Профиль крыла

Так же предлагается забыть и о законах, выведенных ранее. О чем ещё всем, занимающимся аэродинамикой необходимо ЗАБЫТЬ по Вашему мнению?
Законы, к Вашему сведению, на то и законы, потомучто ни существуют не взирая на бездарей и неучей.
А вот что касается всяких теорий и гипотез, то они проверяются законами и в случае несоответствия отвергаются.
Но законы следует применять только в тех случаях, для которых они являются законами.
Законам Бернулли всю жизнь сидеть в трубах и не вылазить на просторы без стенок.
Законам Ньютона навсегда быть там, где есть масса.
И так далее по списку.
Так что Ваши опасенияпо поводу законов не обоснованы.
А зщанимающимся аэродинамикой следует пересмотреть своё преклонение перед местячковой "Библией" и взяться за правильное применение законов.
 
если в данной точке нет кривизны потока - то нет поперечного градиента давления. То есть эта точка не вносит вклад в подъёмную силу.
Обратите внимание что есть не только градиент давления поперёк потока, но и вдоль. т.е. вся поверхность крыла вносит свой вклад в создание подъёмной силы, кроме случая равенства давления сверху и снизу.
 
Законы, к Вашему сведению, на то и законы, потомучто ни существуют не взирая на бездарей и неучей.
А вот что касается всяких теорий и гипотез, то они проверяются законами и в случае несоответствия отвергаются.
Но законы следует применять только в тех случаях, для которых они являются законами.
Законам Бернулли всю жизнь сидеть в трубах и не вылазить на просторы без стенок.
Законам Ньютона навсегда быть там, где есть масса.
И так далее по списку.
Так что Ваши опасенияпо поводу законов не обоснованы.
А зщанимающимся аэродинамикой следует пересмотреть своё преклонение перед местячковой "Библией" и взяться за правильное применение законов.
Ну так опубликуйте свои формулы по расчету подъемной силы для любого профиля! Глядишь, и Нобилевку выдадут!!
 
Законам Бернулли всю жизнь сидеть в трубах и не вылазить на просторы без стенок.
Законам Ньютона навсегда быть там, где есть масса.
Судя по тому что пишете Вы так и не удосужились прочитать то что я написал и посмотреть что я (и не только я) порекомендовал. Пожалуйста прекращайте проявлять такое неуважение к участникам форума.
 
Ну нет там потоков с их скоростями.
Есть крылья со своими скоростями.
Это одно и тоже. Просто умозрительно проще представить крыло, движущееся со скоростью сквозь невозмущенный воздух, а так же представить как молекулы воздуха воздействуют на поверхности крыла.
Вот еще информация по воздуху для размышления.  Средняя скорость молекул основных газов воздуха — азота и кислорода — составляет при обычных условиях около 460 м/сек, среднее число столкновений каждой молекулы за секунду — около 7 миллиардов, а средняя длина свободного пробега — около 70 ммк.
 
Добрый вечер. А может кто-то научить меня рисовать здесь? Насчёт скоса потока: скос потока наблюдается от передней кромки до задней на нижней поверхности и от "горба " до задней кромки на верхней поверхности. На том угле, на картинке учёного мужа должны быть изображены линии тока с забросом с нижней поверхности на верхнюю(такое поведение шелковинки при лаб. работах в аэротрубе приводило студентов в восторг). При меньших углах и турбулентности потока срыв на задней кромке проявляется в виде сходящего вихря с вращением против часовой стрелки, а затем вращающийся по часовой стрелки вихрь на верхней поверхности за "горбом" срывался с задней кромки, и так друг за другом они чередуются. Их называют- дорожкой Кармана. Наблюдать их можно на "задней кромке" флагов, развивающихся на ветру. Картинка она и в Африке картинка.
 
Это получается одно из условий стационарности обтекания. Следствием является то, что если в данной точке нет кривизны потока - то нет поперечного градиента давления. То есть эта точка не вносит вклад в подъёмную силу. Эта формула вам встречалась?
Ну а теперь потрудитесь показать в формулах Бернулли как обозначается та кривизна траектории обтекающих струек, коль Вам по сердцу ситуация дутья на крыло.
Вы не стесняйтесь, приведите полную формулу в которой учтена сжимаемость газов, чтоб потом не мямлить дескать в формуле была сокращена кривизна траектории по причине малости влияния на конечный результат.
Вы даете себе отчет о том бреде, который тут излагаете ради спасения репутации теории загнанной в аэродинамическую трубу?
 
