Explication de la nature physique du phénomène de "Lift Force" sans utiliser l'équation de Bernoulli

Monin Ilya Alekseevich, candidate des sciences techniques MSTU du nom de Bauman., SM-9, imoninpgd@gmail.com

Critique de l'explication théorique existante de la portance sur l'aile d'un avion

Après avoir écouté un cours magistral à l'Institut de physique et de technologie de Moscou, Faculté d'aéromécanique et de génie aéronautique (FALT) «Introduction à l'aérodynamique» et lu plusieurs étudiants universitaires différents sur «Aérodynamique» [1-3], j'ai été intrigué par un certain nombre de contradictions évidentes dans les explications de la physique du flux autour d'un air (gaz ou idéal). liquides) de divers objets solides et la formation de portance sur l'aile.

1. La version principale de la formation de la force de levage propagée sur l'aile par l'aile affirme la différence dans les vitesses du flux d'air (liquide) au-dessus de l'aile et sous l'aile, et en conséquence, une chute de pression se produit selon la loi Bernoulli. Dans ce cas, grâce à la loi de Bernoulli, la vitesse d'écoulement calculée à la surface de l'aile est associée sans ambiguïté à la pression enregistrée sur l'instrument sur l'aile, ignorant d'autres explications possibles basées sur des lois de la physique non moins fondamentales.
2. Dans l'analyse des profils d'écoulement autour d'un liquide non visqueux idéal dans des écoulements plans, une augmentation étonnamment importante des débits a été obtenue par rapport à la vitesse de base V0. Autrement dit, la loi de conservation de l'énergie est réfutée, car l'énergie est prise de nulle part pour accélérer le flux, dépassant l'énergie du flux incident sur l'aile. En même temps, le postulat de l'hydrodynamique est ignoré, qui, selon la même loi de Bernoulli, lorsqu'un jet expire du dessous du niveau, la tête de vitesse est uniquement limitée d'en haut par la pression statique dans le navire, c'est-à-dire que la tête de vitesse du jet après accélération sur l'aile ne peut pas dépasser la pression statique compressée lors du freinage du médium.

Pour le vol d'un avion moderne, la force de levage nécessaire de 500-600kg / m.sq. Au décollage et à l'atterrissage, la vitesse des avions modernes est d'environ 250 km / h. Dans ce cas, la force de levage nécessaire sur l'aile est fournie à une vitesse d'écoulement du plan supérieur de l'ordre de 450 km / h.

Quel est le mécanisme d'une telle accélération du flux d'air sans mécanisme d'accélération visible dessus?

En effet, le contact de l'aile avec le flux venant en sens inverse ne peut conduire qu'à la décélération du flux, mais pas à son accélération!

Ces contradictions doivent être levées!

La physique ne doit pas perdre son sens physique pour des constructions mathématiques belles et complexes!

Considérons une autre explication de la formation de la force de levage de l'aile sans violations révélées des lois de la physique et du bon sens. Cela nécessitera l'application des lois de la mécanique ordinaire.

En considération, nous considérons que l'air se compose de particules séparées mutuellement répulsives (pour créer une pression de gaz) avec leur propre masse, chacune obéissant aux lois de la mécanique lorsque sa direction et son amplitude de vitesse de mouvement changent.

L'ambiguïté de la relation de raréfaction sur l'aile avec un débit accru

L'aile réelle à l'étude n'est pas un élément d'un tube idéal dans le modèle de la loi de Bernoulli, mais est un objet solide limité dans un espace illimité d'un gaz réel en mouvement, composé de particules de gaz qui sont assez tangibles en masse et en taille. Dans ce cas, il est nécessaire de considérer le flux curviligne des jets sur la surface curviligne de l'aile, en tenant compte des forces d'inertie et de la pression générée, perpendiculairement au vecteur vitesse et à la surface de l'aile.

Si nous considérons le mouvement des jets sur le profil de l'aile, un flux d'air peut créer un vide sur l'aile en raison de la courbure de son écoulement.

Donc, pour plier le mouvement rectiligne du corps, vous devez appliquer une force dans la direction perpendiculaire au vecteur vitesse. Dans le cas d'un flux plan continu, pour sa courbure, il est nécessaire d'assurer la différence de pression au-dessus et en dessous. En même temps, il y aura une pression accrue du côté convexe du jet et une pression réduite du côté concave.
Lorsque vous vous déplacez sur la circonférence d'un point matériel, une accélération centripète sera créée par la force

F = m * V ^ 2 / R

Et avec le même mouvement circulaire d'une fine couche de gaz d'épaisseur dR, la masse sera égale à

m = q * S * dR ,

où S est l'aire de la couche de gaz, q est la densité du gaz. Si vous amenez la force centripète à la zone élémentaire de la couche de gaz, la force se transformera en pression

P = q * V ^ 2 * dR / R

Lorsqu'un flux d'air s'écoule sur la surface de l'aile, la couche de gaz se déplace le long d'un chemin incurvé. Chaque point de cette trajectoire a son propre rayon de courbure, ce qui nous permet de calculer la pression du gaz inertiel dans la direction perpendiculaire à la vitesse.

Ainsi, il est possible de calculer directement la pression (vide) sur l'aile à partir de la couche de gaz s'écoulant au-dessus de sa surface, et la vitesse d'écoulement du gaz sera toujours supposée être égale à la vitesse de l'aile Vo.

Pour commencer, nous considérons le cas le plus simple d'une aile en forme de plaque d'épaisseur nulle pliée de rayon R. De tels profils courbes minces sont utilisés pour les planeurs ultra-légers dans la modélisation des avions.

Soit dit en passant, selon la théorie habituelle de la loi de Bernoulli, une mince plaque incurvée ne devrait avoir aucune force de levage, car la longueur du trajet sous l'aile et au-dessus de l'aile est la même. Mais l'aile mince a une portance, et elle est très importante, ce qui montre clairement l'inexactitude du modèle de portance en utilisant la loi de Bernoulli.

Pour le calcul estimé de l'aile, nous choisirons la hauteur de profil habituelle pour les avions à basse vitesse, 20% de la largeur de l'aile. Dans ce cas, pour la hauteur du profil, nous prenons la différence dans les hauteurs des bords d'attaque et de fuite par rapport au flux d'air horizontal (voir Fig.1-3)


Fig.1. Géométrie de l'aile mince à courbure constante


Fig.2. Écoulement estimé autour d'une aile à rayon mince


Fig.3. La nature de la distribution de pression sur une aile à rayon mince et les forces résultantes dans les directions

Ensuite, avec une largeur de 1 m et une hauteur de 20% du profil, le rayon de l'aile sera de 2,6 m, à condition que la tangente à l'aile soit horizontale en haut du profil.

Maintenant, nous calculons la pression centripète sur l'aile à partir de la couche d'air incurvée le long de l'arc.

Ainsi, pour une vitesse de 70 m / s (252 km / h), la pression d'une couche d'une épaisseur de 0,1 m avec un rayon de courbure de 2,6 m est de 235,6 Pa ou 24 kg / m 2, et la valeur de la tête de vitesse à 70 m / s est de 3063 Pa.

Étant donné qu'une aile mince circule de deux côtés, ces valeurs doivent alors être au moins doublées, puis multipliées par un certain nombre de couches parallèles, également incurvées par l'aile en mouvement. Si nous supposons que l'épaisseur de la couche perturbée n'est pas inférieure à la moitié de la largeur de l'aile de chaque côté de l'aile, alors nous obtenons la charge totale décuplée sur l'aile d'environ 2356 Pa. Ces chiffres dépassent les valeurs de charge alaire pour les avions à moteur léger à basse vitesse avec une aile épaisse et une courbure similaire de la surface de l'aile. (voir tableau 1)

Puisque la pression Pcr est appliquée à la surface courbe de la plaque mince, la force Fcr de Pcr peut être décomposée en force de levage Fy et en résistance au vol Fx.
La force de levage Fy est égale à l'intégrale de la projection sur l'axe Y des forces de la pression du flux curviligne Pcr sur toute la surface de l'aile.

En cas de pression uniforme sur l'aile circulaire, la valeur de Fy sera égale au produit Pcr par la surface de projection de l'aile par l'axe X, qui est égale à S = B * L de l'aile (dans ce cas 1 m2 / m.

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

Dans le même temps, la résistance au mouvement horizontal dans ce cas sera égale à l'intégrale de projection dFcr sur l'axe X sur toute la surface de l'aile. Dans le cas d'une pression uniforme sur l'aile, la valeur de Fx sera égale au produit Pcr par la surface de projection de l'aile sur l'axe Y, qui est égale à la hauteur H du profil d'aile (dans ce cas, 0,2 m2 / mp).

Fx = Pkr * Nkr = 2356 * 0,2 = 462 N / m.p.

Dans ce cas, on obtient K = Fy / Fx = (Pkr * Vkr) / (Pkr * Nkr) = Bkr / Nkr, c'est-à-dire qu'avec une pression uniforme sur un profil mince circulaire, la qualité de l'aile est égale au rapport des seuls paramètres géométriques du profil K = B / N.

Selon la règle de l'expansion vectorielle des forces à partir d'une image donnée, vous pouvez immédiatement obtenir la valeur de la qualité de l'aile K = Fy / Fx, qui dans ce cas est égale à K = 100 * Pkr / 20 * Pkr = 5.

Il est intéressant de noter que si vous redimensionnez cette aile calculée vers une décuplée (le long du rayon de courbure, de la hauteur et de la largeur du profil), la pression sur l'aile restera inchangée à des vitesses de vol égales (voir tableau 2). C'est pour cette raison que les missiles de croisière lourds volent sur des ailes assez petites et minces. Il s'avère que leurs petites et fines ailes avec une courbure suffisante sont vraiment suffisantes pour créer la force de levage nécessaire!

Étant donné que la modélisation de pièce est assez bon marché, ces chiffres sont tout simplement vérifiés sur des modèles à grande échelle.

Tab.1. La pression des couches d'air incurvées sur une aile de rayon constant R = 2,6 m, en fonction de la vitesse de vol.



Tab.2. La pression des couches d'air incurvées sur l'aile de rayon constant R = 0,26 m, en fonction de la vitesse de vol.



Il est intéressant de considérer comment l'aile Kkr change avec sa courbure constante Rkr, mais avec un paramètre de largeur de profil variable Vkr. (Voir tableau 3)

Dans la toute première ligne du tableau, la qualité aérodynamique de l'aile atteint une valeur fantastique de K = 182, mais la charge sur l'aile n'est que de 67 Pa (7 kgf / m.sq.), ce qui ne convient qu'aux modèles d'avion de planeurs de dimension de pièce.

La force de levage nécessaire sur l'aile ne se produit qu'à des ailes K suffisamment petites, visibles sur les dernières lignes de la table.

La colonne du paramètre variable et la ligne du profil initial avec Kkr = 5 sont surlignées en jaune.

Tab.3. Modification des paramètres d'une aile de rayon constant R = 2,6 m à différents angles de profil (largeur de profil) à vitesse de vol constante.



Vous pouvez également calculer la variation de la force de levage Fy et la qualité de l'aile Kkr pour l'aile à corde constante, mais avec une courbure différente de l'aile à vitesse constante. Les colonnes surlignées en jaune sont: Argument variable Rcr - rayon de courbure et largeur de profil constante Vcr. La ligne du profil initial avec Kkr = 5 est également mise en évidence.

Tab.4. Modification des paramètres d'une aile à rayon de courbure variable à largeur de profil constante B = 1 m à vitesse de vol constante.



