Explicación de la naturaleza física del fenómeno de "Fuerza de elevación" sin usar la ecuación de Bernoulli

Monin Ilya Alekseevich, candidato del MSTU de ciencias técnicas que lleva el nombre de Bauman., SM-9, imoninpgd@gmail.com

Crítica de la explicación teórica existente de la elevación en el ala de un avión


Después de escuchar un curso de conferencias en el Instituto de Física y Tecnología de Moscú, Facultad de Aeromecánica e Ingeniería de Aeronaves (FALT) "Introducción a la aerodinámica" y leer a varios estudiantes universitarios diferentes sobre "Aerodinámica" [1-3], me sorprendieron varias contradicciones obvias en las explicaciones de la física del flujo alrededor de un aire (gas o ideal líquidos) de varios objetos sólidos y la formación de elevación en el ala.

  1. La versión principal de la formación de elevación en el ala circulada por la Versión es la diferencia en las velocidades del flujo de aire (líquido) por encima del ala y debajo del ala, y como resultado surge una caída de presión de acuerdo con la Ley de Bernoulli. En este caso, a través de la ley de Bernoulli, la velocidad de flujo calculada en la superficie del ala se asocia inequívocamente con la presión registrada instrumentalmente en el ala, ignorando otras posibles explicaciones basadas en no menos leyes básicas de la física.
  2. En el análisis del flujo alrededor de los perfiles de un líquido invisible ideal en los flujos planos, se obtuvo un aumento sorprendentemente grande en los caudales en comparación con la velocidad base V0. Es decir, la ley de conservación de la energía se refuta, ya que la energía se toma de la nada para acelerar el flujo, excediendo la energía del flujo incidente en el ala. Al mismo tiempo, se ignora el postulado de la hidrodinámica, que, de acuerdo con la misma ley de Bernoulli, cuando el chorro expira por debajo del nivel, la altura de la velocidad está limitada desde arriba por la presión estática en el recipiente, es decir, la altura de la velocidad del chorro después de la aceleración en el ala no puede exceder la presión estática comprimida durante el frenado del medio.

Para el vuelo de un avión moderno, la fuerza de elevación necesaria de 500-600 kg / m.sq. Al despegar y aterrizar, la velocidad de los aviones modernos es de aproximadamente 250 km / h. En este caso, la fuerza de elevación necesaria en el ala se proporciona a una velocidad de flujo del plano superior del orden de 450 km / h.

¿Cuál es el mecanismo de tal aceleración del flujo de aire sin un mecanismo de aceleración visible en él?

De hecho, el contacto del ala con el flujo que se aproxima solo puede conducir a la desaceleración del flujo, ¡pero no a su aceleración!

Estas contradicciones deben ser eliminadas!

¡La física no debe perder su significado físico en aras de construcciones matemáticas hermosas y complejas!

Consideremos otra explicación para la formación de la fuerza de elevación del ala sin revelar violaciones de las leyes de la física y el sentido común. Esto requerirá la aplicación de las leyes de la mecánica ordinaria.

En consideración, consideramos que el aire consiste en partículas individuales (mutuamente repulsivas (para crear presión de gas)) con su propia masa, cada una de las cuales obedece las leyes de la mecánica cuando se cambia su dirección y velocidad.

La ambigüedad de la relación de rarefacción sobre el ala con un aumento del caudal


El ala real en consideración no es un elemento de un tubo ideal en el modelo de la Ley de Bernoulli, sino que es un objeto sólido limitado en un espacio ilimitado de un gas real en movimiento, que consiste en partículas de gas que son bastante tangibles en masa y tamaño. En este caso, se debe considerar el flujo curvo de los chorros sobre la superficie curva del ala, teniendo en cuenta las fuerzas de inercia y la presión generada, perpendicular al vector de velocidad y la superficie del ala.

Si consideramos el movimiento de los chorros sobre el perfil del ala, entonces una corriente de aire puede crear un vacío sobre el ala debido a la curvatura de su flujo.

Por lo tanto, para doblar el movimiento rectilíneo del cuerpo, debe aplicar fuerza en la dirección perpendicular al vector de velocidad. En el caso de una corriente plana continua, para su curvatura, es necesario asegurar la diferencia de presión por encima y por debajo de ella. Al mismo tiempo, habrá una mayor presión en el lado convexo del chorro y una presión reducida en el lado cóncavo.
Al moverse alrededor de la circunferencia de un punto material, la aceleración centrípeta se creará por la fuerza.

F = m * V ^ 2 / R

Y con el mismo movimiento circular de una delgada capa de gas de espesor dR, la masa será igual a

m = q * S * dR ,

donde S es el área de la capa de gas, q es la densidad del gas. Si lleva la fuerza centrípeta al área elemental de la capa de gas, la fuerza se convertirá en presión

P = q * V ^ 2 * dR / R

Cuando una corriente de aire fluye sobre la superficie del ala, la capa de gas se mueve a lo largo de una trayectoria curva. Cada punto de esta trayectoria tiene su propio radio de curvatura, lo que nos permite calcular la presión de gas inercial en la dirección perpendicular a la velocidad.

Por lo tanto, es posible calcular directamente la presión (vacío) en el ala a partir de la capa de gas que fluye por encima de su superficie, y siempre se supondrá que la velocidad del flujo de gas es igual a la velocidad del ala Vo.

Para empezar, consideramos el caso más simple de un ala en forma de una placa de espesor cero doblada con un radio R. Tales perfiles delgados y curvos se utilizan para planeadores ultraligeros en el modelado de aviones.

Por cierto, de acuerdo con la teoría habitual con la ley de Bernoulli, una placa delgada y curva no debería tener ninguna fuerza de elevación, ya que la longitud del camino debajo del ala y por encima del ala es la misma. Pero el ala delgada tiene elevación, y es muy importante, lo que muestra claramente la incorrección del modelo de elevación utilizando la ley de Bernoulli.

Para el cálculo estimado del ala, elegiremos la altura del perfil habitual para aviones de baja velocidad, el 20% del ancho del ala. En este caso, para la altura del perfil tomamos la diferencia en las alturas de los bordes delantero y trasero con respecto al flujo de aire horizontal (ver Fig. 1-3)


Fig.1. Geometría de ala delgada de curvatura constante


Fig.2. Flujo estimado alrededor de un ala de radio delgado


Fig.3. La naturaleza de la distribución de presión sobre un ala de radio delgado y las fuerzas resultantes en las direcciones.

Luego, con un ancho de 1 my 20% de altura del perfil, el radio del ala será de 2.6 m, siempre que la tangente al ala sea horizontal en la parte superior del perfil.

Ahora calculamos la presión centrípeta en el ala a partir de la capa de aire curvada a lo largo del arco.

Entonces, para una velocidad de 70 m / s (252 km / h), la presión de una capa con un espesor de 0.1 m con un radio de curvatura de 2.6 m es 235.6 Pa o 24 kg / m.sq., y el valor del cabezal de velocidad a 70 m / s es 3063 Pa.

Dado que un ala delgada fluye alrededor de dos lados, entonces estos valores deben al menos duplicarse, y luego multiplicarse por un cierto número de capas paralelas, también curvadas por el ala en movimiento. Si suponemos que el grosor de la capa perturbada no es inferior a la mitad del ancho del ala a cada lado del ala, entonces obtenemos la carga total de diez veces en el ala de aproximadamente 2356 Pa. Estos números superan los valores de carga del ala para aeronaves de motor ligero de baja velocidad con un ala gruesa y una curvatura similar de la superficie del ala. (ver tabla 1)

Dado que la presión Pcr se aplica a la superficie curva de la placa delgada, la fuerza Fcr de Pcr puede descomponerse en la fuerza de elevación Fy y la resistencia al vuelo Fx.
La fuerza de elevación Fy es igual a la integral de la proyección sobre el eje Y de las fuerzas de la presión del flujo curvilíneo Pcr sobre toda el área del ala.

En el caso de una presión uniforme sobre el ala circular, el valor de Fy será igual al producto Pcr por el área de proyección del ala por el eje X, que es igual a S = B * L del ala (en este caso 1m.sq./m.p.).

Fy = Pkr * Bkr = 2356 * 1 = 2356 N / m.p.

Al mismo tiempo, la resistencia al movimiento horizontal en este caso será igual a la proyección integral dFcr en el eje X sobre toda el área del ala. En el caso de una presión uniforme en el ala, el valor de Fx será igual al producto Pcr por el área de proyección del ala en el eje Y, que es igual a la altura H del perfil del ala (en este caso, 0.2 sq.m / mp).

Fx = Pkr * Nkr = 2356 * 0.2 = 462 N / m.p.

En este caso, obtenemos K = Fy / Fx = (Pkr * Vkr) / (Pkr * Nkr) = Bkr / Nkr, es decir, con una presión uniforme en un perfil delgado circular, la calidad del ala es igual a la relación de solo los parámetros geométricos del perfil K = B / N.

De acuerdo con la regla de expansión del vector de fuerzas de una imagen dada, puede obtener inmediatamente el valor de la calidad del ala K = Fy / Fx, que en este caso es igual a K = 100 * Pkr / 20 * Pkr = 5.

Es interesante que si escala este ala de diseño hacia una disminución de diez veces (a lo largo del radio de curvatura, altura y ancho del perfil), entonces la presión sobre el ala se mantendrá sin cambios a velocidades de vuelo iguales (consulte la tabla 2). Es por esta razón que los misiles de crucero pesados ​​vuelan en alas bastante pequeñas y delgadas. ¡Resulta que sus alas pequeñas y delgadas con suficiente curvatura son realmente suficientes para crear la fuerza de elevación necesaria!

Dado que el modelado de habitaciones es lo suficientemente barato, estos números simplemente se verifican en modelos a gran escala.

Tab.1. La presión de las capas de aire curvadas en un ala de radio constante R = 2.6 m, dependiendo de la velocidad de vuelo.



Tab.2. La presión de las capas de aire curvadas en el ala de radio constante R = 0.26 m, dependiendo de la velocidad de vuelo.



Es interesante considerar cómo cambia el ala Kkr con su curvatura constante Rkr, pero con un parámetro de ancho de perfil cambiante Vkr. (Ver tabla 3)

En la primera línea de la tabla, la calidad aerodinámica del ala alcanza un valor fantástico de K = 182, pero la carga en el ala es de solo 67 Pa (7 kgf / m2), lo que es adecuado solo para los modelos de planeadores de tamaño de habitación en el aire.

La fuerza de elevación necesaria en el ala surge solo en alas K suficientemente pequeñas, que se pueden ver desde las últimas líneas de la mesa.

La columna del parámetro variable y la línea del perfil inicial con Kkr = 5 se resaltan en amarillo.

Tab.3. Cambiar los parámetros de un ala de radio constante R = 2.6 ma ángulos de perfil diferentes (ancho del perfil) a una velocidad de vuelo constante.



También puede calcular el cambio en la fuerza de elevación Fy y la calidad del ala Kkr para el ala con un acorde constante, pero con diferente curvatura del ala a una velocidad constante. Las columnas resaltadas en amarillo son: Argumento variable Rcr: radio de curvatura y ancho de perfil constante Vcr. La línea del perfil inicial con Kkr = 5 también se resalta.

Tab.4. Cambiar los parámetros de un ala con un radio de curvatura variable a un ancho de perfil constante B = 1 ma una velocidad de vuelo constante.



