Получается, что подъемная сила создается за счет скоса потоков воздуха спереди и сзади, по типу реактивного движения. А Бернулли уже не при делах.
///////
Есть несколько способов обьяснения аэродинамической силы и со скосом потока тоже, и все они при делах.

А конкретно по вопросу? А то в сети ничего внятного нет. Лишь какие-то абстрактные фразы.

Есть разница давлений сверху и снизу крыла - есть подъёмная сила, нет разницы давлений - нет подъёмной силы (почти (с) ).
)))

Ну, так разницу давлений можно создать и только лишь углом атаки, вообще не заморачиваясь с профилями: докритическими, закритическими...
Так у меня кордовая модель была По-2, купленная в магазине. Плоские крылья там стояли под некоторым углом к фюзеляжу. И ничего - летала.
А тут какую-то немыслимую загогулину накрутили и уверяют, что так лучше на бОльших числах М,,,
Но внятно никто не объяняет, за счет чего эта загогулина создает подъемную силу.

Но внятно никто не объяняет, за счет чего эта загогулина создает подъемную силу
/////
За счет того же угла атаки, можети есть на этом профиле Су при альфа ноль,
Но это не главное для него, главное что рост Сх и падение Су как можно дальше отодвинуть по числу М.
Или обеспечить высокое качестао на больших числах М

Так для этого сделали более плоской верхнюю поверхность крыла. А вот чего и зачем там внизу накрутили и как это внятно работает...
Нужна динамическая картинка с обтеканием, скоростями и давлениями, а её в сети нет.

за такими нюансами к Бласиус, может чем поможет.

Не... Этот вряд-ли поможет, хоть и птыц изучал...)))
https://ru.wikipedia.org/wiki/ ...

Вот тут кто-то сравнивает профили:
http://www.parkflyer.ru/static ...

тому , который сверху высокий Мкр ни к чему, а нижнему не помешает.

Что-то как-то худо-бедно поясняющее:
https://dic.academic.ru/dic.ns ...
И вот еще:
"Примечательно, что при дозвуковых скоростях обтекания основная часть подъемной силы создается за счет разрежения над профилем, а при сверхзвуковых скоростях обтекания — только за счет повышения давления под профилем (этим, в основном, обусловлено такое различие в формах профилей для до- и сверхзвуковых скоростей)."
https://ru.wikipedia.org/wiki/ ...

Подъемная сила крыла - СП и ЗСИ
/отголоски с украинского авиационного форума/

Попытки объяснения возникновения подъемной силы в результате скоса потока (СП) крылом весьма распространенное явление среди летного, инструкторского и даже преподавательского состава, как у нас, так и за рубежом. Такое объяснение настолько же "наглядно" - сила действия равна силе противодействия (третий закон Ньютона) - на сколько, ИМХО, и не верно.
Более продвинутые делают попытку объяснить это явление законом сохранения импульса (ЗСИ), который является интерпретацией второго закона Ньютона. Но ЗСИ описывает реактивное движение. А ведь при таком движении в атмосфере, движущая сила должна превышать вес летательного аппарата (ЛА) как минимум на величину силы лобового сопротивления.
А какой движущей силой обходится современный ЛА, скажем в горизонтальном полете (ГП)? Совершенно верно, в установившемся ГП сила тяги силовых установок равна весу ЛА деленному на его аэродинамическое качество (К)! У современных ЛА максимальное аэродинамическое качество (Кмах.) на наивыгоднейших скоростях полета достигает порядка 15-18 единиц. Выходит, что у ЛА весом, например, 60 т. потребная тяга ГП равна всего лишь четырем тоннам.
Вот и пусть апологеты СП и ЗСИ объяснят каким образом ЛА весом 60 тонн они удержат в ГП силой тяги в четыре тонны используя СП и ЗСИ.

