Подъёмная сила: есть или нет?

[Чечако]

Угол между ПАС=R и вертикалью, для плоской пластины тоже 45°.
Fy = R * Cos(b)

Не понятно. Частный случай в 45 градусов - это не критерий правильности или не правильности формулы. Не интересен. Кроме того:

Да у меня есть формула на основе формулы Ньютона. Можете мне дать данные по любому профилю крыла

Насколько понимаю плоская пластина, на которую вы всегда ссылаетесь, это не "любой профиль крыла"
А формулу применяете, без изменений.

Если b-угол между ПАС и... вертикалью, то как он определяется?

Что такое "6" в Ньютоновской формуле?

Откуда появилось и что такое R?

 

[mpn]

Если b-угол между ПАС и... вертикалью, то как он определяется?

Что такое "6" в Ньютоновской формуле?

Если вам действительно интересно я могу нарисовать, просто рисование занимает много времени и рисовать человеку, которому по большому счету ПОФИГУ - не особо хочется.
А если коротко, то ПАС у плоской пластины выстраивает свой вектор как перпендикуляр к Хорде.
Поэтому у плоской пластины углы "a" и "b" как правило равны. У крыла немного по другому.

Когда в 1871 году в Лондоне была построена первая в мире аэротруба и началась эра продувок, то очень быстро выяснилось, что Ньютоновская формула скоростного напора неверна в ШЕСТЬ раз. Ньютона объявили дураком. От его формулы частично отказались и придумали Чушь про ускорение потока над крылом. Этот бред понравился дурачку Эйнштейну и поэтому вам эту дурь и прописали в учебниках. А затем формулу Ньютона вернули, т.к. другой формулы у человечества нет совсем.
Но получилась дурь еще больше, т.к. теперь ваш закон аэродинамики звучит так: Чем больше скорость, тем меньше давление, а скорость стоит в числителе в квадрате и формула Ньютона говорит о том, что чем больше скорость - тем больше давление.
Но вы этого и не видите и не замечаете, т.к. вам это не выгодно видеть и замечать.

 

[Aleksey™]

Так объясните нам невеждам , с какого такого чудесного перепуга там над крылом образуется разряжение, если поток воздушных масс здесь не причём, ускорения его нет ,
и формула Бернулли в том числе, тоже не причем . Что там за такой волшебный насос стоит, делающий разряжение.

 

[mpn]

Так объясните нам невежда, с какого такого чудесного перепуга там образуется разряжение, если поток воздушных масс здесь не причём,
и формула Бернулли в том числе. Что там за такой волшебный насос стоит, делающий разряжение.

Там отрабатывает эффект Эжекции (который еще называют эффектом Коанда).
А для того чтобы над плоскостью начало создаваться разрежение не надо ни какого ускорения потока, надо просто чтобы плоскость стояла на отрицательном угле атаки по плоскости.
Разрежение начинает создаваться на любой скорости. И фраза: Чем больше скорость потока - тем ниже давление - это фраза из эффекта Эжекции, который у вас под запретом, т.к. данный эффект разоблачает "теорию ускорения потока".
А уравнение Бернулли звучит так: Давление от скорости потока не зависит, т.к. при любой скорости есть КОНСТАНТА.
Поэтому вы не знаете ни уравнения Бернулли ни эффекта Эжекции. Вам все запутали и перепутали, чтобы вы ничего не понимали! чтобы вы верили в несуществующее ускорение, которое напрямую противоречит 2зН.

 

[Чечако]

ПАС у плоской пластины выстраивает свой вектор как перпендикуляр к Хорде.

Не-а.
Только в твоей виртуальной модели

 

[Aleksey™]

Ответ не верный, вот как раз от скорости и зависит падение давления, посмотрите видюшку выше , там товарисч с феном демонстрирует наглядно, как от скорости потока зависит падение давления, а по вашим заявлениям эффект эжекции, это одно и тоже. Вот только не надо переобуваться в воздухе, эффект эжекции создаётся за счёт потока, так значит все ж таки над крылом поток есть, ну вот вы сами и прокололись на своих же бреднях. Уже сами запутались в своих знаниях-не знаниях и понятиях.