En el modelo descrito, para obtener un vacío por encima del ala, no se requiere una aceleración adicional del aire por encima del ala. Se garantiza una descarga notable por encima del ala bajo condiciones de curvatura significativa del flujo de aire alrededor del ala bajo la influencia de las fuerzas de presión de aire estático de todo el espacio circundante. El ángulo de inclinación del acorde de la placa curva inicial es de 11.3 grados (la mitad del ángulo del segmento de arco es de 22.6 grados), lo cual está en buen acuerdo con los modos de aterrizaje del ala de los aviones modernos durante el aterrizaje con la mecanización del ala liberada (listones + aletas). En el modo de aterrizaje, el ala con la mecanización liberada recuerda mucho más el caso considerado de una placa delgada curva que el ala clásica con un plano inferior recto (ver figura 4).



Fig.4. Ala asimétrica con una superficie plana inferior aerodinámica: a) una posición enderezada para vuelo a alta velocidad; b) ala con curvatura máxima con mecanización totalmente liberada.

El ala delgada fuertemente curvada se usa ampliamente como aspas de ventilador. Las velocidades lineales bajas a valores de presión bajos permiten el uso de placas de acero o plástico delgadas de grosor extremadamente pequeño como ventiladores en los ventiladores, ya que su resistencia es suficiente para soportar las cargas existentes.

En aviones pesados, el uso de alas delgadas es técnicamente imposible debido a su resistencia insuficiente. El gran grosor del ala le permite colocar dentro del ala vigas de carga bastante altas de suficiente resistencia y rigidez para la flexión y la torsión, mientras mantiene un peso aceptable para la aeronave. Es por esta razón que toda la aerodinámica estudia alas con un grosor bastante tangible. Por esta razón, pasamos de considerar la aerodinámica de una placa curva delgada al perfil del ala con grosor real y planos de diferentes curvaturas.

Al final de la consideración del modelo de flujo alrededor de un ala delgada, es necesario dar una prueba más de la operabilidad del modelo propuesto de la explicación de la "Fuerza de elevación del ala". Como se sabe por la mecánica, la Fuerza es el cambio en el momento por unidad de tiempo, es decir.

F = d (m * V) / dT

En el modelo sonoro del flujo alrededor de un ala curva delgada, podemos calcular la fuerza de elevación Fy como el cambio vertical en el impulso del flujo de aire entrante, que se considera como

Fy2 = (dR * 10 * q * Vo) * Vo * sinAcr ,

Donde Vo es la velocidad del ala, dR es el grosor de la capa curva elemental del flujo de aire en el modelo de cálculo, 10 es el número de capas que se curvarán al mismo tiempo, y Acr es el ángulo de descenso del flujo desde el ala hacia la dirección de la velocidad inicial Vo.

Una vez hecho el cálculo, obtenemos que ambos cálculos dan el mismo resultado.

O en forma analítica:

Fy1 = Pcr * Bcr ,

Pkr = (dR * 10 * q * Vo) * Vo / R ,

Bcr = R * sinAcr

Sustituyendo el desarrollo Pkr y Bkr en la expresión para Fy1 y reduciendo el mismo nombre R en el numerador y el denominador, obtenemos:

Fy = Pkr * Bkr = (dR * 10 * q * Vo) * Vo * sinAcr

Entonces, la igualdad Fy = Fy1 = Fy2 siempre es verdadera

Es decir, el método "Inercial-curvilíneo" para calcular la "Fuerza de elevación" de un ala proporciona una fórmula idéntica al método de "Fuerza de pulso reactivo" para un ala de la misma geometría.
Esto significa que los aviones vuelan no debido a algún tipo de fuerza "mágica" de los "vórtices mágicos", sino debido al viejo y comprensible "Impulso de fuerza" o "Empuje de chorro" al lanzar una masa de aire hacia abajo.

Ala gorda


A bajas velocidades de vuelo durante el despegue y el aterrizaje (M = 0.2 o 250 km / h), la altura de presión no excede 3 kPa (3% de la presión atmosférica al nivel del mar de 100 kPa), es decir, es tan pequeña con respecto a la presión atmosférica básica que La compresión geométrica del flujo se vuelve visualmente indetectable cuando se dibuja una corriente en chorro cerca del ala.

Para crear una elevación por encima del ala, es necesario crear una curvatura del flujo para que el ala esté en la zona cóncava del flujo de aire. Para garantizar tal curvatura del chorro sobre el ala ayuda a la curvatura del plano superior del ala, ubicado en la sombra aerodinámica del carenado de la nariz del ala.

En este caso, el plano inferior del ala fluye alrededor ya sea en línea recta, sin crear un vacío, o en una superficie cóncava, descartando el flujo de aire hacia abajo, lo que crea un aumento positivo de la presión sobre el ala desde abajo y se combina con la fuerza de elevación del vacío por encima del ala.
La principal diferencia entre un ala gruesa y una placa delgada en nuestro caso será la apariencia de un carenado frontal, que extiende el flujo de aire que se aproxima antes de que llegue a los planos curvos que crean elevación.

Una zona de frenado surge frente al ala gruesa voladora, donde la velocidad del aire es igual a cero (en relación con el ala), y la sobrepresión en esta zona es igual a la cabeza de presión Pvo.

No será posible dibujar líneas de corriente sin tener en cuenta la compresión del aire, de lo contrario, uno tendrá que aceptar la versión de aceleración del aire sobre la superficie del ala, o la zona de influencia con una curva de flujo se precipitará al infinito en un medio incompresible, lo cual es inverosímil.
Por cierto, ambos efectos (aceleración del flujo y la zona infinita de influencia en líquidos incompresibles) se manifiestan en la práctica en los túneles de viento con líneas de humo de corriente y cuando los submarinos se mueven a poca profundidad.

Entonces, en los túneles de viento (ADT), el flujo alrededor de los modelos probados ocurre con una notable aceleración del flujo (reducción en el grosor de las líneas de humo) en el espacio de la pared del modelo ADT. Esa es solo la interpretación de este fenómeno que se atribuye de manera completamente incorrecta a la aceleración del flujo para la formación de la fuerza de elevación. De hecho, la aceleración del flujo en el espacio "pared del modelo ADT" es simplemente una consecuencia del estrechamiento del orificio en la ruta de flujo ADT mientras se mantiene un flujo de aire constante en el ADT debido a los potentes ventiladores con una característica de ventilador rígido.

Cuando los submarinos se mueven a poca profundidad sobre el submarino, se forma una joroba de agua visualmente notable. El valor de esta joroba es igual al volumen de agua frente al casco del submarino, que de alguna manera debe moverse de la zona frente al submarino a la zona de popa cuando se mueve a una velocidad determinada. También se forma una joroba en la superficie cuando el submarino se mueve a grandes profundidades, pero debido a la mayor área de propagación de la joroba, su altura se vuelve indetectable con una simple observación visual. La causa de la joroba de agua en la superficie se explica por la incapacidad de mover el líquido incompresible hacia el fondo, y hacia la superficie, una delgada capa de agua bajo presión atmosférica se sesga fácilmente, con una característica elástica clara del resorte de presión atmosférica y gravedad. Por cierto, incluso con el movimiento de submarinos a grandes profundidades, se puede detectar una joroba de agua (y el submarino como resultado) mediante la observación desde satélites utilizando equipos altamente sensibles que pueden medir la geometría de la superficie de los mares con gran precisión y aislar la joroba de agua del submarino del ruido de las olas en la superficie con usando computadoras.

Por lo tanto, consideramos que el gas es compresible y establecemos la zona de influencia de la envoltura del ala para que dependa de la relación de compresión del chorro en la presión Pvo.

La presión en la zona de frenado del carenado se mantiene mediante chorros de aire curvos que envuelven el carenado. La relación de presión con la curvatura de las capas de aire es la misma que en el caso de un ala curva delgada dP = q * Vo ^ 2 * dR / Rsl.

El tamaño de la zona de influencia, donde la curvatura del flujo es notable, también se asocia con el valor de Vkr y Nkr.El aumento de presión frente al carenado se compensará con la disminución de la presión en la transmisión satelital detrás del ala, es decir, el ala forma un dipolo de presión lineal, que a gran distancia prácticamente deja de afectar el espacio aéreo circundante a bajas velocidades de vuelo (subsónicas).

Si toma la forma del carenado redondo, entonces la mitad de la altura del perfil será igual a Nkr / 2 = Rlob.

Creemos que la zona de frenado con presión vo está completamente creada por la curvatura de la capa dentro de los límites del ancho del perfil , entonces podemos estimar el radio de curvatura del chorro con un espesor / 2 = Rlob.
Es necesario cumplir la condición Pr = Pvo.

Por

lo tanto qVo ^ 2 * Rlob / R = qVo ^ 2/2

Después de reducir los mismos términos de densidad y velocidad, respectivamente, en los lados izquierdo y derecho de la ecuación obtenemos

R = 2 * Rlob

Por lo tanto, resulta que los radios limitantes de curvatura del flujo entrante están limitados exclusivamente por la curvatura del carenado (altura del perfil local), y al mismo tiempo son independientes de la velocidad.

Cuando el chorro incidente gira para evitar el perfil, inevitablemente surge una situación en la que el límite del chorro con la línea de flujo cero toca el carenado. En este punto de tangencia, la velocidad de flujo se aleja del ala y la curva de flujo alcanza el punto de inflexión. Es decir, en este punto, la capa se separa del ala con un cambio en la dirección de convexidad de la curvatura del chorro (ver Fig. 5).



Fig.5. La interacción del flujo libre Vo con el carenado frontal.

A altas velocidades de vuelo, el cabezal de presión Pvo es tan grande que el chorro se separa del carenado de la nariz y, después de describir un arco largo sobre el plano del ala, regresa a la superficie del ala.

En el lugar donde el jet roto regresa al plano del ala, se produce un Impacto, y el jet cambia abruptamente de dirección a la tangente al plano del ala. En este caso, debajo del arco de un avión volador desde el punto de separación hasta el punto de retorno, surge una cavidad cerrada de baja presión. (ver figura 6).

En la tradicional "Aerodinámica de Bernoulli", la formación descrita de una burbuja separada desarrollada con una fuerte descarga y el retorno de choque de la corriente separada se explica de la siguiente manera: "... A altas velocidades supersónicas y transónicas, el flujo de aire por encima del ala acelera a valores supersónicos, como resultado de lo cual la presión sobre el ala disminuye significativamente, y entonces surge un aumento de presión (impacto de la transición a supersónico), con la transición a un flujo subsónico ... " Tal explicación parece un claro tramo de datos experimentales reales sobre una teoría insostenible.

Como el carenado divide el flujo incidente en dos partes a lo largo de la línea cero, la separación del flujo ocurre en ambos planos de ala. Pero debido a las diferentes direcciones de los aviones con respecto al flujo (en el flujo o en la sombra aerodinámica), las burbujas de descarga desmontables por encima y por debajo del ala tienen diferentes tamaños, y la fuerza de impacto del chorro de retorno también cambia en proporción al tamaño de la burbuja de desprendimiento.

Sobre la base de dicha distribución de las gráficas de presión en el carenado del ala delantera y las cualidades Kcr obtenidas de las placas del ala de radio delgado, dependiendo del grosor relativo del perfil Vkr / Nkr. Es fácil comprender las causas y los patrones de un fenómeno como la "racionalización" de varias formas geométricas (ver Diagrama Cx en la Fig. 6).