Свои формулы напишите.
Пожалуйста, F = (m/t)*(V1- V2)
Только это не моя формула.
Её автор Исаак Ньютон.

Физика не знает другого способа создания силы в безопорном пространстве.
А воздух практически можно считать безопорным во всех случаях кроме воздухоплавания.
 
Пожалуйста, F = (m/t)*(V1- V2)

И как по этой формуле подъемную силу от угла атаки посчитать с учетом формы крыла в плане, профиля, крутки?
Методику распишите и вашей теори цены не будет. Особенно если будет давать правильные, подтверждаемые опытом результаты.
 
Если скорости потока нет,
Вы про какую скорость ту упомянули?
Это Вы имели ввиду скорость полета крыла в стоячем воздухе или про окружную скорость лопастей воздушного винта, когда самолет ещё стоит на месте или вертолет завис?
 
И как по этой формуле подъемную силу от угла атаки посчитать с учетом формы крыла в плане, профиля, крутки?
Методику распишите и вашей теори цены не будет. Особенно если будет давать правильные, подтверждаемые опытом результаты.
Вот я так считаю несущий винт.
Лопасти они же те самые крылья.
Беру секундную массу отбрасываемого воздуха и умножаю на приращение скорости воздуха проходящего через ометаемую площадь винтом.
Что бы вычислить потребную мощность умножаю полученную тягу на то приращение скорости воздуха и получаю мощность для идеального винта.
После этого как и все в мире аэродинамики пользуюсь формулами аэродинамических сил с коэффициентами Су и Сх.
Эти коэффициенты беру или из продувочных характеристик, которые никаким боком не связаны с формулами Бернулли, или пользуюсь подтасовкой из программ расчета аэродинамических коэффициентов. Эти компьютерные коэффициенты имеют небольшое расхождение с натурными продувками. По лучшей точности (сходимости) я выбрал программу JavaFoil.
В результате я получаю увеличенную потребную мощность относительно идеального воздушного винта и могу оценить качество несущего винта.
Как говорят, выше головы не прыгнешь или другими словами больше 100 % КПД не получить, но чем ближе к 100 %, тем рассчитанный винт ближе к идеальному.
Тут некоторые мои критики с удивлением отметили, что эти коэффициенты можно определить исходя не из уравнений Бернулли, а исходя из центростремительной силы.
В действительности для всех случаев взаимодействия крыла (лопасти) следует рассматривать импульс перпендикулярный поверхности профиля отвязавшись от скорости вдоль поверхности профиля.
При "рождении" импульса силы порождается по законам физики ответная реакция в виде статического давления на поверхность крыла (лопасти),что и есть та самая искомая подъемная сила.

Программы худо - бедно с некоторыми приближениями по несоответствующим физической природе формулам (подтасовка от математиков) как то дают картину распределения давления по поверхности. Но это не следствие перехода нулевой кинетической энергии неподвижного воздуха в потенциальную (в статическое давление), а следствие того импульса сил по Ньютону в каждой точке поверхности.
Таким образом это равнозначно применимо как для неподвижного обдуваемого крыла, так и для полета крыла в спокойном воздухе.
Так вот, я пользуюсь этими распределениями давления, но не для вычисления коэффициента Су, а для устранения проблем плавного обтекания профиля.
В результате появляется возможность генерировать профили с улучшенными характеристиками.
Чем я с успехом и занимаюсь.
 
Импульс это векторная величина и нет ни каких механизмов в природе чтоб развернуть вектор импульса.
- Вот именно. И векторная сумма поперечных импульсов в продольно движущемся потоке рана нулю. А ноль может складываться из противонаправленных векторов как больших, так и маленьких. И даже из нулей. Так что поперечные составляющие скорости отдельных молекул - это тот кладезь кинетической энергии, который можно забрать на разгон струи, не нарушив ЗСИ.

В потоке бреда она потерялась и, заметьте, для спора ничего не дала.
- Между прочим, формула позволяет заключить ещё вот что: если кривизны нет и градиента нет - то либо давление в данной точке равно атмосферному (что и показывал Анатолий-тролль для зон перегиба линий около толстых профилей), либо безградиентный участок отделён от невозмущённого потока искривлёнными линиями тока (например, находится в застойном пузыре, который можно считать частью профиля и который не создаёт, но передаёт давление вышележащих слоёв почти по закону Паскаля). Это, кстати, касается и профилей KFm.

