Рассуждения о природе подъемной силы крыла

[mpn]

Какая разница ? В АДТ в пограничном слое в непосредственной близости от поверхности тела воздух тоже стоит относительно поверхности крыла ! При любом взаимодействии тела и воздуха вязкость среды делает своё дело..

Все верно! Молодец!
И в АДТ и в Реальном полете - воздух, который крылу передает свое давление, относительно крыла из-за ВЯЗКОСТИ практически НЕПОДВИЖЕН.
НО!
Но под крылом давление в этом неподвижном воздухе больше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
А над крылом давление в этом неподвижном воздухе меньше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
ПОЧЕМУ ТАК?

 

[mpn]

Оба утуверждения бесспорны. Другой фактор это воздух над погранслоем. Давление в нём меньше давления в погранслое. Это связано с циркуляцией вокруг крыла.

Верите в циркуляцию?
Нарисуйте то, во что вы верите и укажите скорость и направление циркуляции..... обсудим.

 

[Anatoliy.]

Сделай хоть 5 % от того, что сделал, например Келдыш, да, хоть что либо чуть новое и летающее. .

Я сделал из бумаги автостабильно летающее крыло с плосковыпуклым профилем.
Ни Келдыш, ни Н. Е.Жуковский такого не смогли.

 

[daredevil]

распишите значения каждого параметра.

Задача поставлена некорректно. Корректно: каждого параметра на каждом отрезке профиля или секции крыла. Это как минимум несколько десятков точек. Вы серьёзно считаете, что по правилам хорошего тона я вам должен выложить таблицу? А может, если бы я выложил, вы признали бы свою неправоту? Вот во второе я почему-то не верю) Так что хотите не выглядеть тупайей - помогите себе сами. Скачайте JavaFoil, загрузите туда координаты андвашного ЦАГИ РII и посмотрите на распределения скоростей и давлений на поверхности крыла (такие опции в проге есть). И будут вам значения каждого параметра на каждом отрезке (количество отрезков можно задавать). И не забывайте, что без Бернулли эта картинка или таблица не обошлись.

Но под крылом давление в этом неподвижном воздухе больше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
А над крылом давление в этом неподвижном воздухе меньше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
ПОЧЕМУ ТАК?

Да потому, умный вы наш, что оно там и там примерно такое же, как в "неприлипшем" воздухе соответственно над и под крылом. Сам погранслой небернуллиевский случай: там полная энергия поменялась в результате трения о крыло, и некорректно применять к нему ЗСЭ (следствием которого и является ур. Бернулли). Но, поскольку в двух соседних трубках тока давления полюбому не сильно отличаются, а большая разница по сравнению с невозмущённым потоком набегает только в большой стопке изогнутых трубок - мы можем безболезненно выбросить "скомпрометированную" трением трубку из рассмотрения и перейти к следующей, в которой торможением от трения можно пренебречь и считать каждую порцию воздуха практически замкнутой системой для ЗСЭ. То есть, как уже говорилось - можно считать погранслой частью профиля. Если толщина "неподвижного" погранслоя доли миллиметра*, а толщина профиля сантиметры - то можно погранслоем вообще пренебречь.

* - будь она больше - наклеенные на обшивку шелковинки не укладывались бы по потоку.

 

[mdp-shnik]

Нарисуйте то, во что вы верите и укажите скорость и направление циркуляции..... обсудим.

ПМогу предложить только это:

• #8.402

 

[казак]

Толик ты дурак ? Когда крыло движеться, то среда считается НЕПОДВИЖНОЙ.

Вы сам дурак ! Среда будет двигаться в сторону наименьшего генереруемого взаимодействием (обтеканием) крыла и среды ДАВЛЕНИЯ в среде! Этого не переплюнешь ! А теперь подумайте сами где будет наименьшее давление в среде вокруг крыла .

Обратное течение на самом деле уменьшает скорость потока над крылом и этим снижает подъёмныую силу.