También sería extremadamente interesante considerar las gráficas de presión durante el flujo alrededor de los cuerpos simétricos del eje estándar por flujos de chorro y obtener sus envolventes Cx y Cd sobre las secciones, y no solo un coeficiente Cx total para la figura en su conjunto.



Fig.6. Flujo de aire alrededor de un ala gruesa con elementos característicos de movimiento marcados. Diagrama de las presiones del ala y diagramas del coeficiente de presión Su a lo largo de la cuerda del ala y Cx a lo largo de la altura del ala. El área de las áreas sombreadas corresponde a las fuerzas totales en las direcciones Y y X, respectivamente.

Con números M bajos, la fuerza de elevación principal se forma en el área del carenado nasal en las ampollas desmontables. Para pequeñas cantidades de M, el chorro de retorno en la zona de separación va tangencialmente al grueso perfil del ala y no causa Impacto en el punto de retorno. Pero cuando se acerca a M = 1, las burbujas de separación se inflan tanto que resulta imposible lograr el grosor de perfil deseado para el flujo continuo del chorro, y luego hay una separación pronunciada del flujo con la formación de la burbuja separada, que se observa visualmente por las vibraciones de las máscaras de seda pegadas al plano del ala. La inflación de las burbujas de separación en altura se convierte en un obstáculo para ganar velocidad y, por lo tanto, su desarrollo comienza a reducirse debido al afilado del borde nasal (bajando el radio del carenado frontal).
A velocidades de vuelo transónicas, el límite trasero de la burbuja de separación alcanza el borde posterior del ala, después de lo cual los volúmenes de la burbuja de separación superior se conectan a la zona de alta presión del plano inferior del ala. En los volúmenes combinados de las burbujas de separación superior e inferior, la presión se iguala y la fuerza de elevación del ala Fy cae bruscamente.

Durante el vuelo supersónico, el ala de la forma habitual de lágrima se vuelve completamente inaplicable, y en su lugar aparece un ala con un "pico" afilado desarrollado, en el que ahora se crea la parte principal de la fuerza de elevación, mientras se minimiza la posibilidad de una burbuja desprendible.

Para garantizar condiciones de vuelo de aterrizaje con un número bajo de Mach, se instala una mecanización deflectable delantera y trasera en el ala de "pico fino" (ver Fig. 7). Este tipo de alas delgadas con bordes frontales afilados y mecanización delantera y trasera desviada se colocan en combatientes de combate de 4-5 generaciones (ver foto 1-2). Cuando la mecanización se desvía hacia abajo, el ala “doblada delgada” se acerca a las características de flujo de una placa curva delgada, que permite el despegue y el aterrizaje a bajas velocidades y con una carrera corta a lo largo de la pista. En el futuro, es posible cambiar a girar el avión del ala por completo cuando se realizan maniobras a bajas velocidades, como ya se ha hecho con una unidad de cazas de cola completamente giratoria.Un plano de ala completamente rotativo permitirá evitar un fuerte abultamiento del fuselaje contra el flujo de aire y mantener la codireccionalidad del vector de empuje de los motores a la velocidad de vuelo en grandes ángulos de ataque.



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En la foto (ver foto 3), la forma del listón “doblado en ángulo” en la sección es claramente visible: una cara inferior plana y una cara superior radial. El borde de ataque en sí mismo no es agudo, pero tiene un radio pequeño muy específico, lo que mejora la aerodinámica del vuelo subsónico. El control de la pendiente de la pendiente del flujo que se aproxima permite optimizar el modo de formación de la burbuja de separación a bajas velocidades, creando condiciones para su colapso continuo. Además, teniendo en cuenta las acrobacias aéreas con la posibilidad de un vuelo largo al revés, la tablilla inclinada hacia arriba le permite invertir la desviación de un ala delgada y plana para un vuelo completamente efectivo en una posición invertida, aunque con una aerodinámica peor que en una posición normal. En aviones Su-35 y Su-57 posteriores, el borde de ataque es más afilado y tiene una forma de cuña más simétrica,ya que está diseñado para un vuelo supersónico más largo.

Vórtice y arrastre de vórtice


En la red puede encontrar una gran cantidad de material explicativo sobre cualquier tema, incluida la formación de vórtices en el ala de un avión, por ejemplo esto:



Al mismo tiempo, es fácil encontrar fotografías de trazas de vórtices de aviones en capas de nubes en Internet, lo que demuestra una escala mucho mayor del fenómeno de lo que intentan mostrar en teoría.



Foto 4. Vórtice rastro en una capa de niebla detrás de un avión volando a una altura. Los anillos del torbellino de niebla visible están a cientos de metros del avión, y la proximidad visual es una ilusión óptica creada por un teleobjetivo cuando se dispara un avión desde una distancia de varios kilómetros.



Foto 5. Vórtice rastro en una capa de niebla detrás de un avión volando a una altura. Visible es un flujo de aire vertical y ondas de aire que vienen de los lados, torcidas en espiral en contacto con un flujo vertical hacia abajo.



Foto 6. Vórtice en una capa de niebla sobre una pista detrás de un avión de aterrizaje.

Estos enormes torbellinos enredados detrás de los aviones no se forman en absoluto debido a los vórtices finales en el ala. Existen vórtices finales, por supuesto, pero su papel no es tan grande y los diseñadores de aviones están luchando activa y exitosamente con él.

Los remolinos a gran escala de las fotografías se forman muy por detrás del avión, cuando la onda de aire, lanzada por el avión, es reemplazada en dos lados por el flujo de aire desde debajo de la capa descendente hacia el espacio enrarecido desde arriba (ver foto 4-5). Esta explicación de la formación del vórtice satelital se hace eco de la cuestión ya considerada de la "zona de influencia del ala en el espacio circundante". En este caso, el papel de la superficie terrestre radica en el límite de la distribución del flujo descendente de aire arrojado hacia abajo por el ala. Es decir, el vuelo de la aeronave y la creación de la "fuerza de elevación del ala" también es posible en ausencia de superficies subyacentes sólidas, pero al mismo tiempo, la corriente de aire arrojada descenderá infinitamente, perdiendo velocidad y energía cinética a medida que se aleja, pero manteniendo el impulso vertical sin cambios. La energía cinética de la masa de aire descartada inicial se perderá con la participación de los flujos de aire laterales en el movimiento, cuya multidireccionalidad simétrica no cambiará el impulso total inicial creado por el ala del avión. Una ilustración clara del papel del limitador de la Tierra es Photo.6. Allí, la corriente rectilínea de niebla sobre el airbus de aterrizaje (ver foto 6) desciende al suelo en línea recta y solo entonces, muy por detrás del avión, comienza un cambio hacia los lados a lo largo del limitador de tierra, y capas de niebla desde los lados y desde arriba ya se están acercando en el medio de la capa de satélite, girando hacia adentro doble espiral autocompensante sobre el flujo descendente.

"Efecto de pantalla" al volar un ala cerca de la Tierra


A la luz del papel declarado de la Tierra en la formación de la "Fuerza de elevación del ala", tiene sentido considerar adicionalmente el "Efecto de pantalla", que sin la presencia de una superficie de tierra sólida no puede ocurrir. Por lo tanto, la física de Wing Flight en Endless Airspace y en el "Screen Effect" cerca de la Tierra tiene una naturaleza muy diferente.

Explicaciones del efecto Ekranoplan basado en la compresibilidad del gas a bajos números de Mach


El efecto de una superficie de la tierra estrechamente espaciada en la elevación de un ala se denomina "efecto de pantalla". Con este efecto, la fuerza de elevación del ala aumenta bruscamente cuando vuela cerca de una superficie sólida (tierra, agua) a una altura comparable al tamaño de la cuerda del ala. En base a este efecto, incluso toda una clase de vehículos de bajo vuelo: WIG.

¿Cuál es la esencia del fenómeno? Este problema solo puede abordarse suponiendo que el aire es un gas compresible.

Luego, cuando el ala vuela sobre el suelo, se forma un espacio de aire de un tamaño limitado entre dos superficies sólidas. Cuando un ala está volando con un ángulo de ataque positivo pequeño, el flujo de aire que se aproxima debajo del ala experimenta una compresión gradual desde el borde delantero del ala hasta el borde posterior (ver Fig. 8).

La presión de compresión máxima en la pantalla de flujo debajo del ala depende solo de la altura de la velocidad con respecto al ala de vuelo, y esta presión en la capa comprimida no puede exceder la presión de la altura de la velocidad del aire:

Po = Vo ^ 2 * Q / 2 ,

donde está la presión del aire de velocidad P a la velocidad del ala V®, V® es la velocidad de vuelo del ala, Q es la densidad del aire.

Conociendo el incremento de presión máxima debajo del ala, calculamos los parámetros geométricos en el espacio del "colchón de aire".

Entonces, a una velocidad de 40 m / s (144 km / h), la altura de velocidad Po = 1 kPa o 1% de 1 atm. (100kPa).
Es decir, a una velocidad de 40 m / s, la presión máxima debajo del ala se logra mediante la compresión de un 1% en la altura X del espacio libre desde el borde delantero del ala hacia la parte trasera. En el ojo, tal precarga es casi indetectable, y la capa debajo del ala aparece visualmente plana (ver figura 8.a).

El ángulo de ataque será A = (Po / Ratm) * X / V radianes (en ángulos pequeños sinA = A),
donde B es el acorde del ala, X es el espacio de aire hacia el suelo debajo del ala al nivel del borde posterior del ala, R es la altura de la velocidad del aire a la velocidad del ala V®, y Ratm es la presión atmosférica (al nivel del mar Ratm = 100 kPa).

Resulta que el ángulo de ataque efectivo máximo para obtener un efecto de pantalla depende de la altura del ala sobre la superficie, el ancho estructural del ala y la velocidad de vuelo dada, y el ángulo de ataque es solo una derivada de estos valores.

Conclusión: es posible aumentar el ancho del ala casi infinitamente, reduciendo el ángulo de ataque a casi cero, logrando así la resistencia mínima de Cx con el componente prácticamente inductivo de la resistencia.

El "efecto de pantalla" a bajas velocidades de vuelo proporciona una calidad de ala muy alta, ya que crea una elevación específica máxima en el ala igual a la cabeza de presión Ro en ángulos de ataque extremadamente pequeños en un ala casi plana y muy delgada. La calidad del ala con bajos números de Mach durante el vuelo en la pantalla puede alcanzar K = 25-30.
La contribución de la rarefacción sobre la superficie convexa superior del ala durante dicho vuelo en una "pantalla" con un ala plana es bastante pequeña en comparación con la presión debajo del ala.

Con un aumento en la velocidad de vuelo, el cabezal de velocidad aumenta cuadráticamente, y para obtener el efecto de pantalla máximo, es necesario levantar el ángulo de ataque en proporción al aumento en el cabezal de velocidad Po.

Es decir, aumentar la velocidad V0 para aumentar Po implica un aumento cuadrático en la velocidad del aumento en el ángulo de ataque, que a su vez reduce drásticamente la calidad del ala. Y a partir de una cierta velocidad V®-max, la magnitud del efecto de pantalla con un gran ángulo de ataque se compara con la fuerza de elevación de un avión convencional en modo de aterrizaje con mecanización de ala extendida.

