Comments 27
Можете ли вы посоветовать (а паче чаяния, сделать обзор на) симуляторы АДТ?
Чтобы читателю вроде меня можно было поиграться самому и посмотреть как что работает.
Для оптики есть классный онлайн-симулятор:
https://phydemo.app/ray-optics/gallery/
Есть ли подобное для аэродинамики?
Я симуляторы АДТ не видел.
Вообще, я очень плохо отношусь к "расчётам " в аэродинамике, которые опираются на теорию Жуковского-Бернулли.
Практически все современные численные расчёты в механике жидкости и газа (CFD) имеют в основе уравнения Навье-Стокса, а не Бернулли
А уравнение Бернулли - это частный случай Навье-Стокса, если обнулить вязкость и нестационарность. Т.е. турбулентность получится рассчитать только при использовании Навье-Стокса, а по Бернулли возможен только ламинарный поток.
Из самого простого это XFLR5 http://www.xflr5.tech/xflr5.htm Основанный на методе вихревой решетки.
Так же есть более модернизированная программа OpenVSP https://openvsp.org У нее большой функционал и есть возможность считать трансзвуковые течения панельным методом.
Для точных расчетов используют что-то на подобие OpenFOAM https://www.openfoam.com Но для запуска нужно обладать минимальными знаниями в области численного расчета аэродинамики.
Возможно вас заинтересует вот эта программа https://github.com/ProjectPhysX/FluidX3D ее можно назвать симулятором АДТ, плюсом она считает используя мощности видеокарты.
Так если в начале 1930-х у самолётов толщина профиля составляла 15-20% от ширины крыла по хорде, то к 1940-м толщины крыльев истребителей и бомбардировщиков упали до 8-15%, при этом максимальные толщины профиля сместились ближе к середине хорды крыла. (см.рис.1-4.)
Вы пишите, что упали, но приведенная вами же картинка вам противоречит. Профиль 1935 года раза в 4 толще профилей 1908-1915. Это еще и в предыдущей статье было. Как же это они так падают, когда на картинках демонстрируется противоположное?
я описывал механизм возникновения сильных изгибно- крутильных колебаний крыла при внезапном срыве потока на одной из плоскостей крыла
Вы описали свою гипотезу поведения самолёта при флаттере (не сумев дать определения этому термину), при этом никак не показав, что описанное вами явление хоть раз наблюдалось в реальности.
Кому лень ходить по ссылке: автор утверждал, что при флаттере плоскости крыла закручиваются синхронно, а фюзеляж при этом поворачивается по тангажу в противоположную сторону, тогда как во всех найденных видео видно отсутствие колебаний по тангажу и изгиб плоскостей в противофазе.
Данные конструктивные отличия в лонжеронах- это прямое исполнение рекомендаций Келдыша по противодействию разрушительному влиянию флаттера крыла на больших скоростях.
Здесь вы забыли про важный параметр - удельная нагрузка на крыло (масса самолёта делить на площадь крыла). У МиГ-3 она примерно вдвое (плюс-минус в зависимости от модификации) выше, чем у И-16, поэтому даже без учёта флаттера конструкция крыла должна выдерживать большую нагрузку на изгиб.
И этот же параметр "отвечает" за взлётную массу. Прочнее крыло - можно обеспечить более высокую удельную нагрузку на крыло - можно поднять взлетную массу при той же площади крыла. А чтобы обеспечить подъёмную силу - нужен более мощный мотор, чтобы "протолкнуть" нагруженное крыло через атмосферу в нужном нам направлении. И по странному совпадению мотор обеспечивает и более высокую скорость полёта.
Про экономичность двигателей самолётов с различной степенью двухконтурности я уже писал ранее статью
Эта статья вызвала у меня отдельный пожар как у человека, который закончил Самарский аэрокосмический, факультет двигателей летательных аппаратов, кафедра конструкции и проектирования двигателей. Да, именно на этой кафедре когда-то преподавал Н. Д. Кузнецов, инициалами которого и названы двигатели НК. И там же преподавали люди, которые на этом заводе работали или работают. Конструкцию двигателей нам читал Старцев, который в своё время, молодым специалистом, участвовал в создании НК-12.
