Аэродинамика ракет

Evgenij> Объяснение физической сущности явления «Подъёмная сила Крыла» без использования уравнения Бернулли / Хабр

> Прослушав курс лекций МФТИ Факультет аэромеханики и летательной техники

Прослушал мимо мозга.

> Физика не должна терять Физический смысл в угоду красивым и сложным математическим построениям!

Физика и не обязана помещаться в головы тупых студентов.

> В месте возврата оторванной струи на плоскость крыла возникает Удар,

"Удар" с большой буквы. Не халям-балям!

> а струя скачком меняет направление на касательное к плоскости крыла.

Интересно, это как так? Рисуночек не?

> скачёк давления

"СкачОк" пишется через О. Как и "девчОнки".
А "Орёл" пишется через Ё, а не как у рагозена через е.
Громатицкии ащибки сильно уменьшают доверие к тексту. Сильно.

Рис. 5 тшательно нарисован с помощью циркуля и линейки.
Но содержит грубые ошибки с точки зрения физики.
Что тоже не добавляет доверия.

Интересно, а правильный рисунок он из учебника украсть не в состоянии?

> появляется крыло с развитым острым «клювом», на котором теперь и создаётся основная часть подъёмной силы

И в этом он прослушал мимо.

> В тоже время в том же интернете легко найти Фотографии вихревых следов от самолётов в облачных слоях, которые демонстрируют гораздо больший масштаб явления, чем это нам пытаются показать в теории.

Тут очевидно, что гражданин ВООБЩЕ НИХЕРА НЕ ПОНЯЛ. Из прослушанного мимо курса.
Ему в учебнике нарисовали оси вихрей, а он решил, что остальной воздух остаётся неподвижным.
Пипец.

Всё, дальше совсем не интересно.

EG54> На рисунке ракета слева летит вверх.

Правильная картинка:

Б.г.> например, при управляемом спуске СА корабля "Союз" вначале подъёмная сила именно что опускает, чтобы торможение в разреженных слоях было посильнее, а потом СА крутят на 180 градусов и она поднимает, чтобы в чуть более плотных слоях атомсферы торможение было помедленнее, так удаётся снизить пиковую перегрузку вдвое, с 8-9 "же" до 4-4,5 "же".

Спасибо. Вот снимок спускаемого аппарата. Неужели он в атмосфере летит то дном, то головой к земле?
Необычно, даже и не слышал об этом.

Xan> И то при этом "угол атаки" выбирается весьма условно.
Xan> По условной линии "хорда".

"Весьма условно"?! Весьма условно у нас среднюю зарплату по стране определяют. А хорда профиля определяется однозначно и угол атаки, соответственно, тоже.

EG54> .... Неужели он в атмосфере летит то дном, то головой к земле?


Олег! В наше время грешно гадать или догадываться!

Xan>> И то при этом "угол атаки" выбирается весьма условно.
Xan>> По условной линии "хорда".
RocKI> А хорда профиля определяется однозначно и угол атаки, соответственно, тоже.

Да, хорда находится легко и однозначно. Приложил линейку — готово!
А вот связь угла атаки с хордой уже кривая.
Потому что было бы разумным нулевым углом атаки считать такой, при котором подъёмная сила равна нулю.
Но при асимметричном профиле, если смотреть на хорду, этого не получается.

ЗЫ
Однажды разгорелся спор с вертолётчиками.

Я говорил, что при авторотации шаг винта обязан быть отрицательным.
Из физики же очевидно, что винт должен получать энергию из потока.

А вертолётчики, что он строго положительный. Потому что "на указателе шага цифры от 6 до 14 и никаких отрицательных".

Как думаешь, в чём дело?

Брат-2> Олег! В наше время грешно гадать или догадываться!

Мягко говоря, странная картинка.
Это я про выпрыгивание из атмосферы.
Опять какой-то фантазёр нагенерировал = увеличил количество мусора в инете.
С выпрыгиванием только с Луны летали.

Xan> А вот связь угла атаки с хордой уже кривая.
Xan> Потому что было бы разумным нулевым углом атаки считать такой, при котором подъёмная сила равна нулю.
Xan> Но при асимметричном профиле, если смотреть на хорду, этого не получается.

