Нет никакой беды, Толик. Законы (включая пресловутое уравнение) одинаково применимы и в полёте, и в АДТ, и "в кремнии" - т.е. в виртуальной АДТ. Спасибо за ответ. Я так и знал. Вкусные и полезные, выходит, жёлуди под бесполезным)) дубом вековым!
Давно введено понятие абсолютный (он же аэродинамический) угол атаки. Это угол между текущим положением профиля и положением, в котором он не создаёт подъёмной силы.
Я не говорил про сверхзвук. Любое изменение давления распространяется со скоростью звука.
Это, я так понял, про генератор тороидальных вихрей и ты попутал: пластиковые бутылочки падают не мгновенно, а спустя несколько секунд (в чём и магия опыта). К рассматриваемой картине это отношения не имеет.
Да назовите как хотите, но учитывайте суперпозицию "проекций" давлений от разных точек крыла в данной точке пространства. В результате получается не пинг-понг импульсов, а вихревое движение. Вот так примерно образуется ускорение поперёк потока:
А - зона пониженного давления
В - зона повышенного давления
a1 < a2 => в точке 1 влияние пониженного давления будет ощущаться сильнее, чем в точке 2.
b1 > b2 => в точке 1 влияние повышенного давления будет ощущаться слабее, чем в точке 2.
Т. обр., давление в т. 1 будет меньше, чем в т. 2. На частицу, находящуюся между этими двумя точками, будет действовать сила разности давлений в направлении т. 1.
А на большом удалении расстояния до А и В (а заодно до остальных зон на крыле) почти одинаковы, и разности давлений между точками почти не будет.
ему (точнее, ону) объяснили и другое: что при альфа 45 с любым профилем Cy примерно единица и Cx примерно единица*. А при обычных углах с закрылками Cy в разы больше, а Сх в разы меньше. Но оно столь же необучаемое, как ты и Толик, и при этом более упоротое. Поэтому я оно послал. Клинические случаи - не для этого форума.
* - а значит, качество примерно единица и тяговооружённость нужна примерно единица.
Последнее редактирование:
