Рассуждения о природе подъемной силы крыла

Давайте совместно посчитаем ПС самолета Ан-2 по Ньютону?
И я вам покажу, что ПС по Ньютону будет в 3 раза меньше.
К сожалению Вы не сможете показать уменьшенную подъемную силу.
Для правильного использования закона Ньютона F=(m/t)*V требуется знать, определить или измерить вертикальную скорость отбрасывания воздуха, определить эквивалентную площадь того овала описывающего бипланное крыло и знать скорость полета самолета.
Почему овал, а не круг в основании цилиндра для одиночного крыла?
Вот поэтому.

Бипланное крыло 2.jpg
 
Позвольте , позвольте ! Вы не удосужились объяснить , что заставит стоячий воздух при обтекании , изменить местоположение частиц преодолевая инерцию в массе своей двинуться вниз к ЗК профиля?
Освобождающееся место.
 
Ваши возможности разве не все перекрываются методикой, описанной в книжке Кривокрысенко (возможно в соавторстве)?
С этой книжки я и начал задумываться о создании программы.
Первое с чем я столкнулся это
невозможность учета так называемой индуктивной скорости в отбрасываемом воздухе за винтом.
Без этого любой навороченный расчет бесполезен.
Это побудило меня залезть в физику (не в аэродинамику) и все досконально разложить по полочкам (по формулам).
Использовать ту методику трудозатратно водя пальчиком по номограммам и семействам графиков вычисляя на бумажке промежуточные значения.
К тому же упомянутая методика не предназначена для несущих винтов.
Именно в той методике принято разделить весь радиус лопасти на 10 частей и исключить из расчета 3 части прилежащие к оси,что снижает точность.

А теперь подумайте молча.
Если вы считаете методику приведенную в книжке Кривокрысенко приемлемой с точки зрения точности результатов, то почему более детальная и углубленная моя методика вдруг стала неприемлемой для применения?
Не кажется ли это странным?

Вот граф расчета по моей программе

Граф вычисления.jpg


Так какая величина неправильно вычисляется?
 
Например при заходе на посадку на глиссаде, закрылки у самолета стоят на УА=+50.....+55°
Закрылке на крыле не работают отдельно от крыла, а "превращают" профиль крыла в выгнуто-вогнутый у которого коэффициент Су больше чем у крыла без введенной в действие механизации.
 
Довольно любопытная ситуация: Вы критикуете теорию, в которую сами верите. Как так?
Расшифруйте, пожалуйста, Ваш вопрос.
Подскажу.
Я отрицаю то, что формула подъемной силы однозначно происходит из закона Бернулли.
Эта же формула имеет обоснованное происхождение из импульсной теории.
 
Я Вам объяснил, откуда разница давлений. Это и создаёт ПС.
А сколько раз я Вам объясняю, что разница давления любой природы происхождения полностью нивелируется с обратной стороны самой первой трубке тока по тому самому закону Паскаля.
Или закон Паскаля отменен в теоретической аэродинамике?
 
А то, что вы можете с ощутимой погрешностью её посчитать по сходу струй, это не есть её причина.
Батенька, не может в принципе струя сходить вниз из области пониженного давления в область с повышенным давлением.
Или еще какой то закон отменили в теоретической аэродинамике?
 
И не по Ньютону, а по Эйлеру.
По Ньютону сила реактивной реакции вычисляется по формуле F=(m/t)*V

Или если переставить в формуле входящие величины, то от этого закон Ньютона поменяет автора?
 
Скажите спасибо РКН.
Мне приходится постоянно то подключать, то отключать VPN. Неделю назад вообще объявили его вредоносной прогой, пришлось менять.
Заедите несколько профилей: С и без. На разные сайты с разных профилей.
Да я никогда не пользовался этим VPN.
Все легально, все вчистую.
 
Как же я вам тупому оголтелому воинствующему неучу объясню-то?
Замечу.
В школу приходят ученики вообще не знающие ничего, неучи.
А преподаватель просто объясняет им учебный материал и неучи становятся учами.
Значит проблема в Вас.
 
Это, как минимум (т.е. должно быть даже для вас), понятно, что авторы методики, зная теорию, хотя бы дают оценку возможным погрешностям, о существовании которых вы даже не догадываетесь.
Я не просто догадался ободной только проблеме, но и ожидаемо ввел поправочный коэффициент.
Замечу, у Кривокрысенко как не было этой поправки, так и нет.
А у меня есть.
 
Откуда берётся ПС, я вам написал. Читайте.
То что Вы в нарушении сразу нескольких законов физики наивно полагаете что знаете причину подъемной силы не есть истина.
Вначале обоснуйте с научной точки зрения почему в теоретической аэродинамике отменены некоторые законы физики, а потом уж попытайтесь что то понять.
Не вам, не знающему основы физики, чему то меня учить.
 
