Рассуждения о природе подъемной силы крыла

Ещё один с "вердиктами".
И, кстати:
"Нас же интересует малое удлинение".
А если прежнее удлинение 2 или 1, или даже 0,5?
Су в числителе и в квадрате, а λ в знаменателе, но при малых λ, Су ему практически пропорциональна . . .
Продолжать или додумаете?
При наличии ПС, ИС-увеличивается.
Точность -- вежливость королей.
И как в сопромате, следует все силы на крыле (ПС, ИС, ЛС), рассматривать как общую энергию, часть из которой, бесполезна для движения в конкретном направлении.
Не могу сказать, что я на 100% уверен, в том что мы думаем в этой части в одну сторону, но:
Я же Вам пытаюсь объяснить про скос потока на конце консоли как следствие этого НЕДОвзаимодействия.
 
Последнее редактирование:
Откуда взяться ИС при обтекании симметричного профиля на нулевом альфа ?
ИНДУКЦИЯ
(от лат. inductio — наведение) — умозаключение, в котором связь посылок и заключения не опирается на логический закон, в силу чего заключение вытекает из принятых посылок не с логической необходимостью, а только с некоторой вероятностью. И. может давать из истинных посылок ложное заключение; ее заключение может содержать информацию, отсутствующую в посылках. ИНДУКЦИЯ | это... Что такое ИНДУКЦИЯ?
 
Касательно самой среды...
Воздух - это сверхтекучая среда. Все более убеждаюсь, что рассматривать причину образования того или иного распределения давления на поверхностях профиля следует не методами Ньютоновской механики, а через квантово-механические взаимодействия...
.
Т.е. взимодействие молекул воздушной среды при обтекании твёрдых тел ? Я правильно понял Ваш тезис ?
 
Пикирующий момент у несимметричного профиля, грубо говоря, возникает из-за распределения давления по нижней поверхности. На ней, максимум давления смещен к задней кромке. Получаем пару результирующих сил: на верхней поверхности - ближе к миделю; на нижней поверхности - ближе к хвостику.
Свершенно неверное утверждение ! Если обратьться к документу "Характеристика авиационных профилей " Кравец А.С. Книга Характеристики авиационных профилей (Кравец А.С.) - большая электронная библиотека , как Вы объясните пикирующий момент у профиля Р-2 14% на угле атаки 0 град , с нижней поверхностью паралельно потоку , когда нет никакого ЦД снизу профиля ? При этом См=0.0960 с размещением Cd=0.414 хорды ! И это при размещении мах. высоты профиля на 25%САХ ? Бездумное повторение лживых утверждений класс. науки не украшает Вас , тов. Иванов при всём уважении к Вам.. Вам остаётся констатировать только про неуважение к источнику..
1733821980423.png
 
Откуда взяться ИС при обтекании симметричного профиля на нулевом альфа ?
От лобового сопротивления, если кратко: от повышенного давления вдоль передней кромки и отсутствии такового, за пределами размаха. Или Вы, как Феликс, думаете, что этот перепад -не зависят от удлинения или М, а образуется сразу!, ступенькой!, и только! у законцовок?
 
От лобового сопротивления, если кратко: от повышенного давления вдоль передней кромки и отсутствии такового, за пределами размаха. Или Вы, как Феликс, думаете, что этот перепад -не зависят от удлинения или М, а образуется сразу!, ступенькой!, и только! у законцовок?
Ёпс-тудым-cюдым , . . Ещё один в воpдухе переобувается . . . ???
"Мы еще тут волновое не рассматривали". Вы с какого форума пришли, чтоб про лобовое . . .???
И М тут приплетать тоже не стоит, тут задачки -- попроще.
И "ступеньки" -- это тоже Ваш какой-то фетиш.
Даже спорить не хочу . . . Вот . . . . ))
сопротивление давления аэродинамика.jpg


