Программа Профиль Крыла
4 Суперкритический профиль крыла Суперкритический профиль крыла позволяет повысить эффективность самолёта в трансзвуковой области чисел М. Из-за того, что воздушный поток не получает того же разгона над более плоской верхней поверхностью, по сравнению с обычным профилем, скачок уплотнения образуется на более высоком числе М. Образовавшийся скачок получается более слабым и маленьким. Это приводит к ослаблению градиента повышения давления на задней части профиля и повышает несущие свойства крыла. Преимущества суперкритического профиля: - благодаря ослаблению скачков уплотнения можно использовать меньший угол стреловидности крыла для самолёта с заданным крейсерским числом М. Таким образом ослабить проблемы, связанные со стреловидностью; - большая относительная толщина профиля позволяет увеличить прочность и жёсткость крыла при неизменном весе конструкции. Также это позволяет создавать крылья большего удлинения, что уменьшает индуктивное сопротивление крыла; - увеличивается внутренний объём крыла для размещения топлива и др.
Использование суперкритического профиля крыла позволяет: - увеличить полезную загрузку. Если не изменять крейсерское число М, расход топлива уменьшится, что позволит взять больше полезной нагрузки, практически не увеличив лобовое сопротивление самолёта по сравнению с самолётом с традиционным профилем крыла. увеличить крейсерское число М. При сохранении той же полезной нагрузки, крейсерское число М может быть увеличено, практически без увеличения лобового сопротивления. Недостатки суперкритического профиля - S - образная кривизна профиля хороша для больших чисел М, но далека от идеала для полёта на малых скоростях. С У МАХ уменьшается, требуя хорошо развитой механизации крыла для обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик; - задняя кромка профиля имеет положительную кривизну и создаёт больше подъёмной силы, что приводит к возникновению большого пикирующего момента крыла.
Расчет проведен по программе решения осредненных по Рейнольдсу. Ключевые слова: обледенение, крыло, профиль, расчетные методы,.
- Профиль крыла – сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета (сечение А-А). Иногда под профилем понимают сечение, перпендикулярное передней или задней кромке крыла (сечение Б-Б). Хорда профиля b – отрезок, соединяющий наиболее удаленные точки профиля. # 347.56 Кб12РИСУНОК программа вступительного испытания.pdf. # 580.61 Кб10РОМАНЫ4 Водоснабжение курсовой.doc.
- Профиль крыла желательно очень точно выдерживать на участке от носка.
Для его компенсации требуется большее балансировочное отклонение горизонтального оперения, что создаёт дополнительное лобовое сопротивление. скоростная тряска, вызванная срывом за скачком уплотнения, может вызвать сильную вибрацию. Аэродинамический нагрев Воздух нагревается при сжатии и в результате трения. Воздух сжимается в зонах торможения перед самолётом и на скачках уплотнения и испытывает трение в пограничном слое. При движении через воздух поверхность самолёта нагревается. Это происходит на всех скоростях, но нагрев становится существенным только на больших числах М.
На рисунке показано, как меняется температура поверхности самолёта при изменении числа М полёта. На М = 1,0 прирост температуры составляет около 40°С. При росте числа М более 2,0 температура повышается настолько, что в конструкции из традиционных алюминиевых сплавов начнутся необратимые изменения. Поэтому для самолётов с М ≥ 2,0 используются титановые сплавы или нержавеющая сталь.
Угол Маха Если истинная скорость самолёта больше местной скорости звука, то источник звуковых волн давления движется быстрее, чем производимые им возмущения. Рассмотрим объект, движущийся со скоростью V в направлении от А к D (см. Рисунок ниже). Когда тело находилось в точке А, оно стало источником возмущения. Волна давления распространяется сферически с местной скоростью звука, но тело обогнало волну и по дороге также являлось источником звуковых волн давления. Распространение волн из точек А, В и С нарисовано соответствующими окружностями.
Тело находится в точке D. Проведём касательную к этим окружностям DЕ. Данная касательная представляет собой границу распространения звуковых волн в момент нахождения тела в точке D. Отрезок АЕ представляет местную скорость звука (а), АD – истинную скорость (V). М = V / а (на рисунке М = 2,6).
