Jump to content
Форумы SkyCentre Прыжки с парашютом
Володя21

Угол атаки купола

Recommended Posts

Именно по этому перед приземлением необходимо разогнать крыло...

а несчастные студенты, да и просто люди не интересующиеся пилотированием и не в курсе!

хрень какая.

Share this post


Link to post
Share on other sites
а несчастные студенты, да и просто люди не интересующиеся пилотированием и не в курсе!

хрень какая.

Вы внимательно почитайте прежде флудить за зря!

Не стоит выдирать отдельную фразу из контекста и уж тем более вам не адресованную!

Хотя тут у большинства проблема с чтением, голые амбиции со всех щелей прут...

Share this post


Link to post
Share on other sites
помедленнее пожалуйста, я конспектирую :)

скорее всего в генах :)

Это тебе сосед по палате рассказал или подруга твоя - контузия тебе шепнула?!

Share this post


Link to post
Share on other sites
Это тебе сосед по палате рассказал или подруга твоя - контузия тебе шепнула?!

вы, пожалуйста, не отвлекайтесь.

очень хочется еще послушать про мягкую аэродинамику, отсутствие направления у потока, отрицательный угол атаки и т.д.

и главное - расскажите, где такой забористый драп продают :)

Share this post


Link to post
Share on other sites
вы, пожалуйста, не отвлекайтесь.

очень хочется еще послушать про мягкую аэродинамику, отсутствие направления у потока, отрицательный угол атаки и т.д.

и главное - расскажите, где такой забористый драп продают :)

Жую беззубым не вопрос!

Поток - не может быть направленным! Т.к., никто его не направляет! Поток всегда набегающий! Притом не важно в каком направлении движется тело, если движется то поток набегает! Подразумевается движения тела в потоке.

Угол мягкого крыл (угол атаки) который заключенный между хордой крыла и набегающим потоком, отрицательный!

Именно за счет отрицательного угла есть прямолинейное движение и скорость, а если угол был равен нулю изначально, то взяв в режим последовал бы свал!

Если угол будет положительным, то верхняя оболочка встретит нижнюю! Что и происходит в момент свала!

Относительная толщина профиля (обычно это первый и второй ряд строп ) - остается неизменной, она и является основным профилем формирующим подъемную силу и сохраняет несущую способность мягкого крыла. Я поверю, что он выходит по углу тангажа в ноль, но не более!

Вот что еще разжевать нужно!

Share this post


Link to post
Share on other sites

че-т мне кажется, что это наш старый знакомый вернулся из "отпуска". Видать теперь еще и с контузией

Share this post


Link to post
Share on other sites

Jumper 77, а у самолета отрицательный или положительный?

а то +/- это такое дело. как о координатах договориться...

Share this post


Link to post
Share on other sites
че-т мне кажется, что это наш старый знакомый вернулся из "отпуска". Видать теперь еще и с контузией
Не, ИМХАю осень, скучно стало кому-то из жителей форума - завел виртуала для лулзов, но тороллит толсто, работает грубо = лулзов мало

Jumper 77, а у самолета отрицательный или положительный?
У самолета нет перепада строп, значит нет никакого угла атаки! Разве что у Ан-2, там есть растяжки и надо следить за углом, чтобы не стал положительным и верхнее крыло не встретило нижнее

Share this post


Link to post
Share on other sites

post-21586-1442397237_thumb.jpg

Джампер, покажи угол атаки на картинке. Дымы, как направление набегание потока надеюсь ок.

Share this post


Link to post
Share on other sites

ну вот... а я теперь ломаю голову... как же, бля, купол-то без разгона сажать, есличо...

Share this post


Link to post
Share on other sites
Жую беззубым не вопрос!

Поток - не может быть направленным! Т.к., никто его не направляет! Поток всегда набегающий! Притом не важно в каком направлении движется тело, если движется то поток набегает! Подразумевается движения тела в потоке.