ПС пропорционально размаху, ИС-ускорению воздуха по оси Z. Для ПС время взаимодействия воздуха и крыла-меняется чуть, а для ИС-радикально. Соответственно и энергия теряется (сопротивление) для ПС-чуть, а для ИС-радикально.
daredtvil-прав! Для ИС зависимость квадратичная.
А теперь "по косточкам": В какую "сторону", в какой степени и от чего (разумеется, по каждому Вами неотрицаемому параметру)?
Здесь плясать надо от ПС, Нет ПС -- "наведения" НЕТ. Пилот-у здесь -- респект.
Вы объясните пикирующий момент у профиля Р-2 14% на угле атаки 0 град , с нижней поверхностью паралельно потоку , когда нет никакого ЦД снизу профиля ?
Будем считать, что описАлся или "поленился" (хотя . . . ).
Разумеется, важно распределение давлений на обеих поверхностях. Более того:
1. Вклад верхней в ПС ("в безграничной") считается значительно выше, чем нижней;
2. Эпюры с обеих сторон -- "не симметричны", потому, особенно, с учетом п.1, необходимо рассматривать распределения давлений с обеих сторон.
 
Последнее редактирование:
От лобового сопротивления, если кратко: от повышенного давления вдоль передней кромки и отсутствии такового, за пределами размаха. Или Вы, как Феликс, думаете, что этот перепад -не зависят от удлинения или М, а образуется сразу!, ступенькой!, и только! у законцовок?
Поздравляю ! Вы открыли новое сопротивление. Назовем его Счечако.
 
Что-то за деревьями лес потерян. ИС зависит от вертикального импульса, который крыло придаёт воздуху по 2ЗН для создания ПС. То есть от скоса потока.

Здесь плясать надо от ПС

Вы уже доплясались до скоса:
А самое главное, что надо понять об ИС, это то, что оно -- следствие поля скоростей, возникающих только вблизи концов консолей крыла из-за того самого паразитного скоса потока

Теперь давайте разбираться, что это за скос. Вы утверждаете, что это скос
, которого в районе корневой нервюры по причине формирования "плоской картины" обтекания быть не может.

В то же время как пример "плоской задачи" на неплоском крыле привели крыло в бассейне от стенки до стенки. Я спросил, почему в бассейне, а не в АДТ. Спросил неоднократно. Вы не ответили. Отвечу я. Хайли лайкли вы взяли воду как менее сжимаемую среду, потому что понимали, что в АДТ обтекание крыла от стенки до стенки будет мало отличаться от обтекания крыла, не касающегося стенок, хотя бы по причине сжимаемости воздуха. То есть в плоской картине будет скос. Не так ли? Но это ведь не паразитный скос? А тот самый, который по 2ЗН?

И вот это вот - немного чушь, правда?
только вблизи концов консолей крыла из-за того самого паразитного скоса потока

😉
 
Долго с joxy развлекался -- опередили.
 
Что-то за деревьями лес потерян. ИС зависит от вертикального импульса, который крыло придаёт воздуху по 2ЗН для создания ПС. То есть от скоса потока.
Ну, нету (надеюсь, только, пока) той части мозга у Вас, в которой личность различает "от" (из-за) и "при". Не из-за импульса (правильнее, настаиваю, -- его НЕДОполучения), но из-за разницы давления и, как следствия, -- картины течения.
В то же время как пример "плоской задачи" на неплоском крыле привели крыло в бассейне от стенки до стенки. Я спросил, почему в бассейне, а не в АДТ. Спросил неоднократно. Вы не ответили. Отвечу я. Хайли лайкли вы взяли воду как менее сжимаемую среду, потому что понимали, что в АДТ обтекание крыла от стенки до стенки будет мало отличаться от обтекания крыла, не касающегося стенок, хотя бы по причине сжимаемости воздуха. То есть в плоской картине будет скос. Не так ли? Но это ведь не паразитный скос? А тот самый, который по 2ЗН?
1. В АДТ всегда есть "ядро";
2. В АДТ придётся "мудить" "щёки";
3. Даже если Вы их умудритесь разместить на отдельные весы, то это -- тот самый случай неправильно обращённого движения, за который Вас закидает помидорами даже казак, да и "по праву". Я же с кажу, что поле скоростей Вы адекватного НЕ получите;
4. А гидробассейн потому . . . считайте, что у воды плотность на 3 порядка больше, чем у воздуха, потому, при тех же скоростях силы больше тоже на 3 порядка. Есть чего померять . . . И БЕЗ обращения движения.
И вот это вот - немного чушь, правда?
Чушь в том, чтобы пытаться нарисовать тот скос, про который я пытаюсь Вам "вжевать" на 5-ти страницах, на тех картинках, которые привели Вы.
 