Угол АDЕ называется углом Маха, обозначается µ. Sin µ = a / V = 1 / M. Чем больше число М, тем угол Маха более острый.
При М 1,0 µ = 90°. Конус Маха В трёхмерном пространстве звуковые волны распространяются сферически. Если их источник движется со сверхзвуковой скоростью, то они, накладываясь, образуют конус возмущений.
Угол полураствора конуса равен µ. На рисунке изображён конус возмущений от объекта, движущегося с числом М 5,0. Зона влияния При движении со сверхзвуковой скоростью конус Маха представляет собой предел распространения звуковых возмущений от самолёта. Всё, находящееся снаружи конуса, находится вне влияния возмущений. Пространство внутри конуса называется зоной влияния самолёта. У реального самолёта конус Маха начинается косым скачком уплотнения, угол которого несколько больше угла Маха. Это связано с тем, что первоначальная скорость распространения скачка уплотнения больше, чем местная скорость звука.
Профиль Крыла Программа
Головной скачек уплотнения Рассмотрим сверхзвуковой поток, приближающийся к передней кромке крыла. Чтобы обойти вокруг кромки воздуху надо развернуться на большой угол. На сверхзвуковой скорости это невозможно на такой маленькой дистанции. Скорость потока резко затормозится до дозвуковой скорости и перед передней кромкой образуется прямой скачок уплотнения. Позади скачка воздух заторможен и в состоянии обойти вокруг передней кромки.
Вскоре после этого поток вновь разгоняется до сверхзвуковой скорости. Скачок уплотнения перед самолётом называется головным скачком уплотнения. Он прямой в непосредственной близости с передней кромкой, далее от неё он переходит в косой скачок. Как видно из рисунка на задней кромке крыла тоже образуется скачок уплотнения, но так как число М потока за крылом больше единицы, то этот скачек косой. Волны разрежения В предыдущем тексте было показано, как сверхзвуковой поток может обойти препятствие с торможением до дозвуковой скорости и образованием скачка уплотнения. При этом поток теряет энергию.
Рассмотрим, как сверхзвуковой поток огибает выпуклый угол. Сначала рассмотрим дозвуковое обтекание. При обтекании выпуклого угла скорость дозвукового потока резко уменьшается, а давление увеличивается. Неблагоприятный градиент давления приводит к отрыву пограничного слоя. Сверхзвуковой поток может без отрыва обойти выпуклый угол за счёт расширения. При этом скорость потока увеличивается, а давление, плотность и температура понижаются.
Поведение сверхзвукового потока, при пересечении волны разрежения, полностью противоположно прохождению скачка уплотнения. На следующем рисунке показана серия волн разрежения при обтекании профиля сверхзвуковым потоком. После прохода через головной скачек уплотнения, сжатый сверхзвуковой поток свободен для расширения и следует вдоль контура поверхности. Поскольку в потоке не возникает резких изменений параметров, волны расширения не похожи на скачки уплотнения.
При прохождении через волны расширения в потоке происходят следующие изменения: - скорость и число М увеличиваются; - направление потока изменяется для следования поверхности; - статическое давление падает; - плотность уменьшается; - поскольку изменения не скачкообразные, то энергия потока не уменьшается. Звуковой хлопок Интенсивность скачков уплотнения уменьшается по мере удаления от летящего самолёта, но энергии звуковых волн давления может оказаться достаточно, чтобы создать громкий хлопок для наблюдателя на земле. Такие звуковые хлопки – неотъемлемый атрибут сверхзвуковых полётов. Звуковая волна движется вдоль земной поверхности с путевой скоростью пролетающего самолёта. Методы улучшения управляемости в трансзвуковом диапазоне Как уже было показано, эффективность традиционных рулевых поверхностей уменьшается в трансзвуковом диапазоне числе М. Некоторого улучшения можно добиться, используя генераторы вихрей. Тем не менее, коренного улучшения управляемости можно добиться используя: - цельноповоротный стабилизатор; - интерцепторы-элероны.
