Что такое поляра крыла? И почему она обрывается на 22°?

[tern]

Анатолий, вы вроде были против забалтывания?

А как Вы видите эти процессы и силы, принимающие своё участие в нём?

Если вы не против, я пока послушаю вашу аргументацию, учитывая, что это именно вы являетесь пропонентом импульсной теории.
Я всего-лишь хочу разобраться в ней. Надеюсь, что у вас нет возражений на такое распределение ролей, и хочу задать уточняющие вопросы.

Процесс происходит не мгновенно и, поэтому, в силу инерции молекул и атомов возникает "давка" молекул и атомов, которая выливается в повышение давления, что с успехом фиксируют измерители давления на поверхности крыла.

Из ваших слов можно подумать , что повышение давления происходит по всей поверхности крыла, хотя я уверен, что вы не это хотели сказать. Наверняка будут зоны и с пониженным давлением. Поправьте если я ошибаюсь.

Bопрос: если мысленно разобьём площадь "крыла" на элементарные кусочки, помножим локальное давление на площадь кусочка и просуммируем по всему "крылу" (а затем, как обычно, перейдем интегралу в пределе) -- получим ли мы значение равное подъёмой силе или получим что-то отличающееся от неё?
Если oтличающееся то какое еще взаимодействие воздуха с "крылом" оказалось неучтённым?

 

[oleg51]

Куда автор делся? Сдается мне, это известный " конструктор" самолета ПИ - 2
😁

 

[Anatoliy.]

Куда автор делся? Сдается мне, это известный " конструктор" самолета ПИ - 2
😁

Автор один раз написал в чей то адрес слово "Дурак".
Тот обиделся и нажал кнопку "пожаловаться".
И какой то инкогнито отправил его за это слово в бан неизвестно на какой срок.

 

[Anatoliy.]

Bопрос: если мысленно разобьём площадь "крыла" на элементарные кусочки, помножим локальное давление на площадь кусочка и просуммируем по всему "крылу" (а затем, как обычно, перейдем интегралу в пределе) -- получим ли мы значение равное подъёмой силе или получим что-то отличающееся от неё?
Если oтличающееся то какое еще взаимодействие воздуха с "крылом" оказалось неучтённым?

Небольшое уточнение.
В силу того, что происходит взаимное относительное перемещение окружающей среды и поверхности, то твердая поверхность крыла обменивается импульсами с окружающей среды как то наискосок с учетом треугольника скоростей.

Теперь по сути вопроса.
В том своем сообщении я рассмотрел только случай когда происходит взаимодействие крыла с окружающей средоы в сторону окружающей среды. При противоположном направлении взаимодействия твердой поверхности крыла с окружающей средой всё будет происходить со знаком минус. Если в первом случае ускорение было положительное, то во втором случае оно будет отрицательным. Если вектор силы в первом случае был направлен от поверхности крыла, то во втором случае этот вектор будет направлен в сторону крыла.
Если в первом случае результат такого относительного "наезда" крыла на окружающую среду "сминал" её и повышалось давление, то во втором случае будет наблюдаться взаимное "разъезжание" и окружающая среда "разжимается", и при этом в ней падает давление.
Далее.
Каждый элементарный участок поверхности крыла взаимодействует с окружающей средой с разной степенью интенсивности и в разную сторону. Поэтому, возникающие импульсы сил будут для каждого элементарного участка крыла как разные по величине так и по направлению с учетом местного треугольника взаимных скоростей и угла наклона элементарной плоскости к местному окружающему пространству.
Где то, в окрестностях лобика, этот импульс сил будет направлен против относительного "наезда"всего крыла на окружающую среду, где то от поверхности поперек этого взаимного движения, а в дугом месте к поверхности. В остальных местах этот импульс сил будет под наклоном к генеральному направлению взаимного перемещения крыла относительно окружающей среды.
Проинтегрировав все эти элементарные импульсы по всей поверхности крыла получится некая величина суммарного остаточного импульса, который будет иметь и итоговую величину. и итоговое направление, которое будет соответствовать импульсу сил сразу на границе задней кромки. Ни больше и не меньше. А вот воздействие местных импульсов сил с учетом их направления и величины вызывает тот момент на крыле.
Разложив этот итоговый импульс сил по интересующим нас направлениям мы получим импульс поперек того генерального взаимного перемещения крыла относительно окружающего пространства, и он вызовет подъемную силу, а тот составляющий вектор который будет совпадать с линией взаимного относительного перемещения в одном случае будет создавать силу сопротивления, а в другом силу тяги при планировании летательного аппарата.