Я никакой кривой связи не вижу. Смысл ассимметричного профиля в том и заключается, чтобы при нулевом угле атаки была подъемная сила. Зато сопротивление находится в районе минимума. Почему ты привязываешься только к подъемной силе? При снятии аэродинамичемких характеристик в аэродинамической трубе всегда выдается два основных графика Су(угол атаки) и Сх(угол атаки). Да, на их основании строится обобщающая характеристика - поляра Су(Сх), где угол атаки вообще отсутствует. Давай, на этом основании скажем, что угол атаки это вообще ненужная условность.


Xan> Как думаешь, в чём дело?
То, что угол должен быть отрицательным, понятно, но чего там указатели показывают, не знаю. Вертолет вообще чумовая конструкция с этими перекосами...

Mihail66> А разве так оно должно быть?
Да, разумеется.
Известный момент, сверхзвуковая компенсация.
При дозвуковом течении фокус крыла на примерно 1/4 сах, при сверхзвуковом - 1/2 сах.
Именно потому у современных свзв машин или развитый наплыв, генерящий за счет вихревого обтекания игрек впереди цм для снижения перекомпенсации, или (на урвв бд) оперение малого удлинения для похожих целей

SashaMaks> Одна и та же среда расчёта, но разная форма!
SashaMaks> Для корпуса ракеты ЦД ползёт к носу, а для крыла к хвосту.
SashaMaks> 1. Корпус ракеты - это симметрично обтекаемое тело;
SashaMaks> 2. Профиль самолётного крыла - это несимметрично обтекаемое тело,
Даже если у крыла симметричный профиль, при переходе на свзв фокус смещается точно так же назад. С 1/4 на 1/2 сах. А цд в конкретный момент зависит от альфы, сохраняя условие постоянства момента игрека (величина умножить на длину плеча) относительно фокуса.
Это как-бы азы...

SashaMaks> - это случай, когда толщина стабилизаторов не устремляется в 0, понятие крыла отсутствует в принципе, а доставить важный груз нужно как можно дальше:
Хорошее наблюдение.
Только в чем спор?
Любое тель в потоке имеет паразитное сопротивление, зависящее от его формы. Для условно цилиндрического (поперек потока) профиля Сх емнис считается единица.
Для веретенообразного тонкого профиля Сх может оказываться в размере сотых долей. И при большом размахе на ненулевых углах Су настолько больше Сх, что рассматривать крыло как исключительно тормоз - глупо.
Но если у тебя пучок ворсинок условно круглого сечения поперек потока и с малыми промежутками промеж, где из-за интерференции поток так же не течет, - можно условно рассматривать это как сплошной конус.

Tayfur>> Тогда в классическом случае стабилизатор это крыло с симметричным профилем и нулевой подъёмной силой.
SashaMaks> 1. Подъёмная сила не будет нулевой;
SashaMaks> 2. Подъёмную силу может создавать объект любой формы, даже саморез в корпусе ракеты для направляющей создаёт подъёмную силу;
SashaMaks> 3. Передняя кромка стабилизатора тоже создаёт подъёмную силу, а если их две, то и их сумма будет всяко больше, чем у одной.
В случае вертикально стартующих ракет, наверно, правильнее писать о поперечной силе, подьемную дает двиг)))
А поперечная сила возникает только от несимметричности обтекания. И никак иначе.
Потому если симметричный профиль установлен под нулевым углом атаки к потоку с нулевым смещением в поперечной плоскости от цм, он будет давать строго нулевую поперечную силу.
Саморез в корпусе может создавать поперечную силу только потому, что он один. Если завинтить такой же с другой стороны, их сопротивление в потоке уравняется и поперечная будет равна нулю.

Xan>> По условной линии "хорда".
RocKI> "Весьма условно"?! Весьма условно у нас среднюю зарплату по стране определяют. А хорда профиля определяется однозначно и угол атаки, соответственно, тоже.
Хорда по размаху может менять длину и направление. Потому есть условное понятие САХ.
так что, хан прав. И политика тут лишняя.

Xan> А вот связь угла атаки с хордой уже кривая.
А, да, и это тоже )))

Bredonosec> Хорда по размаху может менять длину и направление. Потому есть условное понятие САХ.
Bredonosec> так что, хан прав. И политика тут лишняя.

Не путай людей и не мешай мух с котлетами. Хорда профиля - вещь однозначная. А понятия "хорда крыла" нет. Есть специальное понятие САХ для определения центровки, но с круткой крыла оно связано лишь постольку, поскольку при её расчете берется проекция местной хорды на базовую плоскость крыла (т.е. практически никак), и определяется тоже однозначно.

