Даааа и это в воскресенье.

2 Сапсан
=========
Простите, а что такое "ребро обтекания"? За несколько лет изучения аэродинамики - встречаю впервые.

я фуею, уважаемый редактор !!! ладно я на работе, а сидя дома, в ВСКР, перед компом-ужосс, такой вопрос...ждём Петровича !!!

А что, термины передняя кромка и задняя кромка у нас больше не в моде?

С чего Вы взяли, что у симметричного ЦД смещается назад, а у несимметричного вперед?

Вперед смещается у всех, хоть у плоской пластинки.
Единственное исключение - S-образные, самобалансирующиеся профили...

Да, подзабыл. Есть такие определения как ребро атаки и ребро обтекания... Но как было справедливо отмечено выше они называются всегда передней и задней кромкой.

практическая аэродинамика АН-2 Шифрин. скачай и читай

Страницу скажи, да.
А что, у нас Шифрин уже больший авторитет, чем Прицкер, Прандтль, Остославский...?

Вот, что анписано у Шифрина:

К симметричным профилям относятся двояковыпуклые, Ю плоско-выпуклые, вогунто-выпуклые, S-образные - стр. 16. Как вас, а?
А в пункте 3 на странице 21 вообще какой-то бред почерканный.

Что касается ЦД, то сказано следующее:
Установлено, что у крыла двояковыпуклого профиля с увеличением угла атаки полная аэродинамическая сила увеличивается, а центр давления смещается вперед, к ребру атаки - стр. 20.

Откуда взяли, что у симметричного профиля смещается назад?

Для симметричного профиля фактор кривизны F
заменяется фактором относительной кривизны
линейной зависимости "F астерикс" = FL , который табулируется
при изменении угла атаки.

Расчет нового профиля координаты Y делается в программе
электронных таблиц в виде клеточных операций и новые данные
автоматически копируются в интерфейс таблицы
передачей данных по тригонометрии косых углов,
что увеличивает подьемную силу.

Изменение кривизны делается у заднего ребра кромки
путем изменения кривизны фактора "F астерикс" = FL
это и увеличивет давление у задней кромки ребра
крыла симметричного профиля.

Это называется заправкой координат симметричного
профиля крыла, для полной заправки необходимо
сделать круг ИП импорта процесса поворотом ВС
на 180 градусов в точке ИП.

Из-за вязкости воздуха нужно рассматривать не профиль крыла, а так называемое "тело вытеснения", образуемое пограничным слоем, который характеризуется так называемой "толщиной вытеснения". То есть в реальности имеется искажённый профиль с воздушными границами по верхней и нижней поверхностям и с длинным "хвостом", вытягивающимся назад далеко за пределы задней кромки (задней критической точки для профиля, ибо кромки у профиля нет) и в поперечном сечении на задней критической точке имеющем толщину в виде суммы толщин вытеснения на верхней и нижней поверхностях в этой точке. В результате нарушается парадокс Даламбера-Эйлера для идеальной среды, когда давление торможения на передней и задней критических точках профиля одинаково, ибо задняя критическая точка как бы исчезает (возникает сопротивление давления, так как не уравновешивается давление торможения воздушного потока на переднюю критическую точку). Чем больше турбулентность пограничного слоя, тем больше взбухает и ещё быстрее, чем взбухает, удлиняется тело вытеснения, а, значит, тем больше искажается исходный профиль.

В этом случае получается, что кривизна воздушного профиля (то есть кривизна тела вытеснения) меньше, чем реального профиля крыла. На верхней поверхности струйки обтекающего воздуха в самой утолщённой части профиля сужаются меньше (из-за меньшей кривизны), а у задней кромки расширяются меньше (ибо продолжают обтекать тело вытеснения - нет задней критической точки). Значит, разрежение в районе максимальной толщины профиля уменьшается, а на конце профиля увеличивается, что уменьшает и сдвигает эпюру распределения разрежения на верхней кромке назад. На нижней поверхности после максимального сечения расширение струек к концу профиля так же уменьшается, что снижает положительное давление на нижнюю поверхность. Так как три четверти площади эпюры давления обысно приходится на верхнюю кромку, то она в основном и создаёт результирующую сиду давления (нормальную силу).