Вопрос задан неправильно: "сверхкритического профиля" крыла не бывает. Существует "закритический профиль" крыла. "Критический" момент в обтекании профиля наступает тогда, когда возникает "критическая" скорость обтекания в "точке", на "части" профиля... "Закритический" профиль - это профиль со сверхзвуковым устойчивым обтеканием... при этом "центр давления" сдвигается назад.
Естественно профиль крыла зависит от расчетных параметров и "малоскоростной", и "околокритический", и "закритический" профили имеют свою характерную форму.
"Закритический" в виде "размазанной латинской буквы "эс""...

Учиться нужно было на "отлично", тогда бы никаких... "загогулин".

Закритическим может оказаться любой "профиль", который выдержит соответствующие аэродинамические нагрузки.
Уточнение: Понятия "сверхкритического профиля" не существует, есть понятие "закритического" (до этого "околокритического", "дозвукового" обтекания (!) профиля.

Спорить о терминах можно вечно, а основная задача профилей критичных, закритичных, сверхкритичных обеспечивать высокое качество на М более 0,75-0,8 когда уже могут возникать скорости обтекания более местной скорости звука.
А выдерживать аэродинамические нагрузки это уже к прочнистам.

Плюс сверхкритические профили позволяют уменьшить стреловидность, что ведёт к улучшению ВПХ.

Ага, особенно это актуально для "Оптики" с макс. скоростью чуть больше 200 км/ч и профилем GAW 1. Основная фишка сверхкритических профилей в снижении Сх пусть и ценой усложнения технологии при производстве и обнулении преимуществ при легкой росе на крыле, не говоря уж про ледок.

А зачем критические профили на М=0,2 может вы путаете с ламинарными?

Посмотрел про них, на малых скоростях получали хороший Сумах, но высокое сопротивление, модернизировали уменьшили толщину профиля до 13%, но вроде бы широкого применения на нашло, ссылку не пропускает.

"Закритический" в виде "размазанной латинской буквы "эс""... Учиться нужно было на "отлично", тогда бы никаких... "загогулин".
================================================================
Ну вот, сразу всё стало понятно, когда объяснил отличник учебы. Размазанная буква "эс" - это вам не какая-там загогулина!

"Я объясняю популярно для невежд": вначале профиля как обычно, а потом... наоборот. Закрою глаза и вижу ... нет, все же не " ихняя эс" (видишь, и "красный диплом" дал осечку), а наша прописная "гэ". На боку и... размазанная. Слегка.

Дошло? А, что есть... "загогулина"?!

"Ученье свет, а неученье - тьма", товарищи!

Ну вот, видите, как хорошо: оказывается уже "не ихняя", а наша, и не "эс", а "гэ". К тому же не так сильно и размазанная, а лишь слегка...
Правда, уже лежащая на боку...
А вот в слове "загогулина" этих "гэ" - аж две штуки. И, при некотором творческом воображении их можно представить, как "гэ" растянутое или размазанное (слегка).
Но вот некоторым краснокнижным товарищам это - никак. Даже если зажмуриться...
А главное - сие пояснение замечательно объясняет обтекание профиля и схему образования им подъемной силы.

Энциклопедия техники
Сверхкритический профиль
https://dic.academic.ru/dic.ns ...

Если бы поглядеть на его поляру, при Альфа 0, этот профиль Су может иметь и отрицательный, основная его задача высокие К на крейсерских М.

В принципе, я не сдался: и "ихняя" "эс" сгодится и наша "ге"... зависит от того откуда поток будет "набегать".
Не "краснокнижный", "краснодипломный"... прошу не путать.
Конечно, будет и "отрицательная" подъемная сила, если профиль... "курносый".
Запишите в словари...
"синекнижники"!

Шучу, конечно.
Без обид.
Вы бы еще к Википедии отослали.