 

[Anatoliy.]

Что то мы забыли о чем это тема.
Попытаюсь и я ответить топикстартеру на его вопрос.
Хотя было множество ответов, но автору надо было услышать не то, что ему отвечали, а именно почему не продолжают строить поляру далее определенных значений углов атаки.
Не знаю, понял ли автор вопроса что есть из себя поляра профиля или крыла, или летательного аппарата.
Повторюсь, поляра это одновременное изображение поведения и коэффициента Су, и коэффициента Сх в пределах одного графика с нанесением на линию графика точек обозначающие углы атаки.
И строится это поляра на основании двух отдельных графиков (таблиц) зависимости коэффициентов Су и Сх.
Поскольку эти первородные графики можно построить для всего диапазона углов атаки от 0 до 360 градусов, то возникает вопрос, а почему график поляры так сильно ограничили в этих градусах углов атаки?
Никто ни кому не запрещает это сделать используя значения коэффициентов Су и Сх в таком наиширочайшем диапазоне углов атаки.
Но спрашивается зачем и кому это принесет пользу?
Сам график поляры предназначен для определения углов атаки при которых летательный аппарат приобретает некие свойства типа:
- определить угол атаки при наибольшем аэродинамическом качестве
- определить угол атаки при наибольшей скорость полета
- определить угол атаки при наименьшей скорость полета
- определить угол атаки для экономичной скорости полета

И так далее, и везде присутствует желание определить некий угол атаки, которые связаны с аэродинамическим качеством профиля крыла или летательного аппарата.
Не надо забывать, что всякий летательный аппарат тяжелее воздуха если он не имеет на борту движителя (планер), то он должен как можно дольше летать, кам можно дальше летать и как можно больше брать полезной нагрузки.
Если летательный аппарат имеет на борту движитель, то эти же вопросы как и для планеров так же актуальны. Но картину портит вес силовой установки вместе с запасом горючего.
Особенно это сильно проявляется во всяких электролетах.
Поэтому как только значения аэродинамического качества выпадают за разумные пределы, в основном из за ограниченности энергетики, так эту поляру прекращают продлевать.
У одних типов профилей это происходит до одних значений углов атаки, у других для других углов.
Но если в силу специфики использования аэродинамической поверхности требуется получать иные свойства за рамками разумных пределов углов атаки, то в таких случаях поляру построят и для больших значений углов атаки.
Например, я в своей программе расчета воздушного и несущего винта определил этот диапазон углов атаки от минус 25 градусов, до плюс 25 градусов.
Это дало возможность рассчитывать лопасти для любых профилей, для расчета ВИШ, меняя установочные углы вплоть до режимов торможения воздушными винтами, когда местные углы атаки находятся далеко в срывных режимах.

 

[tern]

Теперь по сути вопроса.
...

Спасибо за детальный ответ. Получается, что результат воздействия воздуха на "крыло" сводится к двум факторам:
1. Равнодействующей силе, приложенной к некоторой точке "крыла"
2. Некоторому моменту силы, относительно некоторой оси.

При этом вертикальная составляющая равнодействующей силы и есть та самая "подьёмная сила".

Верно?

 

[Anatoliy.]

Спасибо за детальный ответ. Получается, что результат воздействия воздуха на "крыло" сводится к двум факторам:
1. Равнодействующей силе, приложенной к некоторой точке "крыла"
2. Некоторому моменту силы, относительно некоторой оси.

При этом вертикальная составляющая равнодействующей силы и есть та самая "подьёмная сила".

Верно?

Точно, все верно.

Но самое интересное это то, что точно такие же выводы дает и теория на основе уравнений Бернулли.
Там то же равнодействующая всех сил давления на поверхности крыла, необоснованно приписанная воздействию статического давления при преобразовании кинетической энергии движущегося обтекающего потока при неподвижном крыле, при помощи некоторого жульничества в виде подгоночных коэффициентов, дает такое же значение итоговой аэродинамической силы и она приложена так же и в той же точке пространства, а неравномерность этих сил давления по поверхности крыла так же приводит к такому же моменту.