Угол мягкого крыл (угол атаки) который заключенный между хордой крыла и набегающим потоком, отрицательный!

Именно за счет отрицательного угла есть прямолинейное движение и скорость, а если угол был равен нулю изначально, то взяв в режим последовал бы свал!

Если угол будет положительным, то верхняя оболочка встретит нижнюю! Что и происходит в момент свала!

Относительная толщина профиля (обычно это первый и второй ряд строп ) - остается неизменной, она и является основным профилем формирующим подъемную силу и сохраняет несущую способность мягкого крыла. Я поверю, что он выходит по углу тангажа в ноль, но не более!

Вот что еще разжевать нужно!

вы, главное, не глотайте то что разжевали. :)

если тема действительно интересует, начните с учебника физики за 5й класс. там вам расскажут про относительность движения и вылечат от этой ахинеи про то что поток не может быть направленым.

потом есть смысл ознакомиться с терминологией и посмотреть картинки, чтобы осознать разницу между установочным углом и углом атаки. можно в той же самой википедии посмотреть, там в принципе все верно написано.

картинки парашютов с дымами расскажут вам о том, как же на самом деле направлен поток относительно хорды крыла.

освоив, опять же при помощи книг, такие понятия как "ламинарное" и "турбулентное" обтекание, вы осознаете природу "свала" и перестанете нести пургу про то как верхняя оболочка встречает нижнюю

ну а если хотите дальше смешить народ - продолжайте в том же духе, в котором начали. я с вашего позволения ваши перлы на параглайдерский форум перепостил бы. пусть ребята поржут :)

Share this post


Link to post
Share on other sites

походу интересная у тебя конференция :D

Share this post


Link to post
Share on other sites
Жую беззубым не вопрос!

Поток - не может быть направленным! Т.к., никто его не направляет!

Внимательно записываю. Я раньше думал, что таким свойством отличается давление, как величина скалярная. Как много мне предстоит узнать нового.

http://aviaciaportal.ru/opredelenie-naprav...ti-vozdushnogo/

Поток всегда набегающий!

По аналогии с приведенным выше оригинальным доказательством отсутствия у потока направления, возьму на себя смелость предположить: это потому, что его кто-то бегает.

Притом не важно в каком направлении движется тело, если движется то поток набегает! Подразумевается движения тела в потоке.

Мне страшно. Я стараюсь не двигаться, но чувствую, что за мной следит поток, готовый набежать в любую секунду.

Угол мягкого крыл (угол атаки) который заключенный между хордой крыла и набегающим потоком, отрицательный!

Ура, все-таки мягкая аэродинамика проникает на этот замшелый форум дилетантов. Новый термин - "угол мягкого крыла" - вполне может завоевать себе свою долю прогрессивной интернет-аудитории. Поскольку он который заключенный между хордой крыла и набегающим потоком (о, этот слог ценителя знаменитого летчика Пушкина), то он отрицательный куда-то. Я подозреваю, что это одна из аксиом мягкой аэродинамики. "Это нельзя понять. Это надо запомнить".

Именно за счет отрицательного угла есть прямолинейное движение и скорость, а если угол был равен нулю изначально, то взяв в режим последовал бы свал!

Судя по тому, что прямолинейное движение именно за счет отрицательного угла, то на поворотах с ним что-то происходит. Однако, как мы помним из предыдущих лекций, угол мягкого крыла не может быть положительным, потому что тогда верхняя оболочка встретит нижнюю. Не может он быть и отрицательным - это противоречит прямолинейному движению. На нулевом угле будет свал.

Казалось бы, тупик. Но нет! Мы переходим на комплексную плоскость. Чисто мнимый угол - вот ответ на вопрос "как поворачивает купол".

Кроме того, начинает проясняться направление угла и то, от чего он все-таки откладывается (в мягком смысле). Под нулевым углом мягкого крыла подразумевается критический угол перед свалом.