Конечно, в пылу спора был неправ насчет профиля: это обтекание докритическое, критическое и закритическое, а, суть сверхкритического профиля, о котором спрашивал навший ветку, в том, что с изменением кривизны в обратную сторону "затягивается" достижение "звука" на верхней поверхности крыла - в "расширяющемся канале" скорость потока воздуха несколько падает, отодвигая резкий скачок давления и резкое смещение центра давления.
Конструкция для "около"-звуковых самолетов.
"Сверхзвуковые" имеют "симметричный" ("что верх, то и низ") профиль.
Так вот, "из головы и на пальцах"... полста лет спустя после "школьной скамьи".
Будьте здоровы!
Читайте... Википедию! Шучу.

При некоем рабочем альфа ,при создании необходимой подьемной силы у сверхкритического профиля на верхней части крыла не образуется скачков уплотнения на рабочих числах М. Пример. Ту-134 самолет с классическим профилем и очень большим(а для стреловидного крыла так огромным) качеством 18,5 , но на крейсерских режимах качество падает до 10. За счет волнового кризиса. Ту-154 качество 16,5-15,0(М) но при этом крейсерское качество не так падает 12,5-13,0.
А у сверхкритических профилей крейсерское качество вообще максимальное для самолета. При низком на малых скоростях.
С ув RR

Только вот офигенно стреловидная наша Ту-134(с классическим профилем) имеет куда лучшие ВПХ если учесть слабость ее механизации, сделай ей закрылки 40-45 град и предкрылки....
С ув RR

Ну, это в теории как бы понятно. А непонятно как создает разряжение по Бернулли практически плоская верхняя кромка крыла. Ну, если на высоких углах атаки - так там другая физика создания подъемной силы. Напор воздуха сгизу и тот же скос потока...

Так вам же писали, что на УА около 0, вполне возможно , что разрешение создаётся внизу и Су поэтому отрицательный может быть,

Так ведь и тут все просто, классический профиль имеет лучше характеристики на малых скоростях, чем навороченные под Мкрейсерский суперкритические.

Силу на обтекаемое тело создает не только падение давления по уравнению Бернулли из-за сужающихся струек, но и в ГОРАЗДО БОЛЬШЕЙ СТЕПЕНИ - поворот самих струек. Таким образом, если некоторое обтекаемое тело повернуло, не важно где, струйки в одну сторону, оно получит импульс силы в другую, даже если струйки не будут сужаться и в них скорость останется прежней. А теперь посмотрите на любой профиль внимательно и нарисуйте, где струйки искривляются в ту или иную сторону. В этих же местах на крыле будут создаваться противоположно направленные силы, которые будут выражаться соответствующим повышением или понижением давления. Там где будет разность или градиент поля давления - ВСЕГДА будет скос потока - это показатель того, что воздух течет из области повышенного давления в область пониженного. Таким образом, подъемная сила - это результат разницы давлений, возникшей (на дозвуке) в основном из-за поворота струек потока по всему контуру профиля, а скос потока - следствие и своего рода мера этой силы. Если поверхность плоская, но из-за эффекта Коанда из-за вязкости воздуха будет заворачивать поток вниз, на ней возникнет местное понижение давление и некоторая сила вверх. Но на сверхкритических профилях действительно разряжение на верхней поверхности искусственно снижают во избежание местных скачков уплотнения, но компенсируют это увеличенной кривизной, например, задней части профиля.

Но на сверхкритических профилях действительно разряжение на верхней поверхности искусственно снижают во избежание местных скачков уплотнения
//////
Либо другими словами занижают рост скорости, что она не превысила местную скорость звука.

RR-navi
При некоем рабочем альфа ,при создании необходимой подьемной силы у сверхкритического профиля на верхней части крыла не образуется скачков уплотнения на рабочих числах М. Пример. Ту-134 самолет с классическим профилем и очень большим(а для стреловидного крыла так огромным) качеством 18,5 , но на крейсерских режимах качество падает до 10.
-------------------------------------------
тут вы немного путаете на Кмах самолеты в крейсерских режимах не летают, на Кмах минимальный часовой расход, на крейсерских минимальный километровых. из Аэродинамики Ту-134А Лигума,

https://www.bilder-upload.eu/b ...