При увеличении угла атаки растёт разрежение на верхней поверхности, площадь эпюры увеличивается и растут коэффициенты как нормальной силы (исходящей из центра давления), так и подъёмной силы (как одной из составляющих нормальной силы). При определённом угле атаки, начиная с хвостовой части, возникает отрыв пограничного слоя из-за растущего положительного градиента давления (так называемый "диффузорный отрыв"). При этом в хвостовой части возникает разрежение, которое распространяется и на нижнюю поверхность. На остальной части верхней поверхности разрежение уменьшается. При этом центр площади, заключённой между эпюрами давления на верхней и нижней поверхностями смещается вперёд. Если далее наращивать угол атаки, то зона отрыва двинется вперёд, а эпюра разрежения своим максимумом также пойдёт вперёд с более крутым падением к границе начала отрыва. Соответсвенно центр площади эпюр уйдёт ещё дальше вперёд.

Чем более плоская нижняя поверхность, тем меньше искажения по ней от пограничного слоя, тем меньше толщина вытеснения и больше положительный градиент давления в задней критической точке. Тем раньше и более выраженней происходит смещение площади эпюр и центра давления вперёд по хорде профиля. Соответственно, и наоборот. Поэтому у симметричных профилей в диапазоне рабочих углов атаки смещения центра давления практически не происходит.

Толщина вытеснения на задней кромке для симметрицного профиля
сначала рассматривалась как сверхкритический режим крыла, а затем,
когда появились круги (катушки) зарядки толщины вытеснения по кривизне ИП,
назвали симметричный сверхкритический профиль СПИНИНГОМ.

ASSAULT-50:

+100!! Конкретный вопрос - конкретный ответ. Вам бы лекции читать!

Ответ не правильный, уводящий в сторону.

Не откажусь прочитать правильный ответ.

[ASSAULT-50 , не ведитесь на тролля
пусть посамовыражается, раз уж так распирает...
------
и спасибо за экскурс, редко приходится теорию освежать в памяти(((

а надо ???

В предыдущем сообщении у меня была одна незначительная по форме, но существенная по смыслу ошибка. В случае с плоской нижней поверхностью профиля, поставленной под положительным углом атаки к набегающему на неё потоку воздуха, по мере продвижения приповерхностного (вернее, подповерхностного) потока от носка (ребра атаки) к задней законцовке (ребру обтекания) профиля пограничный слой утончается, а градиент давления тоже уменьшается и даже переходит на отрицательные значения.

Поэтому первое предложение в последнем абзаце моего сообщения следует читать так: "Чем более плоская нижняя поверхность, тем меньше искажения по ней от пограничного слоя, тем меньше толщина вытеснения и тем меньше градиент давления в районе задней критической точки."

Остановлюсь подробнее на физической стороне вопроса. Рассмотрим обтекание выпуклой поверхности (например, верхней поверхности классического крыла) при нулевом угле атаки (то есть когда невозмущённый набегающий воздушный поток движется параллельно хорде профиля крыла).

Как известно, в пограничном слое воздух, как и всякая вязкая среда, осуществляет своё движение под действием сил трения и давления. Приповерхностные струйки воздуха по мере продвижения от передней кромки (ребра атаки) к точке максимальной толщины профиля вынуждены сужаться, так как на них давят струйки, двигающиеся по потоку выше. Чтобы "протолкнуть" ту же массу воздуха в ту же единицу времени (ибо этой массе деваться просто некуда), необходимо увеличить скорость протекания. Согласно закону сохранения энергии общая энергия струйки должна оставаться неизменной (за минусом потерь на трение в вязкой среде) в каждом своём поперечном сечении. Если увеличивается одна составляющая энергии (в данном случае – кинетическая, за счёт увеличения скорости), значит, на столько же должна уменьшаться другая составляющая (в данном случае – потенциальная, за счёт уменьшения статического давления на верхнюю поверхность). После прохождения самого толстого сечения профиля крыла приповерхностные струйки воздуха начинают расширяться вплоть до задней законцовки профиля (задней критической точки) с соответственным уменьшением скорости потока и ростом статического давления.

Таким образом градиент статического давления воздуха по верхнему контутру профиля сначала отрицательный (от носка до максимальной толщины профиля – давление по ходу движения падает), а затем положительный (от максимальной толщины профиля до законцовки - давление по ходу движения растёт). В точке верхнего контура профиля, соответствующей максимальной толщине профиля, градиент статического давления равен нулю, а само статическое давление достигает своего минимального значения. Данная точка – это точка максимального разрежения воздуха на верхней поверхности.

