Очередная пытка бредовыми вопросами

  • FUKS
  • 27.05.2015, 23:02
  • Просмотров: 140
Высота h1, у воздуха плотность d1, температура t1, давление p1, самолёт в крейсерском режиме летит со скоростью v1.
Высота h2>h1, у воздуха плотность d2<d1, температура t2<t1, давление p2<p1, самолёт в крейсерском режиме летит со скоростью v2>v1.
Вопрос №1: что больше - d1/d2 или p1/p2? Т.е. что с ростом высоты падает быстрее (среднестатистически): плотность или давление?

Подъёмная сила равна разности давлений сверху-снизу крыла, помноженной на площадь крыла, соответственно пропорциональна давлению и скорости.
Вопрос №2: справедливо ли, что для равной подъёмной силы (при одинаковой массе самолёта) p1/p2=v2/v1, или тут более другая зависимость?

Далее, самолёт атакует воздух и придаёт ускорение/импульс его молекулам, передавая им часть своей энергии E. Чем больше скорость самолёта, тем большую скорость он придаёт молекулам воздуха, а так как E=mvv, получается, что расход энергии пропорционален квадрату скорости, т.е. растёт по параболе, в пересчёте на единицу массы воздуха. Но на малых скоростях квадрат скорости растёт медленно, медленнее, чем падает плотность воздуха (масса на объём) и давление, и соответственно медленнее, чем растёт скорость, на которой создаётся подъёмная сила равная силе тяжести (весу самолёта).
Вопрос №3: значит ли это, что в этом диапазоне скоростей с ростом высоты падает не только плотность воздуха, но и создваваемое им сопротивление (с учётом роста скорости)? И не потому ли винтовые самолёты летают обычно со скоростью 400-500 км/ч, что эта скорость оптимальна в соотношении с лобовым сопротивлением?
Обсуждение закрыто модератором
Слишком сумбурно. Или просто уже поздно? ;) Формула подъёмной силы на дозвуковых скоростях описана вот тут: https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%BE%D0%B4%D1%8A%D1%91%D0%BC%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%B8%D0%BB%D0%B0

А винтовые самолёты не летают быстрее 700-750 км/ч (крейсерские скорости 550-650) из-за того, что на этих скоростях концы лопастей винтов начинают выходить на сверхзвук из-за векторного сложения скорости полёта и линейной скорости концов лопастей. А выход на сверхзвук - это резкое увеличения сопротивления воздуха и скачок потребной мощности.
Этот предел пытались преодолеть за счёт использования соосных винтов (как на Ту-114/95). Та же тяга достигалась на меньших оборотах, в результате максимальная скорость увеличилась примерно на 100 км/ч. Но конструкция ВМГ была гораздо сложнее. Сейчас вместо соосных винтов те же скорости достигаются многолопастными винтами с саблевидными лопастями. Но всё равно предел скорости определяется тем же - выходом концов лопастей на сверхзвук.
По ссылке непонятно Что такое Y и P? Что за "коэффициент подъёмной силы=0,5...1,5", когда ниже приводится конкретное значение около 1?
И получается, что подъёмная сила пропорциональна таки 1) квадрату скорости, 2) плотности, а не давлению воздуха? Но ведь подъёмная сила пропорциональна разности давлений, а не плотности. Значит давление прямо пропорционально плотности и от температуры не зависит?
А лобовое сопротивление пропорционально какой степени скорости? В жиклёре, помнится, четвёртой - здесь тоже?
Смотри вторую формулу. Коэффициент подъёмной силы зависит от профиля и геометрии крыла, а также от угла атаки. Например, у плоской доски при нулевом угле атаки он вообще будет ноль. А у крыла большого удлинения с ламинарным профилем на угле атаки максимальной подъёмной силы будет, например, 1.5, а на каком-то отрицательном угле атаки тоже будет ноль.

И да, подъёмная сила (как и любая аэродинамическая сила на дозвуке, в т.ч. сила лобового сопротивления) пропорциональна квадрату скорости. Насчёт разности давлений - это упрощённая модель. Там всё гораздо сложнее.

Зависимость от давления и температуры естественно имеется, т.к. с изменением этих параметров меняется плотность воздуха.

З.Ы. В жиклёре зависимости другие, т.к. там уже играет большую роль вязкость воздуха из-за малых размеров отверстия.
Вдогонку про вязкость > З.Ы. В жиклёре зависимости другие, т.к. там уже играет большую роль вязкость воздуха из-за малых размеров отверстия.

Насколько я понимаю, "угол гроба" на предельных скоростях и "звуковой барьер" тоже происходят из-за вязкости воздуха, которая на этих скоростях принимает критические значения для данного профиля.
А есть ли "звуковой барьер" у ракеты, колбасит ли её при переходе через скорость звука?
Вот во сверхзвуковое обтекание я не вникал. За ненадобностью для моих полётов :).