на предельно допустимом числе М=0,82 Кмах 14.

Саш, я о том и говорю что у более скоростных самолетов качество с ростом М не падает так сильно как на Ту-134 с ее относительно толстым и "кривым" профилем
С ув RR

так в том и смысл всех этих профилей, их назначние высокие крейсерские числа М.

Именно так. Саш, Я говорил что приступаю к освоению более скоростного самолета( на котором ранее в ГА летал)? ;)
С ув RR

старую почту проверь.

старую почту проверь.

Суперкритические профиля являются развитием ламинаризированных профилей, которые разрабатывались для полета на трансзвуковых числах Маха еще в начале 40гг. Первый серийный профиль был мустанговский профиль P61 или P65 - сейчас уже не помню точно. Суть этих профилей - при поджатии потока на профиле по мере увеличения его толщины поток разгоняется. На трансзвуке на этом разгоне поток достигает св/зв скорости и после прохождения точки максимальной толщины верхней и/или нижней дужек профиля, когда возникает расширение потока, св/зв поток расширяясь тормозит через образование присоединенного скачка.
Соответственно, если использовать классический дозвуковой профиль, то скачок сядет на 0,25 хорды как и положено, да и еще очень интенсивно.
Чтобы этого не случилось положение максимальной толщины нужно смещать как можно больше назад (раз) и нарастание толщины профиля должно быть как можно более монотонным. Этот подход и применили на Мустанге, и у него максимальная толщина уехала чуть ли не 50-60-% хорды. На его скоростях этого хватало. Для больших скоростей потребовалось затянуть еще дальше участок разгона потока на верхней дужке профиля и там точка максимальной толщины ВЕРХНЕЙ дужки ушла еще дальше. Та же история прослеживается и по нижней дужке, но тут уже чисто геометрически, если мы будем обе дужки профиля так делать, то верх и низ в конце хорды не встретятся. Чтобы свести нижнюю дужку с верхней решили начать внизу точку максимальной толщины располагать раньше, вдоль хорды профиля, чем на верхней его части.
Если смотреть эпюру коэффициента давления такого профиля, то по верхней дужке идет плоская горизонтальная или плоская на возрастание кривая, которая потом резко "обрушается" вниз в месте скачка (лямбда-образного). Аналогичная ситуация и по нижней дужке профиля. Но там начало диффузора сделано вдоль хорды раньше и "обрушение" эпюры наступает раньше. Вот в этом месте и образуется разница по давлению между низом и верхом и создается подъемная сила.
Загиб профиля загогулиной вниз в его задней части необходим, чтобы соединить верхнюю и нижнюю его дужки. Кроме этого на нижней поверхности сужение профиля реализовано на большей протяженности и образует своеобразную выемку - это делает торможение потока более растянутым вдоль хорды профиля хорды и снижает интенсивность ударных волн вплоть до их отсутствия. Это в литературе называют изоэнтропическим расширением потока, т.е. без образования интенсивного скачка уплотнения.

2 a_schelyaev
============================
Фига се! Как всё сложно! Спасибо!

Мне удалось объяснить?

бОльшей частью да. Спасибо за это! Я же по образованию двигателист. А в наше время изучали классические профили. Ну, и там, в лопатках турбокомпрессора: спинки, корытца. Без всяких извращенных изломов. Это уже потом пошла мода на винтовентиляторы с саблевидными лопатками.
Конечно, совсем неплохо было бы и картинки иметь, а лучше наглядное видео с этими скачками уплотнения на разных скоростях.

Вот тут есть картинка.
http://airfoiltools.com/airfoi ...
Это насовский профиль второго поколения SC(2). Он до середины хорды практически симметричный - создается разгон потока. Потом уже ближе к концу за счет профилировки и образуется разница давлений между верхом и низом. Само собой разумеется профиль моментный, т.к. он S-образный по средней линии.
Потом вышел профиль SC (3) - по нему есть хороший отчет по продувкам. Там он еще более выположен, что привело к невозможности свести нижнюю и верхнюю дужки профиля в его задней части в одну точку. Как следствие, задние точки соединяются вертикальным отрезком с соответствующим исследованием о форме этого отрезка. Было показано, что от формы кривой именно конечной части профиля очень многое зависит.