RocKI> Не путай людей и не мешай мух с котлетами.
А я не путаю.

>Хорда профиля - вещь однозначная.
по определению - от крайней передней до крайней задней точки профиля, да.

>А понятия "хорда крыла" нет. Есть специальное понятие САХ для определения центровки, но
Никаких "НО".
Понятие САХ точно также используется и для определения цд, и для фокуса, и для моментов, и для устойчивости и управляемости.

>с круткой крыла оно связано лишь постольку,
Верно. Но заявлять, что хорды отдельных участков крыла разного профиля, разного установочного, разной стреловидности и разных условий обтекания (напр, тени или в отклоненном чем-либо потоке) автоматически имеют равный угол атаки и можно взять уа какого-то участка для референса - совершенно неправильно.

Зы, по поводу вертушек ты неправ, нифига там не "чумовая", просто надо чуть вдуматься. НВ имеет крутку, так же как и крыло. У комля линейная скорость низкая, у конца - высокая, обороты ограничены М крит законцовок. Потому у комля и профиль толстый, высоконесущий, и УА сильно повыше. У конца и профиль тонкий, чтоб снизить сопротивление и отдалить М крит вправо, и УА снижен для более-менее равной нагрузки и шага лопасти по размаху. Отличие, как говорит склероз, до 9 градусов.
Так ша, да, при шаге 6 на указателе, теоретически законцовки могут иметь отрицательный УА и получать энергию из потока.

Bredonosec> Только в чем спор?

В моём примере всё сплошная передняя кромка.
RocKI> Миша, а ты вообще в курсе, что нет такого понятия "сопротивление по передней кромке"?
И это читается по цитированию! Надо просто читать и переходить по ссылкам.

Тут ты вводишь условности:
Bredonosec> можно условно рассматривать это как сплошной конус.
А здесь их устраняешь:
Bredonosec> Хорда по размаху может менять длину и направление. Потому есть условное понятие САХ.

Споришь?

И что конус? Он что, разве не стабилизатор или тоже крыло? А парашют? Тоже крыло, а не стабилизатор?
Если опираться на узкую часть (раздел авиация) общей теории гидро-газодинамики, то крыло - это то, что дат подъёмную силу против вектора g и находится вблизи ЦМ ЛА, в противном случае - это что-то будет либо стабилизатором, либо дестабилизатором.

Bredonosec> Если завинтить такой же с другой стороны, их сопротивление в потоке уравняется и поперечная будет равна нулю.

А ты это проверял?
Точно уравняется?
А если подумать? Или посчитать, как на этом графике:


Не выйдет так, что ты написал ерунду?
А я посчитаю, как из командировки вернусь...

П.С.
Bredonosec> Это как-бы азы...
Да я в курсе, что я ничего не знаю и ни в чём не разбираюсь, спасибо, что напомнил...

Bredonosec> Так ша, да, при шаге 6 на указателе, теоретически законцовки могут иметь отрицательный УА и получать энергию из потока.

Да.
А вертолётчики спорили!
Было странно.
Может, они не настоящие?

Ещё есть смешная "теория" что на авторотации концы лопастей подъёмную силу не создают.
Патамушта УА отрицательный.
А подъёмная получается только у основания лопастей, где УА положительный.

А на самоль в верхней точки мёртвой петли действует упадательная сила (вместо подъёмной), патамушта вниз!!!

Bredonosec>> Только в чем спор?
SashaMaks> В моём примере всё сплошная передняя кромка.
Чушь.
бОльшая часть сопротивления от круглого профиля в потоке создается завихрениями позади самого тела.
Незнание основ аэродинамики не компенсируется владением калькуляторами

SashaMaks> Надо просто читать и переходить по ссылкам.
если написана чушь - не надо.


SashaMaks> И что конус?
Ваш вывод из этого конуса совершенно неверен. Речь об этом. А что конус работает как парашют - да вполне очевидно.

SashaMaks> Если опираться на узкую часть (раздел авиация) общей теории гидро-газодинамики, то крыло - это то, что дат подъёмную силу против вектора g и находится вблизи ЦМ ЛА, в противном случае - это что-то будет либо стабилизатором, либо дестабилизатором.
мдя? А, пгостите, самолеты с тандемной схемой крыла в таком случае крыла не имеют вовсе?
У них ведь вблизи ЦТ плоскости нет
Не надо пытаться прикрывать незнание разными громкими названиями наук, с которыми вы незнакомы.

