Так от какой дурной балды в аэродинамических формулах появились переменные по величине коэффициенты?
Ась?
Обьясняю на пальцах из каких соображений возникает приведенная вами формула подьёмной силы, которая с коэффициентом
Cy (Cx).
Исторически даже неграмотные древние мореплаватели заметили, что сила, с которой паруса тянут их судна по морям, зависит от
а) площади паруса
S и
б) скоростного напора ветра, то бишь динамического давления
(q V^2) / 2 ( = 0.5 q V ^2). Также было очевидно что Сила ТЯги паруса не равна в точности произведению
0.5 S q V^2, а еще
зависит от угла между направлением ветра и плоскостью паруса. Поэтому
формула тяги паруса должна содержать переменный коэффициент, зависящий как минимум от указанного угла. Ну а возвращаясь к подъёмий силе,
начинает зависеть не только от угла (атаки) но и еще от профиля крыла. То бишь самый тупой ёж в лесу понимает, что там
обязан быть переменный коэффициент. А вы возмущенно спрашиваете откуда он там берётся. Ежели вы как гениальный авиабригадир считаете, что подьёмная сила не должна зависеть от yказанных параметров, тогда сделайте профиль цилиндрическим или квадратвым для лопастей своей конвертоступы и летайте себе на здоровье.
покажите как из формул Бернулли или с помощью присоединенного вихря Н. Е. Жуковского в формуле подъемной силы и сопротивления крыла вдруг ни с того ни с чего появились коэффициенты Су и Сх ???
Анатоль, вы не понимаете русского языка, когда вас просят давать источник формулы?
Я знаю что таковая есть и применяется. Я хочу чтобы вы сказали из какого учебника аэродинамики вы взяли эту формулу. Потому, что
вы нагло брешете, утверждая что якобы аэродинамики берут её с потолка или подгоняют коэффициенты.
Теперь о том, как из формулы Жуковского
можно получить общую
Fy = 0.5 Cy q S V^2.
Так как вы не удосужились предоставить учебник, по которому вы недоучились, я беру формулу Жуковского на своё усмотрение из учебника для физических факультетов
Гидродинамика, Ландау-Лифшиц. См. параграф 38 "Теорема Жуковского" стр 220 :
Здесь скорость набегающего потока обозначена как
U, плотность воздуха - греческой буквой ро, а
u -
локальная скорость вдоль профиля. Эта
локальная скорость,
разумеется, будет зависеть от а) угла атаки б) профиля рассматриваемого крыла. За контур
C мы возьмём тот, который достаточно близко подходит к профилю, а не предлагаемый в книге
Размах крыла проходит в направлении оси
z, поэтому для прямоугольного случая, циркуляцию
Г можно вынести за знак интеграла, а сам интеграл по
dz даст просто размах крыла
L.
Тогда имеем следующее:
Mодуль локальной скорости
u (после скалярного перемножения
u ds ) выражаем через произведение набегающей скорости потока
U помноженную на локальный коэффициент
k (k=u/U) зависящий от профиля и угла атаки. Замечаем, что круговой интеграл по контуру относительно
ds соответствует длине
g контура
C (а не длине хорды). При умножении на размах крыла это даст
реальную площадь А консолей (сверху и снизу), а не площадь крыла как её принято считать
S = хорда нa размах. Соответственно, последний интеграл в скобках можно представить как некую величину
K помноженную на
g
где К - некой коэффициент, зависящий от угла атаки и профиля крыла. Как перейти от этой формулы с площадью
A - к вашей формуле с площадью
S - разбереётесь сами с помощью алгебры. Разумеется коэффициент
К ( с множителями перехода А -> S) при этом станет в точности коэффициентом подьёмной силы
Cy.
