>Начальные условия: летим "прямолинейно и равномерно", тангаж 0, УА тоже в этом районе. Теперь отклоняем ПГО вверх. Оно само по себе, конечно, создает положительный момент тангажа (далее Mz), но скос потока за ним ведет к уменьшению УА в корне крыла вплоть до отрицательных. Тут мы еще будем посмотреть, какой результирующий Мz получим (может ведь и отрицательным выйти)... В любом случае, шибко потеряем подъемную силу (размах ПГО мал, зато бортовая хорда у крыла дюже длинная
- Может, я ошибаюсь, но воздух достаточно упруг, это не твердое тело. То есть, при УА близком к нулю, отклоненное ПГО заворачивает поток вниз, но внизу-то свой имеется. То есть, имеем, что обтекание передней кромки крыла действительно с мЕньшим УА получается, зато давление перераспределяется (под-больше, сверху-меньше) еще до обтекания кромки. То есть, результирующая подьемная сила не должна уменьшиться. Ща порисую на бумажке...
> Другое дело отклонять ПГО вниз на больших УА. В этом случае оно тоже уменьшает УА крыла, но делает это уже с целью предотвращения корневого срыва, что не есть вредно (об этом и говорил Streamflow, только применительно к необходимости оптимизировать распределение циркуляции у КОС).
- Некий аналог отнесенного вперед предкрылка?
> само ПГО, отклонённое на увеличение собственного УА, обеспечивает суммарный прирост подъёмной силы самолёта, возможно больший, чем то падение, что происходит на крыле!
>Ох, сильно сомневаюсь я в этом.
- Я тут на бумажке струйки потока порисовал.. как-то получилось, что таки суммарный прирост некий есть. Правда гораздо больше эффект того, что центр давления (приложения АД силы) смещается с задней части профиля крыла вперед. В зону задней кромки ПГО-передней части профиля крыла.. По крайней мере, широчайшие сверху получились именно в этой зоне. Разумеется, если ПГО не есть полноценный стабилизатор, то есть, его размер весьма мал относительно крыла..
> Глянул. Не впечатляет А если у его ПГО еще и профили несущие, то совсем... Воздух-то вязкий.
- А как вам такой момент, как турбулизация потока перед встречей с крылом с целью уменьшить вязкость погранслоя и не допускать отрыва его на большей длине профиля? В корнях длина хорды наибольшая, там это и случается ранее - вот и потери. А тут можем избежать.. Ы?
>Хм. Дык а как длина хорды-то влияет на срыв?
- Воздух вязок. Чем дольше трется о профиль, тем больше тормозит, растет толщина погранслоя. Трение меж слоями (единичными струйками) вызывает завихрения. Поскольку трение меж разноскоростными слоями турбулизованного потока меньше, чем меж оными у ламинарного, после некоторого рубежа разрежения, вызываемого неразрывностью потока, не хватает для стягивания струйки назад и она отрывается, оставляя расширяющуюся зону вихрей. То есть, получаем в задней части хорды горб из разросшегося погранслоя с меньшей скоростью потока. Который увеличивает драг (сопротивление) и не дает работать зоне крыла на создание подьемной силы. Чем короче хорда, тем меньше торможение, меньше толщина погранслоя, меньше торможение, можно на бОльшие углы отклонять поток, не боясь, что он оторвется.
>1. Отклоняется ли на Су-33/35 ПГО вверх (на увеличение УА)?
- На сушке не помню, но на (если склероз не обманул) рафале показывали. Не только короткий взлет. В пилотаже тоже. И, вроде, немало..
>Никогда не слышал такой гипотезы . Хотя мысль понял. Как-то привык к тому, что характеристики обтекания всегда привязывают к относительным параметрам, а тут вдруг абсолютный...
- Можно и через "относительный" )) Точнее, даже безразмерный - через рейнольдса, например. -Re=Vl/y (критерий гидродинамического режима, определяет соотношение сил инерции и вязкости, V -скорость потока, l-длина тела в нем, y- кинетическая вязкость воздуха =динамическая вязкость/плотность)
Это сообщение редактировалось 30.09.2005 в 02:38