Skrzydło samostateczne a zmiany kąta natarcia

[uriuk]

Dyskusja zaczęła się na preclu, ale została strolowana, a temat ciekawy. Myslę, że warto ją tutaj kontynuować.
Moja teza jest taka, że samostatek dąży do utrzymania stałego kąta natarcia. Zbyszek rzucił inną tezę, że po dodaniu gazu kąt natarcia wzrasta.
Tutaj nikt nie będzie używał niemerytorycznych argumentów, więc może uda się coś ustalić.

[Zbyszek Gotkiewicz]

Ja bym zaczął od definicji kąta natarcia. Jak będę miał chwilę czasu to narysuję, ale można to łatwo znaleźć w sieci.

[Zbyszek Gotkiewicz]

Trzeba będzie powiązać ze sobą trzy osobne zagadnienia: kąt natarcia, wytrymowanie skrzydła i chwilowe dynamiczne stany przejściowe.

[uriuk]

Definicja kat Natarcia jest znana. To kat zawarty pomiedzy kierunkiem naplywajacych strug, a cieciwa plata

[Zbyszek Gotkiewicz]

Kierunek napływających strug odpowiada sumie wektorów prędkości poziomej i pionowej, ale z przeciwnym zwrotem. Niestety nie mogę do końca tygodnia tego narysować. Warto sobie przećwiczyć różne sytuacje gdy prędkości ulegają zmianie.

[mchmielo]

...Moja teza jest taka, że samostatek dąży do utrzymania stałego kąta natarcia. ...

Skrzydło o profilu klasycznym też dąży do utrzymania stałego kąta natarcia, tylko mniej skutecznie.
Siła nośna i opór rosną wraz ze wzrostem kąta natarcia. Ponieważ nasz ciężar nie ulega zmianie to po chwilowych wahaniach kąt natarcia musi wrócić do takiego przy którym nasz ciężar jest równoważony przez siłę nośną.

W skrzydle o profilu klasycznym problemem jest czy podczas wahań nie osiągniemy mocno ujemnego kąta natarcia i nie zrobimy fronta. Jest o tyle łatwiej, że przy zmniejszeniu kąta wypadkowa siła nośna przesuwa się do tyłu - czyli "podnosi" tył skrzydła i usiłuje dalej zmniejszyć kąt natarcia. Samo skrzydło klasyczne (bez obciążenia) jest z tego powodu niestabilne. Łatwo sprawdzić na łace podczas wiatru 2-4 m/s. Jak przestaniemy iść do przodu skrzydło klasyczne w krótkim czasie zrobi fronta.

W profilu samostatecznym przy zmniejszeniu kąta wypadkowa siła nośna przesuwa się do "przodu" - czyli "podnosi" przód skrzydła i usiłuje przecistawić się zmniejszaniu kąta natarcia. Z tego powodu skrzydło (nawet bez obciążenia) jest stabilne. Też łatwo sprawdzić na łace podczas wiatru 2-4 m/s. Jak przestaniemy iść do przodu skrzydło dalej zachowa poziome położenie i na zluzowanych linkach "wyląduje" spokoənie nam na głowie, bez zrobienia fronta..

Jak działa profil samostateczny przystępnie opisałZbyszek: http://lotniczapolska.pl/Profil-samostateczny,28507

Pozdrowienia

Marek

[Zbyszek Gotkiewicz]