Para cualquier ala con acorde B, para aumentar la altitud de vuelo X, es necesario levantar el ángulo de ataque, después de lo cual el WIG se elevará a una nueva altura X2, donde se establecerá nuevamente el equilibrio del grado de compresión del jet debido al nuevo ángulo de ataque a una nueva altura. Al mismo tiempo, a medida que aumenta la altitud, el vuelo del ekranoplan comienza a aumentar linealmente la resistencia de vuelo, y la fuerza de empuje requerida correspondiente también aumenta sin cambiar la velocidad de vuelo. Es decir, la eficiencia de combustible del vuelo de un ekranoplan puede cambiar drásticamente desde un aumento de altura de solo unos pocos metros. Por ejemplo, el rango de vuelo máximo del ekranolet Oriole a una altitud de 0.8 m es de 1150 km, y a una altitud de 0.3 metros con la misma carga, ya es de 1480 km.



Fig.8. Configuración del flujo de aire en el "efecto de pantalla": a.) Ángulo de ataque óptimo sin una zona estancada debajo del ala, b.) Ángulo de ataque excesivo que forma una gran burbuja de aire estancado de alta presión entre el ala y la capa de aire comprimido del "colchón de aire de pantalla".

Conclusión: el desgarro adicional del ángulo de ataque del ala sin aumentar la velocidad de vuelo en la pantalla no aumenta la elevación, sino que solo aumenta la resistencia de vuelo Cx (ver figura 8.b)

Considerando el ángulo del acorde del ala del avión en el modo de aterrizaje de aproximadamente 15 grados, podemos estimar la cantidad de compresión del chorro debajo del ala a la presión Po y la velocidad correspondiente V0, considerando el valor del acorde B igual a la altura del ala X.

15 grados corresponden a sen15 = 0.262

En un ángulo de ataque de 15 grados, debe haber una cabeza de velocidad Po = 0.26 atm = 26 kPa, pero tales presiones se realizan a velocidades muy altas (740 km / h) y superan con creces las cargas de ala calculadas requeridas para el vuelo. Es decir, un ángulo de ataque de aterrizaje tan grande para crear un efecto de pantalla sobre la pista es excesivo a velocidades de aterrizaje de 250-300 km / h.

La calidad del ala en un ángulo de ataque de 15 grados caerá a un valor total de K = 3.7.
La velocidad de aterrizaje del avión es de solo unos 250 km / h (70 m / s), mientras que la altura de presión será Po = 3 kPa o solo el 3% de Ratm, mientras que la carga de ala de diseño normal en vuelo es de 5 kPa (500 kg / m.kv = 5% de Ratm). Es decir, al aterrizar, el piloto comienza a sentir notablemente el efecto de pantalla del avión a una altura proporcional al ancho del ala B, comparable a la altura de los trenes de aterrizaje. Al alinear la aeronave y reducir el ángulo de ataque a una velocidad de 250 km / h, la aeronave puede penetrar en el "colchón de aire de pantalla", ya que su capacidad de carga es menor que la presión requerida debajo del ala para volar.
Debido al "efecto de pantalla", la "pérdida sin pérdida" ocurre en una aeronave en vuelo horizontal sin la liberación de la mecanización del ala en un ángulo de ataque del 5% (o 3 grados) a una presión de Po = 5 kPa, que corresponde a Vo = 324 km / ho 90 m / s.

Un ángulo de ataque del 5% (o 3 grados) crea la calidad de un ala alada igual a K = 20.
Alto K = 30 corresponde a un ángulo de ataque del 3% (2 grados), mientras que la contrapresión debajo del ala será solo del 3% * Ratm = 3 kPa (300 kg / m.sq.), que corresponde a un cabezal de alta velocidad a V® = 70 m / s (250 km / h)

Por lo tanto, los modos de vuelo rentables en el modo "ekranoplan" en comparación con el "avión" de gran altitud habitual se encuentran en la zona de baja velocidad. Cuando la calidad del ala alada es inferior a K = 20, es más rentable utilizar aviones ordinarios de gran altitud para el transporte. Es decir, las áreas rentables de operación de los WIG corresponden a velocidades inferiores a 300 km / h.

Peluca maniobras


Una consideración aparte es la cuestión de maniobrar WIG en vuelo. Dado que la fuerza de elevación del ala en la "pantalla" se forma de manera diferente que durante el vuelo a gran altitud, ni siquiera puede maniobrar "en avión".

El ekranoplano no puede inclinarse doblando el ala, ya que inmediatamente recibirá una pérdida de elevación en el ala elevada y el toque del agua con el ala bajada. Para el ekranoplan, la rotación es posible solo con un "panqueque", es decir, sin un rollo, pero solo creando fuerzas laterales desde la cola vertical.

La cola vertical del WIG también debería ser diferente de la cola del avión. La cola vertical del WIG debe constar de al menos dos quillas, capaces de funcionar de forma sincrónica y aleatoria, según el tipo de maniobra que se realice. El plumaje vertical en este caso no solo lleva a cabo una rotación WIG alrededor de su eje vertical, sino que también crea una fuerza horizontal en la dirección de la velocidad de vuelo.
El plumaje horizontal en la quilla trasera controla el ángulo de ataque.
El ala ancha y corta debe estar equipada con arandelas de extremo desarrolladas que eviten que el flujo comprimido debajo del ala se extienda a los lados. Además, estas arandelas oblicuas sirven como pontones de aterrizaje para salpicaduras.

Además, se necesita un plumaje horizontal adicional en los extremos del ala principal para compensar el momento de vuelco de la acción del plumaje vertical.

En la práctica, el ekranoplano WIG-VVA-14 se construyó de acuerdo con dicho Esquema (ver Fig. 9) y numerosas versiones de maquetas prometedoras de ekranoplanes, donde las arandelas del extremo de la espiga desempeñan el papel de cola vertical frontal (ver Fig. 10).


a.


b.


c.

Fig.9 Peluca Bartini VVA-14. A. Dibujo. b. Modelo en 3-D. c. Foto de la muestra actual en el agua.



Fig.10. Diseño prometedor ekranoplan grande.

Tipos de maniobras de ekranoplan debido al plumaje vertical:

  • Dos quillas espaciadas idénticas proporcionan el modo "Desplazamiento lateral" con rotación simultánea en una dirección. Al mismo tiempo, el Wingplane se desplaza de un carril a otro sin rotación del casco. En este caso, el plumaje horizontal funciona en diferentes direcciones, compensando el momento de inclinación del plumaje vertical.
  • Si las quillas se giran en diferentes direcciones en el mismo ángulo, entonces surge un momento de giro, girando el cuerpo de la WIG alrededor de un eje vertical. En este caso, la cola horizontal no funciona, ya que no ocurre el momento desde la cola vertical.
  • Si las quillas se giran en diferentes direcciones en diferentes ángulos acordados, habrá una rotación a lo largo de una trayectoria circular (circulación), donde el vector de velocidad coincide con la dirección del eje longitudinal del fuselaje de Ekranoplan, y el propio Ekranoplan vuela a lo largo de una trayectoria circular dada con velocidades angulares iguales y la rotación del propio Ekranoplan alrededor eje vertical

    En este caso, el plumaje horizontal funciona en diferentes direcciones, compensando el momento de inclinación del plumaje vertical.

Todos estos modos prácticamente no son practicables en modo manual, ya que la baja altitud simplemente no deja tiempo para una reacción al ritmo de la percepción humana. Para controlar el ekranoplan necesitas automatización de control, similar a la estabilización automática de los luchadores ultra inestables de la generación 4-5.

Conclusión


Todos los supuestos anteriores se basan en datos experimentales publicados abiertamente (gráficos de presión ADT en el ala y otros datos).

Se ha invertido una gran cantidad de dinero en Aerodinámica experimental durante el siglo pasado para la construcción de ADT de varios tipos y tamaños, y se ha obtenido una gran cantidad de material real en experimentos con modelos de varios aviones y elementos de ala individuales.

Es sorprendente que, en el proceso de enseñanza, los estudiantes no confíen en los materiales de los experimentos reales, sino en las dudosas teorías de hace 100 años. Y esto a pesar del hecho de que los datos experimentales contradicen claramente estas teorías cubiertas de musgo.

Incluso en un curso introductorio tan generalizado como "Introducción a la aerodinámica" para FALT FizTech, no se dan modelos explicativos cualitativos del concepto básico de "Fuerza de elevación del ala", sino que se reemplazan por un malabarismo absurdo similar al de la ciencia con fórmulas matemáticas (que, además, no permiten calcular nada).

En ciencia, ha habido una tendencia hacia una división entre la teoría y las aplicaciones prácticas de ingeniería en el desarrollo de productos específicos. Las contradicciones obvias en los modelos teóricos no se anuncian, sino que, por el contrario, son silenciosas en todas las formas posibles, para no sacudir la autoridad de los viejos musgosos y ya fallecidos de la Academia de Ciencias y no interrumpir la marcha victoriosa de sus sinceros errores en las páginas de libros de texto y monografías bastante modernas.

PD: Después de la publicación de la primera parte de este artículo, surgió una discusión bajo el artículo acerca de que aproximadamente las mismas ideas fueron expresadas en 2003 por un profesor en Cambridge que enseñó el curso "Aerodinámica" allí. En el mensaje, se proporcionó un enlace a un video con una conferencia de un profesor sobre este tema, así como un enlace a un artículo en la última página que describe exactamente el mismo método de presión mediante una corriente de aire de flexión como lo describí en este artículo.
Estaba increíblemente complacido de que ahora no necesito luchar contra todos los ataques, pero puedes referirte al profesor de Cambridge y su artículo en una revista científica británica de 2003.

Aquí está el mensaje con los enlaces:
"
Joehopkins7
24 de febrero de 2019 a las 22:35
-1
Al ver varios videos sobre aerodinámica, me topé con una interesante conferencia sobre aerodinámica del profesor Cambridge.
En 2003, un profesor de Cambridge expuso a los estudiantes en la conferencia exactamente los mismos pensamientos que el autor del artículo discutido aquí.
Incluso creí en sospechas de que el autor es simplemente un plagio.
Pero como no se refirió a los científicos ingleses en el artículo, y no citó estos videos para su defensa, podemos creer en su honesto descubrimiento independiente del descubrimiento de otra persona.))

Aquí hay un enlace a la conferencia
www.youtube.com/attribution_link?a=nfUWqs-6T7M&u=%2Fwatch%3Fv%3DH2RRiF24L4A%26feature%3Dshare&fbclid=IwAR2NOfdqNs0HK9WbCp-OYwy0Y4LYK0ajPqq__qqqqq__qqqqq__qqqq_

También hay un enlace a un artículo donde, en 2003, un profesor de la Universidad de Cambridge en la revista científica inglesa escribe exactamente lo mismo que el autor de un artículo sobre Habré

www3.eng.cam.ac.uk/outreach/Project-resources/Wind-turbine/howwingswork.pdf
.. "

La fuerza de elevación del ala. Parte 2



Monin Ilya Alekseevich, Ph.D., imoninpgd@gmail.com

Para comprender el orden de desarrollo de la "aviación" como rama de la industria y la "aerodinámica" como ciencia, es necesario recordar que primero apareció el primer avión construido por ingenieros entusiastas en una corazonada (ver fig. 11), y solo entonces comenzaron a aparecer los teóricos, que luego crearon disciplina "Aerodinámica" basada en los resultados de la creación de ingenieros de diseño.
En la imagen, el avión creado por el automovilista Henri Farman es una alteración del pequeño avión comprado de Voisin. Al mismo tiempo, el avión inicial de los hermanos Voisin comenzó a producirse solo en 1907. En el momento de la compra de Farman, los aviones de Voisin solo podían rebotar ligeramente y volar unas pocas decenas de metros. Farman, después de una serie de alteraciones de la aeronave original, logró la oportunidad de volar más de 1000m, sin dejar de girar y hacer un círculo para aterrizar. El vuelo récord de Farman tuvo lugar el 13 de enero de 1908. Y ya en 1909, la compañía de los hermanos Farman abrió su propia producción de aviones de su propio diseño y una escuela de vuelo para enseñarles el arte de volar sobre ellos (ver figura 12). La velocidad de vuelo de Farman era de unos 60 km / h, que se mostró en un vuelo récord a una distancia de 180 km, superada en 3 horas de vuelo.