На участке отрицательного градиента статического давления силы, связанные с давлением, способствуют течению воздуха в пограничном слое (поддавливают воздушный поток в направлении движения). В этом случае, если в носке профиля был ламинарный (плоско-параллельный) пограничный слой, то он сохраняется, а если турбулентный (вихреобразный), то его толщина по мере продвижения вдоль профиля растёт медленно. На участке положительного градиента статического давления силы давления направлены против течения в пограничном слое, ибо в каждой последующей по потоку точке верхнего контура профиля давление больше, чем в предыдущей. Если до начала этого участка ещё сохранялось ламинарное течение, то происходит его нарастающая по ходу течения вдоль профиля турбулизация.

На этом участке (то есть после точки максимальной толщины профиля) в верхней части пограничного слоя, где скорость течения велика, разность давлений скажется лишь в том, что частицы воздуха будут несколько притормаживаться, но направление их движения не изменится. В примыкающей к обшивке крыла нижней части пограничного слоя, где скорость движения мала (из-за трения об обшивку), под влиянием положительной разности давлений может возникнуть обратное движение воздуха (так называемое "возвратное течение").

Это возвратное течение приводит к отрыву пограничного слоя от обтекаемой поверхности. Движущиеся в различных направлениях струйки воздуха в пограничном слое сталкиваются, свёртываются, давая начало вихрю, затем отходят от поверхности и подхватываются набегающим потоком. Сам вихрь (точнее, так называемое "ядро вихря") образуется из воздуха в пограничном слое в результате его отрыва и закручивания. Плавность обтекания нарушается.

Если угол атаки увеличивать, то первый участок (с отрицательным градиентом давления) сокращается, сдвигаясь своей задней границей к носку профиля, а второй участок (с положительным градиентом давления), наоборот, удлиняется. При этом на втором участке торможение приповерхностных струек воздуха усиливается, а положительный градиент статического давления растёт.

Однако явление отрыва пограничного слоя происходит только тогда, когда положительный градиент статического давления вдоль обтекаемой воздухом поверхности превышает определённую для данных условий величину, что обычно реализуется на достаточно больших (для каждого типа профиля – своих) углах атаки.

Если же верхней поверхности крыла придать плоскую форму и обдувать это крыло при нулевом угле атаки, то никаких градиентов давления не возникнет (кроме нулевого), а параметры и вид пограничного слоя будут определяться большей частью силами трения. Пограничный слой будет иметь примерно одинаковую и относительно небольшую толщину по всему контуру профиля. (Такая же картина при нулевом угле атаки будет и на плоской нижней поверхности профиля.) При увеличении угла атаки турбулизация на плоской верхней поверхности начнётся практически прямо на носке профиля с возникновения небольшого пика разрежения, а затем эпюра статического давления (разрежения) на большом протяжении будет почти параллельна хорде профиля с резким уходом вниз при приближении к задней законцовке профиля (вплоть до положительных значений). Отрыв пограничного слоя в концевой части (при тех же углах атаки, что и у выпуклого верхнего контура) будет "оттянут" назад по профилю и займёт намного меньшую зону, чем в случае с выпуклой верхней поверхностью крыла. Плоская верхняя поверхность характерна для сверхкритических профилей крыльев современных пассажирских и транспортных самолётов, но служит в основном для уменьшения явления так называемого "волнового отрыва" пограничного слоя, связанного с резким увеличением положительного градиента давления из-за скачка уплотнения при достижении границы трансзвуковых скоростей. Хотя, надо отметить, механизм явления в общих чертах сходен с диффузионным отрывом на больших углах атаки.

Но вернёмся к классическому крылу. При увеличении угла атаки в случае плоской нижней поверхности крыла толщина пограничного слоя на ней будет медленно уменьшаться (прижиматься набегающим потоком к обшивке крыла), а градиент статического давления почти по всей длине нижнего контура профиля (начиная с точки, которая расположена несколько позади передней критической точки) станет отрицательным, вплоть до образования небольшой зоны разрежения на нижней поверхности в области, непосредственно примыкающей к задней законцовке профиля. Эта зона существенно увеличивается при возникновении диффузионного отрыва пограничного слоя на смежной с ней верхней поверхности. При этом верхняя и нижняя эпюры статического давления в области отрыва сближаются друг с другом, и таким образом создания подъёмной силы в полосе, прилегающей к задней кромке крыла, практически не происходит.