Казалось бы чего спорить если результат и в том и в другом случае совпадает?
Тут не надо спорить и защищать теорию с уравнениями Бернулли хотя бы потому, что при полете крыла в воздухе ничего из отсутствующей кинетической энергии не преобразовывается ни во что.
То есть принцип обратимости не позволяет применять эту теории вообще.
И опять скажут защитники тех теорий, чего тут ерепениться и гробить такую красивую легенду с сэром Бернулли и еще в догонку не принимать те присоединенные вихри следуя заветам Н. Е.Жуковского?
Ан нет, не выйдет такое отношение к аэродинамическим силам.
Как я раньше писал, эти две теории как только выходишь за пределы одиночного крыла прямоугольного в плане, так сразу они дают четри какой результат не соответствующий реалиям.
Воздушный винт не посчитаешь правильно - результат будет много хуже.
Соосный воздушный винт не посчитаешь правильно - результат опять сильно хуже будет.
Бипланное крыло не посчитаешь правильно - будет оно обладать много меньшей подъемной силой по сравнению с расчетной подъемной силой.
Задумаешь рассчитать магнусолет - результат окажется много хуже расчетного.
Задумаешь рассчитать коандалет, то же сильно просчитаешься в худшую сторону..
Начнешь обдувать крыло - результат окажется много меньше расчетного.
Вознамеришься отсасывать пограничный слой - так же очень сильно ошибешься в худшую сторону.
Применишь круглое крыло, и те теории окажутся бессильными. И придется это подгонять с помощью изменения коэффициентов полученных уже при продувках, а не путем расчета в согласии с теми ущербными теориями.
Вздумаешь применить круглое вращающееся крыло так расчет далеко будет не совпадать с реальностью.
Это только малая часть случаев, когда те теории становятся неприменимы.

А тут еще и этот скос потока, который явно присутствует, явно порождает подъемную силу за счет импульса сил именно с той же реально существующей величиной подъемной силы.
Ну, спрашивается, и куда теперь прислюнявливать такую же силу по Бернулли или по вихрям Н. Е.Жуковского, если место уже занято?
Отменять что ли физический закон об импульсе сил?

Вот поэтому, чтоб уже в который раз не наступать на грабли следует разобраться в природе создания аэродинамической силы.

 

[daredevil]

В силу того, что происходит взаимное относительное перемещение окружающей среды и поверхности, то твердая поверхность крыла обменивается импульсами с окружающей среды как то наискосок с учетом треугольника скоростей.

- Какой путаный способ сказать про динамическую компоненту давления))
Резюмирую: Анатолий в своих рассуждениях-измышлизмах (один "треугольник скоростей" чего стОит!) таки не может без ударов молекул. Потому что если забыть про молекулы - элементарный объём, скользящий по линии тока параллельно поверхности, не может обмениваться импульсом с поверхностью. Обмениваются молекулы. Но обмен импульсами между молекулами и поверхностью и есть то, что количественно выражается величиной давления!

Да вот, он и сам начинает признаваться:

Если в первом случае результат такого относительного "наезда" крыла на окружающую среду "сминал" её и повышалось давление, то во втором случае будет наблюдаться взаимное "разъезжание" и окружающая среда "разжимается", и при этом в ней падает давление.

Осталось ему только понять, что Бернулли не противоречит принципу обратимости, поскольку там фигурирует кинетическая энергия не относительно абы какой системы отсчёта, а относительно той границы, которая стесняет поток. Осталось это понять - и всё, наш человек!))

А что он называет импульсной теорией элементно-импульсную теорию винта (в чистой импульсной нет элемента лопасти, а есть "активный диск") - это уже мелочи.

/ Это не диалог с Анатолием. Это мой монолог. Я не задаю вопросов. Задано и отвечено достаточно!
// Респект Терну, что перевёл Анатолия в режим отвечающего из привычного тому режима вопрошающего. На моей памяти это никому не удавалось!

 

[tern]

Точно, все верно.

Хорошо, едем дальше.

Вопросы:

1) По каким формулам импульсной теории рассчитываются распределение давлений по поверхности "крыла"?
2) Можно ли с помощью этих формул посчитать подъёмную силу реального (трехмерного) крыла?
3) Насколько точным получается результат расчётов от импульсной теории для реального прямоугольного крыла ( а также для круглого крыла, обычного винта, соосного винта, биплана, магнусолёта и тд.)?