Dans le modèle décrit, pour obtenir un vide au-dessus de l'aile, une accélération supplémentaire de l'air au-dessus de l'aile n'est pas nécessaire. Une décharge notable au-dessus de l'aile est assurée dans des conditions de courbure importante du flux d'air autour de l'aile sous l'influence des forces de pression atmosphérique statique de tout l'espace environnant. L'angle d'inclinaison de la corde de la plaque incurvée initiale est de 11,3 degrés (la moitié de l'angle du segment d'arc est de 22,6 degrés), ce qui est en bon accord avec les modes d'atterrissage de l'aile des avions de ligne modernes lors de l'atterrissage avec la mécanisation de l'aile libérée (lattes + volets). En mode d'atterrissage, l'aile avec la mécanisation libérée rappelle beaucoup plus le cas considéré d'une plaque mince incurvée que l'aile classique avec un plan inférieur droit (voir figure 4).



Fig.4. Aile asymétrique avec une surface aérodynamique inférieure plate: a) une position redressée pour le vol à grande vitesse; b) aile à courbure maximale avec mécanisation entièrement libérée.

L'aile mince fortement incurvée est largement utilisée comme pales de ventilateur. Des vitesses linéaires faibles à des valeurs de basse pression permettent d'utiliser des plaques minces en acier ou en plastique d'épaisseur extrêmement faible comme ventilateurs dans les ventilateurs, car leur résistance est suffisante pour résister aux charges existantes.

Dans les avions lourds, l'utilisation d'ailes minces est techniquement impossible en raison de leur résistance insuffisante. La grande épaisseur de l'aile vous permet de placer à l'intérieur de l'aile des poutres porteuses assez élevées de résistance et de rigidité suffisantes pour la flexion et la torsion, tout en maintenant un poids acceptable pour l'avion. C'est pour cette raison que toute l'aérodynamique étudie des ailes d'épaisseur assez tangible. Pour cette raison, nous passons de l'examen de l'aérodynamique d'une plaque incurvée mince au profil de l'aile avec une épaisseur réelle et des plans de courbures différentes.

A l'issue de la réflexion sur le modèle d'écoulement autour d'une aile mince, il faut apporter une preuve supplémentaire de l'opérabilité du modèle proposé de l'explication de la «Force de levage de l'aile». Comme le sait la mécanique, la force est le changement de momentum par unité de temps, c'est-à-dire

F = d (m * V) / dT

Dans le modèle exprimé de l'écoulement autour d'une aile incurvée mince, nous pouvons calculer la force de levage Fy comme le changement vertical de la quantité de mouvement du flux d'air entrant, qui est considéré comme

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

Où Vo est la vitesse de l'aile, dR est l'épaisseur de la couche élémentaire incurvée du flux d'air dans le modèle de calcul, 10 est le nombre de couches à incurver en même temps, et Acr est l'angle du flux de l'aile vers la direction de la vitesse initiale Vo.

Après avoir fait le calcul, nous obtenons que les deux calculs donnent le même résultat.

Ou sous une forme analytique:

Fy1 = Pcr * Bcr ,

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

Bcr = R * sinAcr

En substituant le développement Pkr et Bkr dans l'expression de Fy1 et en réduisant le même nom R au numérateur et au dénominateur, on obtient:

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

Donc, l'égalité Fy = Fy1 = Fy2 est toujours vraie

C'est-à-dire que la méthode "inertielle-curviligne" de calcul de la "force de portance" d'une aile donne une formule identique à la méthode "force d'impulsion réactive" pour une aile de même géométrie.
Cela signifie que les avions volent non pas à cause d'une sorte de force "magique" des "tourbillons magiques", mais à cause de l'ancien et compréhensible "Impulsion de Force" ou "Poussée de Jet" lors du lancement d'une masse d'air vers le bas.

Fat Wing

À basse vitesse de vol au décollage et à l'atterrissage (M = 0,2 ou 250 km / h), la hauteur de pression ne dépasse pas 3 kPa (3% de la pression atmosphérique au niveau de la mer de 100 kPa), c'est-à-dire qu'elle est si petite par rapport à la pression atmosphérique de base que la compression géométrique du flux devient visuellement indétectable lors du tirage d'un jet stream près de l'aile.

Pour créer une portance au-dessus de l'aile, il est nécessaire de créer une courbure du flux afin que l'aile soit dans la zone concave du flux d'air. Assurer une telle courbure du jet au-dessus de l'aile aide à la courbure du plan supérieur de l'aile, situé dans l'ombre aérodynamique du nez carénage de l'aile.

Dans ce cas, le plan inférieur de l'aile circule soit en ligne droite, sans créer de vide, soit sur une surface concave, rejetant le flux d'air vers le bas, ce qui crée une augmentation positive de la pression sur l'aile par le bas et est combinée avec la force de levage du vide au-dessus de l'aile.
La principale différence entre une aile épaisse et une plaque mince dans notre cas sera l'apparition d'un carénage frontal, répartissant le flux d'air venant en sens inverse avant qu'il n'atteigne des plans courbes qui créent une portance.

Une zone de freinage apparaît devant l'aile volante épaisse, où la vitesse de l'air devient nulle (par rapport à l'aile), et la surpression dans cette zone est égale à la tête de pression Pvo.

Il ne sera pas possible de tracer des lignes de courant sans tenir compte de la compression de l'air, sinon il faudra soit accepter la version de l'accélération de l'air au-dessus de la surface de l'aile, soit la zone d'influence avec une courbe d'écoulement se précipitera à l'infini dans un milieu incompressible, ce qui est invraisemblable.
Soit dit en passant, les deux effets (accélération de l'écoulement et la zone d'influence infinie dans les liquides incompressibles) se manifestent dans la pratique dans les souffleries avec des lignes de courant de fumée et lorsque les sous-marins se déplacent à de faibles profondeurs.

Ainsi, dans les souffleries (ADT), le flux autour des modèles testés se produit avec une accélération notable du flux (réduction de l'épaisseur des lignes de fumée) dans l'espace de la paroi du modèle ADT. C'est juste que l'interprétation de ce phénomène est complètement incorrectement attribuée à l'accélération de l'écoulement pour la formation d'une force de levage. En fait, l'accélération de l'écoulement dans l'espace "paroi modèle ADT" est simplement une conséquence du rétrécissement de l'alésage dans le chemin d'écoulement ADT tout en maintenant un débit d'air constant dans l'ADT lui-même en raison de ventilateurs puissants avec une caractéristique de ventilateur rigide.

Lorsque les sous-marins se déplacent à de faibles profondeurs au-dessus du sous-marin, une bosse d'eau visuellement visible se forme. La valeur de cette bosse est égale au volume d'eau devant la coque du sous-marin, qui doit en quelque sorte être déplacé de la zone devant le sous-marin vers la zone arrière lors du déplacement à une vitesse donnée. Une bosse à la surface se forme également lorsque le sous-marin se déplace à de grandes profondeurs, mais en raison de la plus grande zone d'étalement de la bosse, sa hauteur devient indétectable avec une simple observation visuelle. La cause de la bosse d'eau à la surface s'explique par l'incapacité de déplacer le fluide incompressible vers le bas, et vers la surface une fine couche d'eau sous pression atmosphérique devient facilement biaisée, avec une caractéristique élastique claire du ressort de pression atmosphérique et de gravité. Soit dit en passant, même avec le mouvement de sous-marins à de grandes profondeurs, une bosse d'eau (et le sous-marin lui-même en conséquence) peut être détectée par observation à partir de satellites à l'aide d'un équipement très sensible qui peut mesurer la géométrie de la surface des mers avec une grande précision et isoler la bosse d'eau du sous-marin du bruit des vagues à la surface avec en utilisant des ordinateurs.

Ainsi, on prend le gaz pour être compressible, et on fixe la zone d'influence de l'enveloppe de l'aile pour dépendre du taux de compression du jet sur la pression Pvo.

La pression dans la zone de freinage du carénage est maintenue par des jets d'air incurvés enveloppant le carénage. La relation de la pression avec la courbure des couches d'air est la même que dans le cas d'une aile incurvée mince dP = q * Vo ^ 2 * dR / Rsl.

La magnitude de la zone d'influence, où la courbure de l'écoulement est perceptible, est également associée à la magnitude de Vkr et Nkr.L'augmentation de pression devant le carénage sera compensée par la diminution de la pression dans le flux satellite derrière l'aile, c'est-à-dire que l'aile forme un dipôle de pression linéaire qui, à une grande distance, cesse pratiquement d'affecter l'espace aérien environnant à basse vitesse de vol (subsonique).

Si vous prenez la forme du carénage de nez rond, alors la moitié de la hauteur du profil sera égale à Nkr / 2 = Rlob.

Nous pensons que la zone de freinage avec la pression vo est entièrement créée par la courbure de la couche dans les limites de la largeur du profil , alors nous pouvons estimer le rayon de courbure du jet avec une épaisseur / 2 = Rlob.
Il est nécessaire de remplir la condition Pr = Pvo.

Par conséquent

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

Après avoir réduit les mêmes termes de densité et de vitesse, respectivement, dans les côtés gauche et droit de l'équation, nous obtenons

R = 2 * Rlob

Ainsi, il s'avère que les rayons limites de courbure du flux entrant sont limités exclusivement par la courbure du carénage (hauteur de profil locale), et en même temps ils sont indépendants de la vitesse.

Lorsque le jet incident se retourne pour contourner le profil, il se produit inévitablement une situation dans laquelle la limite du jet avec la ligne d'écoulement zéro touche le carénage. À ce point de tangence, la vitesse d'écoulement est dirigée loin de l'aile et la courbe d'écoulement atteint le point d'inflexion. Autrement dit, à ce stade, la couche se sépare de l'aile avec un changement dans la direction de convexité de la courbure du jet (voir Fig. 5).



Fig.5. L'interaction du flux libre Vo avec le carénage frontal.

À des vitesses de vol élevées, la tête de vitesse Pvo est si grande que le jet se détache du carénage avant et, après avoir décrit un long arc au-dessus du plan de l'aile, revient à la surface de l'aile.

À l'endroit où le jet déchiré retourne dans le plan de l'aile, un impact se produit et le jet change brusquement de direction vers la tangente au plan de l'aile. Dans ce cas, sous l'arc d'un jet volant du point de séparation au point de retour, une cavité basse pression fermée apparaît. (voir fig.6).

Dans la «Bernoulli Aerodynamics» traditionnelle, la formation décrite d'une bulle séparée développée avec une forte décharge et le retour de choc du flux séparé sont expliqués comme suit: «... À des vitesses supersoniques et transsoniques élevées, le flux d'air au-dessus de l'aile accélère à des valeurs supersoniques, ce qui entraîne une diminution significative de la pression sur l'aile, et puis une poussée de pression survient (impact de la transition vers supersonique), avec la transition qui s'ensuit vers un flux subsonique ... » Une telle explication ressemble à un tronçon clair de données expérimentales réelles sur une théorie intenable.

Étant donné que le carénage divise le flux incident en deux parties le long de la ligne zéro, la séparation du flux se produit sur les deux plans d'aile. Mais en raison des différentes directions des avions par rapport à l'écoulement (sur l'écoulement ou dans l'ombre aérodynamique), les bulles de décharge détachables au-dessus et en dessous de l'aile ont des tailles différentes, et la force d'impact du jet de retour change également proportionnellement à la taille de la bulle de détachement.

Sur la base d'une telle répartition des plots de pression sur le carénage de l'aile avant et des qualités Kcr obtenues des plaques d'aile à faible rayon, en fonction de l'épaisseur relative du profil Vkr / Nkr. il est facile de comprendre les causes et les schémas d'un phénomène tel que la «rationalisation» de diverses formes géométriques (voir le diagramme Cx de la figure 6).

Il serait également extrêmement intéressant de considérer les courbes de pression pendant l'écoulement autour des corps axisymétriques standard par les écoulements à jet et d'obtenir leurs enveloppes Cx et Cd sur les sections, et pas seulement un coefficient Cx total pour la figure dans son ensemble.