Последнее редактирование:
Поздравляю ! Вы открыли новое сопротивление. Назовем его Счечако.
Оно было всегда. Самолет (крыло) раздвигает воздух не только в вертикальной плоскости, образуя ПС, или сжимает перед собой-лобовое сопротивление.
Почему раздвижение воздуха влево/вправо от направления полета-Вы не видите, вопрос не ко мне, а к Вам.
 
Оно было всегда. Самолет (крыло) раздвигает воздух не только в вертикальной плоскости, образуя ПС, или сжимает перед собой-лобовое сопротивление.
Почему раздвижение воздуха влево/вправо от направления полета-Вы не видите, вопрос не ко мне, а к Вам.
А я серьёзно. Вполне может быть, что что-то из этого присоединяется к концевому "индуктивному" вихрю.
 
Будем считать, что описАлся или "поленился" (хотя . . . ).
Разумеется, важно распределение давлений на обеих поверхностях. Более того:
1. Вклад верхней в ПС ("в безграничной") считается значительно выше, чем нижней;
На угле атаки 0 град вклад нижней поверхности профиля по Кравецу практически ничтожен , остаётся только верзняя поверхность профиля .При распределении местоположения Cd на хорде важно не только место области пониженного давления , но также и область повышенного на верхней части поверхности, а именно на лобике крыла ! По классике там начинается разгон потока и значит область пониженного давления , но если мы посмотрим на расположение Cd на угле атаки -2 градуса , то на графике обнаружим смещение назад по хорде Cd =0.794 .. При уменьшении угла наклона задней поверхности к горизонтали не может привести к уменьшению давления и соответственно к смещению Cd назад.. В чём же причина ? Именно в том , что на носике увеличивается зона повышенного давления при наклоне профиля вперёд , которая и сдвигает Cd назад .. Элементарно , PFELIX Я про такое размещение давления на профиле трындю уже , скоро будет как десять лет , а Вы всё никак не поумнеете до понимания этого простого факта..
 
Оно было всегда.
Лично я -- про индуктивное . . .
. . . Да, оно по определению индуктивным называется, только по тому, что непосредственно связано (математически находится в зависимости от) с созданием (наведением) ПС.
А, если ещё посерьёзней, -- то неплохо бы общаться на едином "наречии". Приведите чего-нить из классики, к чему можно апеллировать.
 
При уменьшении угла наклона задней поверхности
Могу ещё привести . . .
Мне в каком месте мозги ломать? Не хочу я додумывать, а в диалоге с Вами -- права себе дать такого не смею.
Получается, . . . слепой с глухим . . . ???
А, если ещё посерьёзней, -- то неплохо бы общаться на едином "наречии".
 
"от" (из-за) и "при"
Математическая зависимость причинно-следственную связь не рассматривает.

Чушь в том, чтобы пытаться нарисовать тот скос, про который я пытаюсь Вам "вжевать" на 5-ти страницах, на тех картинках, которые привели Вы.
Скос один и тот же. Чушь в том, чтобы искать два скоса. В учебниках вы их не нашли и не найдёте. Свой учебник вам слабо написать.
Объяснять и считать единственный скос можно по-разному. Можно по 2ЗН, а можно по Прандтлю. Классическая формула ИС выводится как из вихревой теории ПС, так и из ЗСЭ+ЗСИ+2ЗН, так и просто из ЗСИ+2ЗН.

В некоторых случаях по Прандтлю скоса не должно быть. Это не значит, что IRL его нет. Это значит, что модель Прандля неприменима для таких случаев. И хотя в этих случаях для количественного расчёта ИС могут потребоваться поправочные коэффициенты - качественно будут наличествовать и скос, и ИС. И это будет "мой" скос, который везде. А "ваш" не везде. А там, где "ваш" наличествует - он тождественен "моему".
 
