У самолета Ан-12 (G = 56 000 кгс) на скорости полета 128 м/с (460 км/ч) угол атаки порядка 8 градусов. При средней аэродинамической хорде (САХ) равной 3.45 метра передняя кромка крыла будет возвышаться над задней на 0.48 метра. Следовательно, часть потока воздуха (слой толщиной 0.48 метра) притекающая к передней кромке крыла и омывающая её нижнюю поверхность должна за время t = Lсах/V = 3.45/128 = 0.027сек. опустится на 0.48 метра.

Объем и массу этого воздуха несложно подсчитать.
За время равное преодолению самолетом расстояния в одну САХ крыло успевает воздействовать на объем воздуха равный площади крыла Sкр. = 122 м. кв. умноженную на величину перепада высоты между передней и задней кромками крыла в районе САХ:
W = 0.48×122 = 58.6 м.куб. Масса этого объема воздуха у земли G = 58.6×1.29 = 76 кг.

Казалось бы, что в этом особенного? А особенное заключается в том, что время воздействия на этот объем равно 0.027 секунд, и вертикальное ускорение, которому подвергается такая масса воздуха равно: a = 2S/t*t = 2×0.48/0.027×0.027 = 1317 м/с.кв., что равносильно перегрузке Ny = 134 единицы! Для создания перегрузки равной 134 единицы массе 76 кг требуется сила: Pпотр. = 134×76 = 10 184 кгс. Должен оговориться, что мы определили силу, которая требуется для разгона такой массы в условиях отсутствия сопротивления окружающей среды. Помня, что сила действия равна силе противодействия (Третий закон Ньютона) мы можем смело умножать потребную силу на два. Отсюда:
(дельта G) = 2Pпотр. = 20 368 кгс, что составляет более ⅓ веса самолета.
Делайте выводы, Господа!

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

Делаем. Насчет площади 122, высоты 0, 48 , получившегося объёма 58, 6 и его массы 76 кг.

Имхо этот расчет будет справедлив, если рассматривать поршень площадью 122 с ходом 0, 48 за время 0, 027. В случае косого обтекания (или под углом к потоку) картина уже будет чуть другой, а именно (применительно ко второму закону, пока без даниила):

Нам важна не скорость потока относительно крыла, а её ВЕРТИКАЛЬНАЯ составляющая. Именно это и есть скос потока, а не только образование концевых вихрей.

Смотрим. Вертикальная составляющая скорости СКОШЕННОГО ВНИЗ потока составляет:
V = 0, 48/0, 027 = 17, 8 м/с
Как видим, эта скорость, которая и создаёт подъёмную силу по ицхаку, в 7, 2 раза меньше скорости самолета 128/17, 8 = 7, 2

Теперь так: при начальной скорости массы воздуха (неизвестной пока, но той, которая непосредственно участвует в создании ПС - "присоединённой массы") V = 0 и конечной скорости (верт. составляющей) V = 17, 8 м/с, временем этого "опущения" t = 0, 027, конечное ускорение этой массы составит 659 м/с*с.

Далее. При известной силе 56 000 тс, находим эту массу 84, 9 кг. Именно такая порция воздуха участвует в создании ПС при данной конфигурации. Чисто линейно (длина Х ширина Х высота = 0, 48) этот объём не подсчитать. Это быстросменный поток, массу определить можно только косвенно. Да и нах никому не нужно, важна СИЛА при данной скорости. А уж сколько там при этом "зацепит" воздуха, безразлично. Ибо все рассчеты ведутся из соображения НАЛИЧИЯ этой массы. Меньше плотность - скоростёнки поддай и т.д. Словом, важно поддерживать ПРОИЗВЕДЕНИЕ = 56 000, варьируя сомножителями.

Вывод: при общем линейном вертикальном перемещении воздуха (от уровня передней кромки до уровня задней) на 0, 48 м, толщина "опускаемого" слоя меньше. Да это и геометрически видно: пока передняя кромка заграбастает порцию, под ней воздух НЕ возмущен. (если от задней кромки провести горизонтальную линию вперёд, то под передней кромкой штиль будет).

Нафик Навье-Стокса с численным методом. Тут народ вручную считает обтекание профилей. Facepalm.....