Fig.6. Flux d'air autour d'une aile épaisse avec des éléments de mouvement caractéristiques marqués. Diagramme des pressions de l'aile et diagrammes du coefficient de pression Su le long de la corde de l'aile et Cx le long de la hauteur de l'aile. L'aire des zones ombrées correspond aux efforts totaux dans les directions Y et X, respectivement.

À de faibles nombres M, la force de levage principale est formée dans la zone du carénage nasal dans les cloques détachables. Pour les petits nombres de M, le jet de retour dans la zone de séparation va tangentiellement au profil épais de l'aile et ne provoque pas d'impact au point de retour. Mais à l'approche de M = 1, les bulles de séparation se gonflent tellement qu'il devient impossible d'atteindre l'épaisseur de profil souhaitée pour le flux continu du jet, puis il y a une séparation prononcée du flux avec la formation de la bulle séparée, qui est observée visuellement à partir des vibrations des masques de soie collés sur le plan de l'aile. Le gonflement des bulles de séparation en hauteur devient un obstacle au gain de vitesse, et donc leur développement commence à se réduire du fait de l'aiguisage du bord nasal (abaissement du rayon du carénage frontal).
Aux vitesses de vol transsoniques, la limite arrière de la bulle de séparation atteint le bord de fuite de l'aile, après quoi les volumes de la bulle de séparation supérieure sont connectés à la zone haute pression du plan inférieur de l'aile. Dans les volumes combinés des bulles de séparation supérieure et inférieure, la pression est égalisée et la force de levage de l'aile Fy chute fortement.

Pendant le vol supersonique, l'aile de la forme de larme habituelle devient complètement inapplicable, et à la place une aile avec un "bec" pointu développé apparaît, sur laquelle la partie principale de la force de levage est maintenant créée, tout en minimisant la possibilité d'une bulle de déchirure.

Pour assurer des conditions de vol à l'atterrissage à faible nombre de Mach, une mécanisation déflectrice avant et arrière est installée dans l'aile «à bec mince» (voir Fig. 7). Ce type d'ailes minces avec des bords avant pointus et une mécanisation avant et arrière déviée sont mis sur des combattants de 4 à 5 générations (voir photo 1-2). Lorsque la mécanisation dévie vers le bas, l'aile «mince courbée» se rapproche des caractéristiques d'écoulement d'une plaque incurvée mince, ce qui permet le décollage et l'atterrissage à basse vitesse et avec une courte course le long de la piste. À l'avenir, il est possible de passer entièrement au virage de l'aile lors de l'exécution de manœuvres à basse vitesse, comme cela a déjà été fait avec une unité de queue de chasseurs entièrement rotative.Un plan d'aile complètement rotatif permettra d'éviter un fort bombement du fuselage contre le flux d'air et de maintenir la co-directionnalité du vecteur de poussée des moteurs à la vitesse de vol à grands angles d'attaque.



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Sur la photo (voir photo 3), la forme de la lamelle «courbée» en coupe est clairement visible: une face inférieure plate et une face supérieure radiale. Le bord d'attaque lui-même n'est en aucun cas tranchant, mais a un petit rayon très spécifique, améliorant ainsi l'aérodynamique du vol subsonique. Le contrôle de la pente de la pente vers l'écoulement venant en sens inverse permet d'optimiser le mode de formation de la bulle de séparation à basse vitesse, créant des conditions pour son effondrement continu. De plus, en tenant compte de la voltige avec la possibilité d'un long vol à l'envers, la latte inclinée vers le haut vous permet d'inverser la déviation d'une aile plate et mince pour un vol complètement efficace dans une position à l'envers, bien qu'avec une aérodynamique moins bonne qu'en position normale. Sur les derniers Su-35 et Su-57, le bord d'attaque est plus net et plus symétrique en forme de coin,car il est conçu pour un vol supersonique plus long.

Vortex et traînée de vortex

Dans le réseau, vous pouvez trouver beaucoup de documents explicatifs sur n'importe quel problème, y compris la formation de vortex sur l'aile d'un avion, par exemple ceci:



Dans le même temps, il est facile de trouver sur le même Internet des photographies de traces de vortex d'avions dans des couches nuageuses, qui montrent une échelle du phénomène beaucoup plus grande que ce qu'elles tentent de montrer en théorie.



Photo.4. Sentier vortex dans une couche de brouillard derrière un avion volant à une hauteur. Les anneaux du tourbillon brumeux visible sont à des centaines de mètres de l'avion, et la proximité visuelle est une illusion d'optique créée par un téléobjectif lors d'une prise de vue d'un avion à une distance de plusieurs kilomètres.



Photo 5. Sentier vortex dans une couche de brouillard derrière un avion volant à une hauteur. Visible est un flux d'air vertical et des vagues d'air venant des côtés, tordus en spirale au contact d'un flux vertical descendant.



Photo 6. Traînée de vortex dans une couche de brouillard au-dessus d'une piste derrière un avion d'atterrissage.

Ces énormes tourbillons emmêlés derrière les avions ne se forment pas du tout en raison des tourbillons d'extrémité sur l'aile. Les tourbillons d'extrémité existent, bien sûr, mais leur rôle n'est pas si grand et les concepteurs d'avions se débattent activement et avec succès.

Des tourbillons à grande échelle à partir de photographies se forment loin derrière l'avion, lorsqu'une vague d'air projetée par l'avion est remplacée des deux côtés par le flux d'air sous la couche descendante dans l'espace raréfié d'en haut (voir photo 4-5). Cette explication de la formation du vortex satellite fait écho à la question déjà envisagée de la «zone d'influence de l'aile sur l'espace environnant». Dans ce cas, le rôle de la surface terrestre se situe dans la limite de la distribution du flux descendant de l'air projeté par l'aile vers le bas. C'est-à-dire que le vol de l'avion et la création d'une «force de levage de l'aile» sont également possibles en l'absence de surfaces sous-jacentes solides, mais en même temps, le flux d'air projeté descendra infiniment longtemps, perdant de la vitesse et de l'énergie cinétique à mesure qu'il s'éloigne, mais en gardant la dynamique verticale inchangée. L'énergie cinétique de la masse d'air initiale rejetée sera perdue par l'implication des flux d'air latéraux dans le mouvement, dont la multidirectionnalité symétrique ne changera pas la quantité de mouvement totale initiale créée par l'aile de l'avion. Une illustration claire du rôle du Earth-Limiter est Photo.6. Là, le courant rectiligne de brouillard au-dessus de l'airbus d'atterrissage (voir photo 6) descend vers le sol en ligne droite et seulement alors, loin derrière l'avion, un décalage vers les côtés commence le long du limiteur de sol, et des couches de brouillard des côtés et d'en haut se rapprochent déjà au milieu de la couche satellite, tournoyant dans double spirale auto-compensatrice autour du flux descendant.

"Effet d'écran" lors du vol d'une aile près de la Terre

Compte tenu du rôle déclaré de la Terre dans la formation de la «force de portance de l'aile», il est logique de considérer en outre l '«effet d'écran» qui, sans la présence d'une surface terrestre solide, ne peut se produire. Ainsi, la physique du vol des ailes dans l'espace aérien sans fin et sur «l'effet d'écran» près de la Terre a une nature très différente.

Explications de l'effet Ekranoplan basées sur la compressibilité des gaz à faible nombre de Mach

L'effet d'une surface de la terre étroitement espacée sur la portance d'une aile est appelé «effet d'écran». Avec cet effet, la force de levage de l'aile augmente fortement lors du vol à proximité d'une surface solide (terre, eau) à une hauteur comparable à la taille de la corde de l'aile. Sur la base de cet effet, même toute une classe de véhicules volant à basse altitude - WIG.

Quelle est l'essence du phénomène? Ce problème ne peut être résolu qu'en supposant que l'air est un gaz compressible.

Ensuite, lorsque l'aile vole au-dessus du sol, un espace d'air d'une taille limitée se forme entre deux surfaces solides. Lorsqu'une aile vole avec un petit angle d'attaque positif, le flux d'air venant en sens inverse sous l'aile subit une compression progressive du bord d'attaque de l'aile au bord de fuite (voir Fig.8).

La pression de compression maximale sur l'écran d'écoulement sous l'aile ne dépend que de la tête de vitesse par rapport à l'aile volante, et cette pression dans la couche compressée ne peut pas dépasser la pression de la tête de vitesse de l'air:

Po = Vo ^ 2 * Q / 2 ,

où est la pression atmosphérique à la vitesse P à la vitesse de l'aile V®, V® est la vitesse de vol de l'aile, Q est la densité de l'air.

Connaissant l'incrément de pression maximum sous l'aile, nous calculons les paramètres géométriques dans l'espace du "coussin d'air".

Ainsi, à une vitesse de 40 m / s (144 km / h), la tête de vitesse Po = 1 kPa ou 1% de 1 atm. (100 kPa).
C'est-à-dire qu'à une vitesse de 40 m / s, la pression maximale sous l'aile est atteinte par compression de 1% en hauteur X du jeu du bord d'attaque de l'aile vers l'arrière. A l'œil, une telle précharge est presque indétectable, et la couche sous l'aile apparaît visuellement plate (voir fig. 8.a).

L'angle d'attaque sera A = (Po / Ratm) * X / V radian (aux petits angles sinA = A),
où B est la corde de l'aile, X est l'entrefer au sol sous l'aile au niveau du bord de fuite de l'aile, R est la tête de la vitesse de l'air à la vitesse de l'aile V® et Ratm est la pression atmosphérique (au niveau de la mer Ratm = 100 kPa).

Il s'avère que l'angle d'attaque effectif maximal pour obtenir un effet d'écran dépend de la hauteur de l'aile au-dessus de la surface, de la largeur structurelle de l'aile et de la vitesse de vol donnée, et l'angle d'attaque n'est qu'un dérivé de ces valeurs.

Conclusion: Il est possible d'augmenter la largeur de l'aile presque à l'infini, en réduisant l'angle d'attaque à presque zéro, atteignant ainsi la résistance minimale de Cx avec la composante pratiquement inductive de la résistance.

L '«effet d'écran» à basse vitesse de vol fournit une qualité d'aile très élevée, car il crée une portance spécifique maximale sur l'aile égale à la tête de pression Ro à des angles d'attaque extrêmement petits sur une aile presque plate et très mince. La qualité de l'aile à faible nombre de Mach pendant le vol à l'écran peut atteindre K = 25-30.
La contribution de la raréfaction sur la surface convexe supérieure de l'aile lors d'un tel vol sur un «écran» à aile plate est assez faible par rapport à la pression sous l'aile.

Avec une augmentation de la vitesse de vol, la tête de vitesse augmente de façon quadratique, et pour obtenir l'effet d'écran maximum, il est nécessaire de lever l'angle d'attaque proportionnellement à l'augmentation de la tête de vitesse Po.

C'est-à-dire que l'augmentation de la vitesse V0 afin d'augmenter Po entraîne une augmentation quadratique de la vitesse de l'augmentation de l'angle d'attaque, ce qui à son tour réduit fortement la qualité de l'aile. Et à partir d'une certaine vitesse V®-max, l'amplitude de l'effet d'écran avec un grand angle d'attaque est comparée à la force de levage d'un avion de ligne conventionnel en mode atterrissage avec une mécanisation étendue des ailes.

