Конкурс ФПИ на СВВП и т.п.

[Anatoliy.]

Как видите не я один не понимаю. А если точнее, получается,что ни кто Вас понять не может. 

Я конечно понимаю, что смотреть в замочную скважину на некий процесс интересно, но давайте посмотрим на происходящее широко открытыми глазами.
Уверяю, увидите много интересного.

И возвращаясь к содержанию темы Конкурс ФПИ на СВВП и т.п. подумаем что будет с обдуваемой струёй от четырех воздушных винтов того крыла.

Для более полного понимания изображенного процесса обдува надо мысленно представить побольше векторов давления по всей поверхности [highlight]и пристроить  мысленно каждому из них равные и противоположные вектора[/highlight] в полном согласии с незыблемым законом физики, который гласит, что каждой силе противостоит такая же противосила.

Правда это справедливо с одной оговоркой.
[highlight]Законы физики справедливы только в материальном мире и не распространяются на кривые мозги.[/highlight]

Важное в тексте выделено и подчеркнуто.

 

[Anatoliy.]

А вот еще одно несоответствие.
Можно бы было и не срисовывать бездумно картинки не относящиеся к вопросу.
Посмотрите ниже.
Всё до Вас уже нарисовано.
Я же не об этом просил.

А теперь взгляните на третью картинку.
Это видео процесса обтекания крыльевого профиля.

Надеюсь Вы еще не забыли как изменяется давление в потоке при изменении скорости оного.
Напомню.
Чем быстрее течение, тем уже струя, а если уже струя, то давление в ней уменьшается, и наоборот при замедлении потока.
Это наглядно иллюстрируют струйки дыма или подкрашенной жидкости в потоке.
Там где эти струйки погуще, скорость повыше и давление поменьше, а там где струйки пореже, давление побольше.
И вроде бы всё по закону.
Но если струя расширяется по отношению к невозмущенного потока, то давление в ней обязано быть больше окружающего давления.
Стало быть по закону Бернулли на заднюю часть обдуваемого профиля должно действовать сила давления направленная сверху вниз. Давление сверху на заднюю часть больше окружающего, а давление снизу меньше окружающего.
Возникает вопрос.
Почему сила давления на заднюю часть профиля направленная вниз и отстоящая на самое большое расстояние от фокуса профиля вызывает момент направленный в противоположную сторону?
Что здесь не так?

 

[EX-62]

Сравнивам кривы руки и

кривые мозги.

с

Законы физики

чито получаца???

 

[Anatoliy.]

Сравнивам кривы руки и

Что то я не заметил своих кривых рук.

Может Вы воспринимаете только то что похоже только на две Ваши картинки пришлёпнутые внизу моего рисунка?
И если угол атаки профиля будет чуток меньше чем на Вашей картинке, то такого в Вашем сознании не может быть.
Да и с большими углами атаки у Вас такая же проблема.
Или срывное обтекание, или другого не бывает по Вашему?
Так что ли?
А может Вас смутила картина скошенного потока за профилем?
Может вы думаете, что если стенки аэродинамического канала спрямляют отклоненный поток за хвостиком профиля своими стенками, то и в свободном пространстве так же за профилем поток тут же должен выпрямиться?

А Вы знаете, что наиточнейшие замеры в аэродинамических трубах отличаются от реального обтекания именно из за присутствия ограничения внутреннего канала той аэродинамической трубы (от конечных размеров поперечного сечения), и исследователям обязательно приходится это учитывать с помощью поправок эти неточности, которые присущи каждой отдельной трубе, и они разнятся.
А не знаете ли Вы почему эти поправки разнятся?

Милейший, у Вас знаний по сравнению со мной мизер, чтоб что то тут вякать.

Но вопрос был не как точно изобразить линии тока, а как пририсовать силя противодействия тем силам давления на поверхности обводов крыла.

И на этот вопрос у Вас как всегда не нашлось ответа.

Так что помолчите и не позорьтесь своей тупостью.

 

[EX-62]

Что то я не заметил своих кривых рук.

Все несовершенны, вы не есть исключение, чтобы заметить, надо выключить

кривые мозги

Но это ваш проблем
Этому мешает безмерный ЭГО, который видим в

Милейший, у Вас знаний по сравнению со мной мизер, чтоб что то тут вякать.
---
Так что помолчите и не позорьтесь своей тупостью.

 

[EX-62]

сравнения

 

[EX-62]

Фото с архив ЦАГИ.