Очень непривычно. Получается, что до середины хорды крыла не создается подъемной силы и на неё работает лишь оставшаяся и, особенно, конечная часть.
Не маловато ли это для создания подъемной силы? Может, такое крыло должно всегда быть установлено и с некоторым углом атаки?

И крыло установлено и сам самолет всегда на крейсерских эшелона имеет угол атаки, на нулевых или оконулевых УА на всех профиля качество минимальное , на крейсерских необходимо К по возможности близким к Кмах, а это на определённых УА достигается.

А где здесь теоретики аэродинамики, которые на форуме кричали, что подъемная сила крыла создается, в основном, за счет его классической кривизны и закона Бернулли? А мол, угол атаки уже вторичен?
Получается, пожертвовали классикой ради увеличения скорости полёта...

Это другая аэродинамика. То, что выше 0.3 Маха, точнее выше 0,6
:)
Здесь уже роль играют волновые процессы и сжимаемость. Задача профилировки тут это не допустить резкого разгона/сужения потока и его резкого торможения и расширения, т.к. это чревато скачком.
На МиГ-29 центропланная часть с наплывом выполняет примерно ту же роль - длинный крыльевой профиль наплыва плавно на большой хорде поджимает поток, чтобы обеспечить изоэнтропическое сжатие потока.
С виду симметричное начало, конечно же таким не является. Все таки, если эпюру Ср смотреть то, видно, что кривая с нижней дужке идет чуть ниже.
Касаемо угла атаки - эти профиля очень чувствительны к углу атаки. Подчеркиваю - очень!!! Причина проста - меняете угол установки относительно набегающего потока, что означает изменение кривизны дужек профиля. Точка начала диффузорной части начинает смещаться вперед по хорде.
Если экспериментальные кривые смотреть, то там обычно приводят в диапазоне углов атаки до 3 градусов. Поэтому полет на крейсерских режимах для самолетов с такими профилями на режиме автопилота не просто так.

В погоне за высоким качеством на трансзвуке можно так доиграться в оптимизацию этих профилей, что любое отклонение от формы чревато изменением моментной кривой. Было два случая переворачивания на взлете Даймондов (если с названием не ошибаюсь), которые не прошли обработку против обледенения.

....Касаемо угла атаки - эти профиля очень чувствительны к углу атаки. Подчеркиваю - очень!!! Причина проста - меняете угол установки относительно набегающего потока, что означает изменение кривизны дужек профиля. Точка начала диффузорной части начинает смещаться вперед по хорде.
Если экспериментальные кривые смотреть, то там обычно приводят в диапазоне углов атаки до 3 градусов. Поэтому полет на крейсерских режимах для самолетов с такими профилями на режиме автопилота не просто так.

В погоне за высоким качеством на трансзвуке можно так доиграться в оптимизацию этих профилей, что любое отклонение от формы чревато изменением моментной кривой. Было два случая переворачивания на взлете Даймондов (если с названием не ошибаюсь), которые не прошли обработку против обледенения.
===========================================================
Да ну её, к псам, такую экономику!
Вот поэтому я и люблю "золотой век авиации"! 4 двигателя, толстое крыло... Эх!

"золотой век авиации" это вообще 20-30-е: перелеты, гонки, рекорды... Берпнулли опять же. А с сверхкритическими профилями не зря начали адаптивное крыло пытаться сгородить, поскольку эти остронастроенные профили действительно нежные.

причем тут это?? вы разберитесь, что вам надо
- высокий Су (это на посадке, там профильгнут, мама не горюй, предкрылки закрылки)
- высокое К при больших числам М, тут начинаются танцы с сверхкритическими профилями,