Pour toute aile avec la corde B, pour augmenter l'altitude de vol X, il est nécessaire de soulever l'angle d'attaque, après quoi le WIG montera à une nouvelle hauteur X2, où l'équilibre du degré de compression du jet dû au nouvel angle d'attaque à une nouvelle hauteur sera rétabli. En même temps, à mesure que l'altitude augmente, le vol de l'ekranoplan commence à augmenter linéairement la résistance de vol, et la force de poussée requise correspondante augmente également sans changer la vitesse de vol. Autrement dit, le rendement énergétique du vol d'un ekranoplan peut considérablement changer à partir d'une augmentation de la hauteur de quelques mètres seulement. Par exemple, la portée de vol maximale de l'Oriole ekranolet à une altitude de 0,8 m est de 1150 km, et à une altitude de 0,3 mètre avec la même charge, elle est déjà de 1480 km.



Fig.8. Configuration du flux d'air sur l '«effet d'écran»: a.) Angle d'attaque optimal sans zone stagnante sous l'aile, b.) Angle d'attaque excessif formant une grande bulle d'air stagnant de haute pression entre l'aile et la couche d'air comprimé du «Coussin d'air d'écran».

Conclusion: Une déchirure supplémentaire de l'angle d'attaque de l'aile sans augmenter la vitesse de vol sur l'écran ne donne pas d'augmentation de la force de portance, mais augmente seulement la résistance de vol Cx (voir Fig. 8.b)

Compte tenu de l'angle de la corde d'aile de l'avion de ligne en mode d'atterrissage d'environ 15 degrés, nous pouvons estimer la quantité de compression du jet sous l'aile à la pression Po et la vitesse correspondante V0, en considérant la valeur de la corde B égale à la hauteur de l'aile X

15 degrés correspond à sin15 = 0,262

À un angle d'attaque de 15 degrés, il devrait y avoir une tête de vitesse Po = 0,26 atm = 26 kPa, mais ces pressions sont réalisées à des vitesses très élevées (740 km / h) et dépassent de loin les charges alaires calculées requises pour le vol. Autrement dit, un angle d'attaque d'atterrissage si important pour créer un effet d'écran sur la piste est excessif à des vitesses d'atterrissage de 250 à 300 km / h.

La qualité de l'aile à un angle d'attaque de 15 degrés chutera à une valeur totale de K = 3,7.
La vitesse d'atterrissage de l'avion de ligne n'est que d'environ 250 km / h (70 m / s), tandis que la vitesse sera de Po = 3 kPa ou seulement 3% de Ratm, tandis que la charge alaire de conception normale en vol est de 5 kPa (500 kg / m.kv = 5% de Ratm). Autrement dit, lors de l'atterrissage, l'effet d'écran de l'avion de ligne commence à être sensiblement ressenti par le pilote à une hauteur proportionnelle à la largeur de l'aile B, comparable à la hauteur des trains d'atterrissage. L'alignement de l'avion et la réduction de l'angle d'attaque pour une vitesse de 250 km / h permettent à l'avion de pénétrer le «coussin d'air de l'écran», car sa capacité portante est inférieure à la pression requise sous l'aile pour le vol.
En raison de l '«effet d'écran», une «perte sans perte» se produit dans un avion en vol horizontal sans relâchement de la mécanisation des ailes à un angle d'attaque de 5% (ou 3 degrés) à une hauteur de pression de Po = 5 kPa, ce qui correspond à Vo = 324 km / h ou 90 m / s.

Un angle d'attaque de 5% (ou 3 degrés) crée la qualité d'une aile ailée égale à K = 20.
Un K élevé = 30 correspond à un angle d'attaque de 3% (2 degrés), tandis que la contre-pression sous l'aile ne sera que de 3% * Ratm = 3 kPa (300 kg / m 2), ce qui correspond à une tête à grande vitesse à V® = 70 m / s (250 km / h).

Ainsi, les modes de vol rentables dans le mode «ekranoplan» en comparaison avec les «avions» à haute altitude habituels se trouvent dans la zone à basse vitesse. Lorsque la qualité de l'aile ailée est inférieure à K = 20, il est plus rentable d'utiliser des avions ordinaires à haute altitude pour le transport. Autrement dit, les domaines de fonctionnement rentables des WIG correspondent à des vitesses inférieures à 300 km / h.

Manœuvre de perruque

Une autre considération est la question de la manœuvre du WIG en vol. Étant donné que la force de levage de l'aile sur «l'écran» est formée différemment que lors d'un vol à haute altitude, elle ne peut même pas manœuvrer «en avion».

L'ekranoplane ne peut pas effectuer de virages avec un roulis sur l'aile, car il reçoit immédiatement une perte de portance sur l'aile relevée et le contact de l'eau avec l'aile abaissée. Pour l'ekranoplan, la rotation n'est possible qu'avec une «crêpe», c'est-à-dire sans roulis, mais uniquement en créant des forces latérales à partir de la queue verticale.

La queue verticale du WIG lui-même doit également être différente de la queue de l'avion. La queue verticale du WIG doit être composée d'au moins deux quilles, capables de fonctionner de manière synchrone et aléatoire, selon le type de manœuvre effectuée. Dans ce cas, le plumage vertical effectue non seulement une rotation WIG autour de son axe vertical, mais crée également une force horizontale dans la direction de la vitesse de vol.
Le plumage horizontal sur la quille arrière contrôle l'angle d'attaque.
L'aile large et courte doit être équipée de rondelles-skegs développées qui empêchent le flux comprimé sous l'aile de se propager sur les côtés. De plus, ces rondelles de skeg servent de pontons d'atterrissage pour le splashdown.

De plus, un plumage horizontal supplémentaire aux extrémités de l'aile principale est nécessaire pour compenser le moment de renversement dû à l'action du plumage vertical.

En pratique, l'ékranoplane WIG-VVA-14 a été construit conformément à ce schéma (voir Fig.9) et à de nombreuses versions de maquettes prometteuses d'ekranoplanes, où les rondelles d'extrémité de skeg jouent le rôle de résidus verticaux avant (voir Fig.10).


a.


b.


c.

Fig.9 PERRUQUE Bartini VVA-14. A. Dessin. b. Modèle en 3-D. c. Photo de l'échantillon actuel sur l'eau.



Fig.10. Disposition prometteuse pour un grand ekranoplan.

Types de manœuvres d'ekranoplan dues au plumage vertical:

• Deux quilles espacées identiques fournissent le mode "Side shift" avec rotation simultanée dans une direction. Dans le même temps, le Wingplane est déplacé d'une voie à l'autre sans rotation de la coque. Dans ce cas, le plumage horizontal fonctionne dans différentes directions, compensant le moment d'inclinaison par rapport au plumage vertical.
• Si les quilles sont tournées dans des directions différentes sous le même angle, un moment de rotation se produit, faisant tourner le corps de la WIG autour d'un axe vertical. Dans ce cas, la queue horizontale ne fonctionne pas, car le moment de la queue verticale ne se produit pas.
• Si les quilles sont tournées dans différentes directions à différents angles convenus, il y aura une rotation le long d'un chemin circulaire (circulation), où le vecteur de vitesse coïncide avec la direction de l'axe longitudinal du fuselage Ekranoplan, et l'Ekranoplan lui-même vole le long d'un chemin circulaire donné avec des vitesses angulaires égales et une rotation de l'Ekranoplan lui-même autour axe vertical.
  
  Dans ce cas, le plumage horizontal fonctionne dans différentes directions, compensant le moment d'inclinaison par rapport au plumage vertical.

Tous ces modes ne sont pratiquement pas praticables en mode manuel, car la basse altitude ne laisse tout simplement pas le temps de réagir au rythme de la perception humaine. Pour contrôler l'ekranoplan, vous avez besoin d'une automatisation du contrôle, similaire à la stabilisation automatique des chasseurs ultra-instables de 4-5 génération.

Conclusion

Toutes les hypothèses ci-dessus sont basées sur des données expérimentales publiées ouvertement (graphiques ADT de pression sur l'aile et autres données).

Une énorme somme d'argent a été investie dans l'aérodynamique expérimentale au cours du siècle dernier pour la construction d'ADT de différents types et tailles, et une énorme quantité de matériel réel a été obtenue lors d'expériences avec des maquettes de divers avions et éléments d'ailes individuelles.

Il est surprenant que dans le processus d'enseignement, les étudiants ne s'appuient pas sur le matériel d'expériences réelles, mais sur des théories douteuses d'il y a 100 ans. Et cela malgré le fait que les données expérimentales elles-mêmes contredisent clairement ces théories moussues.

Même dans un cours d'introduction généralisé comme «Introduction à l'aérodynamique» pour FALT FizTech, les modèles explicatifs qualitatifs du concept de base de «Force de levage de l'aile» ne sont pas donnés, mais sont remplacés par des jonglages de type scientifique abstraits avec des formules mathématiques (qui, en outre, ne permettent rien de calculer).

En science, il y a eu une tendance vers une séparation entre la théorie et les applications d'ingénierie pratique dans le développement de produits spécifiques. Les contradictions évidentes dans les modèles théoriques ne sont pas annoncées, mais au contraire sont silencieuses de toutes les manières possibles, afin de ne pas ébranler l'autorité des vieillards moussus et déjà décédés de l'Académie des sciences et de ne pas interrompre la marche victorieuse de leurs erreurs sincères dans les pages de manuels et monographies assez modernes.

PS Après la publication de la première partie de cet article, une discussion a eu lieu au sujet de l'article selon lequel les mêmes idées avaient été exprimées en 2003 par un professeur de Cambridge qui y enseignait le cours «Aérodynamique». Dans le message, un lien a été donné à une vidéo avec une conférence d'un professeur sur ce sujet, ainsi qu'un lien vers un article sur la dernière page qui décrit exactement la même méthode de formation de pression par un courant d'air courbé que j'ai décrit dans cet article.
J'étais incroyablement heureux de ne plus avoir à combattre moi-même toutes les attaques, mais vous pouvez simplement vous référer au professeur de Cambridge et à son article dans une revue scientifique britannique de 2003.

Voici le message avec les liens:
"
Joehopkins7
24 février 2019 à 22 h 35 min
-1
En regardant diverses vidéos sur l'aérodynamique, je suis tombé sur une conférence intéressante sur l'aérodynamique par le professeur Cambridge.
En 2003, un professeur de Cambridge a exposé aux étudiants lors de la conférence exactement les mêmes pensées que l'auteur de l'article discuté ici.
J'ai même rampé en soupçonnant que l'auteur était simplement un plagiaire.
Mais comme il n'a pas fait référence aux scientifiques anglais dans l'article et n'a pas cité ces vidéos pour sa défense, nous pouvons croire en sa découverte indépendante honnête de la découverte de quelqu'un d'autre.))

Voici un lien vers la conférence
www.youtube.com/attribution_link?a=nfUWqs-6T7M&u=%2Fwatch%3Fv%3DH2RRiF24L4A%26feature%3Dshare&fbclid=IwAR2NOfdqNs0HK9WbCp-OYwy0Y4LYK0ajPq_qqqq_q

Il y a aussi un lien vers un article où, en 2003, un professeur de l'Université de Cambridge dans la revue scientifique anglaise écrit exactement la même chose que l'auteur d'un article sur Habré

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

La force de levage de l'aile. 2e partie

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

Pour comprendre l'ordre de développement de «l'aviation» en tant que branche de l'industrie et de «l'aérodynamique» en tant que science, il est nécessaire de rappeler que le premier avion construit par des ingénieurs enthousiastes sur une intuition est apparu (voir fig. 11), et seulement alors les théoriciens ont commencé à apparaître, qui ont ensuite créé discipline "Aérodynamique" basée sur les résultats de la création d'ingénieurs concepteurs.
Sur la photo, l'avion créé par l'automobiliste Henri Farman est une modification de l'avion acheté à petite échelle de Voisin. Au même moment, l'avion initial des frères Voisin ne commence à être produit qu'en 1907. Au moment de l'achat de Farman, les avions de Voisin ne pouvaient que légèrement rebondir et voler sur quelques dizaines de mètres. Farman, après une série de modifications de l'avion d'origine, a eu l'occasion de voler sur 1000 mètres, tout en se retournant et en faisant un cercle pour atterrir. Le vol record de Farman a eu lieu le 13 janvier 1908. Et déjà en 1909, la compagnie des frères Farman a ouvert sa propre production d'avions de sa propre conception et une école de pilotage pour leur apprendre l'art de voler sur eux (voir figure 12). La vitesse de vol de Farman était alors d'environ 60 km / h, ce qui a été montré dans un vol record à une distance de 180 km, vaincu en 3 heures de vol.