А это:

кривые руки и мозги

 

[Anatoliy.]

Фото с архив ЦАГИ.

А это:

О!!!  Пошел деловой разговор наполненный конкретикой.
Даже приятно стало общаться.

Я понял что Вас покоробило в моём рисунке.
Мне было просто лень рисовать промежуточные линии тока в той части потока которая проходит сверху профиля и я их изобразил пропуская по одной в каждой двойке линий. Можете проверить с линейкой.

Но это не фатальная ошибка и даже не ошибка.
Никто не заставляет располагать равномерно дымные струйки.
Так что если это "режет" чей то глаз, то сие не означает наличие ошибки. Главное, что эти струйки "обтекли" профиль который находится не в аэродинамической трубе, в которой верхняя и нижние стенки канала существенно искажают картину обтекания, а в свободном пространстве.
Особенно сильно  искажение линий тока в аэродинамических трубах наблюдается за задней кромкой.
И все же хочется узнать где конкретно просматриваются мои кривые руки.
На этом рисунке я изобразил струю обдуваемого воздуха образованную четырьмя воздушными винтами установленными вдоль всего размаха крыла.

Но смысл моего рисунка состоял в том, что надо было разместить вектора сил  которые по законам физики должны быть противоположны и равными тем силам давления на поверхности крыла.

И ответа пока никто не отважился дать.

Я так полагаю, что и у Вас нет ответа.

 

[Anatoliy.]

сравнения 

Ой, напрасно это Вы начали искать "блох" я моих сообщениях.

Вот вы нарисовали кружочек с якобы несоответствием на фотографии реального обтекания профиля которую я выкладывал, с целью показать плотность линий тока, чтоб пояснить пагубность втуливания в это обтекание законов Бернулли.

[highlight]А этот снимок то является стоп-кадром из учебного фильма[/highlight] который мне настоятельно рекомендовали дабы якобы просветить меня в тонкостях обтекания профиля крыла.

Ой, напрасно Вы лихо будите, ой, напрасно.

И опять таки, этот стоп-кадр призван не для разглагольствовании по поводу куда должны следовать и по каким траекториям линии тока, а для того, чтоб разобраться куда должен вертеть момент тот профиль при таких плотностях линий тока.

И опять ответа пока никто не отважился дать.
Я так полагаю, что и у Вас нет ответа.

 

[aerobaika]

ну наконец то---теорию реактивной тяги для крыла отвергли

 

[EX-62]

О!!!  Пошел деловой разговор наполненный конкретикой.

Разговор с

своей тупостью

, нет - с [highlight]вашей тупостью[/highlight] должен разговаривать другой специалист, не я :-/ (Но желание есть! )

Мне было просто лень рисовать промежуточные линии тока в той части потока которая проходит сверху профиля и я их изобразил пропуская по одной в каждой двойке линий.

Работу, уважающий себя и свой труд человек, обязан делать качествено, ибо он просто болтун и тяп-ляп. И ни какая отговорка! Вы лгун! :IMHO
Смотрим и сравним линии физики и [highlight]кривы мозги
[/highlight]

 

[EX-62]

И все же хочется узнать где конкретно просматриваются мои кривые руки.

Только в кривых мозги! И я это всем показал. :STUPID

Но смысл моего рисунка состоял в том, что надо было разместить вектора сил  которые по законам физики должны быть противоположны и равными тем силам давления на поверхности крыла.

И ответа пока никто не отважился дать.

Даже не специалист понимает фото ЦАГИ! Вы, нет!

Я так полагаю, что и у Вас нет ответа.

Он красной нитью в труд Жуковский, работах ЦАГИ – но это за предел кривых мозгов!
И уже мне это пошло с [highlight]кривы мозги[/highlight] кураж!
Чао! :~)

 

[Anatoliy.]

ну наконец то---теорию реактивной тяги для крыла отвергли

Даже и не думал отвергать.

Это я Вас и остальных смельчаков-критиканов подталкиваю отказаться от теории разнодавления на крыле.
Вот когда напряжете мозг и попробуйте ответить на мой вопрос о плотностях линий тока и объясните как соотносится плотность струек с давлением и, особенно важно, когда пристроите к каждой силе давления на крыле силу противодействующую по всем правилам физики, вот тогда и сами откажитесь от того бреда о разнице давления так прочно поразившей сознание тех кто не задумываясь твердит хором всякую бредятину лишь на том основании, что таких  незадумчивых пруд пруди как много развелось.

