все-таки обойтись никак не удастся...

Ссылка на комментарий
1. Поток вдоль пластины: пластина не оказывает сопротивления, давление потока = 0.

2. Поток по нормали к пластине: пластина оказывает максимальное сопротивление, давление = P.

Из курса физики очевидно, что при промежуточном угле между пластиной и потоком интенсивность воздействия на пластину будет составлять р = P*sin(a). Вот и всё. .

Напомню, что в идеальном газе взаимодействие между частицами отсутствует, поэтому отражение пластиной частицы газа не меняет поведения остальных частиц.

Для идеального газа справедлив только п.1. А остальные - АБСОЛЮТНО НЕВЕРНЫ.

"Идеальных газов" существует много типов; в зависимости от того, что рассматривается.

В случае аэродинамики малых скоростей "идельный газ" - СПЛОШНАЯ СРЕДА, которая подчиняется закону Паскаля (давление мгновенно распространяется на весь объем); этот газ имеет плотность; у этого газа НЕТ трения. Воздух в этом случае довольно близок к идеальному газу, за исключением трения.

Решение Жуковского для идеального газа дает зависимость Су от угла атаки:

Су=Су0+2*(Пи)* (угол атаки в радианах). Су0- зависит от кривизны профиля и для симметричного профиля Су0=0. Приближенно можно считать, что Су=Су0+0.11*(угол атаки в градусах). А это дает для угла атаки 20 градусов Су=2. При этом в ИДЕАЛЬНОМ ГАЗЕ сопротивление равно НУЛЮ при любой форме профиля и любом угле атаки (с точностью до сопротивления, вызванного отклонением потока вниз в соответствии с третьим законом Ньютона, но так как отклоняются очень большие объемы газа, то это сопротивление очень невелико; Сх=К*Су*Су. И величина Сх при Су=1 меньшее 0.01.

В реальном газе из-за наличия трения:

1 При больших Су поток отрывается и Су макс обычно лежит в пределах от 1 до 2.

2 Есть сопротивление трения.

Ссылка на комментарий
При этом в ИДЕАЛЬНОМ ГАЗЕ сопротивление равно НУЛЮ при любой форме профиля и любом угле атаки

 

Ну да, ну да... Если Вы учитываете только сопротивление трения и отбрасываете давление набегающего потока (ну например для пластины с углом атаки 90 градусов, где это давление как раз весьма велико) не считая это давление сопротивлением профиля - то оно конечно так...

 

Но ведь это как раз основная компонента сопротвления движению в данном случае и Ваше отбрасывание этой составляющей необосновано. Точно так же - даже в идеальном газе - эта величина не равна нулю при любом ненулевом угле атаки даже для абсолютно плоской пластины.

 

Не ребята - так нельзя... Один товарищ совершенно игнорирует физические законы, самопроизвольно переопределяет понятие идеального газа и тем не менее к ним же и аппелирует.

Другой отбрасывает одну из важнейших компонент лобового сопротивления профиля и желает учитывать только трение... Так мы черт знает до чего договоримся. :wacko:

Ссылка на комментарий
Ну да, ну да... Если Вы учитываете только сопротивление трения и отбрасываете давление набегающего потока (ну например для пластины с углом атаки 90 градусов, где это давление как раз весьма велико) не считая это давление сопротивлением профиля - то оно конечно так...

 

Но ведь это как раз основная компонента сопротвления движению в данном случае и Ваше отбрасывание этой составляющей необосновано. Точно так же - даже в идеальном газе - эта величина не равна нулю при любом ненулевом угле атаки даже для абсолютно плоской пластины.

Я сам был очень удивлен, когда узнал, что сопротивление плоской пластины, поставленной ПЕРПЕНДИКУЛЯРНО потоку, равно НУЛЮ, если НЕТ вязкости (трения); но это доказано теоретически и проверено на практике - в сверхтекучем гелии (жидкость). Не знаю, что это была за пластина и какие условия эксперимента при этом были...

Что же касается поведения плоской пластины в реальном газе, то есть измеренные (и рассчитанные теоретически) поляры. И из них вытекает, что сопротивление плоской пластины перпендикулярно потоку (Сх=2 ) не намного больше подъемной силы той же пластины, поставленной под углом 6 градусов (Су=0.6).

Если говорить о профилях, то написанное мной предыдущий раз совершенно верно (взято из учебника).

Если бы не было трения, то и практически не было бы сопротивления.

Трение приводит к тому, что появляется пограничный слой. Из-за него при больших толщинах профиля или при больших Су происходит "накопление газа" в точке наибольшей толщины профиля; это, в свою очередь приводит к такому распределению давления по профилю, которое имеет горизонтальную составляющую... Поэтому я и написал, что практически все сопротивление профиля определяется наличием трения (вязкости) газа.

Впрочем, это касается малых скоростей, при которых можно пренебречь сжимаемостью газа. Для больших дозвуковых скоростей (сжимаемостью газа пренебречь нельзя) появляются дополнительные составляющие сопротивления; ими я не интересовался.

Я для практики самое лучшее - найти поляры и ими пользоваться (для плоской пластины можно просто поиском "плоская пластина поляры" в Ремблере или Яндексе; плоская пластина хорошо изучена). К сожалению, при авиамодлельных скоростях любые поляры не очень достоверны; но другого нет.

А вот пытаться определить Су профиля (или пластины) на основе школьной физики - занятие бесполезное; в свое время я пытался это сделать и получил ОЧЕНЬ неверные результаты. Если очень хочется вывести поляры теоретически - возьмите хороший учебник по аэродинамике (обязательно для ВУЗов) и посмотрите, как это делается (честно говоря, я не стал проверять их решения - "поверил на слово")

Могу добавить, что то же самое пытался сделать Ньютон... Его результаты не имели к реальности никакого отношения, кроме того, что аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости (информация из начно-популярной книги)

И "совсем практическое". Я нашел поляры плоской пластины и сравнил с полярами NACA0009. Вывод следующий - при очень малых Re они работают практически одинаково; при более-менее приличных Re сопротивление плоской пластины ощутимо больше, но эффективность ее работы как стабилизатора практически такая же. Если же хотите сделать крыло для простейшего планера типа "плоская пластина", то лучше сделать "изогнутую пластину" с малой кривизной - 1%-3%, просто отогнув носик немного вниз....

Изменено пользователем flysnake
Ссылка на комментарий

Для публикации сообщений создайте учётную запись или авторизуйтесь

Вы должны быть пользователем, чтобы оставить комментарий

Создать аккаунт

Зарегистрируйте новый аккаунт в нашем сообществе. Это очень просто!

Регистрация нового пользователя

Войти

Уже есть аккаунт? Войти в систему.

Войти

×
  • Создать...