 

[Aleksey™]

Просто уж признайтесь, что вы чушь прекрасную несёте!!!!!!

 

[serg610]

serg610 сказал(а):
А теперь покажите свой расчет ПС у пластины по вашим условиям!

Fy = 3pV² * S * Sin(a) * Cos(b) / 9,8 = 3 * 1.20* 50² * 10 * Sin(45) * Cos(45) / 9.8 = 4590кгс

Полная чушь, что и ожидалось! Садитесь -два!
Я уже показал что Y=Cy*1582 кгс. У вас Y=4590, т.е. Су плоской пластины - 4590/1582=2,9. Су=2,9 в принципе не может быть у плоской пластины. Даже если вы поставите пластину под 90 град к потоку, максимум Сх=1,28 у плоской пластины....

 

[Vladimir1950]

serg610 сказал(а):
А теперь покажите свой расчет ПС у пластины по вашим условиям!

Полная чушь, что и ожидалось! Садитесь -два!
Я уже показал что Y=Cy*1582 кгс. У вас Y=4590, т.е. Су плоской пластины - 4590/1582=2,9. Су=2,9 в принципе не может быть у плоской пластины. Даже если вы поставите пластину под 90 град к потоку, максимум Сх=1,28 у плоской пластины....

Сх=1.28, а Су? Наше реальное крыло: площадь 15кв.м, скорость 30м/с, угол атаки 6грд. По классике У=1.2*0.125*15*900/2 =1012кг, что очень близко к полученному. По супер теории ПС = 511кг, т.е. 3*1.25*15*900*0.1*0.99/9.8. Или что то не так?

 

[partizan09]

в реальном полете нет потока и нет обтекания.

куда ж он девается?
доказательств верности закона Бернулли гигантское количество, без труда найдете
Бернулли и Ньютон не противоречат друг другу, скорее, дополняют

 

[partizan09]

А уравнение Бернулли звучит так: Давление от скорости потока не зависит, т.к. при любой скорости есть КОНСТАНТА.

нет не так
сумма статического давления и скоростного напора, при установившемся потоке. в любой точке одинакова
( там есть ещё 3я составляющая, весовое давление, но нам она не нужна)
этим и объясняется положительный Су на отрицательных углах атаки

 

[mpn]

Только в твоей виртуальной модели

Не будьте таким безграмотным!
Изучите вначале что такое ПАС и что такое ДАВЛЕНИЕ и не порите ЧУШЬ!
Можете почитать ВИКУ, там эти темы в принципе раскрыты нормально!

 

[mpn]

Ответ не верный, вот как раз от скорости и зависит падение давления, посмотрите видюшку выше , там товарисч с феном демонстрирует наглядно, как от скорости потока зависит падение давления, а по вашим заявлениям эффект эжекции, это одно и тоже. Вот только не надо переобуваться в воздухе, эффект эжекции создаётся за счёт потока, так значит все ж таки над крылом поток есть, ну вот вы сами и прокололись на своих же бреднях. Уже сами запутались в своих знаниях-не знаниях и понятиях.

Вас подводит ваша невнимательность! Мая задачка и далее все что мы говорим касается АДТ.
А вы все время прыгаете как блоха из АДТ в "реальный полет".
Еще раз повторяю для особо тупых:
В АДТ поток есть, т.к. он там искуственно создан вентилятором. И в АДТ есть обтекание крыла потоком, потому как поток есть!
В реальном полете потока нет в реальном полете считается, что воздух стоит неподвижно с нулевой скоростью относительно Земли и даже во внимание не берется ветер, т.к. самолет может летать в штиль. Поэтому считается, что ветер не влияет на создание ПС и он не уситывается в данном вопросе. Ветер учитывают только в вопросах навигации, взлета и посадки. Также в реальном полете нет и обтекания крыла потоком, т.к. потока нет.