Fig.11. Une maquette de l'avion de Voisin converti pour un vol record par Farman en 1907-1908.




Fig.12. La disposition de l'avion "Farman IV-1910". dans le musée, et une photo d'un véritable échantillon à l'aéroport.

Il est clair que les premiers premiers avions étaient de faible puissance, légers et à basse vitesse.
Ces paramètres correspondent aux premiers profils minces convexes-concaves, plus similaires à la feuille de contreplaqué courbe la plus simple, et non à un profil complexe avec une erreur de calcul théorique profonde.
Pour référence, je donne une illustration de la transformation des profils d'ailes du début du 20e siècle à l'industrie aéronautique pleinement développée au milieu des années 40. (voir fig.13)



Fig.13. Tendances du profil de l'aile de l'avion de la première moitié du XXe siècle.

Après le premier avion expérimental léger, il s'en est suivi une augmentation rapide de la taille et de la masse des avions pour le transport d'une charge utile toujours croissante. Les ailes minces ne pouvaient pas supporter une telle échelle et un tel poids qui nécessitaient l'installation de poutres fortes et élevées à l'intérieur de l'aile, et l'aile elle-même devrait être rendue plate-convexe ou même doublement convexe pour cacher la poutre de support derrière l'ourlet aérodynamique.
Déjà dans les années 20, tous les profils d'ailes ont pris un look complètement moderne.
Dans les années 40, l'industrie aéronautique s'était tellement développée qu'elle a commencé à produire toute une armada d'avions capables de faire sauter des villes entières en poussière. Mais avec un développement aussi explosif des capacités de production, la base théorique est restée extrêmement faible.
Dans les années 30, l'intensité du développement de l'aviation ne permettait plus de construire de nouveaux avions sur une «intuition», mais nécessitait la construction d'une puissante base expérimentale pour souffler des parties d'avions, des modèles à grande échelle et des avions entièrement au sol dans d'énormes souffleries (ADT).

Ainsi, à TsAGI en 1939, le T-101, la plus grande soufflerie à l'époque (la deuxième au monde maintenant), a été lancé, ce qui a permis d'examiner l'ensemble de l'avion au sol à des vitesses de vol qui étaient pertinentes à l'époque.
Vitesse d'écoulement 5–52 m / s
Re nombre par 1 m à 3,6 ∙ 106
Pression atmosphérique totale Pression de
tête jusqu'à 1,7 kPa
Température de freinage environnementale
Plage d'angle d'attaque (α) ± 20 °
Plage d'angle de glissement (β) ± 180 °
Dimensions de la pièce de travail:
Section de buse (ellipse) 24x14 m
Longueur de la pièce de travail 24 m
Tailles des objets d'essai:
Envergure: jusqu'à 18 m
Longueur du fuselage: jusqu'à 30 m
Surface de l'aile: jusqu'à 35 m2

Depuis lors, les avions sont devenus beaucoup plus grands et les vitesses de vol ont été beaucoup plus rapides, de sorte qu'aucun avion moderne ne peut s'intégrer dans l'ensemble du T-101 ADT, mais ADT plus moderne et plus rapide ne souffle qu'à grande échelle Nye mises en page ou des éléments de construction individuellement.
Certes, peu de choses ont changé en théorie depuis le début du siècle dernier, donc déjà à la fin du XXe siècle, les concepteurs d'aéronefs ont commencé à réinventer ce que les concepteurs du début au milieu du XXe siècle avaient déjà vécu, mais les théoriciens n'avaient pas expliqué. Par exemple, je vais donner une vue de profil de l’aile d’un avion de voltige, qui était considérée comme la meilleure dans les années 80 (voir figure 14).


Fig.14. L'un des profils d'aile du catalogue des profils d'aviation.

Le même courant de pensée récurrent est également observé parmi les grands modèles d'équipement volant; cela a été exprimé dans la création de monstres ekranoplanes dans les années 1960 et 80 (Fig.15), qui ne se distinguent pas des avions géants de la fin des années 1930 (Fig.16).
Dans le même temps, l'effet d'écran lui-même a été découvert au début des années 30 au moment de l'atterrissage de gros avions multimoteurs avec une grosse corde de l'aile.
En outre, l'effet d'écran s'est clairement manifesté lors de l'atterrissage de l'avion ANT-25 à longue portée record, lorsque, lors d'un vol d'essai en 1933, l'avion n'a tout simplement pas pu atterrir, et lorsque les roues ont légèrement touché les roues, l'avion a rebondi et a décollé à nouveau. Pour supprimer cet effet et assurer un atterrissage silencieux, il a même été nécessaire d'installer des volets de frein escamotables spéciaux, qui détériorent fortement les qualités de vol de l'aile lors de l'atterrissage.
La corde de l'aile dans la partie racine la plus large de l'ANT-25 dépassait la hauteur du train d'atterrissage, créant ainsi des conditions idéales pour la formation d'un effet d'écran sous une large aile volant à basse altitude. Dans le même temps, lors de l'atterrissage avec des réservoirs vides avec un poids d'avion de 4000 kg et une surface alaire de 88 m², la charge alaire moyenne en vol a été créée inférieure à 50 kg / m², ce qui correspond à une pression de vitesse de 500 Pa créée à une vitesse de 104 km / h (29 m / s) pour voler sur l'écran. Il convient de noter que l'avion de l'époque volait extrêmement lentement (selon les normes modernes), de sorte que le record ANT-25 avait une vitesse de croisière d'environ 165 km / h (max.246 km / h en altitude), avec une plage de vol de 10 à 12 mille km et une durée de 75. 80 heures d'affilée.

A.
B.
B.

Fig.15. PERRUQUE "Caspian Monster": a.) En vol. B.) Toujours sur l'eau, de face. c.) Stationnaire en projection frontale.

A.
B.


Fig.16. Avion géant ANT-20 "Maxim Gorky", 1939 a) Coupe schématique. B) Photos à l'aéroport et lors de l'atterrissage.

Zones stagnantes pendant l'écoulement d'air autour de corps de forme complexe comme outil pour former un profil d'aile virtuel.

Il y a souvent des cas. Lorsqu'il est nécessaire de construire des lignes de circulation d'air autour de corps dont la forme peut difficilement être qualifiée de rationalisée.
Il est clair que l'air ne circulera pas docilement autour de tous les coins et rainures du corps, mais ira avec des torsions douces, en passant par-dessus les puits et en les remplissant de tourbillons de flux déchirés de zones stagnantes.
Si nous prenons en compte la présence de zones stagnantes comme volumes solides supplémentaires du profil lui-même, la géométrie de l'écoulement autour des éléments aérodynamiques que nous connaissons prendra alors une forme complètement différente.
Il est intéressant qu'une telle méthode pour trouver un prototype d'aile conditionnelle équivalent soit également utilisée dans l'aérodynamique appliquée existante. Dans tous les cas, la méthode de construction d'un «corps semi-infini fictif» autour d'une aile solide est décrite dans le manuel [3] sur trois pages (p. 435-437), tandis que la bordure d'une épaisse couche limite inhibée est choisie comme limites de l'aile fictive, c'est-à-dire s'ajoutant à l'aile nos zones très stagnantes en «bulles de séparation» ou zones turbulentes avec une perturbation complète de l'écoulement au-dessus de l'aile. Dans ce cas, la pression sur l'aile solide du flux d'air à grande vitesse est considérée comme égale à la pression de ce flux sur le "corps fictif". Il s'avère que la pression est transférée du jet à grande vitesse à l'aile solide à travers une couche suffisamment épaisse d'air inactif de la couche inhibée aux limites (zone stagnante) sans aucune distorsion.
Examinons en détail le processus d'écoulement doux autour de jets à grande vitesse de différents profils de profils d'ailes et distinguons différentes «zones stagnantes».
Le cas d'une adhérence complète du flux à l'aile à de petits angles d'attaque n'ajoute pas beaucoup de nouveauté (voir fig.17), mais une petite zone stagnante apparaît sur le carénage frontal, ressemblant à un petit bec pointu sur la tête ronde de l'oiseau.
L'élément semble petit, mais il est extrêmement important pour comprendre le phénomène de «flux» en général.
Considérez le profil d'aile familier en vol horizontal avec des jets détachés distincts, d'abord avec un angle d'attaque nul (voir fig.18), puis la même aile avec un grand angle d'attaque (voir fig.20).



Fig.17. Un profil d'aile avec un écoulement autour sans rupture sur les plans d'aile, mais avec une petite zone de décélération complète de l'écoulement sur le nez d'aile.




Fig.18. Le profil de l'aile avec écoulement se rompt sur les plans de l'aile à angle d'attaque nul et son «corps fictif».

En regardant la forte augmentation du «corps factice» par rapport au carénage frontal poussant initial, il devient clair à quel point une résistance frontale étonnamment faible est obtenue pour les corps longs en forme de fuseau, par exemple, pour les fuselages d'avion.
La rationalisation de ces formes atteint Cx = 0,06, tandis que pour une balle de même section Cx = 0,4..0,5, et pour une plaque plate Cx = 1.
Il s'avère que la décharge sous les jets détachés dans la projection frontale n'est pas du tout créée. Il ne reste plus qu'à faire atterrir le jet de séparation sur une surface rectiligne parallèle au vecteur vitesse, de sorte qu'une composante longitudinale à la vitesse n'apparaît pas lors de l'impact. Un long fuselage cylindrique avec un carénage frontal ovoïde allongé fait parfaitement face à cette tâche. Il s'avère que la traînée de l'énorme fuselage est égale à la résistance de la balle à l'extrémité du nez effilé (voir figure 19.)
Le rapport entre le diamètre de la balle dans le carénage avant et le diamètre du fuselage dépend de la vitesse de vol et plus la vitesse de vol est élevée, plus le nez arrondi est étroit, ce qui pousse le flux d'air. L'énergie croissante du flux venant en sens inverse avec une valeur constante de la section frontale nécessite de diffuser une quantité d'air toujours plus petite sur les côtés du fuselage tout en maintenant une section constante du "corps fictif" derrière le carénage. À supersonique, le rayon de courbure du cône nasal dégénère en un point, mais c'est une histoire complètement différente.



Fig. 19. Le mode d'écoulement autour du fuselage avec des jets d'arrachage, sous lequel se crée une zone de résistance nulle au vol. Toute la résistance du fuselage est égale à la résistance aérodynamique de la balle dans son carénage avant. Et accompagnant des illustrations de manuels sur la comparaison de la résistance lorsque l'air circule autour de divers corps.