Итак: Длина верхней плоскости (АВС) = 1995мм, а нижней (АС) = 1890мм. Таким образом разница всего 75мм. А Вам как в уши поют песенки?: «верхний профиль крыла ГОРАЗДО длиннее нижнего». А это ГОРАЗДО составляет всего 4%.
Возьмем поток 50м/сек и низ за базу, время составит 0, 0378секунды. Найдем скорость вверху (предположим, что поток повторяет верхний профиль). Скорость составит 52м/сек. А Вам как в уши поют песенки?: «верхний поток ГОРАЗДО быстрее нижнего». А это ГОРАЗДО составляет всего 4%.
И что? хотите меня убедить, что разница в скорости в 2м/сек так сильно разряжает давление над крылом, что Ан-2 с массой 5500кг держится в воздухе? Оставьте этот бред себе!
Теперь посчитаем ускорение: Возьмем зону разгона: Отрезок (АВ) = 310мм. Время разгона при средней скорости 51м/сек будет составлять 0, 006078секунды, а это означает, что для того чтобы потоку разогнаться с 50м/сек до 52м/сек за столь короткое время, ускорение должно составлять 329м/сек².
А вот теперь вопрос: По второму закону Ньютона для того чтобы разогнать что-то, что имеет массу (у нас это масса воздуха проходящая ежесекундно над верхней плоскостью крыла (corsair75 Вам может подсчитать)) необходимо прикладывать постоянную дополнительную силу, что равноценно дополнительной постоянно действующей энергии. И где Вы ее берете?, с вашими «учебниками » по аэродинамике? Сможете ответить на данный вопрос?
Вот почему я говорил и говорю, что в угоду аэродинамического бреда про ускорение потока над крылом Вы готовы похерить фундаментальную физику. Вы вообще представляете себе, что такое ускорение 329м/сек² ???

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

Тээкс. Мне этот мпн нравится уже хотя бы тем, что не гостомель и пытается понять именно физическую суть явления взаимодейстия газа с телом. (не говорю аэродинамика, ибо это действует на него, как красная тряпка) )).
При этом, многочисленные оппоненты упрощенно ничего не могут объяснить, кроме корсара. Никто не приводит физическую картину. Мордилопс программы перечисляет, которые "считают" когда туда исходные данные закинуть, а как коснулось практики понимания..так "тривиально". Да грош цена этим машинным расчетам, без понимания сути, а её нет. Одни фамилии ученых только и вызубрил. Про неуставного вообще молчу, этот кроме АЛФА толком вообще ничего не знает. Вычитал чего-то, накопировал себе графиков в комп, и думает умнее стал, меж тем такую ахинею гонит, что мпн просто вундеркинд. Однако довольно лирики, к делу, к делу, как кагтавый говогил.

Мпн, вы всё неверно понимаете. Отрезок АВ как раз является зоной ТОРМОЖЕНИЯ. Там самое большое лобовое сопротивление (в месте разделения потока), именно в этом месте профиля. А уж на таких толстолобых процент ещё больше. И только дальше, при "спуске с горки" поток ускоряется. Теоретически, как разъединился, так должен и соединиться. Сейчас блох ловят, что верхняя половина потока не совпадает с нижней, но это уже академизм, совершенно ненужный здесь.
По вашей картинке так будет. Надо вычислить длину катета, где 6, 0*. Он будет b = 1862 * tg6 = 195, 6.
Далее, считаем время взаимодействия крыла с потоком вдоль профиля: t = 1, 862/50 = 0, 037
вертикальная составляющая при этом будет: V = 0, 1956/0, 037 = 5, 3 м/с
Конечное ускорение при этом: 5, 3/0, 037 = 143 м/с*с

Далее. Часть подъёмной силы на нижнее (прикидочно, от 5 000 кГ) - 1900 кГ. Получается, что на скорости 50 м/с нижнее крыло "проминает" массу воздуха в 13, 3 килограмма вниз, с ускорением 143 м/с*с.
А что вас удивляет тут? о_О Скорость-то растёт всего от нуля до 5, 3 м/с. Время и путь малы просто, ничего свехъестественного. Вы ж не точечную (сосредоточенную) массу разгоняете, не снаряд.

А ваши 4% разницы скоростей (по бернулли), приводят к пропорциональному понижению давления НАД крылом. Таким образом, эти 4 процента работают В ПЛЮС к динамическому давлению воздуха на нижнюю поверхность крыла.

Вывод: не ВСЕГО ЧЕТЫРЕ ПРОЦЕНТА РАЗНИЦЫ СКОРОСТЕЙ создают подъёмную силу, а два физических закона работают СОВМЕСТНО. По бернулли - подсасывающее действие крыла вверх из за разрежения, по невтону - чистый отброс шлака вниз. Здесь:

1. подсос - имеется в виду, если б над верхней поверхностью крыла был бы потолок, то к нему присосало бы нахрен. Скажем при полете в тоннеле: относительно пола экранный эффект, а относительно потолка этот самый подсос. В воздухе ни пола, ни потолка нет, поэтому незаметно. Есть общая результирующая сила вверх на крыле (в ГП) - этого достаточно. Именно поэтому бипланы уступают в "кпд" крыла - из-за взаимного влияния крыльев.