 

[Anatoliy.]

/ Это не диалог с Анатолием. Это мой монолог. Я не задаю вопросов. Задано и отвечено достаточно!

Да, не утерпел пацан.
Пацан настоящий хозяин своего слова.
Сам слово дал - сам слово забрал.
Это случаем не ваши слова?

Общение с Вами в этой теме закрываю.

Ну забрал своё клятвенное слово, ну и слава Богу.
Не на долго гордости хватило.
Теперь читай те ответы.

 

[Anatoliy.]

Хорошо, едем дальше.

Вопросы:

1) По каким формулам импульсной теории рассчитываются распределение давлений по поверхности "крыла"?
2) Можно ли с помощью этих формул посчитать подъёмную силу реального (трехмерного) крыла?
3) Насколько точным получается результат расчётов от импульсной теории для реального прямоугольного крыла ( а также для круглого крыла, обычного винта, соосного винта, биплана, магнусолёта и тд.)?

На первый Ваш вопрос ответ такой.
По импульсной теории не раcсчитываются распределение давления по поверхности крыла.
По импульсной теории рассчитывается распределение импульсов сил по поверхности крыла.
И это принципиальное отличие правильного понимания природы возникновения подъемной силы от шарлатанской подмены понятия на благотворное влияние уравнений Бернулли и присоединенных вихрей по Н. Е. Жуковскому.

Теперь скопом отвечу на все три вопроса, коль Вы как и многие никогда не имели дела с импульсами сил.
Сама формула импульса сил выглядит так: F*t =m*V
А дальше с ней можно проводить всевозможные преобразования не нарушая правил математики и вспоминая физику процессов в которых участвует импульс силы.
Начнем преобразование.
Первым делом выделим из этой формулы саму силу, Которая по своей природе называется реактивной силой.
Итак, была формула такой: F*t =m*V А теперь станет вот такой: F =(m/t)*V
Теперь раскроем секундно-отбрасываемую массу.
В соответствии с импульсной теорией эта секундно-отбрасываемая масса сосредоточена в эквивалентном цилиндре воздуха у которого диаметр равен окружности описанной вокруг кончиков крыльев или другими словами диаметр цилиндра равен размаху крыла а длина цилиндра равна расстоянию которое равно смещению окружающей среды относительно крыла за произвольный отрезок времени на который и будет поделена масса сосредоточенная в том воздушном цилиндре.
При стационарном (постоянном) режиме то ли обдува, то ли полета за этот промежуток времени удобно брать время равное одной секунде. Тогда длина того воздушного цилиндра будет численно равна скорости полета выраженного в м/с.
Думаю это пока ни у кого не вызовет сомнений.
Предвидя очередной вопрос уточню, если у крыла присутствуют винглеты, то та окружность должна пройти так, чтоб описать всё это крыло вместе с винглетами, естественно, и с учетом поперечного угла крыла.
Думаю это дополнение понятно всем.

Итак, займемся этой секундно-отбрасываемой массой.
Вычисляем объем того цилиндра:

Ⓥ=0,25*(ПИ)*(L^2)*Vг
где:
Ⓥ - обозначает объем воздушного цилиндра.
L - обозначает размах крыла
Vг - обозначает скорость смещения окружающей среды относительно крыла в горизонтальном направлении.

Вычислим секундно отбрасываемую массу воздуха умножив объем цилиндра на плотность воздуха и получим такое выражение:
m/t = q*0,25*(ПИ)*(L^2)*Vг
где: q - плотность воздуха

Теперь вычислим подъемную силу через импульс сил заменив в первоначальной формуле импульса сил секундно-отбрасываемую массу окружающей среды и получим вот такое выражение:

F=(m/t)*Vп = q*0,25*(ПИ)*(L^2)*Vг*Vп
где: Vп - обозначает скорость этого самого отбрасывания масс воздуха поперек взаимного перемещения окружающей среды относительно крыла.
Обращаю внимание, эта скорость Vп именно поперек той скорости которую бернуллипроповедники втуливают в формулу подъемной силы, как некое скольжение воздуха при огибании криволинейной поверхности при полном игнорировании инерциальных сил.