Bredonosec>> Если завинтить такой же с другой стороны, их сопротивление в потоке уравняется и поперечная будет равна нулю.
SashaMaks> А ты это проверял?
SashaMaks> Точно уравняется?
Исходя из условия симметричности профиля в потоке - да.
Если вы закрутите несимметрично - это уже ваши проблемы.

SashaMaks> Не выйдет так, что ты написал ерунду?

Это становится похоже на давний ералаш про параллельные прямые =))

Xan> А вертолётчики спорили!
Xan> Было странно.
Xan> Может, они не настоящие?
мож просто детали аэродинамики вертушек в учебниках для них раскрыты.. эээ.. не очень?
был где-то у меня где-то учебник для них... Когда думал устроиться к погранцам на вертушки - целевым образом загружался - был сильно разочарован уровнем подачи материала и местами фактическими ошибками в нем..
ща.. Во, нашел.
.... ради интереса почитал про режим авторотации.
Разочарован опять.
В начале раздела обтекаемо пишут, что мол "при низких углах атаки поток разгоняет, но подьемная сохраняется, а энергия черпается из теоремы об общем количестве движения (млять, ну если не понял, ну ничего б лучше не писал, а не прятался за умными словами!!), а дальше... вообще весело: взята иллюстрация из обычного режима косого обтекания при горизонтальном полете и из этого придумана теория о том, что мол при авторотации у комля лопасть разгоняется, а у законцовки тормозит.. Пых..
Во, зафотал даж сию феерию.
Как-то за давностию лет забылось, что там настолько всё запущено ((

Bredonosec> бОльшая часть сопротивления от круглого профиля в потоке создается завихрениями позади самого тела.

Что значит большая часть?
Всё определяется распределением давления по поверхности тела и положением ЦД относительно ЦМ.
В моей "чуши", как ВЫ выразились - ЦД находится за ЦМ и никаких крыльев там нет, как и у любой ракеты на рейке, которая стабилизирует её своей передней кромкой. И даже задней. И даже боковыми, как к потоку повернётся.

Bredonosec> Незнание основ аэродинамики не компенсируется владением калькуляторами

Ооо, я про донное сопротивление оказывается не знаю!
А лобовое вы точно знаете, какое оно и какое донное, и как они распределены для каждого тела любой формы и вам даже ничего считать и экспериментировать для этого не надо...

SashaMaks>> Надо просто читать и переходить по ссылкам.
Bredonosec> если написана чушь - не надо.

Как это вы так лихо определяете, где чушь, а где нет?

Bredonosec> Ваш вывод из этого конуса совершенно неверен. Речь об этом.

Какой мой вывод из конуса?
По-моему вы мне тут чего-то приписываете и яростно с этим боритесь.

Bredonosec> У них ведь вблизи ЦТ плоскости нет

Поэтому - это всё условности из аэродинамики.

Bredonosec> Не надо пытаться прикрывать незнание разными громкими названиями наук, с которыми вы незнакомы.

Ой, простите, я не знал, что мне тут даже упоминать это нельзя

Bredonosec> Исходя из условия симметричности профиля в потоке - да.

А вы не думали, что может быть так, что обтекание в набегающем потоке и в стекающем будут отличаться и результат не будет одинаковым? А? Не? Великий "знаток" аэродинамики с форума.

Bredonosec> Если вы закрутите несимметрично - это уже ваши проблемы.

Вы мне уже априори приписываете ерунду и с этим яростно боритесь!
Уже тянет на хамство.

П.С. Вы заигрались в форум, возвращайтесь в реальность.

Bredonosec>> бОльшая часть сопротивления от круглого профиля в потоке создается завихрениями позади самого тела.
SashaMaks> Что значит большая часть?
Возьмите в свой калькулятор тело с круглым профилем. Если у вас профиль нельзя и только 3Д - пусть будет цилиндр поперек потока. Посчитайте удельное сопротивление. Получите что-то около единицы.
Потом возьмите то же тело, замените ему заднюю часть на хотя бы просто прямой клин достаточно большого удлинения. Внезапно обнаружите, что Сх с 1 упала до где-то 0,2.
Хоть поиграетесь, если азов не знаете

SashaMaks> у любой ракеты на рейке, которая стабилизирует её своей передней кромкой. И даже задней.
Рассказы про "стабилизацию кромкой" - это вообще-то наркомания

SashaMaks> А лобовое вы точно знаете, какое оно и какое донное, и как они распределены для каждого тела любой формы
для численного уточнения мелочей конечно посчитать можно. Но в основном картина обтекания вполне понятна просто из знания предмета. Изучите - и вам тоже будет.