В случае выпуклой нижней поверхности с увеличением угла атаки пограничный слой будет также уменьшаться, но гораздо медленней, чем при плоской нижней поверхности, и толщина его в хвостовой части профиля будет при этом тем больше, чем больше кривизна нижней поверхности. При приближении к задней законцовке профиля будет иметь место положительный градиент статического давления. Это позволяет сохранить картину распределения статического давления, характерную для малых углов атаки, на достаточно большие углы атаки (но, конечно, гораздо меньшие, чем околокритические, где вышеуказанные закономерности не действуют).

Если мы будем рассматривать такую характеристику пограничного слоя, как тело вытеснения, о котором говорилось в моём предыдущем сообщении, то обнаружим, что существенно изменится угловое положение хорды профиля этого тела по сравнению с хордой исходного профиля крыла, что приведёт к уменьшению угла атаки по отношению к телу вытеснения. (При плоской нижней поверхности этот эффект гораздо менее выражен.) Все эти факторы ведут к "затягиванию" явления диффузионного отрыва на большие углы атаки для исходного (реального) профиля.

Тело вытеснения имеет простой физический смысл. Оно со своими кривизной, углом атаки и распределением давления в идеальной среде является аэродинамическим аналогом исходного профиля крыла с его кривизной, углом атаки и распределением давления в вязкой среде.

Эпюры статического давления обычно строятся в следующей системе координат. По горизонтали вправо от нуля откладываются безразмерные относительные координаты хорды профиля (то есть текущий отрезок длины хорды, делённый на всю длину хорды). По вертикали от нуля вниз идут положительные величины безразмерного давления (обычно в этой зоне располагается большая часть эпюры давления на нижнем контуре профиля), а вверх – отрицательные величины безразмерного давления (в этой зоне почти полностью, обычно за исключением малой части у задней законцовки профиля, укладывается эпюра давления на верхнем контуре профиля). Безразмерное давление (другое его название "коэффициент давления") получается, если разность статического давления в рассматриваемой точке контура профиля, соответствующей текущей координате хорды профиля, и статического давления окружающего воздуха (атмосферного давления) разделить на величину скоростного напора набегающего на профиль воздушного потока.

Эпюры представляют собой кривые линии распределения статического давления по верхнему и нижнему контурам ("поверхностям") профиля. Величина площади, заключённой между эпюрами, представляет собой величину коэффициента нормальной силы профиля (нормальная сила перпендикулярна хорде профиля), который при малых углах атаки приближённо можно считать равным коэффициенту подъёмной силы профиля. Центр "тяжести" плоской фигуры, образованной эпюрами, в проекции на относительную хорду профиля определяет положение центра давления, к которому приложена аэродинамическая сила. Нормальная сила (приближённо равная на малых углах атаки подъёмной силе) является составляющей общей аэродинамической силы.

При этом понятно, чем больше будет "суживаться" область между эпюрами в хвостовой части профиля, тем больше будет сдвигаться центр "тяжести" образованной эпюрами плоской фигуры к носку профиля. Величина "суживания" определяется степенью развитости диффузионного отрыва в хвостовой части верхнего контура профиля, и эта степень тем больше на тех же углах атаки, чем больше положительная кривизна средней линии профиля. У симметричных профилей средняя линия представляет собой отрезок прямой линии (кривизна отсутствует).

К ответу на заданный в начале этой темы вопрос можно подойти, что называется, и "с другого боку". При этом нет нужды вникать в физические явления, происходящие при обтекании крыла воздушным потоком. То есть имеется возможность абстрагироваться от аэродинамики и привлечь формальную аналитику аэромеханики вкупе с несложным математическим аппаратом для соответствующих преобразований. В общем, сам вопрос-то несложный и потому не вызывает больших затруднений.

Для упрощения рассуждений и расчётов возьмём прямоугольное в плане крыло без поперечного излома (то есть без поперечного V), достаточно большого размаха и постоянного профиля по всему размаху. Взять, конечно, можно и крыло любой другой конфигурации, но в этом случае все рассматриваемые по заявленной теме параметры придётся "привязывать" к так называемой "средней аэродинамической хорде" (САХ) крыла.