 

[Anatoliy.]

Работу, уважающий себя и свой труд человек, обязан делать качествено, ибо он просто болтун и тяп-ляп. И ни какая отговорка! Вы лгун! IMHO
Смотрим и сравним линии физики и кривы мозги

Работу я свою выполнил по возможности тщательно.

А вот Вы так и не научились понимать прочитанное.

Уважаемый оппонент, понимаете, я изобразил на своем рисунке струю воздуха от воздушных винтов которые по уразумению конструкторов якобы победившего проекта конкурса будут обдувать крыло силясь что то там выродить в виде подъемной силы по законам, которые не пришей кобыле хвост вроде нужны тому профилю.
И эта струя имеет вполне ограниченную толщину.

А то что Вы показываете как некий аргумент со ссылкой на труды исследователей уважаемых аэродинамиков ни коим образом не относится к рассматриваемому случаю.

В тех натурных опытах обдувают крыло не узким [highlight]по высоте[/highlight] воздушным потоком, а всем сечением аэродинамической трубы.
И этот обдуваемый воздух заключен в аэродинамическую трубу которая не позволяет ни единому кубическому сантиметру воздуха выйти за габариты той трубы.

Я уже ранее спрашивал, какой толщины должен быть эта обдуваемая струя воздуха чтоб заработали законы Бернулли на крыле?
Где в формуле подъемной силы стоит значение толщины струи из обдуваемого воздуха.
Коль нет такого в формуле, то возможна равная подъемная сила как в струе толщиной с диаметр воздушного винта (порядка 2 метров) который обдувает крыло, так и эта толщина может равняться и одному сантиметру, или одному миллиметру или даже если крыло летит в открытом пространстве.

И таких [highlight]неудобных[/highlight] вопросов которые разрушают розовую мечту в разность давлений пруд пруди.
Куда ни ткни - везде противоречия.

 

[aerobaika]

я не поленился и решил общее уравнение по закону сохранения секундного расхода масс воздуха для воронки созданной винтом на стопе ---тоесть плотность умножить на площадь ометаемой винтом и осевой скоростью потока  и тотже расход применил для лопасти крутящейся в продольном потоке с некоторой круговой частотой ,чтобы оценить толщину потока взаимодействующую с лопастью определенной длины и ширины!!!! после всех сокращений оказалось что толщина потока равна шагу винта при относительно малом шаге к диаметру и ровняеться двойной ширине  лопасти в её середине ;D :craZy-----тоесть лопасть взаимодействует с этим перпендикулярным сечением потока равным по площади двум рабочем площадям  для удобства расчета взял однолопасный винт и прямоугольной формы так как крыло и лопасть работают по одним законам природы то теперь мы знаем какое колличество потока взаимодеиствует с крылом ----оказываеться толщина вверх на ширину крыла и толщина в низ на ширину крыла -----далее посчитал реактивную составляющую этого скошенного потока под 12 град получилось всего одна пятая от всей полной подъёмной силы крыла или 20% а при 3 градусах скоса всего 5% или одна двадцатая :'( :~~) бернулли рулит :craZy и кстати отсюда важный вывод что при большом шаге два-три диаметра винта надо делать очень широкую лопасть и поэтому выгоднее набрать общую ширину  трех-четырех-шести узких лопастей с хорошим удлинением ----что и было выполнено на поршневых истребителях второй мировой и на современных турбовинтовых  лайнерах

 

[aerobaika]

также решил уравнения  термодинамических процессов для воздушного потока при взаимодействии с крылом!!! и вот очень важные выводы --- при изменении давления в одну тысячную атмосферы или на 100 па эквивалент нагрузки на крыло 10 кг на метр кв характерное для парапланов и дельтиков падение температуры воздуха в потоке всего 0.3 градуса С----для одной  сотой атмосферы или 1000 па или нагрузка на крыло до 100 кг на м2 для малой авиации всего 3 градуса---- а вот для авиалайнеров и современнных истребителей с нагрузкой тонна на  метр кв или 10 000 па или одна десятая атмосферы падение над крылом уже может доходить до 30 градусов!!! чего  мы и видим при обморожении крыльев в сырую погоду авиалайнеров и парообразования при резких виражах на истребителях :craZy кстати на   лопастях самолётного винта перепад давления  также около одной десятой атмосферы    замечу что все  эти явления перепада давления и изменения температуры проходят лишь в пограничном слое---а он очень тонкий до одного миллиметра у модельных размеров  крыла или всего 1%его ширины---три --четыре мм у малой авиации или 0.3-0.4 %---и 10-12мм у лайнеров и истребителях или 0.1%от ширины крыла :~)

 

[Anatoliy.]