2. По невтону думаю всё ясно - скос потока ВНИЗ и есть отбрасывание массы с конечным ускорением 143.

ПС. Не следует обольщаться "малостью" массы в 13 кг. Этой массе придаётся ЭНЕРГИЯ, и уже эти 13 кг приводят в движение окружающий воздух, те самые спутные следы и прочая. Но уже та возмущенная масса, к присоединённой (с которой реагировал самолет), не имеет никакого отношения. Там уже принцип домино. Йо.пнул по одной - все посыпались.

Повторюсь - чисто простенькие расчеты, доступные к сиюминутному пониманию (означающие понимание процесса человеком), тут только несколько человек приводят: ковс, корсар, ещё мож кто. Остальные или "в машину суну", или тупо ссылку...где мож и всё правильно, но сами нихрена не понимают. Гостомели короче - шаг в сторону чего спроси - пец сразу же, типо "тривиаально" )).

Про молекулы мог бы рассказать, без всяких вандерваальсов, но не особо тянет. Пишу только по вдохновению)).

Ещё раз убедился, что сам ни черта не знает. Выруби электричество - и всех подобных "счетоводов навьестоксовцев" по домам можно будет распускать. Использование СТАНДАРТНЫХ методов расчета на машине преподносится здесь за какое-то сакральное знание. Между тем все эти расчеты практически ничем не отличаются от сведения бухгалтерского баланса.

Мне мордилопс напоминает первых наших программистов, времён минска...надуют щёки и важно так говорят: завтра я не могу..завтра Я ЗАРПЛАТУ СЧИТАЮ. Весь расчет сводится к вводу перфокарт/установку катушки и нажатие кнопки)).
Ну ни одного живого слова пока не видел - кругом "всё не так", и имена ученых. На давлении мгновенно сдулся, вотруба.
А между тем неумение вот так просто изложить точку зрения, своими словами, не прибегая к учебникам/конспектам, и выдаёт абсолютную пустышку.

Пишу только по вдохновению)).


Остап не ел три дня и потому был на редкость красноречив... .

корвалол

Мордилопс программы перечисляет, которые "считают" когда туда исходные данные закинуть, а как коснулось практики понимания..так "тривиально".

Если я начну говорить о физике явления, меня здесь поймут от силы пару человек. Толку говорит с дилетантами о вещах, которые они не понимают? Вы вот тоже херню городите со своими расчетами. Но я молчу. Вижу что не вы, не mpn к аэродинамике не имеете отношения от слова совсем. Так что продолжайте дальше считать обтекание через ускорение)))

Гении, кажный второй самородок, что им стоксы с навье.

Ещё раз убедился, что сам ни черта не знает. Выруби электричество - и всех подобных "счетоводов навьестоксовцев" по домам можно будет распускать.

Мне не нужно электричество для расчетов. У меня есть понимание физики процесса.


Между тем все эти расчеты практически ничем не отличаются от сведения бухгалтерского баланса.

Так может сказать человек, который ничего не знает в этой области.


Весь расчет сводится к вводу перфокарт/установку катушки и нажатие кнопки))

Так посчитайте сами. Какие проблемы. Возьмите прогу и посчитайте. Только все ваши расчеты годны будут разве, что для вытирания задницы. Программный комплекс это не то, что делает меня аэродинамиком. Меня делает аэродинамиком понимание процессов. Любой программный комплекс может выдать заведомо ложные расчеты. Я смогу их проверить. А вы? А вы сможете подобрать необходимый алгоритм расчета, оценить ошибку, прикинуть как это согласуется с реальностью.

И да. Вы несете херню с вашими расчетами, как и мпн.

корвалол

Ну ни одного живого слова пока не видел - кругом "всё не так",

Я предпочитаю говорить мало и по делу. С конкретными результатами. Вы можете предоставить результаты не уровня детского сада? Нет? Ну так о чем тогда разговор.

Мда. Я не знал глубину глубин, когда в тему влез. Что будет дальше. Пропал дом(с).