Najpierw jak powstaje kąt natarcia w paralotni. Zależy on jedynie od kąta zaklinowania płata (wytrymowania) oraz prędkości poziomej i pionowej. Na razie należy przyjąć, że cięciwa skrzydła jest poziomo i jej kąt nie ulega zmianie. Sposoby zmiany kąta cięciwy skrzydła względem poziomu omówię w następnym wpisie. Zgodnie z definicją kąt natarcia to kąt jaki tworzą strugi powietrza napływające na skrzydło względem jego cięciwy. Kierunek napływu strug zależy jedynie od tego z jaką prędkością poziomą i pionową porusza się skrzydło. Te dwie prędkości można opisać dwoma wektorami, których zsumowanie da wektor wypadkowy pokrywający się z kierunkiem napływu strug. Rysunek przedstawia cztery przypadki: prędkości trymowej, lotu na uszach, przeciągnięcie skrzydła i lot na speedzie. Lot na prędkości trymowej odbywa się na kacie natarcia 5 stopni, co jest zbliżone do rzeczywistości. Po założeniu uszu prędkość pozioma nie zmienia się, nie zmienia się także położenia skrzydła względem pilota, ale rośnie prędkość opadania do 2,5 m/s co daje wzrost kąta natarcia do 14 stopni. W przypadku gdy ciągniemy za sterówki prędkość spada do 6 m/s opadanie rośnie do 2,5 m/s a kąt natarcia osiąga 23 stopnie co jest kątem przy którym następuje oderwanie strug z górnej powierzchni profilu i następuje przeciągniecie. Ostatni rysunek pokazuje kąt natarcia w locie na speedzie, ale nie jest to prawdziwy kąt natarcia, ponieważ po wciśnięciu speeda następuje przesuniecie pilota kilkanaście cm do przodu co zmienia wyważenie układu pilot skrzydło i wymusza na skrzydle innego ustawienia się w przestrzeni. Nosek wtedy jest niżej niż krawędź spływu i w rzeczywistości kąt natarcia w czasie lotu na speedzie jest zbliżony do zera. Więcej o zmianach wytrymowania w następnym wpisie.

P4240009.JPG (110.35 KiB) Przejrzano 9209 razy

[Zbyszek Gotkiewicz]

Kąt zaklinowania (wytrymowania) skrzydła jest narzucony przez długość lin oraz umiejscowienie środka ciężkości pod skrzydłem. Skrzydło w locie swobodnym samo ustala sobie swoje usytuowanie w przestrzeni jako wynik zrównoważenia wszystkich sił. Ponieważ te siły są praktycznie niemożliwe do przewidzenia, to konstruktorzy muszą tu poruszać się po omacku ustalając odpowiednie wytrymowanie drogą kolejnych korekt. Korekty polegają na przesuwaniu pilota pod skrzydłem nieco do przodu lub do tyłu tak aby skrzydło osiągało pożądaną prędkość trymową. Jak już pisałem wciśnięcie speeda przesuwa pilota do przodu, co zmienia wyważenie układu jednocześnie wymuszając nowy układ sił w układzie. Jak będzie wyglądał ten nowy układ sił będzie zależało także od zastosowanego profilu czyli od tego jak zmieni się rozkład siły nośnej na profilu po zmianie wyważenia. Dlatego rozważania co się dzieje po wciśnięciu speeda są dużo bardziej skomplikowane niż się wydaje. Podobnie jest z trymerami, które nie tylko zmieniają wyważenie skrzydła, ale także zmieniają jego profil (w części zastosowań) co powoduje zbyt dużo zmian aby je tu opisywać. Wystarczy, że opiszę co dzieje się po użyciu sterówek. Po pierwsze zostaje pewna siła przyłożona do krawędzi spływu, co samo w sobie zmienia już wyważenie i powoduje wzrost kąta natarcia nawet bez zmiany profilu. Ta siła może wynosić kilka kilogramów, co dla wyważenia skrzydła jest już sporą wartością. Jednak oprócz zmiany wyważenia pojawia się zmiana profilu. Na krawędzi spływu pojawia się duże zagięcie profilu w dół, co zgodnie z prawami opływu generuje siłę nośną skierowaną do góry, ale przyłożoną do tyłu skrzydła. Powoduje to przesuniecie całego skrzydła wokół środka ciężkości, który znajduje się około pół metra nad pilotem. Skrzydło skacząc do przodu zmienia automatycznie swój kąt natarcia na mniejszy. Zmniejszenie kąta natarcie zmienia także rozkład ciśnień na przedniej stronie profilu. Podciśnienia tam spada i siła ciągnąca nosek do góry jest w tym momencie mniejsza. Powstają najlepsze warunki do fronta. Dlatego analizując zachowanie skrzydła należy wiedzieć przede wszystkim, czy pilot używał sterówek, jaki był profil skrzydła, czy speed był wciśnięty, czy były zmiany dynamiczne po stronie pilota (zmiany ciągu napędu czy liny holującej). Po zapoznaniu się z tym wstępem na temat kąta natarcia i wytrymowania skrzydła możemy podjąć dyskusję na temat dlaczego mokry Hadron się przeciągnął. A. jeszcze trzeba pamiętać, że siła nośna zależy od współczynnika siły nośnej profilu, powierzchni skrzydła i prędkości. Te pojęcia będą potrzebne żeby zrozumieć dlaczego jedne skrzydła są bardziej wrażliwe na przeciągniecie niż inne.

