Рассуждения о природе подъемной силы крыла

[mpn]

2. Термин "Угол атаки" - неприменим, ни к чему, кроме хорды крыла... он для этого и введен.

Это так научили дураков, чтобы дураки ничего не понимали, и именно потому что вас всех так научили именно поэтому вы нехрена и не понимаете.
Поток не контактирует с хордой крыла и не взаимодействует с ней.
Поток на физическом уровне контактирует с плоскостями (поверхностями) крыла.
У крыла две основных плоскости: Верхняя и нижняя.
Когда крыло стоит на УА=+6° по Хорде, то
Нижняя обшивка крыла стоит на УА=+3° по Плоскости
а Верхняя обшивка крыла стоит на УА=-11° по Плоскости
--------------------
Поэтому я и вводил в аэродинамику УА, который называется ФУА - Физический угол атаки.
В аэродинамику надо вводить два понятия углов атаки:
УА по хорде и УА по Плоскости

 

[mpn]

Потому, как поток именно "прилипает".
То есть, поток отклоняется в сторону зоны пониженного давления.

Пятый раз спрашиваю: Почему создалась зона пониженного давления?

Если до вас туго доходит, то вопрос стоит так:
Что является ПРИЧИНОЙ создания зоны с пониженным давлением.

Это и есть " Теория искривления потока".

Теория есть - это да! поток искривился - это да! В зону с пониженным давлением- это да!
А зона пониженного давления откуда взялась! А!
Что сказать нечего я так понимаю?

 

[Чечако]

В аэродинамике надо ответить на вопрос: Почему над крылом создается разрежение?

И опять: почему только "над"? Сам ведь указывал, что разница в давлениях НАД и ПОД-мизерная. Следовательно, вопрос аэродинамики: почему, НАД и ПОД крылом создается разрежение- не имеет явного отношения к причине создания ПС, а указывает только на то, что НАД-разрежение чуть!!! больше, чем ПОД. Вот о причине этого следствия: излишества ПОД + недостачи НАД и следует говорить.

И еще: для потока, что другой угол встречи с телом, что профиль задом-наперед, что крыло гладкое, что крыло с элероном- ЭТО ВСЁ-ТЕЛА РАЗНОЙ ФОРМЫ, и только для того, чтобы эти тела, хоть как сравнивать, и придумали хорды, углы атаки, мидели и прочая, и прочая. Применительно к крыльям, как отдельной форме тел, имеющих геометрическую схожесть-это оправданно и прижилось. Но! Не более того!!!
Примеры: для пластин, понятие "мидель"-не требуется, но есть плоскости, для осесимметричных-нет размаха, хорды и угла атаки ( как они трактуются для крыльев), но нет плоскостей. А ПС- бывает!!!

"Физический угол атаки"?
То, что предлагаете, "физическим"-быть никак не может. Угол потока "до встречи", к вектору скорости вдоль образующей профиля и даже к самой образующей- может НЕ ИМЕТЬ никакого отношения, тем более физического.

 

[Aleksfomik]

Что сказать нечего я так понимаю?

Да куда же вы постоянно ломитесь вперёд паровоза?

 

[Aleksfomik]

А зона пониженного давления откуда взялась! А!

От куда берётся та зона, как раз, в "теории искривления потока" и разъясняется.

 

[mpn]

И опять: почему только "над"? Сам ведь указывал, что разница в давлениях НАД и ПОД-мизерная.
Следовательно, вопрос аэродинамики: почему, НАД и ПОД крылом создается разрежение - не имеет явного отношения к причине создания ПС, а указывает только на то, что НАД-разрежение чуть!!! больше, чем ПОД.

Запоминаем: Во время реального полета самолета, когда крыло стоит на УА по Хорде =+6°
- разрежение возникает ТОЛЬКО над крылом от точки А то точки Б (голубая зона).
- сжатие воздуха и повышенное давление возникает над передним обтекателем, на переднем обтекателе и под крылом от точки А то точки Б (красная зона).

Примеры: для пластин, понятие "мидель"-не требуется,

Смешно!

 

[mpn]

От куда берётся та зона, как раз, в "теории искривления потока" и разъясняется.

Молодец! Вот будьте любезны. Объясните мне неграмотному: откуда и как появляется зона разрежения относительно той теории, которую вы озвучиваете.

 

[Aleksfomik]

Поэтому я и вводил в аэродинамику УА, который называется ФУА - Физический угол атаки.

Это какой-то пипец...

Вы берега-то не путаете?

Чего это там вы в аэродинамику ввели?

Назовите свои: фамилию, имя и отчество, желательно ещё и дату своего рождения.
Я погляжу в архивах первоисточники, автором которых являетесь вы лично. Ну или хотя бы найду в каком-то из первоисточников в конце книги отсыл на вашу научную работу.

 

[Aleksfomik]

В аэродинамику надо вводить два понятия углов атаки:
УА по хорде и УА по Плоскости

Не надо в аэродинамику ни чего вводить. Что было ввести необходимо, уже давно введено.

Вы хорошо понимаете, что такое "плоскость"?

Вы много знаете летательных аппаратов, несущие поверхности которых состоят именно из "плоскостей"?

 

[Aleksfomik]

Вот будьте любезны. Объясните мне неграмотному: откуда и как появляется зона разрежения относительно той теории, которую вы озвучиваете.