я не поленился и решил общее уравнение по закону сохранения секундного расхода масс воздуха для воронки созданной винтом на стопе 

А при чем тут воронка?
Все процессы создания тяги заканчиваются на срезе задней кромки, которая совершает путь в плоскости вращения или по другому в ометаемой плоскости.
А до той воздушной воронки ой как далеко и брать её в расчет нет никакого смысла.

и тотже расход применил для лопасти крутящейся в продольном потоке

А вот тут стало совсем интересно.
Что Вы брали за отбрасываемый объем и на какую скорость Вы это умножали?
[highlight]У меня все расчеты получаются в согласии с законами физики.[/highlight]

Не потрудитесь ли выложить этот расчет.
Он настолько короткий, что это для Вас не составит труда.
Я даже подозреваю, что Вы еще не успели выбросить тот листок с расчетами.

И еще разок Вам напомню где находится та секундно-отбрасываемая масса воздуха и у крыла и у лопасти.
На моем рисунке те голубые короткие полу-цилиндры намерено искажены и нарисованы весьма толстыми ради того, чтоб их заметили.
На самом деле они имеют толщину равную приращению длины того объема за приращение времени, то есть исчезающе сверхтонкие.

Как только рассмотрим Ваши ошибки в Вашем расчете, вся остальная галиматья что Вы написали далее, будет списана как ошибочная.

 

[aerobaika]

да вы тупо вообще перестали понимать физический смысл природных явлений :STUPID----массовый расход воздуха прокачиваемый через воронку образованной  винтом и проходящий вдоль вкручивающейся лопасти один и тот же----закон ломоносова ;D :~) :craZy и я же расписал формулы для потока словами

 

[Anatoliy.]

далее посчитал реактивную составляющую этого скошенного потока под 12 град 

А от куда или с какого потолка Вы взяли значение угла скоса равный 12 градусов???

Вот я в посте №445 на 15 листе этой темы приводил пример с расчетом скоса отбрасываемого воздуха.

Там у летящего самолета со скоростью 80 м/с вертикальная составляющая отбрасывания составляла 1,3 м/с.
Получается угол скоса отбрасываемого воздуха всего [highlight]0,93 градуса,[/highlight] а не [highlight]12 градусов,[/highlight] как получилось у Вас.
Чувствуете разницу?

Так что я подозреваю, Вы очень сильно запутались в формулах и то что Вы

я же расписал формулы для потока словами 

[highlight]уже не внушает никакого доверия.[/highlight]

Уж не побрезгуйте формулами и предоставьте свои расчеты.
Там будет полно тараканов которых придется изгонять из Вашей головы.

 

[Anatoliy.]

да вы тупо вообще перестали понимать физический смысл природных явлений По башке----[highlight]массовый расход воздуха[/highlight] прокачиваемый через воронку образованнойвинтом и проходящий вдоль вкручивающейся лопасти один и тот же----закон ломоносова

Правильнее говорить о секундно-отбрасываемой массе, а не о [highlight]массовом расходе.[/highlight]
Массовый расход можно считать за какой то промежуток времени и он будет получаться всегда разным.
За секунду массовый расход будет в 3600 раз меньше часового массового расхода того же самого устройства.

Следующий ляп в Вашем изречении.

массовый расход воздуха прокачиваемый через воронку образованнойвинтом и проходящий вдоль вкручивающейся лопасти один и тот же----закон [highlight]ломоносова[/highlight]

Да не один и тот же расход.
Это у Бернулли в трубах расход один и тот же, а в свободном пространстве всегда будет инжекция, которая будет увеличивать те массы в струе отбрасываемого воздуха за винтом.

И возникает ещё очень неприятный вопрос.
Как ограничить объем отбрасываемого воздуха за воздушным винтом?
Где проводить разделительную поверхность той сходящейся-расходящейся воронки за винтом?

Кстати, [highlight]Ломоносов[/highlight] - это фамилия великого ученного, а фамилии даже не великих пишут ВСЕГДА с большой буквы.
Это правило справедливо для культурных людей.