[Marcin.]

Skrzydło skacząc do przodu zmienia automatycznie swój kąt natarcia na mniejszy. Zmniejszenie kąta natarcie zmienia także rozkład ciśnień na przedniej stronie profilu. Podciśnienia tam spada i siła ciągnąca nosek do góry jest w tym momencie mniejsza. Powstają najlepsze warunki do fronta.

Ten fragment opisu dotyczy sytuacji po błędnym odpuszczeniu sterówek ,gdy skrzydło wraca zza pleców?

[Zbyszek Gotkiewicz]

Skrzydło skacząc do przodu zmienia automatycznie swój kąt natarcia na mniejszy. Zmniejszenie kąta natarcie zmienia także rozkład ciśnień na przedniej stronie profilu. Podciśnienia tam spada i siła ciągnąca nosek do góry jest w tym momencie mniejsza. Powstają najlepsze warunki do fronta.

Ten fragment opisu dotyczy sytuacji po błędnym odpuszczeniu sterówek ,gdy skrzydło wraca zza pleców?

To też , ale w tym fragmencie chodzi o zwykłe zaciągnięcie sterówek w każdym skrzydle.

[Marcin.]

A to może źle coś zrozumiałem ,bo jak zaciągam sterówki ,to mi się zdaje że kąt natarcia się zwiększa
A jeszcze do tych opisów, to tak zapytam. Kiedyś na grupie pytałem Ciebie o sytuacji gdy stoimy na ziemi ze skrzydłem nad głową.
Pisałeś ,że kąt natarcia jest większy - i to już znam z doświadczenia , bo jak mnie podnosi to jest huśtnięcie w stronę spływu. Jak wiszę to widzę ,że jestem pod przodem czaszy. Tylko w stosunku do Twoich ilustracji jak wartość tego kąta może spaść? Wydaje mi się ,że to będzie taki jak w trymowej? Dobrze myślę?

[Zbyszek Gotkiewicz]

Najpierw ta sprawa że jak ciągniesz sterówki to masz wrażenie że kąt natarcia wzrasta. Po pierwsze skrzydło zwalnia a pilot siła bezwładności leci do przodu chwilowo zwiększając kąt natarcia. Jest to chwilowe. Potem trzeba wrócić do rozważań o wektorach podczas równowagi sił. Zjawiska dynamiczne takie jak bujnięcia pod skrzydłem wymagają osobnej analizy w zależności kiedy to się odbywa.

[uriuk]

Jesli zaciagasz sterowki, to predkosc spada, ale spada tez opadanie. Majac do dyspozycji prawdziwa krzywa biegunowa, mozna porownac te parametry dla powiedzmy predkosci 38 i 30 km/h i bedzie jasnosc w temacie Mariolki

[Marcin.]

Jesli zaciagasz sterowki, to predkosc spada, ale spada tez opadanie. Majac do dyspozycji prawdziwa krzywa biegunowa, mozna porownac te parametry dla powiedzmy predkosci 38 i 30 km/h i bedzie jasnosc w temacie Mariolki

No tak wg. wykresu przy 25km/h jest najmniejsze opadanie.

[Zbyszek Gotkiewicz]

Opadanie i kąt natarcia to dwa różne pojęcia. Wzrost kąta natarcia powoduje spadek opadania tylko do pewnego momentu. Potem jest wyraźny wzrost opadania.

[Marcin.]

Opadanie i kąt natarcia to dwa różne pojęcia. Wzrost kąta natarcia powoduje spadek opadania tylko do pewnego momentu. Potem jest wyraźny wzrost opadania.

