mpn: "Для летчика, особенно военного, теоретические знания по аэродинамики и особенно по Физики - являются избыточными". Эти слова (мысль) принадлежащие лично вам, лично я считаю гениальными!!!

Похвала дурака хуже упрека мудреца" /Эразм Роттердамский "Похвала глупости"/

Даже неловко подозревать, когда вполне уверен:
Систематических знаний по классической Механике ( физика и аэродинамика)
Вы не имеете. Курса Практической аэродинамики и Динамики полета Вы не прослушали.
Практики полетов за плечами не имеете. Могу предположить, что, возможно покатали
Вас пару раз на Ан-2. Вопросов на эту тему Вы избегаете. Законы Ньютона как и
Принцип относительности движения (ПОД) Галилея оказались Вам не по зубам.

Приятно считать себя умным, но полезно наоборот.

PS. Вот за эти слова я готов подписаться:

Моим самым фундаментальным открытием в теории и практике летного обучения стало то, что знание пилотом причины возникновения подъемной силы на крыле является избыточным и уж никак не влияет на безопасность полетов. Аэродинамики до сих пор не имеют единого мнения на этот счет. А может ну её ...? Ну не знаю я, например, как устроен телевизор, но это не мешает мне смотреть его. Хотел бы я знать как устроен компьютер, но и без этих знаний я имею удовольствие общаться с вами. Для простого пользователя и телевизор, и компьютер суть – черные ящики.Черный ящик (не путать с самолетным) - это такой объект, который имеет вход и выход. Мы не знаем, как устроен он внутри, но мы точно знаем к каким результатам на выходе приведут наши действия на его входе.

Может действительно стоит понизить уровень своих притязаний на знание предмета и сосредоточиться на знании следствий из него:

Предположим, я имею крыло определенного профиля (Cy по альфа) и площади (S), придаю ему определенный угол атаки по отношению к набегающему потоку (q) и по его скорости и плотности определяю подъемную силу крыла.

Короче: Y = Cy*q*S

Размышления о науке летания (мысли вслух)

Задайте себе вопрос, как много летчиков сломало себе шею из-за незнания третьей производной от пути по времени, особенностей канального демпфирования или от незнания того, что такое "фокус самолета" и с чем его едят?
ИМХО, слабое знание нюансов аэродинамики большинством практикующих
пилотов, как раз и подтверждает избыточность этих знаний.
Практическая аэродинамика должна рассматривать лишь те "Принципы полета", знание которых необходимы для безопасного пилотирования самолета. И потому, я против "кривых мощностей", аэродинамических фокусов...и многого другого, чем кабинетные халдеи от теоретической аэродинамики забивают головы практикующим пилотам.
Меня вполне устраивают Стандарты и Рекомендуемая практика ICAO по этому вопросу. Требования к объему и глубине освещения основных принципов полета в них близки к оптимальным.
Желающие постичь премудрости теоретической аэродинамики, могут заниматься этим факультативно.
На ветках посвященных аэродинамике стараюсь мнение свое излагать на уровне
Основных принципов полета, полагаясь на их разумность и достаточность.

Практическая аэродинамика присоединенными вихрями не оперирует. Точки стагнации на профиле крыла не ищет. Подъемную силу по Циркуляции Жуковского не считает. Все это привносится в нее халдеями из теоретической аэродинамики не имеющими ни малейшего представления о специфике работы пилота.

http://s009.radikal.ru/i310/17 ... - Распечатайте и сохраните . . . Пригодится.
Это я вам любезно нарисовал как проецируется площадь пластины или крыла (S), без учета толщины, на ось Y и получается «Расчетная» площадь (Sy), которая по всем канонам классической Физики - нормаль (перпендикуляр) к набегающему потоку.

Вы до сих пор не поняли, что Вы сморозили? Покажите мне на рисунке, как ваша площадь размещается на ОСИ.

Да и если не трудно, объясните местному дурачку «neustaf-у» что ПАС всегда перпендикулярна плоскости пластины и не зависит от угла атаки, (на картинках это доступно видно), а то он меня не слушается. А Вы для него вроде бы как авторитет! ПЛИЗ!!!

Это еще одно доказательство вашей дремучей безграмотности!

Здесь в аэродинамике авторитетов нет. И вам им не быть, как бы Вы ни старались.
Первое впечатление во второй раз никому ещё не удалось произвести. )))
А Вы тут уже нагородили хни себе на пожизненное...

В аэродинамике принято ПАС раскладывать на проекции Х - параллельно вектору скорости
и Y - перпендикулярно ему. Так ПРИНЯТО! Так УДОБНЕЕ.)))

"Координаты на плоскости и в пространстве можно вводить бесконечным числом разных способов. Решая ту или иную математическую или физическую задачу методом координат, можно использовать различные координатные системы, выбирая ту из них, в которой задача решается проще или удобнее в данном конкретном случае."

Опять у mpn отобрали клаву.

Так и рисуется картина, как mpn бежит к забору, отрывает доску и несется по двору с криком, ПАС всегда перпендикулярна доске.....

К закону об угле падения.

Для mpn:
Существует нулевой угол атаки любого профиля, и угол атаки нулевой подъемной силы несимметричного профиля. Тогда растолкуйте мне, если угол атаки относительно хорды будет равен 0° или даже отрицательный, то при горизонтальном полете нижняя плоскость несимметричного профиля крыла вообще имеет отрицательный угол относительно набегающего потока. Ну, и как тут будет с углом отражения?