Эти управляющие поверхности рассматривались в главе 11. Зуда рулевых поверхностей можно избежать путём установки узких полосок вдоль задней кромки, использованием демпферов проводки управления или увеличения жесткости контура управления (усилия от поверхности замыкаются на силовом приводе). Из-за возрастания и большого изменения шарнирных моментов на рулевых поверхностях в трансзвуковом диапазоне, система управления обеспечивается рулевыми приводами и механизмами искусственного создания усилий на органах управления. Следующая таблица описывает основные свойства волновых форм сверхзвукового потока.
Правильный подбор профиля для свободнолетающей авиамодели — важнейший фактор достижения хороших летных качеств крылатого аппарата. Исходя из многолетнего опыта работы кружка краевой станции юных техников, предлагаем для воспроизведения целый ряд испытанных и отлично зарекомендовавших себя сечений для спортивных планеров-парителей.
Вариант № 1 подходит для условий тихой безветренной погоды и для моделей площадью 32—34 дм2 при удлинении крыла 13—15. При силе ветра 3—5 м/с и удлинении крыла 11—13 рекомендуются профили № 2 и 3. Варианты № 4 и 5 специально предназначены для тренировочных аппаратов с малым удлинением или же для условий сильно порывистого ветра. Для небольших планеров, имеющих несущую площадь 17—19 дм2 (школьного подкласса), хорошо подходят профили № 6—9. При этом вариант № 6 в основном применяется для учебно-тренировочных моделей, а остальные — для чисто спортивных.
Стабилизаторы же всех планеров делаются по схемам №10-12. ПЕТРОВ, Хабаровск). АВИАМОДЕЛЬНЫЕ ПРОФИЛИ Genese №16 Clark-Y Genese №16 Этот профиль был разработан специально для применения на авиамоделях при обтекании с малыми числами Рей-нольдса. Испытан сотрудниками редакции журнала на ряде авиамоделей (в частности, на модели самолета «Ностромо-35»).
Обладает хорошими срывными характеристиками. Позволяет сохранить небольшое значение посадочной скорости (приемлемое для пилота квалификации ниже средней) даже при удельной нагрузке на крыло 75-100 г/дм2. В целом не чувствителен к искажению формы, но жесткая обшивка лобика крыла все же предпочтительна. Плоская нижняя поверхность облегчает сборку конструкции. Может быть рекомендован для применения на учебных моделях, копиях и планерах.
Clark-Y Без всякой натяжки можно назвать профилем всех времен и народов. Первые достоверные результаты продувки были получены в лаборатории LMAL-NACA в 1924 году. До сих пор считается одним из лучших для учебно-тренировочных моделей. При применении на планерах по совокупности данных почти не уступает современным ламинарным профилям. Не чувствителен к искажению формы при использовании мягкой обшивки. Плоская нижняя поверхность облегчает сборку конструкции.
Может быть рекомендован для применения на учебных моделях, копиях и планерах. Имеет следующие характеристики: Су mах = 1,373, Cx min= 0,0106, См0=0,08, (Су/Сх)mах=22,4. На диаграмме нанесены кривые: поляра Су= f(Cx) с отметками углов атаки, кривая Су= f(α), кривая СмА= f(Cy), кривая Су/ Сх = f(α), кривая Сy= (1/πλ)Cy2. ГРАФИК ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ CLARK-Y АВИАМОДЕЛЬНЫЕ ПРОФИЛИ Е-385 и Е-387 Профили крыла авиамоделей. Е-385 и Е-387 рекомендуются для планеров парящего типа. Профиль Е-387 (кстати, он наиболее популярен) при чуть меньших значениях подъемной силы имеет явно лучшие характеристики в зоне нулевой подъемной силы.
Значит, планер, крылья которого оборудованы данным профилем, окажется, способен на полет с высокой скоростью при сохранении весьма высоких парящих качеств. Е-385 больше подходит для чистокровных парителей, где проблема потенциальной быстроходности модели не так важна, как коэффициент мощности крыла.