Tak ,tak to już wiem. Zaraz po tym 25km/h jest przeciągnięcie STALL
http://para2000.org/wings/technical/inter-sa.html

[Zbyszek Gotkiewicz]

Zmiana kąta zaklinowania (wytrymowania) może zachodzić wtedy, gdy środek parcia, czyli punkt za który paralotnia jest podwieszona w powietrzu ulega przesunięciu. W paralotniach już od wielu lat większość firm stosuje profile, w których wędrówka środka parcia jest minimalna. W profilach klasycznych środek parcia przesuwa się do przodu w czasie gdy skrzydło zwiększa kąt natarcia i do tyłu gdy kąt natarcia spada. W profilach samostatecznych ta wędrówka środka parcia jest odwrotna. Problem pojawia się w momencie, gdy pilot użyje sterówek, bo bez względu na rodzaj profilu pojawiająca się siła nośna na spływie doprowadza do przesunięcia środka parcia do tyłu co w pierwszym momencie powoduje pochylenie skrzydła do przodu (skrzydło dąży do ustawienia się środkiem parcia nad środkiem ciężkości). Przy dalszym ciągnięciu sterówek skrzydło zwalnia a pilot lecąc siłą bezwładności do przodu wymusza zwiększenie kata natarcia, jednak ten pierwszy moment w którym skrzydło rusza do przodu zmniejszając kąt natarcia może doprowadzić do podwinięcia jeśli skrzydło leci na minimalnych kątach natarcia, co jest sytuacją typową podczas lotu na speedzie. Sp środek parcia, Sc środek ciężkości.

[Marcin.]

Przy dalszym ciągnięciu sterówek skrzydło zwalnia a pilot lecąc siłą bezwładności do przodu wymusza zwiększenie kata natarcia,

A z naukowego punktu widzenia dlaczego skrzydło wtedy zwalnia? Przez większy opór indukowany spowodowany turbulencjami za zaciągniętą krawędzią spływu?

[Zbyszek Gotkiewicz]

Przy dalszym ciągnięciu sterówek skrzydło zwalnia a pilot lecąc siłą bezwładności do przodu wymusza zwiększenie kata natarcia,

A z naukowego punktu widzenia dlaczego skrzydło wtedy zwalnia? Przez większy opór indukowany spowodowany turbulencjami za zaciągniętą krawędzią spływu?

Naukowy punkt widzenia zaobserwował zależność siły nośnej, oporu i kąta natarcia, a następnie opisał te zależności za pomocą wykresów charakterystycznych dla każdego profilu. Przykładowo może to wyglądać następująco:

[Marcin.]

Przy dalszym ciągnięciu sterówek skrzydło zwalnia a pilot lecąc siłą bezwładności do przodu wymusza zwiększenie kata natarcia,

A z naukowego punktu widzenia dlaczego skrzydło wtedy zwalnia? Przez większy opór indukowany spowodowany turbulencjami za zaciągniętą krawędzią spływu?

Naukowy punkt widzenia zaobserwował zależność siły nośnej, oporu i kąta natarcia, a następnie opisał te zależności za pomocą wykresów charakterystycznych dla każdego profilu. Przykładowo może to wyglądać następująco:

Wiem , tylko ja sobie wyobrażam taki bieg zdarzeń ; skrzydło leci na tym małym kącie natarcia bez zaciągnięcia sterówek , następnie pilot zaciąga kawałek i skrzydło przechyla się do jeszcze mniejszego kąta natarcia (groźba podwinięcia) Ale już zaczynają się wtedy zwiększać opory przez te zaciągnięte sterówki ,więc skrzydło zwalnia. Natomiast pilot siłą bezwładności leci do przodu i wymusza w ten sposób większy kąt natarcia. Reasumując ,to mi chodziło o ten właśnie moment zwalniania skrzydła ale jeszcze na tym małym kącie natarcia. Bo potem przecież zwalnianie się potęguje przez ten zwiększony kąt natarcia spowodowany bezwładnością pilota. Dobrze myślę?

A porównując do samolotu ,to zaciągnięcie sterówek jest jak popchnięcie wolantu?