Ну так найдите описание этой теории или рассказ профессионалов об этой телрии и попробуйте мне предоставить доказательства того, что в этой теории ничего не сказано о причинах появлении той зоны с пониженным давлением.

А я пока подожду ваших результатов.

 

[Чечако]

И опять.
Тот профиль что на фото, с углом атаки

Во время реального полета самолета, когда крыло стоит на УА по Хорде =+6°

И насколько "повышенное давление под" выше "пониженного давления над"? Не ты ли писал про 0,004 разницы?
Меня еще более интересует, "повышенное под"- это относительно какого? Давления торможения? Давления невозмущенного потока?, Давления НАД? Определись пжлста.

Не помню, в который раз, тебе говорили, что у несимметричного профиля-есть подъемная сила на УА=0. Мало того, у него есть ПС, даже если средняя линия замидельной части-совпадает с направлением потока, т.е. при малых отрицательных УА. Так, что на "физическом угле атаки"- каши тебе... не сварить.

Картинка под названием "Смешно": почитай определение миделя. Для пластины- миделем, непонятливые могут назвать толщину. Ты их перещеголял!

 

[mpn]

Вы много знаете летательных аппаратов, несущие поверхности которых состоят именно из "плоскостей"?

Запоминаем:
Любую криволинейную поверхность можно представить как сумму плоскостей.

 

[Чечако]

Запоминаем:
Любую криволинейную поверхность можно представить как сумму плоскостей.

Ага, можно, ... если требуется, и нет условий препятствующих этому. От каких условий обтекания ты откажешься? Многогранный-ты наш!

 

[mpn]

Ну так найдите описание этой теории или рассказ профессионалов об этой телрии и попробуйте мне предоставить доказательства того, что в этой теории ничего не сказано о причинах появлении той зоны с пониженным давлением.

Не не дружбанчик! Ты берега не путай! Это ты заявил, что в теории №4 (теория об искривлении потока) - есть описание (объяснение) почему и как создается зона разрежения над крылом. Вот тебе и карты в руки. Озвучь заявленное. 🤣🤣🤣

От куда берётся та зона, как раз, в "теории искривления потока" и разъясняется.

А что касается меня, то я всегда говорил и повторю, что все пять теорий (кроме первой) - это ИДИОТИЗМ!

 

[mpn]

Ага, можно, ... если требуется, и нет условий препятствующих этому.

Подходишь к крылу и расчерчиваешь его на квадратные дециметры - кто тебе запретит?
Каждый дециметр = плоскость! Потом смотришь: А на каком УА у тебя к потоку стоит один отдельный квадратный дециметр! - кто тебе запретит?
Что такое Полная аэродинамическая сила? ААА?

 

[mpn]

И насколько "повышенное давление под" выше "пониженного давления над"? Не ты ли писал про 0,004 разницы?

НЕТ!
Я писал 0,4% от номинала.

Не помню, в который раз, тебе говорили, что у несимметричного профиля-есть подъемная сила на УА=0. Мало того, у него есть ПС, даже если средняя линия замидельной части-совпадает с направлением потока, т.е. при малых отрицательных УА. Так, что на "физическом угле атаки"- каши тебе... не сварить.

Да есть! А я и не спорил никогда! Только она маленькая и самолет на ней летать не может!

 

[Чечако]

😆 🤣 😆 🤣 😆

 

[казак]

Какой физический угол атаки , что за бред..Интересно посмотреть на этот ФУА у симметричного профиля , или к примеру у S-образного ?

И опять: почему только "над"? Сам ведь указывал, что разница в давлениях НАД и ПОД-мизерная. Следовательно, вопрос аэродинамики: почему, НАД и ПОД крылом создается разрежение- не имеет явного отношения к причине создания ПС, а указывает только на то, что НАД-разрежение чуть!!!

Чечако всё манипулирует потоками , внутри которых при скорости, якобы , давление меньше атмосферного ! Есть поток после винта , есть поток увлекаемый каким -нибудь телом в которых давление может быть меньше атмосферного , но мы рассматриваем стоячий воздух на который наезжает крыло и в результате взаимодействия с которым возникает ПС..Если из движущегося автомобиля высунуть руку , то якобы поток можно пощупать , упругий.. Но давление под крылом будет слегка выше атмосферного , в зависимости от скорости и угла атаки.. А вот вопрос на засыпку :- Почему на положительном угле атаки под нижней плоскостью ЦД будет не в центре плоскости , а ближе к передней кромке ?

 

[mpn]

мы рассматриваем стоячий воздух на который наезжает крыло и в результате взаимодействия с которым возникает ПС..

Если вы к примеру хотите научить людей тут присутствующих: как возникает ПС на крыле во время РЕАЛЬНОГО полета, то учите и акцентируйте свою мысль на том, что вы рассуждаете о реальном полете.

Я же сейчас пытаюсь объяснить тут присутствующим, как появляется ПС на крыле в АДТ (где поток есть).
Пока тут присутствующие не поймут: как появляется ПС в АДТ - они не смогут понять как появляется ПС в реальном полете.

Интересно посмотреть на этот ФУА у симметричного профиля , или к примеру у S-образного?

Рисуйте профиль который вас интересует.

 

[mpn]

мы рассматриваем стоячий воздух на который наезжает крыло

Чем наезжает крыло?