Мы здесь четыреста с лишним страниц говорим о том , что определяет давление и соответственно ПС на крыле : скорость потока или концентрация молекул воздуха(плотность) ? Вы же безаппеляционно лепите в аналитику Бернулли и на этом основании всех инакомыслящих считаете дебилами..

 

[mpn]

Это как минимум несколько десятков точек. Вы серьёзно считаете, что по правилам хорошего тона я вам должен выложить таблицу?

Я считаю, что мужик должен следить за базаром. Тогда он не будет бабой.
Я сказал, что методики расчета и формулы расчета ПС крыла по Бернулли нет.
Вы сказали, что есть. Есть легко и просто в районе 10% точности.
Ну? И? Где формула?
Я хочу подставить в нее цифры от самолета Ан-2.
Площадь крыла я знаю.
Скорость полета знаю.
Угол атаки и плотность воздуха знаю.
Массу знаю, а от нее силу тяжести = 5500кгс.
Меня устроит, если я выйду на 5000кгс.
- - - - -
Пишите формулу.... не стесняйтесь.... вас же за язык никто не тянул.... вы же протрепали всеобщий треп, что по Бернулли можно - держите ответ за базар.
Я вас не просил ни о каких таблицах! Вы зачем сейчас про какие то там таблицы треп развели? А?
Таблицы оставьте себе.
Мне сюда в студию: Формулу на основании уравнения Бернулли по которой я смогу приблизительно посчитать ПС самолета АН-2.

 

[казак]

Но под крылом давление в этом неподвижном воздухе больше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
А над крылом давление в этом неподвижном воздухе меньше на чуть-чуть чем в окружающей среде.
ПОЧЕМУ ТАК?

Скоростной напор под крылом увеличивает концентрацию (плотность) воздуха и добавляет 1-2 грамм на см2 поверхности к атм. давлению , а сверху при растяжении уменьшается концентрация (плотность) на 2-3г/см2 поверхности .. В итоге ПС составит 3-5 г/см2 несущей поверхности.. В воздухе всё происходит в соответствии с МКТ и сжимаемостью , в воде по другому .. Хотя там и присутствуют каверны , но на водных лыжах ПС образуется только за счёт нижней поверхности ..

 

[mpn]

Могу предложить только это:

Итак, подъёмная сила крыла равна: P = ρ*V*Г – формула Жуковского.

Не густо!
Давайте обозначим ПС как Fy.
Получим:
Fy = ρ*V*Г = 1.23* 42 * Г = 5500кгс.
Отсюда:
Г = 5500/1,23/42=106,46
=========================
Давайте объясняйте дальше: как получить циркуляцию Г = 106,46 и какие у нее единицы измерения?

 

[mdp-shnik]

Мы здесь четыреста с лишним страниц говорим о том , что определяет давление и соответственно ПС на крыле : скорость потока или концентрация молекул воздуха(плотность) ?

Ну давайте посчитаем. Давайте для примера возьмём дельталёт с полётным весом 400 кг (4000 н) и площадью крыла 16 м кв. Нагрузка на крыло равна 4000/16 = 250 н/м кв. Одновременно это есть разность давлений, которая держит наш дельталёт. Для наглядности переведём её в атмосферы. 1 атм = 10^5 н/м кв. Т.о. разность давлений равна 0,0025 атм.
Берём за бороду Бернулли и заставляем его посчитать разность скоростей хотя бы приблизительно:

(ро*V1^2 )/2+ P1 = (ро*V2^2)/2 + P2

P1 - P2 = ро (V1 + V2)*(V1 - V2) = ро*2V*(V1 - V2)

Здесь мы приняли приблизительно V1 = V2 = V - скорость полёта.
Мы уже знаем, что ро = 1,22 кг/м куб, Р1 - Р2 = 250 н/м кв, V = 22 м/с (80 км/ч).

Т.о. V1 - V2 = 4.7 м/с.

Соответственно скорость циркуляции примерно вдвое меньше.

Теперь посмотрим наксколько изменяется плотность воздуха (концентрация молекул) от перепада давления аж в 250 н/м^2. Ясно, что она пропорциональна изменению давления.
Пусть ро1 = 1,22 кг/м куб при давлении 1 атм, тогда при давлении 1 - 0,0025 = 0,9975 атм пплотность станет равной 1,22 * 0,9975 = 1,217 кг/м куб.

