Подъемная сила самолета

[Pilot_Yak-18T]

Тому, кто приведет конкретный пример расчета интенсивности циркуляции присоединенного вихря крыла конкретного самолета. Приз!

Могу задать все необходимые исходные характеристики и параметры для самолетов Як-52 или Ан-12 .

[RSM]

А куда делась "стройная теория" сосательной трубочки и скоса потока.
 

Эта теория как была, так и осталась. Только долбодятлам её не осилить. Я уже несколько раз пытался изложить методику расчёта подъёмной силы через скос потока. Где-то неделю назад указал, что остался последний множитель для нахождения подъёмной силы.
Вчера привёл ПОЛНОЕ выражение расчёта подъёмной силы:

dP/dt=F

Но НИКТО на это не среагировал, потому что тупость вытеснила на этих ветках здравый смысл.
Так что продолжайте считать подъёмную силу через закон Архимеда.

[LBL]

Для МОИХ(?) пилотов возникновение подъемной силы при движении крыла в потоке есть свойство несимметричности его профиля.

ВЕЛИЧИНА этой СИЛЫ ЗАВИСИТ от УГЛА атаки крыла, а так же ПЛОТНОСТИ и СКОРОСТИ воздушного ПОТОКА.
PS.
Симметричный профиль расположенный под углом к потоку симметричным, С ТОЧКИ ЗРЕНИЯ аэродинамики, уже не является.

==========================================================

Но не от свойств не симметричности профиля крыла?

Где же Вы такую точку зрения в аэродинамике нашли?

LBL.

[Max405]

Бумажку продули, LBL?

[LBL]

Не-е это для него сложно... LBL, пока попробуйте такой опыт для первоклассников.

А потом думайте-думайте...

=====================================================

Спасибо, за присланные материалы с картинками.
Оказалось, что мне не сложно было предугадать, что потоки воздуха будут обтекать крыло и сверху и снизу, как показано на этих картинках.

А, если Вы и остальные сомневающиеся на картинках, присланных Вами и RSM, нарисуете стрелочки на струйках потока, в направлениях обтекающих крыло, то не найдёте ни одной струйки, текущей в направлении циркуляции, предсказанной Жуковским.
А, если ещё подумаете, то в соответствие с предсказанием Бернулли, каждый поток, обтекающий крыло сверху и снизу,  должен создавать разрежение на поверхностях крыла. 

И, ещё, кое-чего сможете вспомнить.
LBL.

[Max405]

Значит не продули... Разрежение-то снизу и сверху какое будет? Одинаковое?

[LBL]

   LBL, а почему Вы решили, что при дозвуковом обтекании крыла плотность воздуха не постоянна?
 
 

===================================================
  Речь шла не о плотности потоков воздуха вообще, а о изменении плотности воздушных струек непосредственно омывающих крыло.

Воздух не может быть неподвижным даже в герметизированной кабине пилота.

Если наша планета вращается, то она должна увлекать во вращение за собой и воздушные массы.

Нагрев  и охлаждение отдельных участков земли так же создают восходящие и нисходящие потоки воздуха и т.д. и т.п.
LBL

[LBL]

командор  Ответ #72 : 06.12.2010, 14:03:55
Спасибо, что заботитесь о моём здоровье. Закурил в армии, т.к. кто, находится в ней и не перекуривает – тот продолжает работать. Потом плюнул на всё и перестал курить.
Посмотрите картинки, может быть, Вы увидите циркуляционные потоки вокруг крыла?
LBL.

[LBL]

    Увеличение поп. сечения струйки зависит от того, на сколько уменьшилась скорость. Здесь нужна количественная оценка. Мы можем получить нарушение закона сохр. в-ва.
   

======================================================

И, куда Вы собираетесь сливать воду или воздух, при возможном нарушении Вами закона сохранения вещества?

Судя по представленной Вами картинке течение воды очень медленное (ламинарное), т.к. видна зона с параллельным движением в одном направлении слоёв воды над и под поверхностью крыла.

Также видно, что, создающееся разрежение непосредственно над крылом засасывает 8 поверхностных слоёв жидкости.
LBL.

[Max405]

Диагноз понятен

[командор]

LBL:

"Смотрю я в книгу и вижу фигу." Много букафф, не осилил Аднака!