В целом вы сделали правильные выводы, только не очень понятно зачем: ровно то же самое изложено в первой главе учебника Кулагина "Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок", по которому я в своё время учился. Чем выше степень двухконтурности (а турбовинтовой двигатель можно рассматривать как турбовентиляторный с крайне высокой степенью двухконтурности), тем выше КПД, но ниже скорость полёта, а воздушный винт - источник высокого шума. Поэтому на винтах летают военные, которым на шум плевать, а для гражданской авиации винт надо капотировать, т.е. превращать его в вентилятор.
Но вот эта фраза
НК-93 – это сильно модернезированный старый двигатель НК-12 (от бомбардировщика Ту-95), которому обрезали лопасти с диаметра 5,6 м до диаметра вентилятора 2,9м, а затем увеличили в 2 раза число лопастей и закапотировали всё это в кольцевую обечайку (см.рис.3).
Перечёркивает всё хорошее впечатление от статьи.
НК-93 и НК-12 похожи только местом разработки и общим принципом работы. Конструктивно они принципиально разные. НК-12 - одновальный двигатель, где винт (через редуктор) сидит на том же валу, что компрессор и турбина. НК-93 - трёхвальный двигатель (три вала крутятся один в другом), вентилятор приводится от турбины, которая крутит только вентилятор, а компрессоры (высокого и низкого давления) приводятся каждый от своей турбины. Называть это "модернизацией" нельзя, это просто разные двигатели с совершенно разной конструкцией, внутренним устройством и рабочими параметрами (степенью повышения давления и температурой газа перед турбиной).
Поэтому на винтах летают военные, которым на шум плевать, а для гражданской авиации винт надо капотировать, т.е. превращать его в вентилятор.
Честно говоря, довольно странное утверждение. В гражданской авиации вполне себе используются самолёты с ТВД, а военные летают и на двигателях с различной степенью двухконтурности. Винтовентиляторные двигатели большого применения не нашли - у двигателей со степенью двухконтурности ~10 всё-таки вентилятор, а не закапотированный винт.
У меня весьма упрощённая картина получилась, соглашусь.
ТВД шумит тем больше, чем больше тяга и скорость полёта, и после какого-то предела шум винта становится недопустимым для гражданской авиации, но ещё приемлем для военной. Если посмотреть на большие самолёты с ТВД (старые Ту-95 и C-130, новый A-400) - то мы увидим, что они используются военными, а не гражданскими. Плюс сложности с компоновкой - ТВД с большим винтом требует либо высокоплана, либо длинные стойки шасси.
Насчёт винтовентиляторных - история сложная и грустная. Идея закапотировать приводимый через редуктор винт изменяемого шага и получить преимущества винта (изменяемый шаг, большой диаметр, малая скорость вращения) и вентилятора (собственно мешающий перетеканию газа корпус и низкий уровень шума) хороша в теории. Но на практике вперлись в большой вес и сложности с редуктором и механизмом изменения шага, а Кузнецову помешало ещё и отсутствие подходящего самолёта - а так бы, может, НК-93 и пошел в серию. PW на своём 1000G (привод вентилятора через редуктор, но без изменения шага), насколько я знаю, тоже впоролись в редуктор (хотя там и других проблем было много). Вот и пришли к вентилятору как компромиссу между эффективностью и простотой конструкции.
Я вот ещё слыхал, что у НК-93 минимальный часовой расход в диапазоне скоростей, который километров на пятьдесят в час меньше, чем у "обычных" (с большой степенью двухконтурности), в результате чего при пересчёте на километровый расход картинка получается не такая красивая...
Давайте всё-таки не забывать, что НК-93 был опытным двигателем, причём его доводка пришлась на 90-е годы, когда денег не было ни у Кузнецова на работу, ни у авиастроителей на самолёты, куда этот двигатель можно было бы поставить.
Да, скорость бы доводкой поднять не получилось скорее всего, а вытянуть экономичность - вполне.
Но, возможно, во мне говорит патриотизм за родной город.