Nous considérons maintenant le comportement des zones turbulentes séparées avec une aile avec un grand angle d'attaque (voir Fig. 20).
Tout d'abord, il est nécessaire de tracer la trajectoire du flux de séparation au-dessus de la zone stagnante jusqu'à ce qu'il rencontre le flux sous l'aile de l'avion. Puisque nous considérons que le profil du carénage frontal de l'aile est cylindrique symétrique, les jets d'arrachage ont une puissance et une trajectoire égales, c'est-à-dire qu'ils sont également symétriques.
Pour l'aile horizontale, nous avons déjà reçu une bulle séparée bilatérale symétrique avec la fermeture des jets sur l'aile aux mêmes endroits.
Lorsque vous donnez à l'aile un grand angle d'attaque, le modèle des jets de séparation change. Dans le même temps, les tailles de «bulles séparées» = «zones stagnantes» au-dessus et sous l'aile commencent à différer considérablement en volume.
En conséquence, une aile très enflée avec un aplatissement significatif du plan inférieur par rapport à l'énorme dôme de la bulle de séparation sur le plan supérieur de l'aile se révélera être un «corps fictif». Fait intéressant, le profil virtuel équivalent d'un «corps fictif» à un grand angle d'attaque de l'aile avec des bulles séparées gonflées sur le plan supérieur de l'aile est étonnamment similaire à l'avion ECIP bien connu. (voir fig.21 )



Fig.20. Le profil de l'aile avec écoulement se rompt sur les plans d'aile avec un grand angle d'attaque et son «corps fictif».






Fig.21. PERRUQUE EKIP. Un modèle d'un modèle WIG en perspective et le modèle WIG actuel plus petit (qui n'a pas décollé en raison de l'arrêt du projet).

C'est-à-dire que dans Ekranolet ECIP, c'était une assez bonne idée de contrôler la zone stagnante dans la partie «ombre» arrière de la coque, ce qui a permis au jet de déchirure de se déposer sur l'aile dans la partie supérieure du dôme, ce qui donne une plus grande portance et réduit la résistance aérodynamique au vol.
Il s'avère que l'auteur de l'EKIP n'était pas aussi inventif, offrant un design aussi hippopotame qu'un avion.
Certes, l'ECIP ne devrait pas voler très vite et à de grands angles d'attaque du profil mince initial (environ 15 degrés), avec une traînée élevée correspondante.
L'énorme quantité d'espace de chargement dans une telle aile volante est plus que compensée par une certaine détérioration de l'aérodynamique. Dans le même temps, le Aircraft-Wing structurellement inutilisable semble beaucoup plus attrayant qu'un avion traditionnel avec la séparation des fonctions d'une «aile de soutien» mince et d'un «fuselage cargo-passagers». Mais juste pour un vol stable, il faut encore rajouter un long faisceau pour accueillir la queue, comme sur l'aile volante géante de l'ANT-20 "Maxim Gorky".
Une expansion importante de l'aile (une augmentation de la corde) fait de l'avion EKIP également un WIG prononcé en termes de ses propriétés aérodynamiques lorsqu'il vole près du sol. Ainsi, lorsque vous volez sur l'écran, le «corps fictif» de l'aile avec un grand angle d'attaque se transforme en un fer étrange, où le petit bec de nez de la zone de freinage de l'aile se gonfle à la taille d'un énorme coin stagnant sous l'aile (voir figure 22).
La formation d'une zone stagnante aussi puissante sous l'aile avec un grand angle d'attaque est clairement visible sur l'image fixe (voir Fig. 22-2). Lien vers l'intégralité de la vidéo www.youtube.com/watch?v=Sd4ycAtYcJA . On le voit clairement sous trois angles en même temps que les cordons fumigènes du moteur enveloppent le carénage frontal de bas en haut et à égale distance de l'aile enveloppe tout le plan de l'aile d'en haut.


Fig.22. Le profil de l'aile en survolant l'écran avec un grand angle d'attaque et son "corps fictif".


Figure 22-2. Des cordons fumigènes provenant de moteurs sortant de l'aile d'un Boeing 747 au moment du décollage de la piste au décollage.

À l'intérieur de ce fer pointu, il est possible de le placer sous forme de profils EKIP et VVA-14 Ekranoletos (Bartini), ou d'une aile ultra-épaisse comme l'ANT-20 «Maxim Gorky».
Les avions avec une aile très épaisse étaient populaires dans les années 1930 en URSS, lorsque le plus grand avion d'avant-guerre ANT-20 "Maxim Gorky" a été créé. L'aile de cet avion était si épaisse et large que plusieurs cabines ont été placées dans les compartiments radiculaires de l'aile, où une personne a marché à pleine hauteur (voir Fig. 16.).
Certes, ce monstre a volé avec une vitesse de croisière de seulement 198 km / h (maximum 220 km / h).
Si l'ANT-20 raccourcit légèrement les sections d'extrémité de l'aile, ne laissant que la partie centrale la plus épaisse, alors l'avion ressemblera à la dernière aile "Caspian Monster" Rostislav Alekseev.
Il est intéressant de comparer le «Maxim Gorky» de taille réduite des années 30 avec le «monstre caspien» des années 60 (voir tableau 5)

Tab.5. Caractéristiques comparatives de l'avion ANT-20 "Maxim Gorky" 1934 et WIG KM "Caspian Monster" 1966.


Le tableau contient des données de référence qui doivent être interprétées d'une manière ou d'une autre.
Allons d'abord par un moyen simple de comparer directement des nombres homogènes en se divisant les uns les autres.
Masse maximale: 544/42 = 13 fois
Surface de l'aile: 662/486 = 1,36 fois
Charge spécifique de l'aile: 13 / 1,36 = 9,5 fois
Vitesse de croisière:
430/198 = 2,17 fois Différence de vitesse en fonction vitesse de croisière: 2,17 ^ 2 = 4,71 fois
Puissance des centrales: (10 * 1300 * 9,81 * 430 / 3,6) / (8 * 900 000 * 0,735) = 28,8 fois
Charge utile, compte tenu du carburant: 304 / (42-28,5) = 22,51.
Gamme pratique: 1500/1200 = 1,25
Selon le rapport d'économie de carburant ANT-20 = 7150 / (1200 * 6) = 0,993 l / (t * km), la
gourmandise KM n'est pas connue, mais elle peut être estimée par la puissance et la vitesse.
Lors du calcul de la consommation spécifique par voracité de référence 0,8 kg / (kgf * h) pour le moteur VD-7.
Consommation de postcombustion lors de l'accélération de l'eau 10 * 13000 * 0,8 = 104 000 kg / h
Si vous prenez en compte la durée d'un vol de croisière sur l'écran avec seulement deux moteurs sur dix en marche disponibles pour l'accélération et la sortie sur l'écran, l'économie augmentera.
Pour un vol de croisière avec deux moteurs 2 * 13 000 * 0,8 = 20 800 kg / h
Temps de vol 1500/430 = 3,5 heures
Lors d'un vol à une portée maximale de 1500 km, le KM avalera au moins 104 * 0,5 + 3,5 * 20,8 = 100 tonnes de carburant.
Et la charge utile sera d'environ 200 tonnes.
L'économie de carburant de KM se révélera 100 000 / (1500 * 200) = 0,333 l / (t.km).

Conclusions des relations obtenues:
1. En termes d'économie de carburant, le KM peut être optimiste 3 fois plus économique que l'ANT-20.
Désormais, l'avion de ligne moderne Airbus A380 a une modification de fret A380F avec la capacité de transporter du fret jusqu'à 150 tonnes à une distance de 10 370 km. La masse maximale au décollage est de 560 tonnes (la masse de l'avion lui-même est de 280 tonnes). Nous calculons l'économie de la version cargo à partir de ces indicateurs et donnons 130 tonnes de carburant 150 tonnes de fret à une distance de 10370 km: 130 000 / (150 * 10370) = 0,0835 l / (t * km).
En termes de passagers, l'indicateur est différent: «Parmi les gros paquebots, le plus économique est trois litres de carburant par passager par cent kilomètres (54 milles marins) de l'itinéraire. Selon Airbus [5], par passager, l'A380 consomme 17% moins de carburant que le «plus gros avion moderne» (apparemment, le Boeing 747 est censé l'être). „

Autrement dit, avec un nombre de tests de 850 passagers avec bagages et sièges, nous obtenons un indicateur proche du calcul pour la version cargo.
Il s'avère que nous avons non seulement commencé à voler 4 à 5 fois plus rapidement au cours des 80 dernières années, mais également amélioré le rendement énergétique plus de 10 fois par rapport à l'ANT-20 et 4 fois par Ekranoplan KM. Il y a seulement 20 ans, notre airbus volait 5 fois plus vite que l'ANT-25. Le récent ralentissement des avions de passagers est dû à la lutte pour des vols économes en carburant.
2. La vitesse de croisière du KM est rendue si élevée de force, car à une vitesse inférieure, il ne pourra tout simplement pas voler sur l'écran. La condition de vol à l'écran est l'accomplissement de l'inégalité «Tête de vitesse»> «Charge alaire moyenne», c'est-à-dire
Pv = 8560Pa à 430 km / h (120 m / s)> 544000 * 9,81 / 662,5 = 8055Pa.
3. La sécurité des vols d'un avion géant à basse vitesse des années 30 est bien meilleure que celle d'un aéronef à ailes à très grande vitesse des années 60, se précipitant presque de façon incontrôlable parmi les navires lents et les oiseaux aquatiques omniprésents.
4. Le coût d'exploitation des ekranoplanes basés en mer est beaucoup plus cher que pour les avions terrestres à haute altitude. Cela est dû au nombre excessif de moteurs nécessaires uniquement pour démarrer à partir de l'eau et sortir au vol d'écran, ainsi qu'à l'extrême agressivité de l'eau de mer lorsqu'elle est exposée aux moteurs et aux conceptions d'ekranoplan lors du vol dans les nuages ​​à partir des éclaboussures des vagues de la mer à proximité.
5. Pour l'Ekranoplan KM, la qualité des ailes lors du vol sur deux moteurs est égale au rapport de leur poussée sur le poids de l'Ekranoplan K = 544 / (13 * 2) = 20,9. Ainsi, l'efficacité aérodynamique d'un Ekranoplan gros et lourd est au niveau de l'efficacité des meilleurs gros avions modernes avec une qualité de planeur de l'ordre de K = 18-20.
6. Le mystère pour moi est le triple écart en termes d'économie de l'Ekranoplan KM avec l'Airbus 380F: pourquoi, avec une qualité de cellule égale, l'Airbus a-t-il une économie de carburant 4 fois supérieure?
Ou est-ce que tout le secret est caché dans la terrible gourmandise des vieux turboréacteurs soviétiques par rapport aux turboréacteurs modernes avec un haut degré de dérivation?

La force de levage de l'aile. Numéro de pièce 3.

Exactement un an s'est écoulé après la première publication sur Habré de mon article (02/02/2019) sur l'explication de la force de levage de l'aile sans l'équation de Bernoulli.
Un article de l'année a gagné plus de 41 000 vues et a pris une position de leader dans les recherches Yandex pour la requête «wing lift», apparaissant en haut de la première page immédiatement après la définition de Wikipedia.
Toujours dans des messages privés, j'ai reçu de nombreuses informations précieuses et des critiques extrêmement importantes.
Je ne modifierai pas les parties précédemment écrites, mais j'analyserai certaines déclarations erronées que j'ai dupliquées à partir des mêmes déclarations erronées des manuels.

Remarque 1.
La principale observation s'est avérée être que j'ai mal cité et mal interprété des images de comparaisons visuelles des traînées aérodynamiques de divers corps de rotation par rapport au vol.
J'ai donc considéré cette résistance comme la résistance correspondante de Cx pour les avions polaires, et l'image de certains manuels (Fig. 19 dans la deuxième partie) montre généralement la mauvaise désignation Su au lieu de Cx.
Ils m'ont expliqué qu'en fait, pour des corps de révolution individuels, le coefficient Cd sera éligible, qui relie la section transversale (au milieu du navire) de l'objet soufflé à la pression de vitesse qu'il exerce.
La valeur du Cd dans les meilleures voitures de course ne tombe pas en dessous de 0,27.
De plus, pour des corps fusiformes et un profil d'aile sans force de levage, le coefficient de traînée est déclaré jusqu'à 0,06 0,04, ce qui n'est jamais réalisable pour l'indice Dx.
Un Su aussi bas, comme 0,06 ... 0,04, n'est pas une tromperie directe, mais il est trompeur en raison de la dissimulation des circonstances et des nuances du calcul. Ainsi, la valeur de Cd est calculée à partir du rapport à la section transversale (section médiane), et la valeur de Cx est calculée à partir du rapport à la plus grande surface d'aile en projection verticale, c'est-à-dire à la plus grande surface d'aile dans le sens longitudinal à la force de résistance effective.
Ainsi, dans des images colorées démontrant la rationalisation de divers corps en vol, ils commencent à comparer à tort le «long» avec le «rouge», c'est-à-dire à comparer les valeurs dans des dimensions incomparables.
Les valeurs réelles de la traînée Cd, référées à la section «section médiane», voir le tableau ci-dessous.