Fig.11. Una maqueta del avión de Voisin convertida para un vuelo récord por Farman en 1907-1908.




Fig. 12. El diseño de la aeronave "Farman IV-1910". en el museo, y una foto de una muestra genuina en el aeropuerto.

Está claro que los primeros primeros aviones fueron de baja potencia, ligeros y de baja velocidad.
Estos parámetros corresponden a los primeros perfiles delgados cóncavos convexos, más similares a la lámina de madera contrachapada curvada más simple, y no a un perfil complejo con un error de cálculo teórico profundo.
Como referencia, doy una ilustración de la transformación de los perfiles de ala desde principios del siglo XX hasta la industria de la aviación completamente desarrollada a mediados de los años 40. (ver figura 13)



Fig.13. Tendencias en el perfil del ala de la aeronave de la primera mitad del siglo XX.

Después del primer avión experimental ligero, se produjo un rápido aumento en el tamaño y la masa de los aviones para el transporte de una carga útil cada vez mayor. Las alas delgadas no podían soportar tal escala y peso de ninguna manera que requiriera la instalación de vigas altas y fuertes dentro del ala, y el ala en sí debería ser convexa plana o incluso doblemente convexa para ocultar la viga de soporte detrás del dobladillo aerodinámico del ala.
Ya en los años 20, todos los perfiles de ala adquirieron un aspecto completamente moderno.
En la década de 1940, la industria de la aviación se había desarrollado tanto que comenzó a producir una armada completa de aviones capaces de convertir ciudades enteras en polvo. Pero con un desarrollo tan explosivo de las capacidades de producción, la base teórica se mantuvo extremadamente débil.
Para los años 30, la intensidad del desarrollo de la aviación ya no permitía construir nuevos aviones en una "corazonada", sino que requería la construcción de una base experimental poderosa para volar partes de aviones, modelos a gran escala y aviones completamente en tierra en enormes túneles de viento (ADT).

Entonces, en TsAGI en 1939, se lanzó el T-101, el túnel de viento más grande en ese momento (el segundo en el mundo ahora), lo que hizo posible examinar todo el avión en tierra a velocidades de vuelo relevantes en ese momento.
Velocidad de flujo 5–52 m / s
Re número por 1 ma 3.6 ∙ 106
Presión total atmosférica Presión del
cabezal hasta 1.7 kPa
Temperatura ambiental de frenado
Rango del ángulo de ataque (α) ± 20 °
Rango del ángulo de deslizamiento (β) ± 180 °
Dimensiones de la parte de trabajo:
Sección de boquilla (elipse) 24x14 m
Longitud de la parte de trabajo 24 m
Tamaños de los objetos de prueba:
Envergadura: hasta 18 m
Longitud del fuselaje: hasta 30 m
Área del ala: hasta 35 m2

Desde entonces, los aviones se han vuelto mucho más grandes y las velocidades de vuelo han sido mucho más rápidas, por lo que ningún avión moderno puede caber en todo el T-101 ADT, pero ADT más moderno y más rápido solo sopla a gran escala nye diseños o elementos de construcción individual.
Es cierto que poco ha cambiado en teoría desde principios del siglo pasado, por lo que ya a fines del siglo XX, los diseñadores de aviones comenzaron a reinventar lo que los diseñadores de principios y mediados del siglo XX ya habían pasado, pero los teóricos no lo habían explicado. Por ejemplo, daré una vista de perfil del ala de un avión acrobático, que se consideró el mejor en la década de 1980 (ver figura 14).


Fig.14. Uno de los perfiles de ala del catálogo de Perfiles de Aviación.

El mismo tren de pensamiento recurrente también se observa entre los grandes modelos de equipos voladores; esto se expresó en la creación de monstruos ekranoplanes en los años 60 y 80 (Fig. 15), que no son distinguibles de los aviones gigantes de finales de los años 30 (Fig. 16).
Al mismo tiempo, el efecto de pantalla en sí se descubrió a principios de los años 30 en el momento del aterrizaje de grandes aviones multimotor con una gran cuerda del ala.
Además, el efecto de pantalla se manifestó claramente durante el aterrizaje del avión ANT-25 de largo alcance récord, cuando durante un vuelo de prueba en 1933 el avión simplemente no pudo aterrizar, y cuando las ruedas tocaron ligeramente el suelo, el avión rebotó y despegó nuevamente. Para eliminar este efecto y garantizar un aterrizaje silencioso, incluso fue necesario instalar aletas de freno retráctiles especiales, que empeoran drásticamente las cualidades de vuelo del ala durante el aterrizaje.
El acorde del ala en la parte más ancha de la raíz del ANT-25 excedió la altura del tren de aterrizaje, creando así las condiciones ideales para la formación de un efecto de pantalla bajo un ala ancha de bajo vuelo. Al mismo tiempo, durante el aterrizaje con tanques vacíos con un peso de avión de 4000 kg y un área de ala de 88 m2, la carga promedio de ala en vuelo se creó a menos de 50 kg / m2, lo que corresponde a una presión de velocidad de 500 Pa creada a una velocidad de 104 km / h (29 m / s) para volar en la pantalla Vale la pena señalar que el avión de esa época voló extremadamente lento (según los estándares modernos), por lo que el récord ANT-25 tenía una velocidad de crucero de aproximadamente 165 km / h (máx. 246 km / h en altitud), con un rango de vuelo de 10-12 mil km y una duración de 75- 80 horas seguidas.

A.
B.
B.

Fig.15. Peluca "Monstruo Caspio": a.) En vuelo. B.) Todavía en el agua, cara completa. c.) Estacionaria en proyección frontal.

A.
B.


Fig.16. Avión gigante ANT-20 "Maxim Gorky", 1939 a) Sección esquemática. B) Fotos en el aeropuerto y durante el aterrizaje.

Zonas estancadas durante el flujo de aire alrededor de cuerpos de forma compleja como una herramienta para formar un perfil de ala virtual.



A menudo hay casos. Cuando es necesario construir líneas de flujo de aire alrededor de cuerpos cuya forma difícilmente se pueda llamar aerodinámica.
Está claro que el aire no fluirá obedientemente alrededor de todas las esquinas y surcos del cuerpo, sino que irá con suaves giros, rayando sobre los hoyos y llenándolos con vórtices de flujos rasgados de zonas estancadas.
Si tenemos en cuenta la presencia de zonas estancadas como volúmenes sólidos adicionales del perfil en sí mismo, entonces la geometría del flujo alrededor de los elementos aerodinámicos que conocemos tomará una forma completamente diferente.
Es interesante que dicho método para encontrar un prototipo de ala condicional equivalente también se use en la aerodinámica aplicada existente. En cualquier caso, el método de construir un "cuerpo semi-infinito ficticio" alrededor de un ala sólida se describe en el libro de texto [3] en tres páginas enteras (págs. 435-437), mientras que los límites de una capa límite gruesa inhibida se eligen como los límites del ala ficticia, es decir, agregar al ala nuestras zonas muy estancadas en "burbujas de separación" o zonas turbulentas con una interrupción completa del flujo sobre el ala. En este caso, la presión sobre el ala sólida del flujo de aire de alta velocidad se considera igual a la presión de este flujo sobre el "cuerpo ficticio". Resulta que la presión se transfiere del chorro de alta velocidad al ala sólida a través de una capa suficientemente gruesa de aire inactivo de la capa inhibida del límite (zona estancada) sin ninguna distorsión.
Consideremos en detalle el proceso de flujo suave alrededor de chorros de alta velocidad de diferentes perfiles de perfiles de ala y distingamos varias "zonas estancadas".
El caso de adherencia completa del flujo al ala en ángulos de ataque pequeños no agrega mucha novedad (ver fig. 17), pero aparece una pequeña zona estancada en el carenado frontal, que se asemeja a un pequeño pico afilado en la cabeza redonda del ave.
El elemento parece pequeño, pero es extremadamente importante para comprender el fenómeno del "flujo" en general.
Considere el perfil de ala habitual en vuelo horizontal con chorros separados distintos, primero con un ángulo de ataque cero (vea la figura 18), y luego el mismo ala en un ángulo de ataque grande (vea la figura 20).



Figura 17. Un perfil de ala con un flujo sin interrupciones en los planos del ala, pero con una pequeña zona de desaceleración completa del flujo en la nariz del ala.




Fig.18. El perfil del ala con flujo se rompe en los planos del ala en ángulo de ataque cero y su "cuerpo ficticio".

Al observar el fuerte aumento en el "cuerpo simulado" en comparación con el carenado frontal de empuje inicial, queda claro cuán sorprendentemente baja resistencia frontal se obtiene para cuerpos largos en forma de huso, por ejemplo, para fuselajes de aviones.
La racionalización de tales formas alcanza Cx = 0.06, mientras que para una bola de la misma sección Cx = 0.4..0.5, y para una placa plana Cx = 1.
Resulta que la descarga debajo de los chorros separados en la proyección frontal no se crea en absoluto. Todo lo que queda es aterrizar el chorro de separación en una superficie recta paralela al vector de velocidad, de modo que un componente longitudinal a la velocidad no aparezca al impactar. Un fuselaje cilíndrico largo con un carenado frontal ovoide alargado hace frente perfectamente a esta tarea. Resulta que el arrastre del enorme fuselaje es igual a la resistencia de la pelota en la punta de la nariz cónica (ver figura 19.)
La relación del diámetro de la bola en el carenado de la nariz con el diámetro del fuselaje depende de la velocidad de vuelo, y cuanto mayor sea la velocidad de vuelo, más estrecho se vuelve el redondeo de la nariz, empujando el flujo de aire. La creciente energía del flujo que se aproxima con un valor constante de la sección frontal requiere dispersar una cantidad cada vez menor de aire a los lados del fuselaje mientras se mantiene una sección constante del "cuerpo ficticio" detrás del carenado. En supersónico, el radio de curvatura del cono de la nariz se degenera en un punto, pero esta es una historia completamente diferente.



Fig. 19. El modo de flujo alrededor del fuselaje con chorros de corte, bajo el cual se crea una zona de resistencia cero al vuelo. Toda la resistencia del fuselaje es igual a la resistencia aerodinámica de la pelota en su carenado nasal. Y las ilustraciones adjuntas de los libros de texto sobre la comparación de la resistencia cuando el aire fluye alrededor de varios cuerpos.

