Аэродинамика купола

[Alkinoy 56]

ниже - мои размышлизмы о теории

Сидел я как то на ДЗ и спорил с паном Шарадкиным (я тогда не знал, насколько он мегакрут, мож и постеснялся бы ) о распределении давления на поверхности купола. Основной момент спора был - что давление ПОД куполом равно давлению в статике рядом с куполом, а подъемная сила создается исключительно разряжением НАД куполом. Это была версия Алексея. Моя - что разряжение над куполом играет бОльшую роль в создании подъемной силы, но давление под куполом таки больше статического давления рядом. То есть моя версия была: давление под куполом х, разряжение над куполом (1,5...3)х (примерно, по модулю).

и вот решил я полистать теорию.

Основные догмы, от которых я отталкивался:

- нижняя поверхность купола плоская и параллельна хорде.

- угол атаки есть линия между направлением движения воздуха и хордой (не между хордой и горизонтом!!!)

- движение купола - установившееся, равномерное.

Итак, купол к разрезе представляет собой типичный несимметричный аэродинамический профиль - нижняя поверхность плоская, верхняя - выпуклая. Как известно, подъемная сила возникает из-за разного пути, который проходят частицы воздуха. На верхней поверхности путь больше, следовательно, скорость движения выше. А при более высокой скорости - меньшее давление. Вот вам и разряжение. Желающие больше подробностей - сюда.

Теперь смотрим на важный фактор - угол атаки. Если угол атаки равен 0, следовательно, путь прохождения частиц воздуха не меняется и изменения давления на нижней поверхности нет. Если угол атаки положительный - получаем примерно такое распределение:

Если угол атаки отрицательный или близок к 0, получаем такое (картинка для выпуклого несимметричного профиля, по этому на нижней есть разряжение):

Однако в этом случае, как я понимаю, можно получить сложение передней кромки (парапланерюги меня подтвердят).

Итого, мои выводы:

- угол атаки на куполе положителен. Доводы: при отрицательном или близком к 0 угле атаки получим подворот кромки (умозрительный довод). Либо можно посчитать угол хорды относительно горизонта (через длину строп, которую я, к сожалению, не знаю пока) и сравнить с углом планирования (исходя из 2 м/с снижения при 9 м/с горизонтально скорости получаем около 12 градусов наклон траектории).

- раз угол атаки положителен - под куполом есть повышенное давление относительно текущего на данной высоте.

- бОльшая часть подъемной силы создается таки разряжением над куполом (но с этим я как раз и не спорил)

Кто хочет потеоритезировать - велкам

что прочитал перед написанием (дабы не быть голословным)

И. В. Днепров, А. Т. Пономарев, О. В. Рысев, С. А. Семушин, “Исследование процессов нагружения и деформирования парашютов”, Матем. моделирование

Раскрытие тонкой осесимметричной оболочки в потоке идеальной жидкости

Основы аэродинамики и динамика полета параплана

Практическая аэродинамика дозвуковых самолетов (бумажный вариант)

Особенности обтекания разрезного крыла

[RED@KTOR 1513]

исходя из 2 м/с снижения при 9 м/с горизонтально скорости получаем около 12 градусов наклон траектории

Это что за купол такой то с качеством 4,5?

Хочу!

[lexa 1226]

- угол атаки на куполе положителен. Доводы: при отрицательном или близком к 0 угле атаки получим подворот кромки (умозрительный довод).

Безусловно

и сравнить с углом планирования (исходя из 2 м/с снижения при 9 м/с горизонтально скорости получаем около 12 градусов наклон траектории).

Это ты очень сильно переоценил парашюты

У нас в среднем качество около 2, соответственно, для переходного купола будет около 6\12.

- раз угол атаки положителен - под куполом есть повышенное давление относительно текущего на данной высоте.

- бОльшая часть подъемной силы создается таки разряжением над крылом (но с этим я как раз и не спорил)

Я еще раз говорю - нельзя переносить чистую аэродинамику на парашюты-крылья.

И, в частности, в разрезе подпорного давления снизу. Оно и в самолете имеет значительно меньшую составляющую чем разрежение над профилем. (чуть ли не на порядок?)

А то что имеется у нас оно в очень большой степени расходуется на наполнение и поддержание формы купола.

У Димы Люха есть замечательные спектрограммы, показывающие распределения давлений вокруг купола, как результат продувок - фигли ли теоретизировать - поглядите

И если бы у кого-то из производителей получилось получить такую подьемную силу на задней части хорды как у тебя - можно было бы смело уменьшиться где-то на треть\четверть размера

[Aerate 30]

либо я не понял, либо утверждение

Если угол атаки равен 0, следовательно, путь прохождения частиц воздуха не меняется и изменения давления на поверхности нет

и вторая картинка неверны. Даже при нулевом угле атаки на верхней поверхности давление будет меньше, за счет профиля крыла

раз угол атаки положителен - под куполом есть повышенное давление относительно текущего на данной высоте

браво А где доказательства?

[Alkinoy 56]

У Димы Люха есть замечательные спектрограммы, показывающие распределения давлений вокруг купола, как результат продувок - фигли ли теоретизировать - поглядите

о, было бы очень интересно...

либо я не понял, либо утверждение и вторая картинка неверны. Даже при нулевом угле атаки на верхней поверхности давление будет меньше, за счет профиля крыла

браво А где доказательства?

сорри, описка - речь шла о нижней поверхности. если она абсолютно плоская и совпадает с хордой.