Имейте в виду, что для Е-385 СМО=-0,168, а для Е-387 Смо=-0,081 (практически в два раза меньше). Это означает, что балансировочные потери во втором случае будут меньше (можно закладывать в проект планера горизонтальное оперение уменьшенной эффективности). Также более низкий уровень окажется и у крутильных нагрузок (этот фактор весьма важен при создании легких крыльев высокого удлинения). У упомянутых профилей отличаются и углы нулевой подъемной силы. Для Е-385 α0=-6,64°, а для Е-387 α0=-1,17°. Нижней границей допустимых чисел Рейнольдса для обоих профилей можно принять величину 100 000. Достаточная относительная толщина профилей обеспечивает возможность постройки легких крыльев большого удлинения с традиционной силовой схемой.
Хотя Е-385 и Е-387 относятся к ламиниризированным, на практике оказалось, что крылья моделей могут иметь широкую зону с мягкой обшивкой. Конечно, при этом лобик крыла шириной примерно в треть хорды должен иметь жесткую обшивку. Кроме того, обводы этой части крыла желательно воспроизвести с максимальной точностью.
На сегодняшний день в мире создано множество планеров, снабженных упомянутыми профилями. И существенной разницы между вариантами с полной жесткой обшивкой крыла и с частично мягкой не отмечалось нигде. Поэтому, если перед вами стоит проблема жесточайшей экономии веса модели, смело проектируйте крыло с пленочной обшивкой задней части.
ПРОФИЛЬ ДЛЯ СТАБИЛИЗАТОРА HS3, NACA 0009, G-795 Профили для стабилизаторов HS3. В последнее время профилировка стабилизаторов стала весьма «стилизованной». Тем не менее, работы по поиску оптимальных решений не прекращаются. Так, можно вспомнить дипломную работу М. Хамма из института аэродинамики при техническом университете Штутгарта.
Будущий инженер на рубеже 90-х годов разработал серию симметричных профилей HS1, HS2 и HS3. Продувки показали, что при практически одинаковых координатах профилей HS2 и HS3 последний имеет уменьшенное сопротивление в диапазоне реальных летных углов атаки (отличие профилей только в том, что носик HS3 очень острый, совершенно без радиуса). При симметричной профилировке стабилизатора классическим решением можно признать выбор NACA 0009, а при плосковыпуклой профиль типа Clare-Y 8% или тот же G-795.
Подборку профилей подготовил (Источник журнал Моделизм спорт и хобби) АВИАМОДЕЛЬНЫЙ ПРОФИЛЬ ЕБ-380 Несмотря на то, что практически все применяемые на авиамоделях современные профили имеют более чем «высокое происхождение» (создаются они настоящими учеными-аэродинамиками с привлечением сложных специализированных компьютерных программ и, как правило, потом проходят ряд испытаний в особых малотурбулентных аэродинамических трубах), изредка бывают исключения из этого правила. Примером может служить профиль, полученный чехом Томашем Бартовским путем «скрещивания» двух весьма популярных профилей профессора Эп-плера — Е-387 и Е-374. К сожалению, в статье, опубликованной в чешском «Моделярже» в 1980, году не упоминалось, по какой методике шел поиск «золотой середины». Однако было ясно, что Томаша не устраивала явная кривизна Е-387 и связанная с этим невозможность его применения на больших скоростях (при выходе на малые значения коэффициента подъемной силы Су для Е-387 характерен значительный рост коэффициента сопротивления Сх), а также недостаточная относительная толщина Е-374, не позволяющая изготавливать жесткие крылья большей длины, и слабый достигаемый им максимальный Су (что, в общем, характерно для таких профилей). Новый профиль, названный автором ЕБ-380, имеет весьма важную технологическую особенность. На большей части образующая его нижняя полудужка совершенно ровная, что значительно упрощает создание несущих плоскостей с подобной профилировкой.
Интересна дальнейшая история ЕБ-380. Сначала этот профиль был использован Бартовским на крыле планера с частично жесткой обшивкой, обтянутом материалом — аналогом нашей длинноволокнистой микалентной бумаги. Результаты испытаний оказались, по крайней мере, ниже среднего. Естественно, Томаш после этого отказался от своего детища и строил модели, используя такие профили, как Фх60-126, Е-178, Е-193 и другие. Через некоторое время он все же вернулся к ЕБ-380 и рискнул еще раз испытать его на планере.