Tab. Les valeurs des traînées aérodynamiques frontales des corps Cd de formes diverses.
Le tableau de gauche est le corps de la révolution. Le tableau de droite représente les poutres d'une section donnée.


Remarque 2.
Habr est une excellente ressource pour publier des articles scientifiques et techniques de divers profils, mais ses règles accordent des pouvoirs étonnamment étendus aux «trolls négatifs» qui, avec leurs aversions, poussent le karma de l'auteur dans un profond désavantage, le privant de la capacité de répondre aux commentaires critiques, et faire de nouvelles publications de vos articles. Il y a même des articles publiés sur Habré sur cette fonctionnalité de Karma sur Habré.
À la suite de la chute de mon Karma en dessous de -30, j'ai été privé du droit de commenter mes propres articles, ainsi que du droit de publier.
L'exception est cet article sur l'aérodynamique, où j'ai miraculeusement laissé la droite pour éditer.
Je vais utiliser ce «trou d'opportunité» pour publier une nouvelle partie de l'article, en contournant le karma négatif.
Vous pouvez m'envoyer tous vos commentaires et souhaits dans des «messages personnels» sur le Habré lui-même ou à mon adresse e-mail imoninpgd@gmail.com, qui est également indiquée au début de chacun de mes articles.
Je suis toujours heureux de répondre aux messages privés par des critiques constructives d'une manière polie.

L'application pratique de fines ailes à rayon courbé dans des conceptions modernes.

Il s'est avéré que les fines ailes à rayon concave convexe considérées dans la première partie sont maintenant activement utilisées comme lames rotatives dans les grandes souffleries (voir
fig.23 , 24). La figure montre clairement que ce sont précisément ces lames minces qui sont utilisées pour faire tourner le flux, comme dans mon article.
Il ne fait aucun doute que les concepteurs de ces lames rotatives sont conscients des contraintes mécaniques subies par ces lames à partir de l'écoulement sur elles.
Il est également sans aucun doute facile de mesurer la pression sur les pales à partir d'un flux d'air incurvé sur les parties convexes et concaves de ces pales. De plus, la mesure de la pression peut être effectuée à la fois pour un flux d'épaisseur et pour une aube de côtés différents.
Je crois qu'il ne sera pas difficile pour les personnes ayant accès au TsAGI ADT de relâcher la pression des pales du ADT guidant à part par les cellules de charge lors d'une des expériences en cours.



Fig.23. Le profil de la pale aérodynamique utilisée dans une soufflerie moderne comme dispositif de redressement rotatif de définition de type dans le conduit d'air de l'ADT.




Fig. 24: Emplacement des pales rotatives dans le tractus ADT en visualisation 3D.


La photo (Fig. 25) montre les profils des pales de rotor d'une turbine à gaz d'un certain manuel sur "Hydro-gasdynamics", qui discute les éléments structurels des turbines à vapeur et à gaz à énergie.
Ces pales reproduisent presque exactement le profil de l'aile convexe-concave incurvée mince décrite dans la 1ère partie théorique de cet article, tout comme les méthodes de calcul de la charge sur les pales à partir du flux de gaz dans ces manuels Hydro-Gasdynamics coïncident avec la procédure décrite dans la 1ère partie cet article.
Une caractéristique distinctive du fonctionnement des pales du rotor de turbine est que lorsque le gaz se plie autour de la surface des pales, le gaz lui-même ne change pas la densité et la température, mais ne change que doucement la direction du vecteur de vitesse de flux de gaz, sans changer le module de vitesse de gaz si nous considérons le flux de gaz en coordonnées en référence à la pale de turbine elle-même. C'est-à-dire que les conditions de fonctionnement d'une aube de rotor de turbine individuelle reproduisent pratiquement exactement les conditions de fonctionnement d'une seule aile incurvée mince dans l'espace d'air libre.

Il est surprenant que ce que j'ai déclaré dans l'article soit connu depuis longtemps et qu'il soit largement utilisé dans les calculs appliqués en hydrogasdynamique pour la conception de turbines à gaz pour les moteurs et les moteurs d'avion, tandis que les adeptes de l'aérodynamique ne remarquent pas ces modèles théoriques et théoriques de " Hydro-gasdynamics », considérant« Aerodynamics »et« Hydro-gasdynamics »comme des sciences différentes avec des lois d'interaction différentes pour des ailes solides complètement identiques avec le même environnement de gaz et de liquides qui les entourent.



Fig.25. Profils des pales de travail d'une turbine à gaz et visualisation du flux de gaz sur celles-ci.

Flutter

Au cours du développement rapide de l'aviation dans les années 1930, à la recherche de vitesses élevées, un phénomène étonnant appelé Flutter est apparu de manière inattendue, lorsqu'à une certaine vitesse de l'avion, des vibrations de torsion croissantes des ailes apparaissent soudainement, conduisant à la destruction de l'avion en quelques secondes.
Nous avons traité ce problème par des méthodes constructives, augmentant la rigidité en torsion et en flexion des structures des ailes, mais les explications théoriques sont restées au niveau des «solutions empiriques intuitives», bien que l'académicien Keldysh ait reçu le prix Staline pour ces solutions.
Dans les manuels d'aérodynamique (voir bibliographie), je n'ai pas trouvé de chapitres expliquant le flottement.
Ainsi, je donnerai des explications sur le phénomène Flutter non basées sur une théorie officielle, mais tirant simplement les conséquences des dispositions théoriques décrites dans la première partie de l'article.
Comme décrit dans la première partie, un flux ayant un rayon de courbure d'au moins
Rp = 2 * Robt coule sur le carénage frontal .
Où Robt est le rayon de l'arrondi de la verrière du carénage de l'aile.
Dans ce cas, l'épaisseur du flux dévié dans chaque direction de l'aile est Hp = Robt.
De la construction géométrique, il s'ensuit que l'angle du vecteur vitesse du flux séparé en touchant son carénage à la direction du vol est A = 48 degrés.
La projection verticale de la vitesse du flux séparé est Vp. vert = Vp * sin A = 0,743 * Vp.
C'est-à-dire que nous avons obtenu une estimation supérieure de la vitesse verticale pour le flux de séparation, car les critères pour l'estimation limitative du rayon du flux courbe R = 2 * avec l'épaisseur du flux dévié d'un côté du flux = ont déjà été obtenus dans notre plaie.
Lors d'un mouvement ultérieur sur le profil incurvé de l'aile, un flux séparé avec l'énergie initiale
Ep.vert. = Vvert. ^ 2 * q *
devrait l'éteindre en raison du travail de la différence de pression de l'air ambiant et de la pression sur la surface de l'aile sous le flux séparé, c'est-à-dire en raison du travail pression de décharge au-dessus du plan de l'aile.
Evozd = Notre * Rzoez
Autrement dit, l'égalité E.vert doit être remplie = Ezvoz
Vvert.p ^ 2 * q * = Notre * Rzd La
hauteur de la bulle enveloppée sans caler le flux du profil: Notr = Vp
. ^ 2 * q * Robt / Rzd
Substituting expression pour Vp. vert = Vp * sin A nous obtenons:

Notre = (Vp * sin A) ^ 2 * q * Rbt / Rzvd = Vp. ^ 2 * q * sin A ^ 2 * Rbt / Rzvod
Autrement dit, à une hauteur de profil supérieure à cette valeur, le flux circule autour sans formation d'une bulle détachable.
Si la valeur de la bosse du profil derrière le carénage frontal est inférieure à la valeur Notre, le flux circule autour du profil avec la formation d'une bulle d'air avec décharge et air stagnant à l'intérieur, détecté visuellement par les vibrations de la soie.
Ensuite, la question se pose de la longueur de la vessie stagnante sous l'écoulement séparé.
Si nous supposons que la chute de pression d'air est constante, le freinage du flux d'air sera également accéléré et la courbe de la frontière de la bulle de séparation ressemblera à une parabole avec sa bosse vers le haut.
Le temps de décélération complète du flux vertical sera T = V vert / A.vert
Où A.vert = Rvozd / (Robt * q)
On obtient Tpuz1 = V vert / A.vert = V vert * (Robt * q) / Razvo
La longueur de la bulle de déchirure Lpuz1 jusqu'au sommet sera
Lpuz1 = Vp * Tpuz1 = Vp * V vert * (Robt * q) / Rvobt = V * (V * sin ) * Robt * q / Rzvod =>
Lpuz1 = V ^ 2 * q * sin * Robt / Rvozd
À partir de la formule obtenue Luz1 pour la longueur de la partie ascendante du flux séparé au-dessus de la bulle séparée (ou profil idéal), nous pouvons conclure que pour certaines valeurs de la vitesse de vol V et l'épaisseur du carénage frontal Robt, une situation peut survenir que la valeur de la bulle séparée L bel 1 + 2 = 2 * Lpuz1 peut dépasser la largeur d'aile Vkr.
Lorsque l'expansion de la bulle de déchirure atteint le bord de fuite de l'aile et que le flux descendant de la déchirure laisse derrière le bord de fuite de l'aile, de l'air sous haute pression pénètre sous la bulle de déchirure par la piste emmêlée.
Après égalisation de la pression dans la bulle de séparation avec l'atmosphère, la différence de pression entre l'atmosphère et la bulle au-dessus de l'aile cesse d'agir sur le flux de séparation. Après cela, le courant détachable se détache du carénage et ne peut plus retourner vers l'aile, créant ainsi un décrochage complet du courant.
Avec un vol horizontal à grande vitesse au-dessus de la vitesse normale calculée pour un avion particulier avec un tel décrochage au-dessus du plan supérieur de l'aile, d'autres événements se développent dans l'ordre suivant (voir
fig.26 ): - Des flux séparés forment des bulles de détonation de différentes tailles sur l'aile avec un petit angle d'attaque, tandis que force de levage totale résultant de l'aile Fk1 = Fk.verh- Fk.niz, et le couple par rapport à la DH a la valeur calculée par le levier L1
- Lors de l' accélération de Vph otryvnooe plus au- dessus du plan supérieur de l'aile atteint le bord de fuite, et p vnodeystvuyuscha FK2 devient supérieure à la Fk1 estimée. De plus, le couple de voilure résultant de l'augmentation du bras L2 augmente considérablement, augmentant le moment de plongée.
- Lorsque l'écoulement stagne, la force de levage du vide dans la bulle de séparation supérieure disparaît.
- En cas de forte disparition du vide au-dessus de la surface supérieure de l'aile, le déchargement instantané des structures de l'aile ne se produit que d'un côté.
- Sur le plan inférieur de l'aile, le décrochage ne se produit pas encore, et par conséquent, une force aérodynamique importante continue vers le bas à partir de la bulle de séparation développée, qui est plusieurs fois supérieure à la force de levage normale de l'aile.
Ainsi, il y a une forte surcharge de l'aile pour se plier de l'autre côté, c'est-à-dire vers le bas, l'aile se tournant vers la courbe.
En conséquence, l'avion tombe brusquement vers le bas, levant le nez et perdant de la vitesse.
Lorsque l'aile est tordue avec le bord de fuite vers le bas, l'angle d'attaque de toute l'aile augmente fortement, ce qui entraîne une forte augmentation du freinage sur le flux d'air, tandis que la bulle de séparation s'effondre et que la force de levage sur la surface inférieure de l'aile change de signe, repliez l'aile à nouveau.
Lorsque la direction normale de portance est rétablie, l'aile commence à se courber fortement vers le haut, et le moment des forces de portance normales nouvellement créées tord l'aile et fait pivoter l'aile avec tout l'avion hors de la cabine de plongée.
Ainsi, le cycle s'est clôturé et est passé au deuxième tour.
L'avion passe en accélération, le flux est rétabli sans caler le long du plan supérieur de l'aile et, une fois la nouvelle vitesse critique atteinte, le calage se produit à nouveau et les surcharges de flexion de l'aile avec vrillage sont répétées.
Une telle agitation rapide avec des virages alternés et une torsion des ailes (avec des charges plusieurs fois supérieures à la statique calculée) conduit inévitablement à la destruction rapide des ailes.