Математическая зависимость причинно-следственную связь не рассматривает.
Именно поэтому физматчики, порой, бывают, как заблудшие овечки, "на другом конце" от "результата" (физики/природы/явления).
А у инженеров всё просто: если летит -- ты -- инженер, а если не летит, то какая разница, сколько ты ошибок допустил, одну или тысячу, -- не летит -- НЕ инженер.
Скос один и тот же. Чушь в том, чтобы искать два скоса.
Не хотите, да, -- и не надо. Гнусь продолжать не буду. Не стоите Вы даже этого. Успехов.
И это будет "мой" скос, который везде. А "ваш" не везде. А там, где "ваш" наличествует - он тождественен "моему".
На мои вопросы явные и не явные ответьте, -- и будет Вам просветление.
А там, где "ваш" наличествует - он тождественен "моему".
НЕ тождественен, и если Вам проще понимать, что он един (что готов допустить), то его составляющая -- совсем другой природы/причины и она -- их прямая разница.
 
Последнее редактирование:
совсем другой природы/причины и она -- их прямая разница
Офигеть! Только что оговорили причину.
из-за разницы давления и, как следствия, -- картины течения
Я с ней согласен. У "моего" и "вашего" (на самом деле одного) скоса причина именно эта. Если вы считаете, что у "моего" другая - назовите её )

___
Скосы и причины тождественны, не тождественны способы описания. Но по Прандтлю скос строго посередине размаха тоже есть! Обратите на это внимание!! Ау)

Причём это "вертикальный" скос. В вихревой теории в местах пересечения с "несущей линией" присоединённого вихря векторы скорости свободных вихрей нормальны к ней.
 
Последнее редактирование:
Я с ней согласен. У "моего" и "вашего" (на самом деле одного) скоса причина именно эта. Если вы считаете, что у "моего" другая - назовите её )
Оговорить можно кого угодно, Вы в этом смысле?
Я теряюсь. Всё на 5-ти страницах уже написано.
Поток взаимодействует с крылом и отклоняется. Оба получают взаимные импульсы, которые сопровождаются соответствующим давлением (а с разных сторон крыла -- его разницей). И здесь всё -- едино, сказать , что первопричина сложно. Примерно как точки с телами. . .
2НЗ -- во всей красе, Скос, разумеется, присутствует, и именно он и есть отражение ПС.
Но как следствие (а точнее, по факту), имеем разницу давлений, которая уже является очевидной причиной течения вдоль размаха (Чечако об этом вполне красноречиво выражался).
Если бы не условия, ограничивающие это течение, картина течения была бы "плоской". Но есть:
1. край консоли;
2. течение не в сторону плоского (и вниз по 2НЗ), а в другую;
3. это течение снизу -- на край (консоли), сверху -- от него;
4. вследствие п.3 поле течения в виду сплошности среды замыкается на уже консоли, представляя вертикальную составляющую вниз.
5. НЕ отброшенной, а выпорхнувшей порции воздуха (и которая нашла путь не в соответствии с 2НЗ).
6. а потому можно говорить о скосе потока, относимого как к невозмущеному.
А дальше можно уже рисовать картинки как по Прандтлю и отклонять ПС.
 
А, если ещё посерьёзней, -- то неплохо бы общаться на едином "наречии". Приведите чего-нить из классики, к чему можно апеллировать.
А что , Кравец А.С. и его Книга Характеристики авиационных профилей для Вас не классика ? Или у Вас есть аргументы в опровержении моих измышлений ?
Могу ещё привести . . .
Мне в каком месте мозги ломать?
Вы себя почитайте ! Без переводчика иной раз не понятно о чём вообще Ваш спитч.. Ну что не понятно из текста ? Если уменьшается угол атаки с 0 до -2 , уменьшается угол наклона верхней задней поверхности профиля крыла , а раз так ,то уменьшается степень расширения потока обтекания за горбиком профиля , а значит и давление должно расти ! Но тем не менее Кравец утверждает в своём атласе , что Cd сдвигается назад к ЗК с 0,414 на угле 0 град до 0.794 на угле -2град. В чём ,по Вашему, причина такого сдвига Cd с уменьшением угла атаки ?
 
Назад
Вверх