Правда, теперь крыло имело цельнобальзовую обшивку с лакированной, отшлифованной и полированной поверхностью. Результаты полетов превзошли все ожидания. По мнению Томаша, новый профиль был намного лучше, чем все ранее используемые им на моделях, и обладал к тому же очень широким диапазоном режимов. ЕБ-380 предлагался автором как весьма подходящий для планеров класса ФЗБ (в условиях восьмидесятых годов!). Рекомендовалось также при изготовлении крыльев строго соблюдать точность теоретических обводов и технологий, обеспечивающих высокое качество и гладкость поверхности.
Насколько было ясно из статьи в «Моделярже», поляра ЕБ-380 носила лишь ознакомительный характер и являлась плодом чисто умозрительных размышлений автора. Интересно отметить, что приведенные в чешском журнале изображения профиля не соответствовали помещенной тут же таблице координат, хотя и предназначались для прямого «перекалывания» без промежуточных построений (даны натурные профили с хордой 160, 180, 205, 230 и 250 мм). На изображениях отсутствовало поджатие верхней задней части полудужки, четко проявляющееся при точном построении. Судя по всему, оно было спрямлено либо самим автором, либо художником, выполнявшим рисунки. Поэтому здесь правомерно вести речь только о модифицированном ЕБ-380, который в дальнейшем мы будем именовать ЕБ-380м. Длительное время о профиле Бартовского не было ничего слышно.
И вдруг совсем недавно появился целый ряд успешных разработок метательных радиопланеров, крылья которых снабжены ЕБ-380м. Спортсмены довольны этим профилем, хвалят его характеристики и особо — универсальность. Он позволяет летать как в режиме чистого тихоходного парения, так и в скоростном, без потери аэродинамических свойств.
На кроссовых планерах ЕБ-380 не «прижился» даже в свое время (сейчас там совершенно иные профили), зато на «металках», которые завоевывают все большую популярность во всем мире, он взял свое. Причем именно в нёрекомендованном автором исполнении — на крыльях с частичной и полной мягкой обшивкой, да еще и на весьма малых числах Рейнольдса. Последнее, возможно, оправдано довольно острой «турбулизирующей» передней частью профиля и дополнительной турбулизацией воздуха за счет сравнительно шероховатой бумажной обшивки. Если вы занимаетесь созданием «металок» или легких планеров-парителей, может, имеет смысл попробовать применить именно ЕБ-380 или ЕБ-380м? Точные обводы профиля ЕБ-380. (Хорда равна 100 мм.) Вверху показан профиль ЕБ-380м, приведенный на страницах чешского журнала «Моделярж» в качестве точных шаблонов профиля ЕБ-380. Собственно, ответа на вопрос 'КАК.'
Правильнее бы был заголовок 'Какой.' А за реферат - все равно спасибо и '+'.
Пара замеченных ошибок: 1. 'Имеет следующие характеристики: Су mах = 1,373, Cx min= 1,0106.' Такое сопротивление дажу у кирпича на сверхзвуке наверное не будет! Скорее всего Cx min= 0,0106.
'Е-385 больше подходит для чистокровных парителей, где проблема потенциальной быстроходности модели не так важна, как коэффициент мощности крыла.СМО=-0,168.' - неведомая характеристика. Коэффициент Cm0 - пикирующий момент прямоугольного крыла бесконечного размаха при нулевом угле атаки. Причем далее по тексту написано все правильно - чем меньше эта цифра, тем меньше потери на балансировку - руль высоты или стабилизатор должен содавать меньшую отрицательную подъемную силу, чем достигается двойной выигрыш. Первый - по правилам механики отрицательная подъемная сила хвостового оперения вычитается из из подъемной силы крыла, Второй - чем меньше угол отлконения руля высоты или стабилизатора, тем меньше его вклад в сопротивление всего самолета.