Н. Д. Кузнецов, инициалами которого и названы двигатели НК.
ходят слухи, что Кузнецов был партийным надсмотрщиком-погонялой над трофейными немцами, которые и сделали всю работу по НК.
Пленные немцы действительно внесли некий вклад в НК-4 и НК-12 (один из моих преподавателей с ними работал), но ни от кого я подобного мнения о Кузнецове не слышал. В частности, его лекции слушал мой отец, который учился на том же факультете, что и я, и отец отзывался о нем как о человеке весьма высокого профессионализма. Так что, по моему мнению, это не более чем слухи. Мне кажется, нельзя вырасти из вертухая в конструктора. Тем более что Кузнецов ещё до работы в Куйбышеве занимался авиадвигателями.
это не более чем слухи.
может быть и так. но если взглянуть на ситуацию шире - двигателестроение в СССР-РФ было мягко говоря не очень, а грубо выражаясь - в заднице. причем любое: авиа, авто, судовое. если вам ближе авиация, рассмотрите историю каждого прорывного и каждого популярного двигателя и найдете что-то типа МиГ-15.
Частично я с вами соглашусь. Двигатель МиГ-15, он же Rolls-Royce Nine, был просто куплен у Британии. Поршневые авиадвигатели до войны тоже покупались.
Но говорить, что всё оно такое - тоже неверно. Как контрпример можно привести довоенный танковый дизель В-2 - ставился на Т-34, КВ и ИС, пока все остальные страны использовали бензин. В авиадвигателях - да, возможно, трехвальные ТРД (НК-32 и НК-93, Д-18 и Д-36) имеют британский след, но это в любом случае сложнейшая работа; достаточно сказать, что больше никто в мире такое не делает. В ракетных я бы отметил НК-33 (да, у него есть дефект в виде внезапного взрыва) и семейство РД-170 - уникальные двигатели, керосин с закрытой схемой ЕМНИП серийно больше никто не делал, США их не просто так покупали. Калининградские СПД тоже покупали для спутников.
И это только то, что за завтраком сходу вспомнилось. Так что - да, иностранные следы есть, но и своих разработок у нас хватает.
Н-да, очередная статья, в которой много чего понаписано, но ничего не объясняется... В двух словах про суперкритический профиль и зачем он нужен. Флаттер тут ни при чём, от слова совсем. Задача такого профиля - сдвинуть так называемый волновой кризис (когда где-нибудь на поверхности крыла местная скорость потока превышает скорость звука и образуется скачок уплотнения со всеми прелестями этого явления, включая рост сопротивления и потерю подъемной силы) в область более высоких скоростей. Каким образом? Вспомним закон Бернулли - с ростом скорости давление в потоке падает, со снижением - увеличивается. Обычные дозвуковые профили создают подъемную силу благодаря увеличению скорости потока над крылом (то есть, за счёт падения давления над ним) - поэтому они имеют характерную выпуклость верхнего обвода (бОльшая длина контура обеспечивает увеличение скорости потока благодаря условию неразрывности струи). Поскольку местная скорость увеличивается, по сравнению со скоростью в удаленной точке, то в этой области ещё при довольно низких скоростях полета возможно превышение скорости звука со всеми последствиями. Суперкритический профиль "работает" за счёт замедления потока под профилем )то есть, за счёт роста давления под крылом) - с помощью специфического "выреза" в задней части профиля, где на дозвуке происходит расширение сечения потока и его замедление (а значит, рост давления), Таким образом, допустимый диапазон скорости до возникновения волнового кризиса возрастает. Не хочу возиться с картинками - есть "классические" изображения, на которых четко видно принципиальное отличие этих профилей с учётом вышесказанного.
Ну, конечно, конечно, как же без минусов... 😁. Самолюбие задето.
У суперкритических профилей есть набор достоинств и недостатков, естественно. Достоинства, - как выше сказано, более позднее достижение волнового кризиса и бОльшая строительная высота профиля, что даёт возможность строить более лёгкое крыло. Недостаток (из того, что помню), - в случае превышения скорости звука, на таком профиле происходит реверс подъемной силы - она становится отрицательной, поскольку, если кто помнит, что такое сопло Лаваля, задняя часть профиля начинает работать, как это самое сопло, в котором, как известно, в сверхзвуковой части поток ускоряется при расширении сечения - и, следовательно, давление падает и подъемная сила меняет своё направление. Вот почему такой профиль не может быть использован для сверхзвуковых скоростей...