Аэродинамический угол атаки
Ни разу не встречал такого понятия. Где вы такое нашли?
- Вот, например.

А Вы никогда не обращали внимания на то, что прямые участки графиков Сy(а) для самых разных профилей совмещаются простым смещением вдоль оси абсцисс, то есть изменением угла атаки? Я вам больше скажу: у классических профилей аэродинамический угол атаки с точностью до градуса близок к геометрическому углу атаки задней половины средней линии! С учётом того, что эта задняя половина обычно почти прямая - несимметричный профиль при нулевом геометрическом угле атаки можно рассматривать как симметричный, заклиненный под ненулевым углом и снабжённый предкрылком!
r3a1.jpg
 
Последнее редактирование:
Я вам больше скажу: у классических профилей аэродинамический угол атаки с точностью до градуса близок к углу атаки задней половины средней линии!
Вас не натолкнула эта мысль про среднюю линию на угол скоса за задней кромкой?
А вот если Вы очень внимательно проанализируете характер линии Су от угла атаки, то в зоне когда до срыва еще достаточно далеко этот график очень совпадает не с прямой линией, а с синусоидой?
К чему бы это?
Может в этом и кроется тот угол скоса за крылом?
Поразмыслите. Это уже без всякого сарказма.
Меня это не удивило, а придало уверенности, что импульс силы всему голова.
 
- Вот, например.

А Вы никогда не обращали внимания на то, что прямые участки графиков Сy(а) для самых разных профилей совмещаются простым смещением вдоль оси абсцисс, то есть изменением угла атаки? Я вам больше скажу: у классических профилей аэродинамический угол атаки с точностью до градуса близок к углу атаки задней половины средней линии! С учётом того, что эта задняя половина обычно почти прямая - несимметричный профиль при нулевом геометрическом угле атаки можно рассматривать как симметричный, заклиненный под ненулевым углом и снабжённый предкрылком!
Посмотреть вложение 512237
Вы перепутали определение угла таки и его характерные значения.
Угол атаки крыла - это угол между проекцией вектора скорости на вертикальную плоскость и хордой крыла.
В свою очередь для каждого профиля крыла есть характерные значения углов атаки. Например, α крит. Или угол атаки соотвествующий нулевой подъемной силы. И т.п
 

- Ничего я не перепутал. aАЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ = aГЕОМЕТРИЧЕСКИЙ - aНУЛЕВОЙ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ. Если подъёмная сила обращается в 0 при -5 градусах - значит, у такого профиля геометрический угол атаки +5 градусов соответствует аэродинамическому +10 градусов. Это просто вопрос выбора системы отсчёта. И при геометрическом +5 у него будет такой же Сy, как у симметричного при +10 (если оба не сорваны при этих значениях).
 
импульс силы всему голова

- Правильно. Импульс силы давления - голова для импульса скошенного потока. А давление довольно точно считается по уравнению Бернулли, выдернутому из теории идеальной жидкости и применённому к случаю, к которому в целом та теория неприменима. А распределение скоростей по поверхности крыла, необходимое для расчёта по Бернулли, находится опять-таки физически бессмысленным, но математически довольно точным панельным методом. Если вы предложите альтернативный способ расчёта более точный, чем панельный, и менее громоздкий, чем по сетке конечных элементов с системами ур-й Навье-Стокса - флаг вам в руки.


___________________________
И заметьте! Если вы проинтегрируете вертикальную составляющую импульса за крылом - вы узнаете подъёмную силу, но не узнаете положения центра давления - а это тоже важно!
 
Последнее редактирование:
- Ничего я не перепутал. aАЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ = aГЕОМЕТРИЧЕСКИЙ - aНУЛЕВОЙ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ. Если подъёмная сила обращается в 0 при -5 градусах - значит, у такого профиля геометрический угол атаки +5 градусов соответствует аэродинамическому +10 градусов. Это просто вопрос выбора системы отсчёта. И при геометрическом +5 у него будет такой же Сy, как у симметричного при +10 (если оба не сорваны при этих значениях).
Где вы этому научились?
 
Назад
Вверх