К сожалению Вы не сможете показать уменьшенную подъемную силу.
Для правильного использования закона Ньютона F=(m/t)*V требуется знать, определить или измерить вертикальную скорость отбрасывания воздуха,
Зря вы так.
В законе Ньютона, о котором вы рассуждаете нет скорости отбрасываемого воздуха от крыла вниз.
Формулу которую вы написали - это вывод из формулы 2зН.
Скорость (V) в этой формуле - это скорость горизонтального потока воздуха, который налетает на плоский лист фанеры под прямым углом.
Возьмем к примеру скорость 42м/сек.
Угол атаки возьмем = +6°
Площадь крыла 72м²
- - - - - - -
Ну что считаем?
Вот ваша формула: Fy= pV²*S * Sin(6°)
 
Последнее редактирование:
Закрылке на крыле не работают отдельно от крыла,
ПС на закрылках создается бОльше чем на основном крыле, т.к. они (закрылки) стоят на другом УА.
И закрылки для этого и созданы, чтобы создавать ПС больше.
И закрылки для этого и созданы, чтобы отклоняться (становиться) на другой (более большой) УА, чем основное крыло.
 
Я отрицаю то, что формула подъемной силы однозначно происходит из закона Бернулли.
Эта же формула имеет обоснованное происхождение из импульсной теории.
Все верно.
Из уравнения Бернулли, формулы для расчета ПС крыла в природе нет.
Формула которая есть - это формула из 2зН из теории изменения импульса тела.
И выглядит она так: F= Q*S, где Q - это скоростной напор.
Так зачем вы посмеялись над "скоростным напором"?
А были и такие, которые тупо следуя формуле подъемной силы, которая якобы следует из скоростного напора начали увеличивать число крыльев складывая их стопочкой больше двух. Да и с двумя крыльями по схеме биплана получалось не по феншую как и с соосными винтами.
 
Анатолий! Вот, например, обычная курсовая работа по расчету винта для студентов МАИ.
Просмотрел эту методику ручного расчета.

Вот ч то там меня поразило:
"k т – коэффициент, учитывающий форму лопасти в плане при вычислении силы тяги винта (берется из таблицы 1.1)

Коэффициенты, учитывающие форму лопасти в плане при вычислении силы тяги винта и профильной составляющей мощности, идущей на его привод ηл 1 1,5 2 k т 1 0,978 0,962 k р 1 0,957 0,923 σ = f ( ) r – текущее значение коэффициента заполнения винта по заданной форме лопасти в плане.

2. Определяется коэффициент концевых и втулочных потерь по приближённой формуле Б.Н. Юрьева:

3. Определяется значение коэффициента подъёмной силы Cy профиля лопасти в характерном сечении, расположенном на относительном радиусе r/R = 0,7:

г) находим текущее значение крутки лопасти как разность между углом притекания на радиусе r и углом притекания в концевом сечении лопасти:

г) текущее значение угла атаки сечения лопасти: • в зоне линейности Cy(α) имеем α = Cy/a∞ ;

Далее строятся графики ϕ( ) r для винтов Cy = const и НЕЖ. В полученном «коридоре» проводится линеаризация закона Δϕ(r) (рис. 1). Иногда применяется двухступенчатый закон линеаризации крутки (рис. 2). Относительный радиус, на котором осуществляется излом кривой Δϕ( ) r , обычно соответствует значениям 0,4…0,5. При этом суммарная величина крутки в каждом из двух полученных участков лопасти должна быть примерно одинаковой.

Замечание: при выборе линейного закона крутки следует исходить из того, что максимальная абсолютная крутка лопасти не должна превышать 10º – для металлических лопастей и 12º – для композитных лопастей (см. [1], стр. 38 ).

Размерность a∞ в вышеприведённых формулах [1/рад]. Для всех сечений лопасти кроме концевых a∞≈ 5,6.

Приближённо предполагается, что кончики лопастей из–за концевых потерь в создании подъёмной силы не участвуют

Здесь CT * – аэродинамический коэффициент силы тяги, вычисленный без учёта концевых потерь.


Значение коэффициента концевых потерь приближённо может быть вычислено через CT * , т.е. "

В моей программе таких ограничений и поправочных коэффициентов по любому поводу нет и всё считается значительно проще.
Про время получения результата я вообще молчу.
А чего стоит наглядное представление всяких промежуточных и конечных расчетов.

Жалко мне этих студентов.

Но эту методику я сохраню в своем хранилище.

Меня коробит когда применяют рекомендованное заполнение лопастями.
И, кстати, в методике вообще ни слова про соосные несущие винты.

А как быть студенту вознамерившему посчитать соосный несущий винт?
Будут вводить в расчет подобный поправочный коэффициент?
 
Это длина окружности, чудо стоеросовое. Ступайте.
Слишком поторопился.
Исправляюсь.
Площадь круга равна S=(ПИ)*R^2.
Возражения принимаются по поводу присутствия числа (ПИ) ?
 
Программа называется так: "Программа расчета воздушного винта в режиме осевой обдувки."
АААА!
А зачем вы про него тогда разговариваете все время?
Тема вообще то называется: "

Рассуждения о природе подъемной силы крыла"​

 
Назад
Вверх