Теперь заменим размах крыла в квадрате (L^2) на выражение содержащее удлинение крыла λ
Преобразуем формулу L=S/b
где: S - площадь крыла, а b - средняя хорда крыла (заметьте, в этом выражении безразлично какую форму в плане имеет крыло).

Заменим в ней среднюю хорду крыла на выражение содержащее удлинение крыла, вот такое: λ=L/b или b=L/λ
Тогда мы имеем уже вот такую формулу: L=S*λ/L или по другому (L^2)=S*λ

Подставим полученное выражение в формулу подъемной силы основанной на импульсе силы и получим такое выражение:
F= q*0,25*(ПИ)*(L^2)*Vг*Vп = q*0,25*(ПИ)*S*λ*Vг*Vп

Но в этой формуле есть произведение двух скоростей Vг*Vп которые еще в добавок перпендикулярны между собой.
Ну коль они перпендикулярны, то свяжем их с помощью тригонометрической функции..
Смотрим на тот треугольник скоростей и связываем эти скорости через тангенс угла скоса потока.
(Тут я посыпаю свою голову пеплом и признаю свою ошибку когда упоминал синус в графиках зависимости коэффициента Су от угла атаки)
Это будет выглядеть так: tg (a) =Vп/ Vг где "а" - это угол скоса обтекающего потока.

Перепишем это выражение относительно горизонтальной скорости Vг и получим такое выражение: Vп= Vг*tg (a)

ВАЖНОЕ ЗАМЕЧАНИЕ.
В дальнейшем угол атаки крыла или лопасти следует откладывать не от направления полета, а от этого угла скоса потока в котором будет находится крыло или лопасть.

Заменим в формуле подъемной силы скорость отбрасывания Vп на выражение полученное выше и получим такую формулу:
F=q*0,25*(ПИ)*S*λ*Vг*Vп = q*0,25*(ПИ)*S*λ*Vг*Vг*tg (a) = q*0,25*(ПИ)*S*λ*(Vг^2)tg (a)

Вот эта та формула подъемной силы опирающаяся на импульс силы.

Посмотрите не неё внимательно.
Во первых, она точно так же связывает входящие в формулу величины с величиной подъемной силы как и те ущербные и ограниченные по применению формулы якобы выведенные на основе разности скоростей обтекания, разности давления и влияния какого то присоединенного вихря, и которые используются ныне в аэродинамике.
А именно подъемная сила так же прямо пропорциональна плотности среды и площади крыла.
А скорость обдува (полета) так же влияет квадратично на подъемную силу.
Во вторых, эта формула на основе импульса сил учитывает и удлинение крыла, и форму профиля, и не зависит от формы крыла в плане, и наличие или отсутствие винглетов, и поперечный угол V крыла.

Поскольку эта формула вобрала все варианты прежней формулы когда в те подставляли каждый раз новые новые коэффициенты Су для разных удлинений, формы крыла в плане, типа профиля. наличие винглетов, и дала возможность обходиться без замены для каждого случая эти самые коэффициенты , то такая формула отрицает предыдущую и более точна.

Если кому надо доказательство справедливости этой формулы, то по заявкам страждущих я это опишу в следующем посте.
Ибо только это описание самой формулы заняло довольно большой объем, а для двоечников и неучей такие тексты не под силу понять.

 

[Anatoliy.]

Что то я маненько напутал с формулой.
То ли лавровый венок триумфатора мозги сдавил, то ли в предвкушении славы мозги помутились.
И всё этот вредный треугольник скоростей виноват.
А ведь напрасно я посыпал голову пеплом из за синуса.
Поторопился.
Ну ничего страшного, всё можно поправить.
Смотрим на этот треугольник скоростей.

При огибании профиля крыла поток поворачивается на некоторый угол скоса.
На рисунке вектор скорости изображен наклонным синего цвета.
Поэтому в формуле ту скорость (синяя горизонтальная стрелка) следует "укоротить" косинусом угла скоса потока.
И тогда уже от этой укороченной величины брать синус чтоб получить скорость отбрасывания окружающей среды.
Вектор этой скорости отбрасывания изображен красным цветом и направлен вниз.