корвалол

А между тем неумение вот так просто изложить точку зрения, своими словами, не прибегая к учебникам/конспектам, и выдаёт абсолютную пустышку

Я свою точку зрения изложил уже много раз. Подъемная сила это результат разницы давления. Эта разница идет из-за несимметричного обтекания, что приводит к разному распределению давления. Аналитически это не считается для вязкой жидкости. Ваши расчеты это чушь и дичь. Только эксперимент или численная аэродинамика с полным решением ур-й Навье-Стокса в стационарной или нестационарной постановке.

люди узнали, что есть деление и умножение, дайти им вдохновится и блеснуть знанием калькулятора, что математика уже давно дальше ушла им в 3 классе не рассказали.

to armordillopx4
ну куда вам до корвалола, он только на форуме узнал как ускорение от силы зависит на примере лифта, а простейшие преобразовния в термехе за несколько месяцев так и не осилил, но мнит себя природным самородком.

Я когда вижу таких людей, всегда вспоминаю вот этот момент

https://www.youtube.com/watch? ...

корвалол

Объем и массу этого воздуха несложно подсчитать.

Я вам по секрету скажу. На верхней части идет подсос воздуха с зоны невозмущенного потока над крылом в зону низкого давления и следовательно массовый расход меняется непредсказуемо. Там есть вертикальная компонента скорости. Я уже молчу про турбулентные флуктуации, что меняют траекторию движения струек тока. Короче. Вы сударь дрeмучий бездарь.

Корвалол = «Мпн, вы всё неверно понимаете. Отрезок АВ как раз является зоной ТОРМОЖЕНИЯ. Там самое большое лобовое сопротивление (в месте разделения потока), именно в этом месте профиля. А уж на таких толстолобых процент ещё больше. И только дальше, при "спуске с горки" поток ускоряется. Теоретически, как разъединился, так должен и соединиться.»

Нет, это Вы меня не поняли. Тот пример расчета, который я дал я сделал как бы в насмешку над теорией ускорения потока. Этот пример создан на основе той логической цепочки, которой учат «учебники по аэродинамики», а именно:
1.Поток над крылом сужается, следовательно он должен ускоряться. Значит должна быть зона разгона! Я ее показал условно на отрезке АВ=310мм.
2.Верхний поток повторяет верхний профиль, проходя более длинное расстояние чем нижний. Это отрезок АВС = 1995мм
3.Поток приходит для встречи с нижним в точку (С) в одно и тоже время . . . и так далее.
Вот на основе этой «белиберды» я и сделал расчет. Другими словами это расчет по методическим указаниям из аэродинамики.
И получилось, что если тупо следовать данной логике, то ускорение верхнего потока должно составлять 329м/сек². (для Ан-2)
Конечно, зону ускорения я выбрал условно, но «учебники» по аэродинамики вообще делают вид что ее нет. Ни один учебник не озвучивает: а где зона ускорения над крылом при ускорении потока над крылом? Посему – этим примером я пытался показать, что над крылом вообще нет и не может быть никакого ускорения, т.к. для этого необходима дополнительная энергия, а ее просто нет и взять неоткуда.

Так что при всем моем уважении к Вам не могу с вами согласиться что: «И только дальше, при "спуске с горки" поток ускоряется.»
Нет, не ускоряется и крылу вообще не надо никакое ускорение потока. Крылу достаточно 50м/сек над крылом и отрицательный угол атаки (-12°), чтобы создавать разряжение над крылом (снижение атмосферного давления). Вы совершенно правильно понимаете, что над крылом снимается давление, только для этого не нужно ускорение – вот в чем ваша ошибка. А над крылом просто отрабатывает эффект Эжекции на скорости 50м/сек. и на угле атаки -12°. Этого более чем достаточно чтобы разрядить давление на 0, 5% от номинала, а этого достаточно чтобы самолет летел.

«Отрезок АВ как раз является зоной ТОРМОЖЕНИЯ» - это совершенно верно, более того раньше я писал, что зона над обтекателем назовем ее условно «лобок» вообще работает как анти крыло и толкает крыло вниз. В этой зоне создается не только торможение и возрастает лобовое сопротивление, но и создается подъемная сила со знаком «минус». Именно эта часть толкает поток вверх над крылом, а нижняя плоскость толкает поток вниз. И там и там отрабатывает закон физики, который никто не отменял и ни когда не отменит в угоду своих дурацких теорий, этот закон звучит так: «Угол падения равен углу отражения.» Поэтому крыло рассекает поток и поток не сходится на задней кромки. Ваша ошибка в том, что вам всем задурили голову одной очень хитрой фразой: "Нет никакой разницы, между тем летит ли крыло или крыло обдувается потоком в аэротрубе». Это лживая фраза!!! Дело в том, что нет никакой разницы с точки зрения математического расчета, а сточки зрения физики процесса разница просто огромна. В аэротрубе поток действительно как бы обтекает крыло. А вот в реальном полете крыло рассекает воздух. Это легко доказать. Надо сделать катапульту и запустить крыло по рельсам и на одну платформу с крылом поставить видеокамеру. Затем закурить или задымить помещение, подсветить дым и запустить крыло с катапульты. Вот тогда просмотрев видеосъемку Вы увидите как крыло рассекает воздух и как воздух разлетается во все стороны от крыла.