А "угол гроба" характерен тем, что минимальная скорость полёта (соответствующая углу атаки максимальной подъёмной силы) на этой высоте становится равной скорости звука. Т.е. горизонтальный дозвуковой полёт становится невозможен, т.к. для меньшего угла атаки нужно увеличить скорость (т.е. сверхзвук), и на большем угле подъёмная сила уменьшается, и происходит снижение.
Интересует "чистое крыло" в крейсерском полёте > Коэффициент подъёмной силы зависит от профиля и геометрии крыла, а также от угла атаки.

Непонятны значения 1.005 и 1.0033. Они про конкретный профиль и угол атаки? И вообще, как я понимаю, угол атаки создаёт "неправильную" подъёмную силу, фактически добавляет к ней тягу двигателей (преодолевающих увеличенный напор встречного потока) и используется в основном на взлёте и посадке, чтобы минимизировать скорость.
Мне тоже непонятны эти значения 1.005 и 1.0033. В Википедии этот коэффициент Смиттона как-то сумбурно увязывается с полётами братьев Райт. Думаю, что это чисто издержки Википедии.

Не понял про "неправильную" подъёмную силу. Коэффициент подъёмной силы растёт с увеличением угла атаки до какого-то максимального значения (в этой точке угол атаки так и называется - угол атаки максимальной подъёмной силы или критический угол атаки), затем начинает уменьшаться, и потом резко обрушивается - происходит срыв потока. Подробнее погугли по словам "поляра крыла". Собственно, именно за счёт изменения угла атаки и можно выполнять горизонтальный полёт на разных скоростях. Чем меньше скорость, тем больше нужен угол атаки. Если увеличить скорость не меняя угла атаки, то самолёт пойдёт в набор, если уменьшить - на снижение. Точно также и с плотностью воздуха (с высотой) - чем меньше плотность (больше высота), тем больше нужен угол атаки. Именно поэтому на самолётах, летающих на больших высотах ставят прибор АУАСП - автомат углов атаки и сигнализации перегрузок, который сигнализирует о приближении к критическим углам.
Рискну выразить протест > Точно также и с плотностью воздуха (с высотой) - чем меньше плотность (больше высота), тем больше нужен угол атаки. Именно поэтому на самолётах, летающих на больших высотах ставят прибор АУАСП - автомат углов атаки и сигнализации перегрузок, который сигнализирует о приближении к критическим углам.

Вопрос на засыпку: речь об U-2 или об М-17/55? Зачем обычному пассажирскому или транспортному самолёту набирать высоту путём увеличения угла атаки, а не скорости? Ведь смысл набора высоты как раз в полёте в менее плотном воздухе с большей скоростью при том же сопротивлении встречного потока => при том же расходе горючего, т.е. в экономии. Неужели рост угла атаки прибавляет больше подъёмной силы, чем индуктивного (лобового) сопротивления? К тому же увеличивается этот угол не только у крыла.
И потом, как я понимаю, с ростом скорости критический угол атаки уменьшается, и если на взлёте выпуск закрылков приводит к отрыву самолёта на малой скорости, то на потолке он приведёт к отрыву закрылков от самолёта, вроде "был уже прен-цен-дент"(С). Тогда получается, что речь об увеличении не абсолютного, а относительного угла атаки - относительно уменьшающегося критического (совсем как с относительной влажностью при похолодании).
Не принимается :). Речь именно об обычных пассажирских самолётах. Там есть один тонкий момент, про который я не упомянул, т.к. тема была о другом. При приближении к скорости звука критический угол атаки уменьшается. Т.е. на М=0.8 он будет гораздо меньше, чем на М=0.3. Начинает сказываться вязкость воздуха. Поэтому пассажирские и транспортные реактивные лайнеры летают недалеко от критического угла атаки. Вот такая проза жизни. Это не отменяет, однако, необходимости увеличения угла атаки при той же скорости при полёте в воздухе малой плотности.
Ещё один тонкий нюанс заключается в том, что термин "скорость" в авиации весьма разнообразен. Есть истинная скорость, а есть воздушная скорость (есть ещё и другие скорости, но они уже "навигационные", а не "аэродинамические"). Отличаться могут очень сильно. Например, на высоте 12 км истинная скорость будет 800 км/ч, а воздушная - всего 450 км/ч. Это ещё одна отдельная тема, которую можно долго обсуждать.

А вот закрылки, даже если не оторвутся из-за высокой скорости, никакого выигрыша не принесут. Закрылки кроме того, что радикально увеличивают подъёмную силу, ещё и радикально увеличивают силу лобового сопротивления. Замечал, что лайнеры при выпуске закрылков в посадочное положение, всегда добавляют тяги? А на больших скоростях, когда тяга и так почти на максимуме, выпуск закрылков приведёт к снижению скорости, т.е. для сохранения скорости нужно будет добавить тяги. И нафига лететь на большей высоте, но с меньшей скоростью или при повышенной тяге = при повышенном расходе топлива?
Что-то мы друг друга не понимаем > При приближении к скорости звука критический угол атаки уменьшается. Т.е. на М=0.8 он будет гораздо меньше, чем на М=0.3. Начинает сказываться вязкость воздуха. Поэтому пассажирские и транспортные реактивные лайнеры летают недалеко от критического угла атаки.