Теоретической средней аэродинамической хордой (САХ) крыла произвольной формы называется хорда условного прямоугольного крыла, у которого площадь, аэродинамическая сила и момент тангажа будут точно такими же, как и у крыла произвольной формы.

Таким образом, выбранное "упрощённое" прямоугольное в плане крыло можно представить, как одно из "семейства" крыльев произвольной формы. В этом случае средняя аэродинамическая хорда (САХ) по своему расположению и длине будет в точности совпадать с хордой профиля выбранного прямоугольного крыла в любом его поперечном сечении, а все аэродинамические и динамические параметры, свойственные отдельно взятому профилю этого крыла, легко распространить на всё крыло в целом, ибо аэродинамические коэффициенты профиля одновременно будут являться и аэродинамическими коэффициентами всего крыла. Причём все логические и математические выкладки, проведённые для прямоугольного в плане крыла с одинаковыми по размаху профилями, будут в той же степени справедливы и для любого другого крыла любой другой конфигурации с одним только отличием – в случае непрямоугольного в плане крыла с разными по размаху профилями придётся заняться дополнительными расчётами для приведения характеристик к средней аэродинамической хорде (САХ).

Вначале найдём для "упрощённого" прямоугольного в плане крыла МОМЕНТ ТАНГАЖА относительно оси, проходящей через центр масс. (Все угловые перемещения любого аэродинамического летательного аппарата происходят вокруг его центра масс. В нашем случае, центр масс крыла или всего самолёта – не имеет большого значения. Алгоритм тот же. Поэтому будем считать таким летательным аппаратом отдельно взятое прямоугольное крыло, выбранное исходя из выше перечисленных упрощений.)

Также для упрощения выкладок будем считать, что центр масс в боковой проекции располагается на хорде профиля крыла. МОМЕНТ ТАНГАЖА КРЫЛА можно выразить классической формулой через нормальную силу (то есть через перпендикулярную к хорде профиля составляющую полной аэродинамической силы крыла) и плечо (то есть через расстояние по хорде между центром масс и центром приложения нормальной силы – так называемым "центром давления"). Но тот же МОМЕНТ ТАНГАЖА КРЫЛА можно выразить и через известную формулу аэродинамического подобия в виде произведения четырёх сомножителей: коэффициента момента тангажа крыла, скоростного напора, площади крыла и длины хорды профиля крыла.

Оба полученных математических выражения для МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА относительно центра масс (ввиду того, что этот момент един в двух "ипостасях", то бишь формулах) приравняем друг к другу.

В диапазоне небольших лётных (рабочих) углов атаки, когда имеет место достаточно плавное обтекание крыла воздухом, нормальная сила приблизительно равна подъёмной силе крыла. Сделав такое допущение и преобразовав приравненные друг к другу выражения МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА, получим, что КОЭФФИЦИЕНТ МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА относительно центра масс равен сумме, где первым слагаемым является коэффициент момента тангажа профиля относительно оси, проходящей через носок (ребро атаки) профиля, а вторым слагаемым - коэффициент подъёмной силы крыла, умноженный на относительное расстояние по хорде от носка профиля до центра масс (относительное расстояние – это длина соответствующего отрезка хорды, делённая на длину всей хорды).

Упомянутый в предыдущем абзаце коэффициент момента тангажа профиля относительно оси, проходящей через носок профиля, в свою очередь состоит из двух слагаемых. Первое слагаемое – это коэффициент момента тангажа профиля относительно его носка при нулевой подъёмной силе. Подъёмная сила обычно обнуляется при выходе на небольшие отрицательные углы атаки. В этом случае момент тангажа формируется исключительно за счёт сил сопротивления воздуха. Второе слагаемое представляет собой вызванное наличием подъёмной силы приращение коэффициента момента тангажа профиля и выглядит как произведение частной производной коэффициента момента тангажа профиля относительно его носка по коэффициенту подъёмной силы крыла на текущий коэффициент подъёмной силы крыла. (Излишне говорить, что при нулевой подъёмной силе, то есть при обнулении коэффициента подъёмной силы крыла, второе слагаемое обращается в ноль.)