[Дим Димыч 0]

ниже - мои размышлизмы о теории

Сидел я как то на ДЗ и спорил с паном Шарадкиным (я тогда не знал, насколько он мегакрут, мож и постеснялся бы ) о распределении давления на поверхности купола. Основной момент спора был - что давление ПОД куполом равно давлению в статике рядом с куполом, а подъемная сила создается исключительно разряжением НАД куполом.

Вся это теория легко проверяется. При обычном парашютровании, давление под куполом меньше динамического давления перед носком купола. Это проверяется простым взглядом на переднюю кромку купола. Увидишь, что ткань между нервюрами прогибается вниз. А вот при низкой скорости, перед срывом и после него давление под куполом становится больше динамического давления перед носком купола, что легко увидеть по передней кромке, у которой ткань между нервюрами в этот момент прогибается вверх! Кстати, прогиб ткани между нервюрами вверх является предупреждением, что вот-вот последует срыв!

[canopyFFpilot 141]

"Основной момент спора был - что давление ПОД куполом равно давлению в статике рядом с куполом, а подъемная сила создается исключительно разряжением НАД куполом. Это была версия Алексея. Моя - что разряжение над куполом играет бОльшую роль в создании подъемной силы, но давление под куполом таки больше статического давления рядом. То есть моя версия была: давление под куполом х, разряжение над куполом (1,5...3)х (примерно, по модулю)."

в-целом, оба в-принципе на 100% правы

нюанс в том, что давлени по профилю крыла распределяется в зависимости от угла атаки.на большинстве плосковыпуклых профилей на углах атаки в районе ноля и даже отрицательных получается картина роста давления в статике непосредственно в районе критической точки на носике профиля. при этом градиент давления под крылом несколько меньше. А когда крыло находится под положительным углом альфа( в линейном диапазон е графика зависимости коэффициента Cy = f(alfa), т.е. когда еще срыва нет, то под крылом градиент давления больше,чем в свободной атмосфере. а из-за того что в носу поток разделяется как-бы на две части, существует критическая точка торможения потока в носике(на парашюте это видно по характерному вмятию носа купола), где тоже скачок давления. кроме того в линейном диапазоне графика Cy = f(alfa) подьемная сила создается на 70 % от разряжения и на 30 % от давления. это средне- статистические показатели. все это в-целом верно и для мягких крыльев, но там много нюансов

[daysleeper 601]

Вы меня извините но вы немного охренели. Обьясните пожалуйста что все это значит без слов плосковыпуклые, градиент, альфа, линейный диапазон. Тут видите ли не все аэродинамики.

И самое ж смешное что пост начинается со слов - не буду особо теоретизировать - спасибо блин большое Спасибо а то если б вы всю теорию выложили я б глаза поломал.

[canopyFFpilot 141]

теперь в -кратце по парашютам. вот здесь

http://www.skycentre.net/index.php?showtop...0&start=100 в моем посте на 6 странице дана схема углов в системе координат парашюта. угол атаки при полностью отданных клевантах (средний) находится в районе от 10 и более(зависит от конкретного купола) . если я не прав, пусть Дима Люх меня поправит.

основная разница здесь в том, что парашютное профиль - разрезной и имеет значительно большее сопротивление (зависит от воздухозаборника и разреза). даже обтекание несколько отличное от обычных самолетных профилей и сответственно распределение давления тож неск иное

картинки с этого http://mosseev.webzone.ru/mosseev.htm сайта

[canopyFFpilot 141]

плосковыпуклые профиля - это профиль с плоской нижней поверхностью и выпуклой верхней. альфа - угол атаки.

линейный диапазон - это график зависимости под. силы от угла атаки, на участке где он представляет наклонную прямую линию.(под. сила тем больше, чем больше угол атаки) а где начинается срыв, так кривая "загибается".

градиент давления - просто и грубо говоря участок на эпюре распределения давления по профилю крыла, показывающ. рост/ понижение давления

[canopyFFpilot 141]

если интересно, есть картинки(компьют. расчеты ) обтекания парашюта(правда моделировался как твердое тело, без учета воздухозаборников)

[canopyFFpilot 141]

исходная твердотельная модель

в другом ракурсе

линии тока в режиме фулфлайт.

вроде как качественная картинка соответствует действительности)

[canopyFFpilot 141]

кстати, от удлинения крыла зависит одна из основных аэродинамических характеристик производная коэффициента подъемной силы Cy= f(alfa) (ИЛИ по-руссски говоря скорость роста коэффициента подъемной силы с увеличением угла атаки. чем больше удлинение, тем больше Cy= f(alfa) или иначе говоря быстрее подъемная сила возрастает с увеличением угла атаки. соответственно чем меньше удлинение, тем медленнее возрастает П.С. этим и объясняется почему парашюты с большим удлинением быстрее восстанавливаются из дуги ( в частности про демон и некоторые парашюты того же класса)

[canopyFFpilot 141]

вот кстати вырезал картинку из флэш-анимации сайта icarus canopies

распределение полного давления по поверхности купола. очень похоже на мои картинки

здесь более точная картинка, т.к. эта модель сначала рассчитывалась с учетом наполнения воздухом и здесь более точно отражены деформации купола)

немного поясню:то, что голубое - это разряжение(чем синее, тем большге разряжения), то что красное, повышение давления( положительный градиент давления)

кстати, написано, вроде это НЕОС