В аэротрубе поток действительно как бы обтекает крыло. А вот в реальном полете крыло рассекает воздух.

Мне страшно спросить, и что это меняет??

mpn
Посему – этим примером я пытался показать, что над крылом вообще нет и не может быть никакого ускорения, т.к. для этого необходима дополнительная энергия, а ее просто нет и взять неоткуда.

посмотрите для ликбеза
https://www.youtube.com/watch? ...
и это реальность, а не ваш детский наuв про молекулы,
какая энергия так поток закрутила? ведь нет ее по вашему наиву.

"Нет никакой разницы, между тем летит ли крыло или крыло обдувается потоком в аэротрубе». Это лживая фраза!!! Дело в том, что нет никакой разницы с точки зрения математического расчета, а сточки зрения физики процесса разница просто огромна.

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

Для аэродинамики, как для ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ крыла с воздухом, разницы нет никакой. Что вы налетаете на массу, что масса налетает на вас. В месте "удара" работает третий закон невтона. Силы равны и противоположны, ВСЁ.

Разница лишь в способе создания этой силы. Тут как два бильярдных шара (массы воздуха и самолета). Что первым шаром ударить по второму, что вторым по первому: СИЛА (импульс) в точке контакта ну нисколько не меняется.

Разница огромна в другом. У стоящего (висящего) самолета нет собственной кинетической энергии, она у потока. У летящего наоборот - энергия воздуха нулевая, кинетическая у самолета. Вся разница, как и у шаров. Безразлично каким по какому бить, сила в точке контакта одинакова. Эту силу можно замерить. Положить скажем орех между шарами....или яйцо, чтоб прочувствовать. Сплющит одинаково.

Всё, дальше отваливаю )).

Можете найти эпюры распределения давления воздуха в зоне крыла. В практической аэродинамике какойнить. Там графически отображены силы, в том числе при выпуске механизации. То есть, не только на всём крыле, но и на каждом элементе механизации.
У меня под рукой нет, искать неохота.

Мне только одно непонятно, с чего вы берете "Это лживая фраза!!!".
Самолет со скоростью 50 м/с и массой 5000 кг в ГП, будет находиться на той же самой высоте, если будет стоять (висеть) на месте, но встречный ветер будет дуть со скоростью 50 м/с. Для крыла - АБСОЛЮТНО похер, и там и там подъёмная сила будет 5000 кг.

Вы как-то уж вообще всё опровергаете, типо открытие тут делаете.

Мне не нужно электричество для расчетов. У меня есть понимание физики процесса.

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

Ага, только этого понимания пока никто не видел. Одна трепотня.

Ну вот, типичнейшее гостомельское пустозвонство, ни намека на понимание. Как и писАл: шаг в сторону и поплыл клиент.

Берите крыло из примера mpn, нижнее, от Ан-2.

Подведите широкую щелевую трубу(на весь размах) ниже носка так, чтобы поток воздуха из этой щели, нагнетаемый вентилятором, попадал только на нижнюю поверхность.
Ииии? С помощью весов вы замерите реальную подъёмную силу на крыле, при этом потока сверху НЕ БУДЕТ ВООБЩЕ.

И прекратите уже свои стационарные и нестационарные постановки, эта заумь в данном случае выглядит, как на корове седло.

Я уже молчу про турбулентные флуктуации, что меняют траекторию движения струек тока. Короче. Вы сударь дрeмучий бездарь.

ХХХХХХХХХХХХХХХХ

Походу эти турбулентные флуктуации мордилопс наблюдал на струйках у писсуара))

Повторю энный раз: попытки заболтать простейшие вещи "умными" словами, как нельзя лучше характеризуют пустышку. Да, фамилию ещё воткнуть забыли, для "веса" своим словам. Я таких "спецов" пачками видел. Всю жизнь на флуктуации просидят, толком не понимая основы и не могущие двух слов связать самостоятельно.

Вместо этого надуть щёки и фразу на публику кинуть.