Если подставить это последнее выражение в формулу для КОЭФФИЦИЕНТА МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА относительно центра масс, то увидим, что при наличии подъёмной силы её влияние на величину этого момента можно также представить двумя слагаемыми. Первое слагаемое – это уже упомянутая в предыдущем абзаце частная производная коэффициента момента тангажа профиля относительно его носка по коэффициенту подъёмной силы крыла. Надо отметить, что для классических крыльев эта производная всегда меньше нуля, то есть принимает отрицательные значения. Кроме того, в диапазоне лётных (рабочих) углов атаки коэффициент момента тангажа профиля относительно его носка практически находится в обратной линейной зависимости от коэффициента подъёмной силы крыла. Другими словами, вышеуказанная производная представляет собой отрицательную константу. Второе слагаемое – это относительное расстояние по хорде профиля от его носка до центра масс.

В преобразованной после подстановки формуле для КОЭФФИЦИЕНТА МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА сумма из этих двух слагаемых умножается на коэффициент подъёмной силы крыла.

Понятно, что если указанная выше сумма вдруг станет равной нулю, то какое-либо влияние подъёмной силы на МОМЕНТ ТАНГАЖА КРЫЛА исчезнет. Но такое может случиться, если первое слагаемое в указанной сумме будет равно второму по абсолютной величине и противоположно по знаку.

На словах это можно обозначить так: если ось, относительно которой рассчитывается МОМЕНТ ТАНГАЖА КРЫЛА, провести не через центр масс, а поместить в некую точку на хорде профиля на относительном расстоянии от его носка, равном по величине значению вышеуказанной частной производной, то КОЭФФИЦИЕНТ МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА не будет зависеть от коэффициента подъёмной силы крыла. А так как коэффициент подъёмной силы крыла находится в прямой линейной зависимости от угла атаки, то не будет зависеть и от угла атаки.

Такая точка называется фокусом профиля по углу атаки этого профиля. А в принятом нами случае прямоугольного крыла, набранного из одинаковых профилей, эта же точка одновременно является и фокусом крыла по углу атаки. (Есть и обобщающий фокус по углу атаки для всего самолёта целиком. Однако вклад крыла и здесь будет определяющим. Фокус самолёта по углу атаки обычно называют просто "фокусом".) Относительно фокуса крыла аэродинамический МОМЕНТ ТАНГАЖА КРЫЛА остаётся величиной постоянной при небольших изменениях угла атаки (в пределах лётного диапазона этих углов). Чаще всего фокус по углу атаки определяют как точку приложения приращения аэродинамической силы, вызванного изменением угла атаки.

Уже упомянутый коэффициент момента тангажа профиля относительно его носка (а при принятых в нашем случае допущениях – и всего крыла относительно его передней кромки) при нулевой подъёмной силе зависит от кривизны средней линии профиля и числа Маха. У несимметричных профилей с положительной кривизной (например, с плоской нижней поверхностью) этот коэффициент всегда меньше нуля, то есть принимает отрицательные значения. С точки зрения прочности, устойчивости и управляемости самолёта этот коэффициент желательно свести к нулю, что достигается применением двояковыпуклых симметричных профилей, у которых коэффициент момента тангажа профиля относительно его носка при нулевой подъёмной силе равен нулю. Это происходит из-за симметричности обтекания симметричного профиля при нулевой подъёмной силе, которая для симметричных профилей реализуется на нулевом угле атаки.

Из всех выше приведённых рассуждений и после элементарных алгебраических преобразований последнего математического выражения для КОЭФФИЦИЕНТА МОМЕНТА ТАНГАЖА КРЫЛА становится ясно, что относительная координата центра давления на хорде профиля, отсчитываемая от носка профиля, равна разности относительной координаты фокуса на той же хорде и дроби, в числителе которой коэффициент момента тангажа профиля (или, что то же самое при принятых допущениях, всего крыла) относительно его носка при нулевой подъёмной силе, а в знаменателе - коэффициент подъёмной силы крыла, который, как уже говорилось выше, является прямой функцией угла атаки.

По этой формуле хорошо видно, что у крыльев, набранных из симметричных профилей, числитель дроби и тем самым сама дробь обращаются в ноль (из-за симметричного обтекания при нулевой подъёмной силе момента тангажа на профиле не возникает), а оставшиеся в формуле центр давления и фокус совпадают по своему местоположению на хорде профиля. И это их совмещённое положение не может измениться при изменении коэффициента подъёмной силы крыла ввиду отсутствия такового коэффициента в формуле, а, значит, центр давления не меняет своего положения при изменении угла атаки.