Ahora consideramos el comportamiento de zonas turbulentas separadas con un ala con un gran ángulo de ataque (ver Fig. 20).
Primero, es necesario trazar la trayectoria del flujo de separación por encima de la zona estancada hasta que encuentre el flujo desde debajo del ala del avión. Como consideramos que el perfil del carenado frontal del ala es cilíndrico simétrico, los chorros de corte tienen la misma potencia y trayectoria, es decir, también son simétricos.
Para el ala horizontal, ya hemos recibido una burbuja desmontable simétrica de dos lados con el cierre de los chorros en el ala en los mismos lugares.
Cuando se le da al ala un gran ángulo de ataque, el patrón de los chorros de separación cambia. Al mismo tiempo, los tamaños de "burbujas separadas" = "zonas estancadas" arriba y debajo del ala comienzan a diferir dramáticamente en volumen.
Como resultado, un ala muy hinchada con un aplanamiento significativo del plano inferior en comparación con la enorme cúpula de la burbuja de separación en el plano superior del ala resultará ser un "cuerpo ficticio". Curiosamente, el perfil virtual equivalente de un "cuerpo ficticio" en un gran ángulo de ataque del ala con burbujas separadas infladas en el plano superior del ala es sorprendentemente similar al conocido avión ECIP. (ver fig.21 )



Fig.20. El perfil del ala con flujo se rompe en los planos del ala con un gran ángulo de ataque y su "cuerpo ficticio".






Figura 21. Peluca EKIP. Un modelo de un modelo WIG en perspectiva y el modelo WIG más pequeño actual (que no despegó debido a la detención del proyecto).

Es decir, en Ekranolet ECIP, fue una buena idea controlar la zona estancada en la parte trasera “sombra” del casco, lo que permitió que el avión de despegue se depositara en el ala en la parte superior del domo, lo que proporciona una mayor elevación y reduce la resistencia aerodinámica al vuelo.
Resulta que el autor del EKIP no era tan inventivo, ofreciendo un diseño tan parecido a un hipopótamo como un avión.
Es cierto que el ECIP no debe volar muy rápido y en grandes ángulos de ataque del perfil delgado inicial (aproximadamente 15 grados), con un alto arrastre correspondiente.
La gran cantidad de espacio de carga en un ala voladora es más que compensada por un cierto deterioro en la aerodinámica. Al mismo tiempo, el Aircraft-Wing estructuralmente no fusible se ve mucho más atractivo que un avión tradicional con la separación de las funciones de un delgado "ala de apoyo" y un "fuselaje de carga-pasajero". Pero solo para un vuelo estable, todavía tiene que agregar una viga larga para acomodar la cola, como en el ala voladora gigante del ANT-20 "Maxim Gorky".
Una expansión significativa del ala (un aumento en el acorde) hace que el avión EKIP también sea un WIG pronunciado en términos de sus propiedades aerodinámicas cuando vuela cerca del suelo. Entonces, cuando vuela en la pantalla, el "cuerpo ficticio" del ala con un gran ángulo de ataque se transforma en un extraño hierro, donde el pico de la nariz pequeña de la zona de frenado en el ala se infla al tamaño de una gran cuña estancada debajo del ala (ver figura 22).
La formación de una zona estancada tan poderosa debajo del ala con un gran ángulo de ataque es claramente visible en la imagen fija (ver Fig. 22-2). Enlace al video completo www.youtube.com/watch?v=Sd4ycAtYcJA . Se puede ver claramente en tres ángulos al mismo tiempo que los cables de humo de la envoltura del motor, el carenado frontal de abajo hacia arriba y a la misma distancia de la envoltura del ala, todo el plano del ala desde arriba.


Fig.22. El perfil del ala cuando vuela sobre la pantalla con un gran ángulo de ataque y su "cuerpo ficticio".


Figura 22-2. Los cables de humo de los motores que fluyen por debajo del ala de un Boeing 747 en el momento del despegue desde la pista de despegue.

Dentro de este hierro apuntado es posible colocarlo como perfiles de EKIP y VVA-14 Ekranoletos (Bartini), o un ala ultra gruesa como la del ANT-20 "Maxim Gorky".
Las aeronaves con un ala muy gruesa fueron populares en la década de 1930 en la URSS, cuando se creó la aeronave ANT-20 "Maxim Gorky" más grande antes de la guerra. El ala de esta aeronave era tan gruesa y ancha que se colocaron varias cabinas en los compartimentos raíz del ala, donde una persona caminaba a su altura máxima (ver Fig. 16.).
Es cierto que este monstruo voló con una velocidad de crucero de solo 198 km / h (máximo 220 km / h).
Si el ANT-20 acorta ligeramente las secciones finales del ala, dejando solo la parte central más gruesa, entonces el avión se verá como el último "Monstruo Caspio" del ala Rostislav Alekseev.
Es interesante comparar la "Maxim Gorky" de tamaño reducido de la década de 1930 con el "Monstruo Caspio" de los años 60 (ver tabla 5)

Tab.5. Características comparativas de la aeronave ANT-20 "Maxim Gorky" 1934 y WIG KM "Caspian Monster" 1966.


La tabla contiene datos de referencia que deben interpretarse de alguna manera.
Vayamos primero por una manera simple de comparar directamente números homogéneos dividiéndolos entre sí.
Masa máxima: 544/42 = 13 veces
Área del ala: 662/486 = 1.36 veces
Carga específica del ala: 13 / 1.36 = 9.5 veces
Velocidad de crucero:
430/198 = 2.17 veces Diferencia en velocidad de frente velocidad de crucero: 2.17 ^ 2 = 4.71 veces
Potencia de las centrales eléctricas: (10 * 1300 * 9.81 * 430 / 3.6) / (8 * 900 000 * 0.735) = 28.8 veces
Carga útil, teniendo en cuenta el combustible: 304 / (42-28.5) = 22.51.
Rango práctico: 1500/1200 = 1.25
De acuerdo con la relación de economía de combustible ANT-20 = 7150 / (1200 * 6) = 0.993 l / (t * km)
Gluttony KM no se conoce, pero se puede estimar a través de la potencia y la velocidad.
Al calcular el consumo específico por voracidad de referencia 0.8 kg / (kgf * h) para el motor VD-7.
Consumo de postquemador durante la aceleración del agua 10 * 13000 * 0.8 = 104 000 kg / h
Si tiene en cuenta la duración de un vuelo de crucero en la pantalla con solo dos de cada diez motores en funcionamiento disponibles para la aceleración y la salida a la pantalla, la economía aumentará.
Para un vuelo de crucero con dos motores 2 * 13 000 * 0.8 = 20 800 kg / h
Tiempo de vuelo 1500/430 = 3.5 horas
Durante un vuelo en un rango máximo de 1500 km, el KM engullirá al menos 104 * 0.5 + 3.5 * 20.8 = 100 toneladas de combustible.
Y la carga útil será de unas 200 toneladas.
La economía de combustible de KM resultará en 100 000 / (1500 * 200) = 0.333 l / (t.km).

Conclusiones de las relaciones obtenidas:
1. En términos de economía de combustible, el KM puede ser optimistamente 3 veces más económico que el ANT-20.
Ahora, el moderno avión de pasajeros Airbus A380 tiene una modificación de carga A380F con la capacidad de transportar carga de hasta 150 toneladas a una distancia de 10,370 km. La masa máxima de despegue es de 560 toneladas (la masa del avión en sí es de 280 toneladas). Calculamos la economía para la versión de carga a partir de estos indicadores y da 130 toneladas de combustible 150 toneladas de carga a una distancia de 10370 km: 130,000 / (150 * 10370) = 0.0835 l / (t * km).
En términos de pasajeros, el indicador es diferente: “Entre los grandes transatlánticos, el más económico es tres litros de combustible por pasajero por cada cien kilómetros (54 millas náuticas) de la ruta. Según Airbus [5], por pasajero, el A380 quema un 17% menos de combustible que el "avión moderno más grande" (al parecer, el Boeing 747 se entiende). „

Es decir, con un recuento de prueba de 850 pasajeros con equipaje y asientos, obtenemos un indicador cercano al cálculo para la versión de carga.
Resulta que no solo comenzamos a volar 4-5 veces más rápido en los últimos 80 años, sino que también mejoramos la eficiencia del combustible más de 10 veces desde el ANT-20 y 4 veces desde Ekranoplan KM. Aunque solo hace 20 años, nuestro Airbus voló 5 veces más rápido que el ANT-25. La reciente desaceleración en los aviones de pasajeros es causada por la lucha por los vuelos de bajo consumo de combustible.
2. La velocidad de crucero del KM se hace tan alta por la fuerza, ya que a una velocidad más baja simplemente no podrá volar en la pantalla. La condición de vuelo en la pantalla es el cumplimiento de la desigualdad “Velocidad de carga”> “Carga promedio de las alas”, es decir,
Pv = 8560Pa a 430 km / h (120 m / s)> 544000 * 9.81 / 662.5 = 8055Pa.
3. La seguridad de vuelo de una aeronave gigante de baja velocidad de los años 30 es mucho mejor que la de una aeronave alada de velocidad excesivamente alta de los años 60, corriendo casi incontrolablemente entre barcos de movimiento lento y las omnipresentes aves acuáticas.
4. El costo de operar ekranoplanes en el mar es mucho más costoso que el de los aviones terrestres de gran altitud. Esto se debe a la cantidad excesiva de motores necesarios solo para comenzar desde el agua y salir al vuelo de pantalla, así como a la extrema agresividad del agua de mar cuando se expone a motores y diseños de ekranoplan cuando vuela en las nubes por las salpicaduras de las olas del mar cercanas.
5. Para el KM Ekranoplan, la calidad del ala cuando se vuela en dos motores es igual a la relación de su empuje con el peso del Ekranoplan K = 544 / (13 * 2) = 20.9. Por lo tanto, la eficiencia aerodinámica de un Ekranoplan grande y pesado está en el nivel de eficiencia de los mejores aviones grandes modernos con una calidad de planeador del orden de K = 18-20.
6. El misterio para mí es la brecha triple en términos de economía del Ekranoplan KM con el Airbus 380F: ¿Por qué, con la misma calidad de fuselaje, el Airbus tiene una economía de combustible 4 veces mejor?
¿O está todo el secreto oculto en la terrible glotonería de los viejos motores turborreactores soviéticos en comparación con los motores turboventiladores modernos con un alto grado de derivación?


La fuerza de elevación del ala. Número de parte 3.



Ha pasado exactamente un año después de la primera publicación en Habré de mi artículo (02/02/2019) sobre la explicación de la fuerza de elevación del ala sin la ecuación de Bernoulli.
Un artículo para el año obtuvo más de 41 mil visitas y tomó una posición de liderazgo en las búsquedas de Yandex para la consulta "elevación de ala", que aparece en la parte superior de la primera página inmediatamente después de la definición de Wikipedia.
También en mensajes privados recibí mucha información valiosa y críticas extremadamente importantes.
No editaré las partes previamente escritas, pero analizaré algunas declaraciones erróneas que he duplicado de las mismas declaraciones erróneas de los libros de texto.