корвалол
Мне только одно непонятно, с чего вы берете "Это лживая фраза!!!".
Самолет со скоростью 50 м/с и массой 5000 кг в ГП, будет находиться на той же самой высоте, если будет стоять (висеть) на месте, но встречный ветер будет дуть со скоростью 50 м/с. Для крыла - АБСОЛЮТНО похер, и там и там подъёмная сила будет 5000 кг.

Я понял что выразился наверно коряво и не точно поставил акценты, поэтому Вы меня опять не поняли.
Все что Вы написали про шары и про передачу кинетической энергии от одного предмета к другому, это все я прекрасно понимаю и полностью с вами согласен. С этой точки зрения нет никакой разницы кто передает энергию искусственно созданный поток в трубе или ветер с одной стороны или крыло имеющее кинетическую энергию от двигателя. Тут все нормально!!! Но это сточки зрения математики, с точки зрения производимого расчета.
А с точки зрения физики процесса данная теория лжива. Под физикой процесса нам пытаются внушить, что верхний поток повторяет профиль крыла.
А он не повторяет профиль крыла. Нижняя плоскость отталкивает поток вниз(угол падения равен углу отражения). Верхний "лобок" над обтекателем отталкивает поток вверх(угол падения равен углу отражения)и поток проходит параллельно горизонту. Поток не повторяет верхний профиль крыла и не сходится с нижним. Вот в чем лживость фразы о том, что нет разницы между потоком (обдувом крыла) в аэротрубе и реальным полетом крыла в неподвижном воздухе.

если под "никто " вы имеете в виду себя, то это абсолютно верно, ваше представление об аэродиинамики, как и об угле скольжения с углом рыскания и переносе силы в ЦМ - нулевые, вам с mnp битвы вести на калькуляторах вам он ровня.

Для корвалол

Вся проблемам в том что формула ветрового давления или как ее еще называют скоростного потока ( q = ½ * ρ * V²) - это формула для "под крылом".
Потому что под крылом есть площадь (из-за)положительного угла атаки. И Давление потока взаимодействуя с площадью (Вы это называете торможением, ради бога)создает силу. Посути поток встречая площади начинает оказывать на эту площади динамическое давление. Мы можем прибавить это давление к существующему атмосферному и получить Полное давление под крылом, которое будет больше первоначального атмосферного. Поэтому еще раз повторю (это важно) (½ * ρ * V²) - это формула для "под крылом", для "переднего обтекателя" и для "лобка". Другими словами для плоскостей которые находятся под ПОЛОЖИТЕЛЬНЫМ углом атаки к набегающему потоку.
И проблема заключается в том что формулы для расчета снижения статического (атмосферного давления) над крылом просто тупо НЕТ. Бездари просидевшие в аэротрубах по 100-150лет написав диссертации по аэродинамикии навешав себе званий докторов и кандидатов физико математических наук даже не удосужились придумать формулу, которая ответила бы на простой вопрос: А на сколько снизится статическое(атмосферное) давление если над крылом на угле к примеру -12° в отсутствии прямого взаимодействия с площадью крыла будет проходить поток параллельно земле на скорости 50м/сек.
Мало того что формулу не придумали, так еще позволяют себе ржать над эффектом Эжекции, который и создает это самое разряжение и называть этот эффект уравнением Бернулли, абсолютно не зная и не понимая о чем уравнение Бернулли на самом деле.

¬б¬а¬г¬Ю¬а¬д¬в¬Ъ¬д¬Ц ¬Я¬С ¬в¬Ц¬С¬Э¬о¬Я¬а¬Ц ¬а¬Т¬д¬Ц¬Ь¬С¬Я¬Ъ¬с ¬Ь¬в¬н¬Э¬С

http://xn--j1aidcn.org/wp-cont ...

¬Ъ ¬б¬в¬а¬Х¬а¬Э¬Ш¬С¬Ы¬д¬Ц ¬г¬У¬а¬Ъ "¬У¬н¬г¬а¬Ь¬а¬Я¬С¬е¬й¬Я¬н¬Ц" ¬г¬б¬а¬в¬н ¬а ¬Т¬Ъ¬Э¬о¬с¬в¬Х¬Я¬н¬з ¬к¬С¬в¬С¬з ¬Ъ ¬в¬С¬Щ¬Ф¬а¬Я¬Ц ¬г ¬е¬г¬Ь¬а¬в¬Ц¬Я¬Ъ¬Ц¬Ю 329¬Ю/¬г¬Ц¬Ь©ч

гляньте сцылку, как оно на самом деле и продолжайте свои "высоконаучные" споры о бильярдных шарах и разгоне с ускорением

neustaf
если под "никто " вы имеете в виду себя, то это абсолютно верно, ваше представление об аэродинамики, как и об угле скольжения с углом рыскания и переносе силы в ЦМ - нулевые, вам с mnp битвы вести на калькуляторах вам он ровня.