Осталось понять, между чем и чем этот угол. Выше мы уже видели, что это угол который заключенный между хордой крыла и набегающим потоком.

Тут правда появляется небольшая проблема понятийного характера. Дело в том, что поток, как уже доказано выше, не направленный, так как никто его не направляет. Таким образом, мягкая аэродинамика оперирует понятием угла между векторной и скалярной величиной. "Это нельзя понять. Это надо запомнить".

В общепринятом, жестком смысле сложно предположить свал в режиме коллинеарно направленных векторов хорды купола и движения потока, но переходя к комплексным (в общем случае) углам векторных величин со скалярными это не вызывает удивления.

Итак, мы определились с углом мягкого крыла. Ноль у него постулируется в режиме свала, а переход к нормальному полету характеризуется его уменьшением в область отрицательных чисел.

Если угол будет положительным, то верхняя оболочка встретит нижнюю! Что и происходит в момент свала!

..но не все так просто со свалом. В мягкой аэродинамике скалярных потоков не может быть ламинарного и турбулентного течений. Свал в мягкой аэродинамике не является изменением характера обтекания крыла, а постулируется событием встречи верхней и нижней оболочек. Таким образом, адепт мягкой аэродинамики может уверенно пилотировать купола на любых закритических углах, не допуская только лишь встречи оболочек. И в принципе это не такая сложная задача - достаточно вставить в купол стропные пружинки, или проделать в нижней оболочке дырочки и подпирать верхнюю штатным зонтиком. Если же свал случился (оболочки встретились), то угол мягкого крыла становится положительным. "Это нельзя понять. Это надо запомнить".

Относительная толщина профиля (обычно это первый и второй ряд строп ) - остается неизменной, она и является основным профилем формирующим подъемную силу и сохраняет несущую способность мягкого крыла.

Если в жесткой аэродинамике подъемную силу создает купол, то в мягкой аэродинамике эта роль отводится первым и второму рядам строп.

Впрочем, в этом месте мягкая аэродинамика подозрительна близка к академической лженауке, т.к. по ней основная часть нагрузки по созданию подъемной силы лежит именно в этой области купола. Но не будем обманываться словами "подъемная сила". Ведь как мы помним из предыдущих лекций, подъемная сила возникает лишь при переизбытке скорости, которая требуется лишь при безопасном приземлении. Таким образом, учитывая, что только что речь шла о свале, возможно, мы имеем дело с описанием безопасного приземления сваленных куполов. Впрочем, этот вопрос настолько запутан, что вряд ли с ним получится разобраться без дополнительных комментариев профессора мягкой аэродинамики.

Я поверю, что он выходит по углу тангажа в ноль, но не более!

https://ru.wikipedia.org/wiki/Тангаж

Сальто на параплане

Таким образом, под тангажом в мягкой аэродинамике подразумевается явно какая-то иная величина. Возможно, комплексная и скалярная.

Вот что еще разжевать нужно!

(хором) Спа-си-бо! :) (аплодисменты профессору)

Share this post


Link to post
Share on other sites
creaZZy, во, всё доступно разжевал и выплюнул.

Share this post


Link to post
Share on other sites

у меня тоже есть теория.

я полагаю что в установившемся полном режиме полёта купола угол атаки равен такой величине, при которой лобовое сопротивление крыла набегающему потоку минимально.

Share this post


Link to post
Share on other sites
roma, теория по которой установившийся полный режим чем-то принципиально (качественно) отличается например от установившегося "немного выше среднего" режима не может быть верной.

Share this post


Link to post
Share on other sites
у меня тоже есть теория.

я полагаю что в установившемся полном режиме полёта купола угол атаки равен такой величине, при которой лобовое сопротивление крыла набегающему потоку минимально.

установившийся режим - это режим, в котором величины не изменяются. скорости, углы атаки... этих установившихся режимов бесконечное множество.