Не прыгайте все время как блоха из одного физического процесса в другой, вы тем самым показываете мне что вы полностью ГЛУПЫ!

 

[mpn]

У вас Y=4590, т.е. Су плоской пластины 4590/1582=2,9.
Су=2,9 в принципе не может быть у плоской пластины.
Даже если вы поставите пластину под 90 град к потоку, максимум Сх=1,28 у плоской пластины....

Сами поняли что написали? Говорите про Су, а сравниваете его с Сх.
И вот еще интересно мне: Это почему это "Су=2,9 в принципе не может быть у плоской пластины???", на основании чего вы делаете такое заявление?.
Или вы не хотите замечать тот факт, что УА=+45°?

 

[serg610]

Стыдно за ваши знания. Ну посмотрели бы хоть продувки плоской пластины. См. рис. нижний график 1. При 45 град Су=Сх =0,7. А максимум Су при 30 град. и равен 0,96, а никак не по вашему 2,9.

 

[mpn]

Наше реальное крыло: площадь 15кв.м, скорость 30м/с, угол атаки 6грд.
По классике У=1.2 * 0.125 * 15 * 900 / 2 =1012кг, что очень близко к полученному.
По супер теории ПС = 511кг, т.е. 3 * 1.25 * 15 * 900 * 0.1 * 0.99 / 9.8.
Или что то не так?

По классике:
0,125 это 1,23/9,8 =0,125
Для большинства классических профилей для УА=6° коэффициент Су примерно будет в среднем 0,58
Поэтому по классике будет так: Fy = 0.125 * 15 * 900 / 2 * 0.58= 490кгc
По супер теории: Fy = 3 * 1.20 * 15 * 900 * 0.1045 * 0.9945 / 9.8 = 515кгс
- - - - - - - - - - - - - - - - -
Скоростной поток в АДТ на скорости 30м/сек имеет плотность не 1,25, а где то 1,20, т.к. любой скоростной поток - это поток с пониженным давлением внутри потока.
Су= 0,58 это примерно усредненный, для разных профилей он лежит в диапазоне 0,52 до 0,64
Коэффициент поправки "6" - это тоже усредненное значение, для зазных профилей он будет от 5,5 до 6,5
Так что все так!

 

[mpn]

Стыдно за ваши знания.

А мене стыдно за ваш график.

 

[mpn]

куда ж он девается?

Никуда не девается его нет!

 

[mpn]

доказательств верности закона Бернулли

Нет ни какого закона Бернулли, есть уравнение.

 

[Чечако]

Изучите вначале что такое ПАС и что такое ДАВЛЕНИЕ и не порите ЧУШЬ!

Точка приложения ПАС (центр давления), у пластины имеющей толщину, при любом угле атаки, при любой СК, не находится в геометрическом центре сечения/центр массы...
... в условиях Земли.
Расстояние между ЦД и ЦМ, может быть предельно малым, при УА=0 или УА=90, но НЕ РАВНО НУЛЮ.
На практике-пренебрегаем, в теории, которую пытаешься нам "втюхать", не учитывать это- недопустимо.

Су= 0,58 это примерно усредненный, для разных профилей он лежит в диапазоне 0,52 до 0,64
Коэффициент поправки "6" - это тоже усредненное значение, для зазных профилей он будет от 5,5 до 6,5

И чем "усредненный", "коэффициент поправки", "от 5,5 до 6,5", "синусы и косинусы" - отличаются от общепринятых Су?
Только тем, что все они- УЖЕ ВХОДЯТ!!! во все известные Су и Сх.
И отдельно, сами по себе, для расчетов- НЕ НУЖНЫ!!!

А в теории-ты слаб.