Мы с корвалолом не знакомы и во многом имеем разные точки зрения, но у нас есть базовое понимание физики и если мы встанем на позиции понять друг друга , то у нас я так думаю шанс есть.
Вы же лично для меня напоминаете ехидную гиену которая в мультфильме "Маугли" путалась под ногами у тигра. Ваши знания физики просто равны нулю, поэтому разговор с вами считаю пустой тратой времени.
Что касается armordillopx4, то его познания в физике также близки к "Нулю", хотя он смог заучить несколько формул наизусть.
Он так и не ответил на вопрос: что происходит с давлением внутри шарика, который раздувается при отсосе воздуха из под стеклянной колбы. А дело в том, что если он ответит правильно от поймет свою глупость по поводу того что молекулы притягиваются друг к другу, а если он ответит не правильно он покажет всем что не знает физику 7 класса. Поэтому данный вопрос при всей его кажущейся простоте является убийственным для armordillopx4 в любом случае.
А его заявление что уравнение Бернулли везде работает и по нему где то что то считается, лично мне говорит о том что от не только не знает о чем уравнение Бернулли но и не знает элементарны вещей, к примеру таких: от чего зависит расход воды и что определяет скорость потока.
Я бы посоветовал ему для начала выучить, что несжимаемой жидкости не бывает(это сказка) и что вещества без трения (вязкости) тоже не бывает(это тоже сказка). Поэтому уравнение Бернулли - это чисто теоретическая выкладка не имеющая никакого отношения к реальной жизни и потому в реальной жизни не применяется!!!

mpn
Другими словами для плоскостей которые находятся под ПОЛОЖИТЕЛЬНЫМ углом атаки к набегающему потоку.


детский сад, посмотрите как растет Су при наличии кривизны профиля Поляры Бетца,
http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
при чем это что не на есть практика, а по вашему наиву должна быть отрицательная У.

спор в детсаду на тему: почему летает самолет

mpn
Поэтому уравнение Бернулли - это чисто теоретическая выкладка не имеющая никакого отношения к реальной жизни и потому в реальной жизни не применяется!!!

И диффузоров и конфузоров не существует :))). Как и струйных насосов подбора топлива :)))

Запомните на всю жизнь. Что подьемная сила, это разница давлений. Нет разницы, нет подьемной силы. Дальше можете подводить хоть слева, хоть справа, хоть поперек. Есть обтекание, есть распределение давления. Если распределения равны с равными значениями, то ПС = 0. Все. Больше никак иначе. А там уже можно смотреть, какие компоненты, сколько дают итд итп. Фундаментально это разница скоростей сверху и снизу. Именно разница скоростей дает разную картину давлений и наоборот.

Всю жизнь на флуктуации просидят, толком не понимая основы и не могущие двух слов связать самостоятельно.

Я уже все связал и расчеты привел. А кроме трепа с выкладками за 5-й класс, от вас пока ничего не слышно.

to neustaf

В данной ссылке: http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ... есть такая фраза:
"Полная аэродинамическая сила направлена к поверхности пластины под углом близким к 90 градусам."
Помойму это то над чем Вы ржоте уже вторую неделю!!!

А его заявление что уравнение Бернулли везде работает и по нему где то что то считается, лично мне говорит

Где я сказал, что оно везьде работает?


о том что от не только не знает о чем уравнение Бернулли но и не знает элементарны вещей,

Куда уж мне))


Поэтому уравнение Бернулли - это чисто теоретическая выкладка не имеющая никакого отношения к реальной жизни и потому в реальной жизни не применяется!!!

Вы товарищ очень сильно удивитесь, но сверхзвуковую аэродинамику со скачками считают по ур-ям Эйлера. А у-ние Бенрулли это интеграл ур-я Эйлера. Вы бы не позорились так уж сильно.

Саныч 62
И диффузоров и конфузоров не существует :))). Как и струйных насосов подбора топлива :)))

Ну почему же все существует, только это не уравнение Бернулли, это эффект эжекции.
Слышали про эжектирующий поток который создает эжектируемый поток? Вот это то самое и есть!

to mpn


Я бы посоветовал ему для начала выучить, что несжимаемой жидкости не бывает(это сказка)

Не бывает. Бывает так, что этим можно пренебреч.


и что вещества без трения (вязкости) тоже не бывает(это тоже сказка)

Не бывает. Бывает так, что вязкостью можно пренебречь.