С учетом исправления ошибки формула подъемной силы будет уже выглядеть так:

F = q*0,25*(ПИ)*S*λ*Vг*cos(a)*Vг*sin (a) = q*0,25*(ПИ)*S*λ*(Vг^2)*cos(a)*sin(a)

Теперь уже всё правильно.

Такая запись поясняет почему сама величина подъемной максимальна при угле атаки 45 градусов.
Это максимум произведения синуса на косинус угла 45 градусов.
Так что не кидайтесь тапками в топикстартера. Уж в этом он точно был прав.

А вот теперь попробуйте такой же вывод сделать глядя только на формулу с бернуллевскими избрычками, по которой нельзя посчитать подъемную силу пока не вставить в ней коэффициент Су именно для такого конкретного случая.
Теория с бернуллями этого не объясняет.

 

[tern]

На первый Ваш вопрос ответ такой.
По импульсной теории не раcсчитываются распределение давления по поверхности крыла.
По импульсной теории рассчитывается распределение импульсов сил по поверхности крыла.

Хорошо, понятно. Но в ваших пояснениях я нигде не увидел формул переданного импульса молекулами воздуха в зависимости от угла нормали к поверхности крыла.
А ведь распределение переданного воздухом импульса по поверхности -- это очень полезная и важная информация. Например, из неё можно вытащить не только подъёмную силу и лобовое сопротивление, но и момент профиля.
Вопрос: Такие формулы есть или их не существует?

Далее, рассмотрим вашу последнюю формулу подъёмной силы крыла.

F = q*0,25*(ПИ)*S*λ*Vг*cos(a)*Vг*sin (a) = q*0,25*(ПИ)*S*λ*(Vг^2)*cos(a)*sin(a)

Очевидно что величины q*0,25*(ПИ)*S*λ*(Vг^2) никак не зависят от формы профиля крыла. Значит, от неё зависит лишь угол скоса a.
Вопрос: как вычисляется этот угол скоса для произвольного профиля в импульсной теории ?

Теперь скопом отвечу на все три вопроса, коль Вы как и многие никогда не имели дела с импульсами сил.

Мне кажется вы всё-таки ответили только на 2 из трёх моих предыдущих вопросов. Поэтому повторю неотвеченный:
Вопрос: Насколько точным получается результат расчётов от импульсной теории для реального прямоугольного крыла ( а также для круглого крыла, обычного винта, соосного винта, биплана, магнусолёта и тд.)?

 

[Anatoliy.]

А ведь распределение переданного воздухом импульса по поверхности -- это очень полезная и важная информация. Например, из неё можно вытащить не только подъёмную силу и лобовое сопротивление, но и момент профиля.
Вопрос: Такие формулы есть или их не существует?

К сожалению я стал ленивым и у меня нет ни времени ни желания вновь осваивать интегральное счисление и математические выкрутасы с матрицами.
Если последний раз я пользовался интегралами лет этак 30 назад, то никогда не пользовался вычислениями с помощью матриц.
Пока меня удовлетворяет конечный, суммарный импульс на срезе задней кромки.
Ясное дело, что этот конечный суммарный импульс вобрал в себя все импульсы сил по поверхности крыла с учетом их плюсов и минусов, а так же с учетом пространственного положения этих векторов импульсов сил.
С какой то долей ошибки для определения момента можно пользоваться натурными результатами, полученными в аэродинамических трубах, Величина подъемной силы так же можно брать из натурных испытаний, так как все выкрутасы для каждого профиля, каждого удлинения, каждой относительной толщины крыла и каждой формы крыла в плане стыдливо упакованы в коэффициенты Су различные для каждого случая.
Поскольку импульсная теория одинаково применима хоть для крыла, хоть для воздушного винта, хоть для любого воздушно-реактивного двигателя, хоть для ракетного двигателя, хоть для стрельбы, то этот метод весьма точен по сравнению с теми вычисления по формулам выведенным на основе уравнений Бернулли.

Но те формулы, которые Вы встретите в аэродинамики применимы только при наличии того поправочного коэффициента Су, который , повторюсь еще раз подстроены для каждого отличного друг от друга случая.

Кстати эти уравнения Бернулли не применимы в одном из условии принципа обратимости и поэтому их нет смысла в дальнейшем применять в аэродинамике.

Если у Вас есть жгучее желание расписать ту формулу для каждого элементарного участка крыла, то я помогу Вам с чего начать этот математический марафон.