Давно хотелось высказаться, а негде было. Знаю многих людей, фапающих на программу 'Профили' аки на икону, не задумываясь вообще ни о чем. А следовало бы задумываться. Эпиграф 1: 'Раньше человека не способного выучить матан называли дебилом, а сейчас - с гуманитарным складом ума.' (интернет-мудрость) Эпиграф 2: (тэг в энциклопедии Луркоморье) Вводная часть Теоретическая аэродинамика получила хороший пинок для развития после освоения области высшей математики под названием 'Теория функций комплексных переменных'. Это про мнимую единцу (корень из -1), если кто забыл или не знал. Прикладной смысл этого раздела математики в том, что ранее сложные дифференциальные уравнения (не решаемые обычными способами) стало возможным решать в плоскости комплЕксных переменных.
Так например дифференцирование заменилось умножением, интегрирование - делением и т.д. Сложные функции конформно отображаемые на комплексную плоскость становились очень простыми. Именно этим и воспользовался отец аэродинамики Николай Егорович Жуковский. (но мы то знаем - 'чукча - писатель, чукча - не читатель.' Настолько это оказалось грандиозным открытием, что эту функцию назвали его именем, она считатется классикой математики, и изучают ее все студенты, кто учит матан более 1 курса.
История Есть всем известная серия профилей NACA. Много их, и все с известными характеристиками.
Очень популярные одно время и за рубежом и у нас в СССР / России. Однако, как постепенно стало выясняться, что на практике указанные характеристики не достижимы. Это происходило многократно.
Профили NACA широко использовались нашими авиаконструкторами для истребителей 1937-1945, потом был ренесанс и их использовали любители маленьких самолетов самодельной постройки в 1985-1991 г. Так вот, оказалось, что характеристики не подтверждались. Качество профилей оказывалось значительно меньше теоретического, и дело не только в точности выдерживания профиля или отделки поверхности, но и в некой систематической ошибке.
Кроме того - они обладают отвратительными срывными характеристиками на малых скорсотях. Если для пилотажного самолета типа Як-52 - это нормально, то для учебного или многцелевого Як-18Т - зубная боль в заднице. И вот в каких то историческиъх мемуарах прочиталось, что продувкам были подвержены очень малая часть профилей NACA, а остальная огромная куча была получена расчетами! Суть Если вбить профиль NACA в 'Профили' то получим офигенный профит!
А если вбить свой профиль с придуманой геометрией, то они будут хуже, чем тот же NACA. Отсюда следует вывод, что программу писали программисты, которые тоже (внезапно!) изучали когда то матан, и особо не парились над математическим аппаратом, использовав то что есть в наличии.
То есть те же функции Жуковского и т.д. Поскольку не все можно вот так вот запросто отобразить (= не все профили можно описать гладкой математической кривой) то программисты используют некторорые допущения, или как они называют 'костыли'. Сертификат на лента для заделки швов гипсокартона цена. А кто нибудь сравнивал, что получается в результате расчета по этой программе и на самом деле?! Послесловие, а иначе помидоров будет много в меня 1.
Какие конкретно 'костыли' в программе - не знаю, но то что они есть - абсолютно уверен. В свои программы мы тоже вынуждены вставлять костыли.
Не все можно посчитать. Как сказал один знакомый - 'Если бы все можно было расчитать, то незачем было бы испытывать.' Все посчитать либо не возможно либо не рентабельно.
Но программа - коммерческий продукт и она должна хоть как то работать, поэтому в нее вставляются 'костыли', там где это нужно программисту. Пользователям же нужно лишь только знать, где и как они искажают результат. Про свои программы я знаю это, про 'Профили' - не знает никто.
Наш аэродинамик тоже пользуется программами, и первая в помойку улетела именно 'Профили', по результатам наших реальных испытаний. Ибо с 2007 г на работе пытаемся на пару с аэродинамиком довести Су крыла самолета с реального 1.8 до теоретического 2.4, но ничего выше 2.1 не получили. Один раз после доработок получили 2.25, но при этом испортили всю аэродинамику хвоста и от этого варианта доработки пришлось отказаться. Я лично знаю одного такого 'профилепроклонника' здесь, на этом сайте, даже очень авторитетный., посвящается тебе! И тем не менее это не мешает ему строить красивые и необычные летающие (самое главное - летающие!) самолеты.
Эти все ваши программы отражают лишь общую тенденцию, которая помогает оценить верность хода мыслей, но доверять на 100% любой программе нельзя. Только практически измеренный результат дает истину. Привет, Николай!:) Ну откуда ты взял, что я 'профилепоклонник'?