Share this post


Link to post
Share on other sites

Twilight_Sun, режим немного выше среднего "качественно" отличается от полного изменённой (за счёт деформации задней кромки путём ввода клевант) формой крыла. эта изменённая форма крыла имеет другую величину угла атаки при которой лобовое сопротивление минимально.

по сути: другая форма крыла = другое крыло = другая поляра.

Alkinoy,

этих установившихся режимов бесконечное множество.

именно так и есть. и для каждого из этих установившихся режимов угол атаки крыла будет принимать такое значение при котором лобовое сопротивление минимально.

в этом теория.

она пришла мне в голову когда я хотел написать сюда другую теорию о том что угол атаки в установившемся режиме равен нулю и искал доводы к ней. в процессе поиска доводов я глянул на график поляры, повернул его на 90 градусов против часовой стрелки, бросил на него воображаемый шарик и он занял устойчивое положение именно в той точке на графике где коэффициент сопротивления минимален.

Share this post


Link to post
Share on other sites

roma, а если за ЗСК потянуть? а ПСК? а как учтено, что ввод клевант небольшой если СУ как следует отпущены заставляет заднюю кромку перестать болтаться вверх, но ещё не загибает. а если СК подвязаны так она и так загнута ?

сопротивление минимально в каком смысле ? что если отклонить от установившегося режима то оно будет больше или в установившемся но другом любом режипе будет больше?

если второй вариант так в других режимах меньше скорость меньше лобовое сопротивление. или "лобовое" это не обязательно вдоль хорды? картинки рисовать надо. Но вообще непонятно к чему эти утверждения... и зачем что-то странное придумывать.

Конечно же в установившемся режиме будет наблюдаться минимум некоторой функции. на то он и установившийся.

Share this post


Link to post
Share on other sites
а если за ЗСК потянуть? а ПСК?

тут я пока не натеоретизировал ещё.

а как учтено, что ввод клевант небольшой если СУ как следует отпущены заставляет заднюю кромку перестать болтаться вверх, но ещё не загибает. а если СК подвязаны так она и так загнута ?

тут описаны несколько разных крыльев и значит несколько разных возможных установившихся режимов.

сопротивление минимально в каком смысле ?

в относительном смысле.

что если отклонить от установившегося режима то оно будет больше или в установившемся но другом любом режипе будет больше?

будет стремиться к минимально возможному для этого режима.

или "лобовое" это не обязательно вдоль хорды?

лобовое это не вдоль хорды, да. лобовое это по вектору (или правильнее сказать противоположно вектору?) скорости набегающего потока.

согласно определениям вектор подъёмной силы перпендикулярен вектору скорости набегающего потока.

угол между хордой и потоком не влияет на направление этой силы, а только лишь на её величину (попутно влияя на лобовое сопротивление).

Share this post


Link to post
Share on other sites

Интересно, при определенных размерах и форме крыла, какое соотношение у лобового сопротивления крыла и его пилота. Другими словами когда и на сколько эффективно надо скрючиваться пилоту, чтобы повысить качество.

Share this post


Link to post
Share on other sites
будет стремиться к минимально возможному для этого режима.

Не будет. С т.з. аэродинамики пофиг - крыло это, или лист фанеры, или круглый парашют. Если бы оно стремилось к минимальному, перворазники бы вниз куполами переворачивались.

Гуглить в сторону центра давлений и аэродинамического фокуса.

Share this post


Link to post
Share on other sites
Alkinoy,

именно так и есть. и для каждого из этих установившихся режимов угол атаки крыла будет принимать такое значение при котором лобовое сопротивление минимально.

лобовое сопротивление минимально в районе нулевой подъемной силы, не?

Share this post


Link to post
Share on other sites

Create an account or sign in to comment

You need to be a member in order to leave a comment

Create an account

Sign up for a new account in our community. It's easy!

Register a new account

Sign in

Already have an account? Sign in here.

Sign In Now

×
×
  • Create New...