 

[tern]

Пока меня удовлетворяет конечный, суммарный импульс на срезе задней кромки.

Возможно это вас и удовлетворит, но у других людей потребности могут отличаться от ваших.
Например, узнать тот же самый момент профиля крыла.

Если у Вас есть жгучее желание расписать ту формулу для каждого элементарного участка крыла, то я помогу Вам с чего начать этот математический марафон.

Знаете, обычно в серьёзных теориях к сложным формулам прилагается подробный и обосновывающий вывод, а простые и очевидные даются без пояснений. Это нормальноe требование здравого смысла.

В нашей же с вами беседе происходит обратное: простая "импульсная" формула подъёмной силы крыла расписана вами достаточно подробно, а вот сложную и явно нетривиальную формулу распределения импульсов по поверхности -- предлагается вывести самостоятельно.

Вопрос: я правильно понимаю, что в обсуждаемой нами импульсной теории нет стандартных инструментов расчёта распределения импульсного взаимодействия по поверхности крыла обтекающим воздухом?

Далее повторю оставшиеся двa вопроса:

Вопрос: как вычисляется угол скоса для произвольного профиля в импульсной теории ?

Вопрос: Насколько точным получается результат расчётов от импульсной теории для реального прямоугольного крыла ( а также для круглого крыла, обычного винта, соосного винта, биплана, магнусолёта и тд.)?

 

[Anatoliy.]

Очевидно что величины q*0,25*(ПИ)*S*λ*(Vг^2) никак не зависят от формы профиля крыла. Значит, от неё зависит лишь угол скоса a.
Вопрос: как вычисляется этот угол скоса для произвольного профиля в импульсной теории ?

Угол скоса потока вычисляется очень просто из подъемной силы, скорости полета и удлинения крыла..
И форма профиля на это не влияет пока не начнется нарушатся обтекание профиля.
В моих выкладках это уже написано.

 

[tern]

Угол скоса потока вычисляется очень просто из подъемной силы, скорости полета и удлинения крыла..

Погодите.

Неизвестная подъёмная сила вычисляется с помощью формулы, в которую входит неизвестный угол скоса.
А этот неизвестный угол скоса вы предлагаете вычислить через величину пока еще неизвестной подъёмной силы?

Это серьёзно?

 

[Anatoliy.]

Вопрос: Насколько точным получается результат расчётов от импульсной теории для реального прямоугольного крыла ( а также для круглого крыла, обычного винта, соосного винта, биплана, магнусолёта и тд.)?

Практически на 100 % точно.
Магнусолеты рассчитываются как крыло с круглым профилем.
То есть это весьма хреновый летательный аппарат с никаким аэродинамическим качеством, требующий для полета двигатель с неимоверно большой мощностью.
Проще построить летающий забор.
Даже вертолет будет во много раз экономичнее.
Всякое верчение цилиндрического крыла магнусолета приводит к исчезающему малому подхвату воздуха движущейся поверхностью того вертящегося цилиндра на уровне пограничного слоя, которое составляет доли процента от требуемого количества секундно-отбрасываемого воздуха.
Короче можно сказать так: "Курица не птица, а магнусолет не самолет".

 

[tern]

Практически на 100 % точно.

Хорошо, Я в это не очень верю, но пока оставим этот вопрос в стороне на некоторое время и вернемся к нему позже.

Давайте сначала разберёмся с углом скоса и фокусами по его вычислению.

 

[Anatoliy.]

Возможно это вас и удовлетворит, но у других людей потребности могут отличаться от ваших.
Например, узнать тот же самый момент профиля крыла.

Это почему меня не волнует момент профиля, особенно если это лопасть вертолетного несущего винта?
Вот я и пользуюсь результатами практической части аэродинамики как и все конструктора это делают.

Открою Вам секрет, зная почему возникает подъемная сила, и что на неё влияет, я спроектировал такой профиль у которого его фокус расположен не как у обычных профилей, а существенно дальше от лобика профиля.
Только не верьте, что у симметричного профиля нет момента.
Это справедливо только в одном единственном случае, когда подъемная сила равна нулю (Су=0).
Как только симметричный профиль отклонится от нулевого угла атаки, так враз его симметричное обтекание станет несимметричным и он ни чем не будет отличаться от любого несимметричного профиля.