Если же профили крыла несимметричные (обычно – с положительной кривизной), то числитель дроби принимает некоторое постоянное значение (для каждого вида несимметричных профилей своё), причём, как опять же было сказано выше, это значение отрицательное по знаку. Таким образом, алгебраическая разность в формуле, определяющей положение центра давления, превращается в арифметическую сумму. Теперь положение центра давления зависит не только от положения фокуса, но и от величины дроби, а та, в свою очередь, при числителе, являющимся константой, всецело зависит от значений, которые принимает знаменатель, представляющий собой коэффициент подъёмной силы крыла. Если растёт угол атаки, то увеличивается и коэффициент подъёмной силы крыла, соответственно увеличивается знаменатель, а, значит, величина дроби уменьшается – центр давления движется по хорде вперёд, к носку профиля. И наоборот, при уменьшении угла атаки дробь увеличивается, а центр давления, согласно определяющей его формуле, отодвигается назад от своего прежнего положения. При стремлении коэффициента подъёмной силы крыла к нулю, центр давления уходит назад вдоль профиля в бесконечность.

На углах атаки, близких к критическим и тем более закритическим, когда наблюдается интенсивный срыв потока с верхней поверхности крыла, понятие фокуса неприменимо, ибо нарушается линейная зависимость коэффициента момента тангажа профиля относительно его носка от коэффициента подъёмной силы, и всё выше изложенное становится недействительным. На критические углы атаки иногда выходят самолёты-истребители, для прочих самолётов это является нештатной (чрезвычайно опасной) ситуацией.

Похвали чудака, он себе и лоб расшибёт. :)))

Про "железяки" рассказывать гораздо легче. У нас в авиации привыкли делать то, что легче. Поэтому у нас авиация - никакая. Один гонор...

Возможно, некоторые обозначения и некоторые термины в вышеприведённых мной текстах прозвучали недостаточно определённо и требуют дополнительного разъяснения.

В результате суммирования давления, возникающего на обшивке крыла, формируется полная аэродинамическая сила, являющаяся векторной величиной. Точка приложения вектора полной аэродинамической силы крыла называется центром давления крыла. Условно принято считать центром давления крыла точку пересечения линии вектора полной аэродинамической силы крыла со средней аэродинамической хордой (САХ).

В связанной (с летательным аппаратом) системе координат полную аэродинамическую силу можно разложить на нормальную силу (перпендикулярную продольной оси летательного аппарата и расположенную в плоскости его симметрии), продольную силу (в нормальном полёте направленную назад вдоль продольной оси летательного аппарата) и поперечную силу (перпендикулярную одновременно двум первым силам и направленную вправо или влево в зависимости от направления бокового скольжения летательного аппарата). Поперечная сила равна нулю при отсутствии скольжения. В случае рассмотрения изолированного крыла за продольную ось можно взять САХ.

В скоростной системе координат базисной осью является ось, направленная вперёд вдоль набегающего на летательный аппарат потока воздуха, или, иными словами, совпадающая по направлению с вектором воздушной скорости летательного аппарата. В этой системе координат полная аэродинамическая сила раскладывается на подъёмную силу (перпендикулярную базисной оси в плоскости симметрии летательного аппарата), силу лобового сопротивления воздуха (в нормальном полёте направленную назад вдоль базисной оси) и боковую силу (перпендикулярную одновременно двум первым силам и направленную вправо или влево в зависимости от направления бокового скольжения летательного аппарата). Боковая сила равна нулю при отсутствии скольжения.

Природа не знает никаких разделений. В ней нет никакой отдельной физики, отдельной химии, отдельной биологии, отдельной аэродинамики… и тем более нет вообще никакой математики. Разделение присутствует только в человеческом мозгу и только потому, что он (человеческий мозг) слишком слаб для охвата всего сущего как единого целого. Но в деле решения текущих проблем сегодняшней довольно примитивной дифференциации знаний достаточно. А завтра – уже нет. Но пока искусственные построения, возникающие в мозгу современного человека, вполне сносно работают.