Простите, а можно спросить в целях повышения образованности?
В сопле Лаваля сперва сечение уменьшается, и скорость растёт, потом в критике - скорость звука, потом сечение увеличивается, а скорость растёт дальше.
Какими законами описывается это явление? В смысле, что на дозвуке скорость растёт при сужении, а при сверхзвуке - при расширении?
Про сопло лаваля и работу ЖРД у меня цела статья есть
Н-да... Вопрос тянет даже не просто на экзаменационный по газодинамике, но как вопрос к преподавателю оной с просьбой "на пальцах" объяснить процесс 🙂. Вообще, я этот экзамен сдавал почти сорок лет назад и саму теорию помню довольно смутно. Попробуем порассуждать. Введем постулат о том, что массовый расход газа в единицу времени в любом сечении сопла - величина постоянная и одинаковая для всех сечений (потому как дырок в стенках нет и газу неоткуда взяться и некуда уходить, а переходные процессы, когда на вход подали дополнительное количество, а на выходе об этом ещё никто не узнал, мы не рассматриваем). Для дозвуковой части всё более-менее понятно - при скорости значительно меньше скорости звука газ ведёт себя почти как несжимаемая жидкость, то есть его плотность не меняется и скорость может быть описана через соотношение площадей и массовый расход (сужается сечение, растет скорость). С приближением скорости потока к звуковой начинает играть роль сжимаемость газа - его параметры описываются уже через уравнение состояния идеального газа (для идеального газа при идеальных условиях, то есть, без трения и обмена теплом с окружающей средой), но общий принцип разгона при сужении сечения продолжает действовать, просто часть энергии будет переходить не в кинетическую (скорость), а в тепловую, и при достижении местной скорости звука в сечении, которое называется критическим, скорость перестаёт увеличиваться, растет (при дальнейшем сужении) только температура и, видимо, давление - по сути, появится скачок уплотнения. Если вместо дальнейшего сужения после критического сечения мы поставим расширяющийся канал (диффузор), то меняется только одна вещь - параметры потока в каждом следующем сечении не могут влиять на поток в предыдущем, то есть, эти параметры будут зависеть только от размера сечения (а оно увеличивается, причём подбор его можно делать таким, чтобы при адиабатическом расширении уменьшить плотность), давление и температура будут снижаться. Если при этом плотность будет уменьшаться, то, по условию постоянства массового расхода, скорость потока будет расти. Если без формул, то этот процесс я себе представляю так... Впрочем, поскольку я не сильный теоретик, меня, скорее всего, можно поправить.
Если бы все было так просто то крылом была бы пластина под углом 45 градусов с лобовой площадью в толщину профиля. Представьте себе обтекание симметричного объекта, цилиндра например. Воздух обтекает его с двух сторон и позади формируются два вращающиеся в противоположных направлениях вихря. Их вращение создаёт между ними поток противоположный изначальному и этот поток собственно и есть сила, называемая подъемной и отдельная от лобового сопротивления. Она образуется из тепловой энергии воздуха. А задача любого профиля крыла сделать так, чтобы этот противоток между двух вихрей был направлен под крыло. Профиль делает его асимметричным и один из вихрей, нижний, становится очень большим, мы видим его за крылом, а второй, верхний, сжимается на задней кромке и мы его не различаем. Между ними сзади воздух накачивается под крыло, а выступ на сверхкритическом профиле, вместе с набегающим потоком, помогает ему там удерживаться. Встреча под крылом потока сзади и набегающего и создают поток, отбрасываемый вниз. Это можно наблюдать эмпирически при помощи густой жидкости с частицами маркерами. Например болтая ложкой в супе со сметаной. При этом формирующий силу пограничный слой становится толще и заметней
Профили крыла для полёта без флаттера и загадочные «суперкритические» профили