Мой вопрос: НУ И ЧТО?!
Нам это ничего нового не дало.

 

[mdp-shnik]

Не густо!

А как Вы думали! Не так страшен чёрт, как его малюют.

 

[mpn]

Скоростной напор

Скоростной поток.
Скоростной напор - это динамическое давление. За два года общения со мной мог бы иметь советь выучить!

Вы сам дурак !

От дурака и слышу! Учи термины принятые в физике, а то мне тут поговорить не с кем!

 

[mpn]

(ро*V1^2 )/2+ P1 = (ро*V2^2)/2 + P2

рV1²/2 + P1 - это давление где и как оно называется?
рV2²/2 + P2 - это давление где и как оно называется?

V1 - это скорость где?
V2 - это скорость где?

P1 - это давление где и как оно называется?
P2 - это давление где и как оно называется?

 

[mpn]

А как Вы думали! Не так страшен чёрт, как его малюют.

Ну я верю в вас!
Итак!
как получить циркуляцию Г = 106,46 для самолета Ан-2 и какие у нее единицы измерения?

 

[mpn]

Ну давайте посчитаем. Давайте для примера возьмём дельталёт с полётным весом 400 кг (4000 н) и площадью крыла 16 м кв. Нагрузка на крыло равна 4000/16 = 250 н/м кв. Одновременно это есть разность давлений, которая держит наш дельталёт. Для наглядности переведём её в атмосферы. 1 атм = 10^5 н/м кв. Т.о. разность давлений равна 0,0025 атм.

Боже какие мучения!
400кг = 400кгс
400кгс/16м² = 25кгс/м²
Изменение давления над и под крылом составляет: +-12,5кгс/м²
Процент от атмосферного давления: 12,5/10330 = +-0,12%
Для АН-2:
40/10330 = +-0,38%
=========================
Ну и что это дает? Что кроме трепа?
Давление под крылом почему стало больше? ПРИЧИНА!!!
Давление над крылом почему стало меньше? ПРИЧИНА!!!

 

[mpn]

Скоростной поток под крылом увеличивает концентрацию воздуха, а сверху уменьшается концентрация воздуха. В итоге.....

Пока все правильно.
Что в итоге?
и почему под крылом концентрация увеличивается, а над крылом уменьшается?

 

[mdp-shnik]

Пока все правильно.
Что в итоге?
и почему под крылом концентрация увеличивается, а над крылом уменьшается?

1. В итоге ничего.
2. Потому что изменяется давление. Газовый закон, однако.

 

[mdp-shnik]

Ну я верю в вас!
Итак!
как получить циркуляцию Г = 106,46 для самолета Ан-2 и какие у нее единицы измерения?

Цитркуляция равна произведению длины на скорость. Её единица измерения м^2/с.
Примем для Ан-2 скорость 160 км/ч = 45 м/с. Тогда подъёмная сила равна

P = ро*V*Г = 1.22*45*106.46 = 5845

Единицу измерения не ставлю, т.к. не знаю, в каких единицах Ваша циркуляция.

 

[казак]

Скоростной поток.
Скоростной напор - это динамическое давление.

Какой поток? Сам говорил.. Воздух стоит - потока нет , есть только динамический напор переходящий в статику..

Нет ни каких систем уравнений. Это бред и фикция.
Есть формула скоростного напора от Ньютона:
Q =1/2pV² (динамическое давление)
И все! И больше у человечества ничего нет.
И есть формула Силы: F=Q*S
Получаем: F=Q*S = 1/2pV²*S

 

[mpn]

2. Потому что изменяется давление.

Правильно! давление меняется от концентрации и для этого молекулам летать не надо.
Вопрос в другом... ПОЧЕМУ?
Почему под крылом концентрация повышается и давление от этого становиться больше.
Почему над крылом концентрация понижается и давление от этого становиться меньше.
Почему меняется концентрация?