Тут наверно можно сформулировать несколько иначе: при приближении к скорости звука КУА приближается к УА, с которым летают лайнеры. Так хотя бы понятнее (лично мне, с моим уровнем знаний).

> Это не отменяет, однако, необходимости увеличения угла атаки при той же скорости при полёте в воздухе малой плотности.

А вот тут и непонятно совсем: ЗАЧЕМ лайнеру лететь в воздухе малой плотности при той же скорости? Правда ли, что при уменьшении плотности и соответствующем увеличении УА получается выигрыш в сопротивлении воздуха и расходе топлива? Или есть более другие причины для такого режима полёта?

> Например, на высоте 12 км истинная скорость будет 800 км/ч, а воздушная - всего 450 км/ч. Это ещё одна отдельная тема, которую можно долго обсуждать.

Вот это уже интереснее. То есть речь не о линейной (м/с), а об объёмной (куб.м/с) скорости, навроде расхода воды в поперечном сечении реки или трубы (и берётся площадь поперечного сечения от самолёта)? И где она фигурирует, какую роль играет? Вышеупомянутая скорость звука, скорость сваливания, квадрат скорости в подъёмной силе и встречном сопротивленим - неужели всё по ней считается? Тогда что же получается: если плотность падает вдвое, то и воздушная скорость падает вдвое против истинной (линейной), значит чтобы её квадрат вырос вдвое (для сохранения подёмной силы), истинная скорость должна вырасти в 2*корень_из_2 раз?
Есть такое дело. Тут наверно можно сформулировать несколько иначе: при приближении к скорости звука КУА приближается к УА, с которым летают лайнеры. Так хотя бы понятнее (лично мне, с моим уровнем знаний).
Да, именно так.

А вот тут и непонятно совсем: ЗАЧЕМ лайнеру лететь в воздухе малой плотности при той же скорости? Правда ли, что при уменьшении плотности и соответствующем увеличении УА получается выигрыш в сопротивлении воздуха и расходе топлива? Или есть более другие причины для такого режима полёта?
Всё правильно, за исключением "при той же скорости". Хотя это опять к вопросу ниже. На высоте 12 км лайнер летит почти вдвое быстрее, чем на высоте 3 км при тех же энергозатратах. Это если говорить об истинной скорости. Но на "воздушном спидометре" (воздушная скорость) у него скорость такая же, как и на 3000 метров. Так что получается, что воздушная скорость та же, а истинная почти в 2 раза выше. Вот за этим и выгоднее лететь в менее плотном воздухе.

Вот это уже интереснее. То есть речь не о линейной (м/с), а об объёмной (куб.м/с) скорости, навроде расхода ...
"Свежесть бывает только одна — первая, она же и последняя"© ;) Скорость измеряется только и исключительно в единицах расстояния делённых на единицы времени. Именно в таком виде она присутствует во всех формулах. Все остальные параметры типа "объёмной (куб.м/с)", поперечного сечения, и т.д. учитывается в других элементах уравнения.
Re: Есть такое дело. > Скорость измеряется только и исключительно в единицах расстояния делённых на единицы времени.

Ну хорошо, приборная скорость - она и есть приборная, а приборы "врут". Так какая же скорость определяет скорости маховую, сваливания, подъёмносильную и встречносопротивленную - истинная или приборная? И если Ту-144 на 17 тыщах летит со скоростью М 2, то какая же у него истинная скорость?
По всем указанным скоростям, кроме скорости сваливания, в формуле указывается истинная скорость. А про сваливание - не знаю. Но по идее эта скорость важна для пилота, а не для внешнего наблюдателя, и поэтому должна быть воздушной, т.е. той, которую показывает прибор в кабине.

А Ту-144, летящий на высоте 17 тыщ на М=2 имеет истинную скорость около 600 м/с. Скорость звука с высотой меняется не радикально. Если у земли она ~340 м/с, то на высоте 20 км - около 300 м/с. А вот какая у него будет воздушная - не знаю, т.к. как уже говорил, в сверхзвуковое обтекание не вникал.
Терминология хромает > сваливания, в формуле указывается истинная скорость. А про сваливание - не знаю. Но по идее эта скорость важна для пилота, а не для внешнего наблюдателя, и поэтому должна быть воздушной, т.е. той, которую показывает прибор в кабине.

Так ведь истинная скорость тоже воздушная...
Согласен. Речь, конечно, шла о приборной скорости.
Маленькая поправочка. Угол атаки максимальной подъёмной силы и критический угол атаки - разные понятия. Критический угол атаки - это тот, на котором происходит срыв потока. Он чуть больше угла атаки максимальной подъёмной силы.
Нет. Поправочка отменяется :). Сначала правильно сказал. Вот что значит делать два дела сразу :).