Observación 1.
La observación principal resultó ser que cité incorrectamente y malinterpreté imágenes de comparaciones visuales de los arrastres aerodinámicos de varios cuerpos de rotación al vuelo.
Así que consideré que esta resistencia era la resistencia correspondiente de Cx para los aviones polares, y la imagen de algún libro de texto (Fig. 19 en la segunda parte) generalmente muestra la designación incorrecta Su en lugar de Cx.
Me explicaron que, de hecho, para los cuerpos de revolución individuales, el coeficiente Cd será elegible, que conecta la sección transversal (en el centro) del objeto que se sopla con la presión de velocidad ejercida por él.
El valor de Cd en los mejores autos de carreras no cae por debajo de 0.27.
Además, para cuerpos en forma de huso y un perfil de ala sin fuerza de elevación, el coeficiente de arrastre se declara hasta 0.06.0.04, que nunca es alcanzable para el índice Dx.
Un Su tan bajo, como 0.06 ... 0.04, no es un engaño directo, pero es engañoso debido a la ocultación de las circunstancias y los matices del cálculo. Entonces, el valor de Cd se calcula a partir de la relación con la sección transversal (sección media), y el valor de Cx se calcula a partir de la relación con el área del ala más grande en proyección vertical, es decir, con el área del ala más grande en la dirección longitudinal a la fuerza de arrastre efectiva.
Entonces, en imágenes coloridas que demuestran la racionalización de varios cuerpos en vuelo, comienzan a comparar incorrectamente el "Largo" con el "rojo", es decir, comparar los valores en dimensiones incomparables.
Los valores reales del Cd de arrastre, referidos a la sección "sección media", ver la tabla a continuación.

Tab. Los valores de los arrastres aerodinámicos frontales de cuerpos de Cd de varias formas.
La mesa de la izquierda es el cuerpo de la revolución. La tabla de la derecha son las vigas de una sección dada.



Observación 2.
Habr es un excelente recurso para publicar artículos científicos y técnicos de varios perfiles, pero sus reglas otorgan poderes sorprendentemente amplios a los "trolls negativos" que, con sus disgustos, llevan el karma del autor a un profundo menos, privándolo de la capacidad de responder a comentarios críticos, y Hacer nuevas publicaciones de sus artículos. Incluso hay artículos publicados sobre Habré sobre esta característica de Karma en Habré.
Como resultado de la caída de mi Karma por debajo de -30, me cortaron el derecho de comentar mis propios artículos, así como me privaron del derecho a publicar.
La excepción es este artículo sobre aerodinámica, donde milagrosamente me dejaron el derecho de editar.
Usaré este "agujero de oportunidad" para publicar una nueva parte del artículo, evitando el karma negativo.
Puede enviarme todos sus comentarios y deseos en "mensajes personales" en el propio Habré o en mi dirección de correo electrónico imoninpgd@gmail.com, que también se indica al comienzo de cada uno de mis artículos.
Siempre estoy feliz de responder a mensajes privados con críticas constructivas de una manera educada.

La aplicación práctica de alas de radio delgado y curvado en diseños modernos.


Al final resultó que, las alas delgadas y cóncavas de radio convexo consideradas en la primera parte ahora se usan activamente como aspas giratorias en grandes túneles de viento (ver
fig. 23, 24). La figura muestra claramente que son precisamente esas aspas tan delgadas las que se usan para rotar el flujo, como en mi articulo
No hay duda de que los diseñadores de estas cuchillas giratorias son conscientes de los esfuerzos mecánicos experimentados por estas cuchillas debido al flujo sobre ellas.
También es indudablemente fácil medir la presión sobre las palas de una corriente de aire curva en las partes convexas y cóncavas de estas palas. Además, la medición de la presión se puede realizar tanto para una corriente de espesor como para una cuchilla desde diferentes lados.
Creo que no será difícil para las personas con acceso al TsAGI ADT aliviar la presión de las cuchillas del ADT que las células de carga separan durante uno de los experimentos actuales.



Fig.23. El perfil de la pala aerodinámica utilizada en un túnel de viento moderno como dispositivo de enderezado rotativo de configuración de tipo en el conducto de aire del ADT.




Fig. 24: Ubicación de las cuchillas giratorias en el tracto ADT en visualización 3D.


La foto (Fig. 25) muestra los perfiles de las palas del rotor de una turbina de gas de un cierto libro de texto sobre "Hidro-gasdinámica", que analiza los elementos estructurales de las turbinas de vapor y gas de energía.
Estas cuchillas repiten casi exactamente el perfil del ala cóncava convexa curva delgada descrita en la primera parte teórica de este artículo, así como los métodos para calcular las cargas en las cuchillas del flujo de gas en estos libros de texto de Hidrogasdinámica coinciden con el procedimiento descrito en la primera parte este articulo
Una característica distintiva del funcionamiento de las palas del rotor de la turbina es que cuando el gas se dobla alrededor de la superficie de las palas, el gas en sí no cambia la densidad y la temperatura, sino que solo cambia suavemente la dirección del vector de velocidad del flujo de gas, sin cambiar el módulo de velocidad del gas si consideramos el flujo de gas en coordenadas con referencia a la pala de la turbina misma. Es decir, las condiciones de funcionamiento de una pala de rotor de turbina individual prácticamente reproducen exactamente las condiciones de funcionamiento de un ala curva delgada y única en el espacio de aire libre.

Es sorprendente que lo que dije en el artículo se conoce desde hace mucho tiempo y se utiliza ampliamente en los cálculos aplicados en Hidrogasdinámica al diseñar turbinas de gas para motores de aeronaves y de ingeniería de potencia, mientras que los seguidores de Aerodinámica no notan estos modelos teóricos y teóricos de " Hidrodinámica ”, considerando“ Aerodinámica ”e“ Hidrodinámica ”como diferentes ciencias con diferentes leyes de interacción para alas sólidas completamente idénticas con el mismo ambiente de gases y líquidos que las rodean.



Figura 25. Perfiles de las aspas de trabajo de una turbina de gas y visualización del flujo de gas en ellas.

Aleteo



Durante el rápido desarrollo de la aviación en la década de 1930, en la búsqueda de altas velocidades, apareció de forma inesperada un fenómeno sorprendente llamado Flutter, cuando a cierta velocidad del avión repentinamente aumentan las vibraciones de flexión torsional de las alas, lo que lleva a la destrucción del avión en unos segundos.
Nos ocupamos de este problema mediante métodos constructivos, aumentando la rigidez torsional y de flexión de las estructuras de las alas, pero las explicaciones teóricas se mantuvieron en el nivel de "Soluciones Empíricas Intuitivas", aunque el académico Keldysh recibió el Premio Stalin por estas soluciones.
En los libros de texto de aerodinámica (ver bibliografía), no encontré capítulos que explican el aleteo.
Por lo tanto, daré explicaciones para el fenómeno Flutter no basado en ninguna teoría oficial, sino simplemente derivando las consecuencias de las disposiciones teóricas descritas en la primera parte del artículo.
Como se describe en la primera parte, una corriente que tiene un radio de curvatura de al menos
Rp = 2 * Robt corre sobre el carenado frontal .
Donde Robt es el radio de redondeo del dosel del carenado del ala.
En este caso, el grosor del flujo desviado en cada dirección desde el ala es Hp = Robt.
De la construcción geométrica se deduce que el ángulo del vector de velocidad del flujo separado al tocar su carenado en la dirección de vuelo es A = 48 grados.
La proyección vertical de la velocidad del flujo separado es Vp. vert = Vp * sen A = 0.743 * Vp.
Es decir, obtuvimos una estimación superior de la velocidad vertical para el flujo de separación, ya que los criterios para la estimación limitante para el radio del flujo curvo R = 2 * con el espesor del flujo desviado a un lado del flujo = ya se han obtenido en nuestra herida.
Durante un movimiento adicional sobre el perfil curvo del ala, un flujo separado con la energía inicial
Ep.vert. = Vvert. ^ 2 * q *
debería extinguirlo debido al trabajo de la diferencia en la presión del aire ambiente y la presión en la superficie del ala bajo el flujo separado, es decir, debido al trabajo presión de descarga por encima del plano del ala.
Evozd = Notre * Rzoez
Es decir, la igualdad E.vert debe cumplirse = Ezvoz
Vvert.p ^ 2 * q * = Notre * Rzd La
altura de la burbuja envuelta sin detener el flujo del perfil: Notr = Vp
. ^ 2 * q * Robt / Rzd
Sustituyendo expresión para Vp. vert = Vp * sin A obtenemos:

Notre = (Vp * sin A) ^ 2 * q * Rbt / Rzvd = Vp. ^ 2 * q * sin A ^ 2 * Rbt / Rzvod
Es decir, a una altura de perfil por encima de este valor, el flujo fluye alrededor sin la formación de una burbuja desprendible.
Si el valor de la joroba del perfil detrás del carenado frontal es inferior al valor de Notre, entonces el flujo fluye alrededor del perfil con la formación de una burbuja de aire con descarga y aire estancado en el interior, detectado visualmente por las vibraciones de la seda.
A continuación, surge la pregunta de la longitud de la vejiga estancada debajo del flujo separado.
Si suponemos que la caída de presión de aire es constante, entonces el frenado del flujo de aire se acelerará uniformemente, y la curva del límite de la burbuja de separación se verá como una parábola con su joroba hacia arriba.
El tiempo de desaceleración completa del flujo verticalmente será T = V vert / A.vert
Donde A.vert = Rvozd / (Robt * q)
Obtenemos Tpuz1 = V vert / A.vert = V vert * (Robt * q) / Razvo
La longitud de la burbuja de corte Lpuz1 a la cumbre será
Lpuz1 = Vp * Tpuz1 = Vp * V vert * (Robt * q) / Rvozd = V * (V * sin ) * Robt * q / Rzvoz =>
Lpuz1 = V ^ 2 * q * sin * Robt / Rvozd
De la fórmula obtenida Luz1 para la longitud de la parte ascendente del flujo separado por encima de la burbuja separada (o perfil ideal), podemos concluir que para algunos valores de la velocidad de vuelo V y el grosor del carenado frontal Robt, puede surgir una situación en la que el valor de la burbuja separada L bel 1 + 2 = 2 * Lpuz1 puede exceder el ancho del ala Vkr.
Cuando la expansión de la burbuja de corte alcanza el borde posterior del ala, y el flujo descendente de la hoja deja atrás el borde posterior del ala, entonces el aire a alta presión entra por debajo de la burbuja de corte desde la pista enredada.
Después de igualar la presión en la burbuja de separación con la atmósfera, la diferencia de presión entre la atmósfera y la burbuja sobre el ala deja de actuar sobre el flujo de separación. Después de eso, la corriente de corte se separa del carenado y ya no puede regresar al ala, creando así una parada completa de la corriente.
(..26):
— , F1= F.- F., L1
— V , F2 F1. L2 .
— .
- En el caso de una desaparición aguda del vacío sobre la superficie superior del ala, la descarga instantánea de las estructuras del ala se produce solo en un lado.
- En el plano inferior del ala, la pérdida de flujo aún no ocurre y, por lo tanto, la fuerza aerodinámica significativa continúa hacia abajo desde la burbuja de separación desarrollada, que es muchas veces mayor que la fuerza de elevación normal del ala.
Por lo tanto, hay una fuerte sobrecarga del ala para doblarse hacia el otro lado, es decir, hacia abajo, con el ala girando hacia la curva.
Como resultado, el avión cae bruscamente, levantando su nariz y perdiendo velocidad.
Cuando el ala se retuerce con el borde posterior hacia abajo, el ángulo de ataque de todo el ala aumenta bruscamente, como resultado de lo cual el frenado en el flujo de aire aumenta bruscamente, mientras que la burbuja de separación colapsa, y la fuerza de elevación en la superficie inferior del ala cambia bruscamente su signo, dobla el ala nuevamente hacia arriba.
Cuando se restablece la dirección normal de elevación, el ala comienza a doblarse bruscamente hacia arriba, y el momento de las fuerzas de elevación normales recién creadas tuerce el ala y gira el ala con todo el avión fuera de la cabina de buceo.
Así, el ciclo se cerró y pasó a la segunda ronda.
La aeronave entra en aceleración, el flujo se restablece sin detenerse a lo largo del plano superior del ala, y después de alcanzar una nueva velocidad crítica, se produce nuevamente el estancamiento y se repiten las sobrecargas de flexión del ala con torsiones.
Tal sacudida de flujo rápido con curvas alternas y torsión de las alas (con cargas varias veces más altas que la estática calculada) conduce inevitablemente a la rápida destrucción de las alas.