Программу профили я вообще не использую, у меня её просто нет даже))) А к различным виртуальным продувкам я отношусь как к неким тенденциям. К профилям на не очень крупных и не скоростных моделях отношусь так: более-менее заметно влияют относительная толщина и кривизна профиля. Останльное, в адекватных пределах, не сильно влияет и заметить это влияние весьма сложно. Также, я подхожу к расчёту при создании самолёта своего дизайна, как к некому вторичному этапу. Потому что все расчёты, которые более-менее доступны нам, работают на классических простых схемах в простых летных режимах.
Я стараюсь использовать элементы вирхевой аэродинамики, чтобы расширить некоторые характеристики, связанные с критическими режимами в основном. Эти вещи не имеют точного расчёта и в программах продуваются тяжело. Тут идёт практика вепереди. Всегда когда что-то новое, сначала идёт практика, потом описание результатов в виде математических формул. Это и называется наука, когда во главе всегда лежит повторяемй эксперимент с устойчивым результатом, а потом описания различного рода для 'потомков' и 'последователей', чтобы им не тартить время на теже эксперименты в будущем для решение тех же задача.
Но для новых задач нужны новые эксперименты с новым описанием, формулами. Но не до всех это доходит. Именно поэтому часто пытаются по старым методикам рассматривать новые формы, в результате чего возникает не обоснованная, точнее не верно обоснованная, критика в адрес того или иного дизайна. Поэтому я давно не берусь критиковать те или иные изделия, т.к. Не могу знать чем руководствовались при их создании и что хотели получить на выходе. Я просто стараюсь уважать людей, которые делают своё дело и не боятся смело идти по тому пути, который они считают правильным в данных условиях.
Программа Расчета Профиля Крыла
Также стараюсь не примать участия в абстрактынх рассуждениях на тему, т.к. Говорить в таких случаях можно почти бесконечно, но это, скорее всего, ничего не даст, т.к.
Нет точки приложения усилий. Абстракцию трудно назвать точкой))) В абстракциях можно долго купаться, наслаждаться различными видениями процессов, но для принятия конкретных решений нужно спускаться в нужный момент на землю и, под свою ответственность, собирать всю абстрактность в кулак, концетрировать, сжимать до такого состояния, чтобы она проявилась в материальной форме. На это нужные определённые психические усилия и воля, поэтому не каждый это может делать или осмеливается делать. А мои самолёты летают))) И к программе профили это отношения никакого не имеет. И я никогда не возмусь писать про профили с целью общих рекомендаций и абстрактных рассуждений. Я считаю эту тему индивидуальной. С Вами согласен полностью.
Ещё мальчишкой когда только начал ходить в авиамодельный кружок, помню что мы все верили в тот самый волшебный проффиль, который сделает тебя чемпионом. Сколько лет прошло но до сих пор Благодарен нашему тренеру Александру Юрьевичу Мещрякову 'МАЮ'. Действительно все его советы в итоге превратились в бесценные.
Дело не в профиле продутом в аэродинамической трубе, хотя это и имеет значение, как научное так и практическое, но оно превращается в реальном нашем исполнении в нечто неведомое. Эффект от применения атласа профилей сводится в 'меньше чем 1' при его применении в Авиамоделизме почти в каждом реальном случае применения. Когдато мы тренера слышали и не понимали. Чем больше вы сделаете моделей тем совершеннее они будут летать. Даже те которые раньше летали неважно. Чем больше испытаете собственных профилей тем больше еффекта от них применения добъётесь.
Пытайтесь от каждого применённого профиля добиться максимального эффекта в реальном полёте.и ещё. Если 'МАЮ' на нравилась чья либо работа над самолётом, он не критиковал, а находил лучшие варианты исполнения конкретного узла среди нас и 'рекламировал' сей результат вовлекая нас в передовые конструкторские и испонительские мысли. Погоня в авиамоделизме за сходстом с большой авиацией и полное подражание конечно преследует свою цель но криво влияет на рельный полёт. Есть действительно мастерство, которое создаёт, как Вы пишите РЕАЛЬНО - самое главное - летающие!