К таким построениям относится и вся авиационная наука. Но даже на фоне "виртуальных" аэродинамических сил и моментов фокус является совсем уж умозрительной и в реальности не существующей категорией. Можно вообще обойтись без фокуса, но это сильно усложнит расчёты при проектировании летательных аппаратов тяжелее воздуха, потому что центр давления имеет свойство "дрейфовать" по хорде САХ при изменении угла атаки. При исследовании устойчивости летательных аппаратов удобнее пользоваться не понятием центра давления, а понятием фокуса по углу атаки, так как положение фокуса на хорде САХ остаётся постоянным.

И ещё одно замечание. Строго говоря, в реальности коэффициент момента тангажа симметричного профиля при нулевом угле атаки не обращается в ноль. Это происходит, в частности, хотя бы потому, что на молекулы воздуха воздействует сила притяжения к земле, в результате чего обтекание воздухом верхнего и нижнего контуров профиля крыла не является абсолютно идентичным. Но в теории этой разницей обычно пренебрегают, да и на практике она не очень-то сказывается. В случае надобности от аэродинамических "блох" окончательно избавляются на стадии лётных испытаний.

В заключение надо сказать, что Российская Империя - Советский Союз – Российская Федерация оказались очень малопродуктивными в смысле внесения своего вклада в развитие мировой авиационной науки и техники. Если более определённо, то их вклад в авиацию близок к нулю. Авиация – это, образно говоря, дитя западного мира и западного образа жизни. Наверное, именно потому в 2010 году так и не состоялись торжества на государственном уровне по случаю столетия российской авиации.

To ASSAULT-50:
Вам на трибуне мирового глашатая не одиноко?
Такую фигню в заключение запостил...

Как раз торжество состоялось - триумф соединения лучшего двигателя

САМ-146

С лучшим планером Ан-158

Dysindich: "Такую фигню в заключение запостил..."

А я соглашусь с ASSAULT-50 в его заключительном высказывании как с эмоциональным выражением общей картины. Популяризация авиации, и как следствие, авиационной науки и техники в России сегодня стремиться к нулю. Следовательно стремится к нулю перспектива вовлечения будущих учёных к решению проблем авиационной науки и техники, хотя бы по тому, что скоро не будет экономических предпосылок для учёных работать в этих отраслях. При Советском Союзе хотя бы "гонка вооружений" была, был обширный госзаказ на "науку" в отрасли. А сегодня, кому всё это надо? Впрочем, спасибо ASSAULT-50 за лекцию. Может она и заронит здесь в чей-нибудь "молодецкий-неокрепший" мозг зёрнышко любопытства, глядишь и родится новый "жуковский"...

To klg:
Вы, уважаемый, не разглядели генеральную мысль великого ученого мужа, мистера ASSAULT-50.
Он не говорит про "сегодня", он говорит про "вообще"...
В этом и заключается глупость. Видно перепил молочка носителей мировой демократии (это именно им , всем, так называемому "западному миру" от Албании до Англии, свойственно противопоставлять достижения России и "мировые достижения", на то есть объективные исторические и диалектические причины).
Могу только напомнить, что когда в России существовало боевое подразделение "стратегической авиации" остальной "просвещенный запад", еще только начинал осмысливать сам факт возможности постройки подобного самолета (как и саму идею увеличения энерговооруженности самолета, путем расположения нескольких двигателей на крыле). Да и открытие сути штопора (а то бы, как весь "западный мир" "блинчиком " бы разворачивались) и выполнение петли не на пустом месте выросли, без научного обоснования были бы просто невозможны.
Глупость высказывания и заключается в том, что и "...новый "жуковский"...", как и "старый" уже автоматом зачислены в "нулевые вкладывальщики" в "мировую науку".

ту Dysindich
Да ладно, всё я разглядел. Просто нет смысла "топтать" человека за излишне эмоциональное высказывание. А лекция хороша. Давно на форуме не встречал человека, которому не "в лом" подробно изложить материал, чтобы поделиться знаниями...

Вот, кстати, к вопросу популяризации объявление подоспело:
http://www.aex.ru/docs/3/2010/ ...
Дерзай младая поросль! Обещаны ценные призы.

ASSAULT-50:

Прекрасно ответили на вопрос..
Не могли бы проконсультировать меня тоже? Как с Вами связаться можно(е маил или еще как нибудь..?)