.26. :
1) F1 , .
2) F2 . F2 L2 .
3) . - . F3 , .
4) Con un fuerte aumento en el ángulo de ataque del ala, el flujo de aire entrante extingue la burbuja de separación con una presión reducida en el plano inferior del ala, como resultado de lo cual la fuerza de elevación cambia de dirección a la normal, es decir, hacia arriba, con la restauración del torque a la inmersión calculada.


Es una oscilación cíclica de ala torsional que se repite rápidamente a una velocidad crítica Vf que llaman Flutter.
La destrucción del ala de Flater se puede evitar mediante un fuerte fortalecimiento de las estructuras del ala. Esta es la recomendación al "nivel empírico intuitivo" que hizo Keldysh.
Al mismo tiempo, no solo se mejora la resistencia en términos de la fuerza de las cargas estáticas en el ala, sino que también se mejora la flexión y la rigidez torsional de las alas, lo que reducirá la energía acumulada en la aleta de las alas, disminuyendo así el umbral de energía de destrucción del ala.
Para aumentar la rigidez torsional, es mejor usar un "tubo" o "caja" de circuito cerrado. Más torsión torsional de la "caja" resulta ser mucho más pesada que las "armaduras" utilizadas en los aviones de baja velocidad de los primeros diseños.
En diseños de aeronaves posteriores y avanzados, todo el revestimiento externo del ala de chapa gruesa resulta ser una caja de torsión cerrada, con el uso de vigas de carga y refuerzos de tipo truss o de doble te dentro del volumen del ala. El uso del revestimiento de ala de lámina como un elemento de fuerza de carga aumenta dramáticamente la rigidez de la estructura al tiempo que reduce el peso de todo el ala.
Por cierto, en la fabricación de aviones de aficionados con una película o revestimiento de tela de un ala, incluso ahora muy a menudo se utilizan tuberías de paredes delgadas como la viga principal de carga de un ala.
Se puede evitar la aparición de aleteo a la velocidad deseada cambiando el perfil del ala en la dirección de disminuir el radio del carenado frontal Robt, lo que conducirá a un aumento en la velocidad umbral Vf para un nuevo perfil del ala.
Según los cálculos realizados, no será posible evitar el flater completamente en vuelo horizontal, pero es bastante posible reducir su influencia para lograr los valores de velocidad máxima.
Tal valor límite es la velocidad del sonido, después de lo cual el flujo alrededor del ala cambia drásticamente, y el aleteo permanece en el rango de velocidad subsónica.
Durante el vuelo supersónico, los dos planos de las alas se separan informativamente, ya que las ondas de presión de baja frecuencia (ondas de sonido de baja frecuencia con una gran longitud de onda) de las paradas cíclicas no pueden adelantar al ala supersónica e interrumpir la uniformidad de las masas de aire frente al ala voladora.
Por lo tanto, incluso si los aviones de ala operan en el modo alternativo de bloqueo completo, luego de la transición de la "barrera de sonido" el avión deja de temblar bruscamente.
A medida que los pilotos se desenredan, después del paso de la barrera del sonido después de un temblor insoportable, el silencio se establece repentinamente.
Debido a la inevitabilidad fundamental del aleteo, se recomienda volar a velocidades peligrosas de aleteo transónico por un tiempo muy corto, lo que se logra mediante una aceleración rápida a supersónica a un impulso total, o mediante una desaceleración rápida de supersónico al nivel de velocidad pre-más plana.
Tales pases rápidos del rango de velocidad más plana proporcionan la duración mínima de exposición a la vibración del aleteo en las estructuras de la aeronave.


Con una disminución en el radio del carenado frontal Robt, el fenómeno de aleteo no desaparece por completo, sino que se desplaza hacia velocidades más altas.
Entonces, en la década de 1930, para los cazas más rápidos, el aleteo era relevante a velocidades de 300-400 km / h, cuando había suficiente exceso de potencia del motor para dispersar pequeños aviones ligeros a velocidades críticas.
Con una disminución en el tamaño del RPT en el ala, se obtuvieron cazas mucho más rápidos y de mayor altitud, como el MiG-3 del modelo de 1940.
Pero el pago por la velocidad de los nuevos aviones de alta velocidad fue una elevación más baja a bajas velocidades, lo que requeriría velocidades más altas al aterrizar.
¡Pero es imposible aumentar las velocidades de aterrizaje y despegue en aeródromos sin pavimentar!
Para hacer frente a este problema, era necesario introducir adiciones en forma de placas deflectables: “flaps” y “slats” en la estructura del ala de los nuevos aviones de alta velocidad específicamente para el modo de despegue y aterrizaje. Las aletas y los listones elevaron bruscamente la elevación del ala a bajas velocidades con grandes ángulos de ataque, pero empeoraron la calidad del ala.
Entonces, la carrera por la velocidad y la lucha contra el aleteo condujeron a un ala más pesada para fortalecer y complicar el ala para garantizar velocidades aceptables de entrada y aterrizaje, lo que también se sumó al peso del avión.
A modo de comparación, podemos evaluar al luchador de un diseño simple de la geometría doflater I-16 y el MiG-3 más rápido y complejo (con listones y aletas en el equipo). Entonces, con una potencia del motor casi igual, el primero tenía una masa y media menos y al mismo tiempo una velocidad menor de 75-170 km / h (420 km / h en el suelo y a una altitud de 470 km / h), la más aerodinámica y de alta velocidad, y por lo tanto más compleja y MiG-3 más pesado (cerca del suelo 495 km / h, a una altitud de 640 km / h).
La relación de la velocidad máxima del MiG-3 y I-16 es 495/420 = 1.18.
Además, según la fórmula obtenida, la longitud de la burbuja de corte es proporcional al cuadrado de la velocidad, es decir, un aumento de la velocidad en un 20% extenderá la burbuja de corte en 1,44 veces.
Es decir, para tal aumento del 20% en la velocidad sin estancamiento y manifestación de Flutter, uno debe expandir el ala 1.5 veces (lo que, por regla general, es estructuralmente imposible), o reducir el radio de redondeo del carenado de la nariz y la altura total del perfil en la misma 1.5 veces.
Fue de esta manera que el problema de aceleración de MiG-3 se resolvió reduciendo el grosor del ala en comparación con el I-16, mientras prácticamente no cambiaba el ancho del ala.
Tal disminución en las vigas de ala que soportan la carga en altura una vez y media e incluso con un aumento de la masa de la aeronave en la misma vez y media requerirá inevitablemente un aumento en la sección transversal de los estantes horizontales más cargados de vigas en I en aproximadamente 2.5-3 veces, lo que inevitablemente conducirá a un aumento notable en el peso de la estructura del ala en general
Hoy en día, los modernos autobuses aéreos subsónicos vuelan a velocidades de 800-900 km / h, sin alcanzar la velocidad crítica Vph característica de su perfil de ala. La baja resistencia al flujo de aire del ala delgada y la ausencia de Flutter a altas velocidades implica una baja elevación a bajas velocidades de despegue y aterrizaje, lo que también requiere la instalación de una mecanización avanzada del ala a partir de un conjunto de aletas y listones que se bajan del ala en los modos de despegue y aterrizaje.
Un momento notable de la manifestación del aleteo puede considerarse una mayor atención en la URSS a un enfoque científico y experimental para el diseño en la aviación.
La incapacidad para explicar los fenómenos de aleteo a ese nivel teórico provocó una necesidad urgente de simular el vuelo de nuevas aeronaves en condiciones de laboratorio seguras ... Como resultado, en 1939 el túnel de viento T-101 más grande del mundo en ese momento (el segundo para hoy) se construyó en TsAGI. Pero la ironía es que en el momento de la puesta en marcha del T-101 ya es moralmente obsoleto, ya que sus modos de velocidad (máximo 52m / so 187km / h) están muy por detrás de las velocidades máximas en la aviación a fines de la década de 1930, y en tamaño Los aviones en estos años ya han superado el tamaño de la zona experimental de ADT. Como resultado, en este ADT más grande, es posible en condiciones reales probar solo aviones de combate y aviones deportivos de tamaño pequeño, e incluso solo en los regímenes de despegues y aterrizajes a baja velocidad.
La aerodinámica de los aviones modernos y los regímenes del flujo de aire a su alrededor deben estudiarse utilizando fotos separadas de aviones con plumas de niebla pronunciadas (ver figura 27).
Lograr tal efecto a gran escala en ADT es casi imposible.
Este fenómeno se llama Efecto Prandtl-Glauert: condensación de la humedad atmosférica detrás de un objeto que se mueve a velocidades transónicas. El efecto se observa con mayor frecuencia en los aviones, pero también puede notarse a velocidades más bajas, incluso en los automóviles. Entonces, en condiciones de humedad relativa muy alta, el efecto se puede observar a velocidades mucho más bajas, por ejemplo, en los elementos aerodinámicos de los automóviles durante las carreras de Fórmula 1 en clima lluvioso.
En los aviones supersónicos, este efecto también se observa, pero demuestra una imagen completamente diferente de las zonas de rarefacción con niebla, claramente limitadas por las líneas de ondas de choque frontales en las superficies frontales y las ondas de choque posteriores cuando descienden desde el borde posterior del ala. (ver fig.28 ) Fig.27


. Vuelo de un luchador moderno con mecanización emitida en altos ángulos de ataque a baja velocidad. Las zonas de rarefacción sobre el ala se expresan por una intensa precipitación de niebla, debajo del ala de la zona de alta presión sin empañamiento. La dirección del flujo de aire debajo del ala del avión está bien monitoreada por cables brumosos de misiles suspendidos desde la parte inferior del ala.




Fig.28. Vuelo supersónico con zonas pronunciadas de niebla que caen de la condensación de la humedad atmosférica (efecto Prandtl-Glauert). Imagen superior: cuando vuela sobre el aire anegado sobre la superficie del mar. Tiro inferior: vuelo bajo las nubes en condiciones de humedad cercanas al 100%.

Bibliografía

  • "Hidráulica y aerodinámica", Altshul A.D., Moscú, Stroyizdat, 1986.-413.
  • "Aerodinámica" parte 1, Krasnov N.F., Moscú, Lenand, 2018, -496.
  • "Aerodinámica", Ed. Kalugina V.T., Moscú, MGTUim.N.E.Baumana, 2017, -607s.

Source: https://habr.com/ru/post/438854/


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