SashaMaks> Как это вы так лихо определяете, где чушь, а где нет?
Если не знать предмет - мир всегда наполнен чудесами и неведомым =))

Bredonosec>> Ваш вывод из этого конуса совершенно неверен. Речь об этом.
SashaMaks> Какой мой вывод из конуса?
вон тот бред выше про "передние кромки"

SashaMaks> По-моему вы мне тут чего-то приписываете и яростно с этим боритесь.
Вы мне указываете бороться или заявляете, что я борюсь? Выражайтесь по-русски и хотя бы грамотно.
Безграмотная речь очень сильно "поднимает доверие"(тм) к вашим агрессивным выпадам в ответ на указания, где у вас ошибки в рассуждениях.

Bredonosec>> У них ведь вблизи ЦТ плоскости нет
SashaMaks> Поэтому - это всё условности
Вы там промеж себя определитесь, условности то, что вы сами же суёте как основной отличиетльный признак, или нет

Bredonosec>> Исходя из условия симметричности профиля в потоке - да.
SashaMaks> А вы не думали, что может быть так, что обтекание в набегающем потоке и в стекающем будут отличаться
смысл слова "симметричный" вам знаком?

Bredonosec>> Если вы закрутите несимметрично - это уже ваши проблемы.
SashaMaks> Вы мне уже априори приписываете ерунду и с этим яростно боритесь!
SashaMaks> Уже тянет на хамство.
SashaMaks> П.С. Вы заигрались в форум, возвращайтесь в реальность.
Если вам охота поиграться в царя горы - вы скажите. Будет некая лично ваша тема, куда никто не будет заходить, и где вы лично для себя будете писать любую, сколь угодно феерическую чушь.
А в общепринятом понятии форум - место, где любой может указать на ошибки в рассуждениях. Для чего такая форма общения и придумана.

За сим откланиваюсь.

Bredonosec> Верно. Но заявлять, что хорды отдельных участков крыла разного профиля, разного установочного, разной стреловидности и разных условий обтекания (напр, тени или в отклоненном чем-либо потоке) автоматически имеют равный угол атаки и можно взять уа какого-то участка для референса - совершенно неправильно.

Опять таки, мешаешь и путаешь. Каждый отдельно взятый профиль имеет совершенно конкретную хорду, и совершенно конкретный угол атаки. При этом само крыло, тоже имеет совершенно конкретный угол атаки вне зависимости от наличия крутки и условий обтекания отдельно взятого сечения. Одно другому не мешает, а потому все очень конкретно без этих умных рассуждений об установочных углах, стреловидностях и условиях обтекания. То, что ты понимаешь сложность картины обтекания, сути не меняет. Наведение этой умной тени на этот аэродинамический плетень не имеет смысла, поскольку тогда вообще нельзя давать каких-то конкретных характеристик ни по профилю, ни по крылу.
На практике, изучая конкретный профиль, делается прямое "бесконечное" крыло и снимаются его характеристики. Все очень конкретно.
Изучая определенное крыло, со всякими сужениями, стреловидностями, крутками и даже разными профилями, берется это крыло и продувается в трубе. Получаются его характеристики, тоже совершенно конкретные. Никаких "условно" и "относительно".

Bredonosec>>> бОльшая часть сопротивления от круглого профиля в потоке создается завихрениями позади самого тела.
SashaMaks>> Что значит большая часть?
Bredonosec> Возьмите в свой калькулятор тело с круглым профилем. Если у вас профиль нельзя и только 3Д - пусть будет цилиндр поперек потока. Посчитайте удельное сопротивление. Получите что-то около единицы.
Bredonosec> Потом возьмите то же тело, замените ему заднюю часть на хотя бы просто прямой клин достаточно большого удлинения. Внезапно обнаружите, что Сх с 1 упала до где-то 0,2.
Bredonosec> Хоть поиграетесь, если азов не знаете

А что же будет с ЦД?