-------------------------------------------------------
От великой глупости применяют уравнение Бернулли и бредни Жуковского по подъёмной силе лопаток для расчёта осевых компрессоров для ваших самолётов. Результат этого помпажи и не понимают как сжимается газ в этих компрессорах.
LBL.

Тысячи инженеров-двигателистов ждут ваших откровений по расчетам лопаток компрессоров!!! Не пробовали напечатать статейку в каком -нибудь журнале?

[командор]

     Момент не столь безобиден, как кажется на первый взгляд. Почему самолёт, например, Ту-154 после срыва опускает нос и крыло, а потом входит в необратимый штопор? Ответ дам сразу. Потому что исчезает тот кабрирующий момент, и первоначальное равновесие самолёта больше нечем поддерживать. Очень похоже на полёт дельтаплана.

   

Почему после "срыва " самолет опускает нос и крыло?

Потому что,после "срыва"(достижения критического значения угла атаки) на крыле снижается подъемная сила примерно на 30-40%.Поэтому несущей способности крыла недостаточно для поддержания самолета на данной высоте и происходит "просадка" самолета в лучшем случае,а в худшем из-за неравномерного срыва на левом и правом крыле самолет заваливается в штопор.
О каком кабрируещем моменте ,который исчезает,вы говорите?
В любом случае и полет ТУ и дельтаплана подчинены одним законам.

[командор]

командор  Ответ #72 : 06.12.2010, 14:03:55

Посмотрите картинки, может быть, Вы увидите циркуляционные потоки вокруг крыла?
LBL.

Я уже замерял трубочками ПИТО скоростные напоры вокруг крыла.

[Pilot_Yak-18T]

Присоединенный вихрь и циркуляция Н.Е. Жуковского

В реальности подъемную силу крыла создает разность давлений над и под крылом, но трудности с точным расчетом давления по контуру вынуждает использовать в формулах лишь факторы влияющие на эту разность. Жуковский предложил использовать для расчетов условный присоединенный вихрь, который якобы тормозит встречный поток под крылом и разгоняет над крылом. В теории это оказалось удобно, хотя на практике не имеет под собой никаких физических обоснований. Интенсивность вихря - циркуляция  –  тоже условна, т.к. по факту она показывает лишь разность скоростей на верхней и нижней поверхностях крыла.

Основная идея сводится к следующему. Обтекание крыла реальным воздухом может рассматриваться как суперпозиция не вязкого его обтекания идеальным воздухом и вихревого движения воздуха вокруг крыла.

[RSM]

А, если Вы и остальные сомневающиеся на картинках, присланных Вами и RSM, нарисуете стрелочки на струйках потока, в направлениях обтекающих крыло, то не найдёте ни одной струйки, текущей в направлении циркуляции, предсказанной Жуковским.

Когда кругозор сужается до размера точки, он становится точкой зрения. Может прежде чем вылазить на форум со своими сугубо личными мыслями, реально оцените уровень своих знаний?
Подумайте дня три над приложенными картинками - раньше трёх дней не отвечайте - не освоите за более короткий срок. Для лучшего усвоения разберитесь, чем отличается путь от скорости (для Pilot_Yak-18T это "тёмный лес").
Путь это кривая, которую кончик карандаша оставляет на бумаге. А скорость - это касательная к траектории кончика карандаша. И путь и скорость - величины ВЕКТОРНЫЕ. Направлением вектора вроде указал, а вот что бы узнать величину, нужна система единиц и приборы. С системой единиц разберитесь сами (международной является система Си). Длину пути карандаша можно замерить курвиметром (с курвой ничего общего этот прибор не имеет ).
Для вычисления скорости понадобится набор более сложных приборов. В зависимости от требуемой точности прийдётся определять его комплектность.
Ну вот, вступление для трёхдневных раздумий,  за Вас уже сделал. Скорее не вступление, а намёк на правильное направление Ваших мыслей для НАЧАЛА осознания теории Жуковского.
О дальнейшем её развитии за СТО лет, говорить с Вами пока бесполезно, т.к. заканчивается ЗУБОСКАЛЬСТВОМ
Дерзайте.

[Тэги:]

Украинский авиационный форум > Форум > Авиационный форум > Тема: Подъемная сила самолета