.26. :
1) F1 , .
2) F2 . F2 L2 .
3) . - . F3 , .
4) Avec une forte augmentation de l'angle d'attaque de l'aile, le flux d'air entrant éteint la bulle de séparation avec une pression réduite sur le plan inférieur de l'aile, à la suite de quoi la force de levage change de direction à la normale, c'est-à-dire vers le haut, avec le retour du couple à la plongée calculée.

C'est une oscillation de l'aile de flexion en torsion qui se répète rapidement à une certaine vitesse critique Vf qu'ils appellent Flutter.
La destruction de l'aile de Flater peut être évitée par un fort renforcement des structures de l'aile. Telle est la recommandation au «niveau intuitivement empirique» que Keldysh a faite.
En même temps, non seulement la résistance en termes de résistance des charges statiques sur l'aile est améliorée, mais la rigidité en flexion et en torsion des ailes est également améliorée, ce qui réduira l'énergie accumulée dans le volet des ailes, abaissant ainsi l'énergie de seuil de destruction des ailes.
Pour augmenter la rigidité en torsion, il est préférable d'utiliser un type de «boucle» ou «boîte» en boucle fermée. Une torsion plus torsionnelle de la «boîte» s'avère beaucoup plus lourde que les «fermes» utilisées sur les avions à basse vitesse des premiers modèles.
Dans les conceptions d'avions plus récentes et avancées, l'ensemble du revêtement extérieur de l'aile en tôle épaisse se révèle être une boîte de torsion fermée, avec l'utilisation de poutres porteuses et de raidisseurs de type treillis ou double té à l'intérieur du volume de l'aile. L'utilisation du revêtement de l'aile en feuille comme élément de force porteuse augmente considérablement la rigidité de la structure tout en réduisant le poids de l'aile entière.
Soit dit en passant, dans la fabrication d'aéronefs amateurs avec un revêtement en film ou en tissu d'une aile, même maintenant très souvent, des tuyaux à paroi mince sont utilisés comme poutre porteuse principale d'une aile.
Il est possible d'éviter l'apparition de flottement à la vitesse souhaitée en modifiant le profil d'aile dans le sens d'une diminution du rayon du carénage frontal Robt, ce qui entraînera une augmentation de la vitesse seuil Vf pour un nouveau profil d'aile.
Selon les calculs effectués, il ne sera pas possible d'éviter complètement le planeur en vol horizontal, mais il est tout à fait possible de réduire son influence pour atteindre les valeurs de vitesse maximale.
Une telle valeur limite est la vitesse du son, après quoi le flux autour de l'aile change considérablement, et le flottement reste dans la plage de vitesse subsonique.
Pendant le vol supersonique, les deux plans d'aile sont séparés sur le plan informationnel, car les ondes de pression à basse fréquence (ondes sonores à basse fréquence avec une grande longueur d'onde) provenant des décrochages cycliques ne peuvent pas dépasser l'aile supersonique et perturber l'uniformité des masses d'air devant l'aile volante.
Ainsi, même si les plans d'ailes fonctionnent dans le mode alternatif de décrochage complet, puis après la transition de la "barrière acoustique" l'avion cesse de trembler brusquement.
Alors que les pilotes s'effilochent, après le passage de la barrière acoustique après des secousses atroces, le silence s'installe soudainement.
C'est en raison de l'inévitabilité fondamentale du flottement que le vol à des vitesses de flottement transsoniques dangereuses est recommandé pendant une très courte période, ce qui est obtenu par une accélération rapide vers supersonique à pleine puissance, ou par une décélération rapide de supersonique au niveau de vitesse pré-plane.
De tels passages rapides de la plage de vitesse du planeur fournissent la durée minimale d'exposition aux vibrations du flottement sur les structures de l'avion.


Avec une diminution du rayon du carénage frontal Robt, le phénomène de flottement lui-même ne disparaît pas complètement, mais se déplace vers des vitesses plus élevées.
Ainsi, dans les années 1930, pour les chasseurs les plus rapides, le flottement était pertinent à des vitesses de 300 à 400 km / h, lorsqu'il y avait suffisamment de puissance moteur excessive pour disperser les petits avions légers à des vitesses critiques.
Avec une diminution de la taille du RPT sur l'aile, des chasseurs beaucoup plus rapides et plus élevés ont été obtenus, comme le MiG-3 du modèle 1940.
Mais le coût de la vitesse pour les nouveaux avions à grande vitesse était une portance plus faible à basse vitesse, ce qui nécessiterait des vitesses plus élevées lors de l'atterrissage.
Mais il est impossible d'augmenter les vitesses d'atterrissage et de décollage sur des aérodromes non pavés!
Pour faire face à ce problème, il a été nécessaire d'introduire des ajouts sous la forme de plaques déflectives - «volets» et «lattes» dans la structure des ailes des nouveaux avions à grande vitesse spécifiquement pour le mode de décollage et d'atterrissage. Les volets et les lattes ont fortement augmenté la portance de l'aile à basse vitesse avec de grands angles d'attaque, mais ont détérioré la qualité de l'aile.
La course à la vitesse et la lutte contre le flottement ont donc conduit à une aile plus lourde pour renforcer et compliquer l'aile pour assurer des vitesses d'entrée et d'atterrissage acceptables, ce qui a également alourdi le poids de l'avion.
À titre de comparaison, nous pouvons évaluer le combattant d'une conception simple de la géométrie du doflater I-16 et le MiG-3 plus rapide et plus complexe (avec des lamelles et des volets dans l'équipement). Ainsi, avec une puissance moteur presque égale, la première avait une masse et demie fois inférieure et en même temps une vitesse inférieure de 75 à 170 km / h (420 km / h au sol et à une altitude de 470 km / h), la plus aérodynamique et la plus rapide, donc plus complexe et MiG-3 plus lourd (près du sol à 495 km / h, à une altitude de 640 km / h).
Le rapport de la vitesse maximale des MiG-3 et I-16 est de 495/420 = 1,18.
De plus, selon la formule obtenue, la longueur de la bulle d'arrachage est proportionnelle au carré de la vitesse, c'est-à-dire qu'une augmentation de la vitesse de 20% prolongera la bulle d'arrachement de 1,44 fois.
Autrement dit, pour une telle augmentation de 20% de la vitesse sans décrochage et manifestation de flottement, il faut soit agrandir l'aile 1,5 fois (ce qui, en règle générale, est structurellement impossible), soit réduire le rayon d'arrondi du carénage du nez et la hauteur totale du profil de 1,5 fois.
C'est ainsi que le problème d'accélération du MiG-3 a été résolu en réduisant l'épaisseur de l'aile par rapport à l'I-16, tout en ne modifiant pratiquement pas la largeur de l'aile.
Une telle diminution de la hauteur des poutres d'ailes porteuses d'une fois et demie et même avec une augmentation de la masse de l'avion de la même fois et demie nécessitera inévitablement une augmentation de la section transversale des étagères horizontales les plus chargées des poutres en I d'environ 2,5 à 3 fois, ce qui entraînera inévitablement une augmentation notable du poids de la structure de l'aile en général.
De nos jours, les airbus subsoniques modernes volent à des vitesses de 800 à 900 km / h, sans atteindre la vitesse critique Vph caractéristique de leur profil d'aile. La faible résistance au flux d'air de l'aile mince et l'absence de flottement à haute vitesse entraînent une faible portance à faible vitesse de décollage et d'atterrissage, ce qui nécessite également l'installation d'une mécanisation avancée de l'aile à partir d'un ensemble de volets et de lattes tirés vers le bas de l'aile dans les modes de décollage et d'atterrissage.
Un moment remarquable de la manifestation du flottement peut être considéré comme une attention accrue en URSS à une approche scientifique et expérimentale de la conception dans l'aviation.
L'incapacité d'expliquer les phénomènes de flottement à ce niveau théorique a provoqué un besoin urgent de simuler le vol de nouveaux avions dans des conditions de laboratoire sûres ... En conséquence, en 1939, la plus grande soufflerie du monde à l'époque (la deuxième aujourd'hui) T-101 a été construite à TsAGI. Mais l'ironie est qu'au moment de la mise en service du T-101, il est déjà moralement obsolète, car ses modes de vitesse (maximum 52m / s ou 187km / h) sont bien en deçà des vitesses maximales dans l'aviation à la fin des années 1930, et en taille avions au cours de ces années ont déjà dépassé la taille de la zone expérimentale de l'ADT. En conséquence, sur ce plus grand ADT, il est possible de tester en conditions réelles uniquement des chasseurs de petite taille et des avions de sport, et même alors uniquement dans les régimes de décollages et d'atterrissages à basse vitesse.
L'aérodynamique des avions modernes et les régimes du flux d'air autour d'eux doivent être étudiés à l'aide de photos distinctes d'avions avec des panaches brumeux prononcés (voir fig.27).
Atteindre un tel effet à grande échelle dans l'ADT est presque impossible.
Ce phénomène est appelé effet Prandtl-Glauert - condensation de l'humidité atmosphérique derrière un objet se déplaçant à des vitesses transsoniques. L'effet est le plus souvent observé dans les avions, mais il peut également être perceptible à basse vitesse, même dans les voitures. Ainsi, dans des conditions d'humidité relative très élevée, l'effet peut être observé à des vitesses beaucoup plus faibles, par exemple, sur les éléments aérodynamiques des voitures pendant les courses de Formule 1 par temps de pluie.
Dans les avions supersoniques, cet effet est également observé, mais il montre une image complètement différente des zones de raréfaction brumeuses, clairement limitées par les lignes d'ondes de choc frontales sur les surfaces frontales et les ondes de choc traînantes lorsqu'elles descendent du bord de fuite de l'aile. (voir fig.28 ) Fig.27


. Vol d'un chasseur moderne avec mécanisation émise à des angles d'attaque élevés à basse vitesse. Les zones de raréfaction au dessus de l'aile s'expriment par une précipitation intense de brouillard, sous l'aile de la zone de haute pression sans buée. La direction du flux d'air sous l'aile de l'avion est bien surveillée par des cordons brumeux de missiles suspendus au bas de l'aile.




Fig.28. Vol supersonique avec des zones de brouillard prononcées tombant de la condensation de l'humidité atmosphérique (effet Prandtl-Glauert). Image supérieure - lorsque vous survolez de l'air gorgé d'eau à la surface de la mer. Tir du bas - vol sous les nuages ​​dans des conditions d'humidité proches de 100%.

Bibliographie:

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• "Aérodynamique", Ed. Kalugina V.T., Moscou, MGTUim.N.E.Baumana, 2017, -607s.