к примеру таких: от чего зависит расход воды и что определяет скорость потока

Разница давлений опеределяет. Расход воды вас считают студенты первого курса mdot = rho* V* A. Надеюсь не надо пояснять, что сюда входит?

mpn

Не могли бы вы сформулировать ур-е Бернулли, показав какие допущения и откуда что берется? А то как то не солидно на пальцах вести разговор. Можете своими словами.

не уж то читать начали? тогда вот это прочтите

"На графиках проявилась известная закономерность для пластин: при угле атаки в 90 градусов более длинные пластины имеют большее лобовое сопротивление. Для бесконечно длинных пластин перпендикулярных потоку коэффициент лобового сопротивления достигает 2."

Сх завиcит от соотношения размаха и хорда а по вашей физики, которую вы знаете нет - ваш физика липа.

mpn

это эффект эжекции.

И заодно обьясните эффект эжекции. Только, будласка, используя физические термины и лексикон инженеров.

"Полная аэродинамическая сила направлена к поверхности пластины под углом близким к 90 градусам."

Помойму это то над чем Вы ржоте уже вторую неделю!!!


нет , продолжаю ржать над этим

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"


как направлена ПАС при УА=0? 0, 05 градуса ?

armordillopx4 = "Где я сказал, что оно везьде работает? "

armordillopx4 = А что там озвучивать, Бернулли работает для струек тока без теплообмена и трения. И неплохо работает для остальных случаев. Им, однако, скорость меряют на этих ваших Арбузах и Боингах. И даже, страшно подумать, на Ил-2.
опубликовано: 27.06.2017 11:32

mpn
Ваши знания физики просто равны нулю, поэтому разговор с вами считаю пустой тратой времени.


знаток физики уже раз бежали с позором от вопроса

"как направлена ПАС при УА=0? 0, 05 градуса ?"

в это раз тоже убежите?

neustaf
нет , продолжаю ржать над этим

Даете ссылку, которую я должен изучить и чему-то там научиться и сами над своей ссылкой и ржоте?
Хорошо Вам, а что курите?


как направлена ПАС при УА=0? 0, 05 градуса ?

При угле 0 ПАС = 0, т.к. sin(0) = 0 если считать толщину пластины = 0 Угла не будет т.к.нет силы!
Если толщину пластины считать не равную нулю то берется плоскость толщины и ПАС будет перпендикулярна данной плоскости.

При угле 0, 05 ПАС = 0, т.к. sin(0, 05) = 0, 00087 если считать толщину пластины = 0 Угла не будет т.к.нет силы!
Если толщину пластины считать не равную нулю то берется плоскость толщины и ПАС будет перпендикулярна данной плоскости.

to mnp http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
вам бы настоятельно рекомендовал внимательно изучить графики, это основа, это практические цифры, нe ваш бред

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

armordillopx4
И заодно обьясните эффект эжекции. Только, будласка, используя физические термины и лексикон инженеров.

Это очень много писать, завтра занят, попробую к концу дня. Но не для Вас с neustaf. Вы все равно ничего не поймете.
Адресую всем остальным

Для neustaf

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

mnp
"только у плоской пластины ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины именно в этом она и сродни Реакции опоры.
Более того ПАС всегда будет перпендикулярна плоскости пластины и она не зависит от угла атаки потока"

armordillopx4
Не могли бы вы сформулировать ур-е Бернулли, показав какие допущения и откуда что берется? А то как то не солидно на пальцах вести разговор. Можете своими словами.

Вывод из уравнения Бернулли:
При увеличении скорости потока при возрастании Динамического давления в одной конкретной точке пространства, в это же самое время и на эту же величину снижается Статическое давление в этой же точке пространства. Поэтому, Полное давление как сумма Статического и Динамического давлений является величиной постоянной (Constanta), именно поэтому оно не зависит от скорости потока и от диаметров труб по которому данный поток бежит.

armordillopx4
Мне страшно спросить, и что это меняет??

Это меняет то, что поток не повторяет верхний профиль крыла,
Это меняет то, что поток не сходится с нижним на задней кромки
Это меняет то, что поток не сходится с нижним на задней кромки в одно и тоже время
Это меняет то, что поток не проходит более длинный путь за то же время

Это меняет то, что нет причин для ускорения потока
Это меняет то, что не причин тащить в аэродинамику уравнение Бернулли, точнее лже-вывод из него!

to mpn
Бред повторенный 15 раз, не пересатет быть бредом, знаток вы физики.....

...тролль разбушевался :))