Это явление называется "парадоксом mpn".

armordillopx4
У вас выходит на 30 и 45 градусах подъемная сила будет?

Конечно и даже на угле 89° тоже будет!
Вы не путайте обдув жестко закрепленной пластины искусственным потоком и реальный полет самолета, который зависит от силы тяги двигателя.
Для начала высуньте ладонь руки из автомобиля под углом 45° и посмотрите есть подъемная сила или нет, а потом будите позориться задавая глупые вопросы !!!

corsair75
К закону об угле падения. Для mpn:
Существует нулевой угол атаки любого профиля, и угол атаки нулевой подъемной силы несимметричного профиля. Тогда растолкуйте мне, если угол атаки относительно хорды будет равен 0° или даже отрицательный, то при горизонтальном полете нижняя плоскость несимметричного профиля крыла вообще имеет отрицательный угол относительно набегающего потока. Ну, и как тут будет с углом отражения?

Не уподобляйтесь интеллекту kovs214 у которого "зелёненькие стрелочки под названием "набегающий поток" не касаются пластинки и поэтому Они Внезапно останавливаются". Вам это не идет! Я думаю Вы гораздо поумней будите!

Когда нижняя плоскость несимметричного профиля крыла будет иметь отрицательный угол относительно набегающего потока то не будет угла падения, а следовательно и угла отражения. Под углом падения в Физике рассматривается только положительный угол а не отрицательный и не нулевой. И я думаю Вам это хорошо известно! А если Вы лично хотите опускать себя ниже плинтуса в надежде меня подковырнуть, то это ваше личное горе!!!


P.S. У самолета Ан-2 при расчетном угле атаке по хорде 6° нижняя плоскость крыла стоит под углом 3°, а верхняя сбегающая плоскость крыла стоит под углом -12°. Подъемная сила у самолета Ан-2 начинается с угла атаки по хорде +1, 5°. И вызвана она разряжением над крылом. При угле по хорде +1, 5° нижняя плоскость крыла стоит под углом -1, 5°, и Динамическая нагрузка еще не начинается, а над крылом уже идет разряжение засчет отрицательного угла атаки. И только при угле по хорде +4° нижняя плоскость становится под углом +1°. Вот тут и начинает отрабатывать закон «угол падения равен углу отражения» и начинает появляться динамическая нагрузка под крылом и именно с этого момент крыло начинает отталкивать воздух нижней плоскостью крыла.
Вы не можете понять одну простую вещь: ПАС складывается из двух сил от дополнительного давления под крылом и от снижения давления над крылом.
Когда Вы считали АН-12 и написали что, крыло изменяет давление на 5%, то вы ошиблись минимум в 2раза. Не на 5% а на 2, 5%.
Надо брать не разницу 760-722=38мм.рт.ст., а надо понимать, что над крылом давление 760-19 = 741, а под крылом 760+19 = 779 и разница это: 779 -741 = 38мм.рт.ст. Поэтому Крыло АН-12 изменяет давление на ±19мм.рт.ст, а это составляет 2, 5% от 760.
Крылу Ан-2 вообще достаточно изменить атмосферное давление всего на 0, 38% и этого достаточно для полета!

mpn
...Не уподобляйтесь интеллекту kovs214 у которого "зелёненькие стрелочки под названием "набегающий поток" не касаются пластинки и поэтому Они Внезапно останавливаются". Вам это не идет! Я думаю Вы гораздо поумней будите!

Понятно :))). Воздержусь от подъ@бок во избежания бана :)))

А как же насчет всем известного явления под названием срыв потока, что приводит к резкому падению Су и резкому росту Сх?

Когда Вы считали АН-12 и написали что, крыло изменяет давление на 5%, то вы ошиблись минимум в 2раза. Не на 5% а на 2, 5%.

И чему будет равен перепад? Сверху минус 2, 5% и снизу плюс 2, 5% те же 5%.
Шевели мозгами!

Не уподобляйтесь интеллекту ... у которого "зелёненькие стрелочки под названием "набегающий поток" не касаются пластинки и поэтому Они Внезапно останавливаются". Вам это не идет! Я думаю Вы гораздо поумней будите!

На уровне пластин такие вопросы я не обсуждаю.
На приведенном ниже рисунке красная линия находится в диапазоне отрицательных углов атаки: от угла атаки нулевой подъемной сила (2) до нулевого угла атаки, несимметричного профиля крыла. Углы атаки отрицательные, а Су положительный?! Вот и объясните этот "парадокс" вашей теорией углов падения и отражения. Потрудитесь также указать направление вектора ПАС на хорде крыла с отрицательным углом атаки.

http://savepic.ru/14701150.png

mpn, который даже не знает что такое Су, по прежнему тролит почтенную публику.

А чего бояться бана. Нажми кнопку администратора и пусть Это хамло само боится.
Давно напрашивается.

armordillopx4, С хорошим двигателем и забор летает.

Пусть вояет. Воздушный змей, это его Фсё, armordillopx4 обкладывает его (мягко), красными флажками :))

Отвратительно быдло, которое воспитанность принимает за слабость.
Мой респект, Олег!

эх не умеете вы с ученым с двумя классами образования разговаривать.
про перпенкикуляр mnp его с радиатором спутал,
mnp, куда направлена ПАС пластины при угле атаки - 0?
все спекся ученый в жисть не ответит.

corsair75
Потрудитесь также указать направление вектора ПАС на хорде крыла с отрицательным углом атаки.

Сказочных графиков из интернета я Вам могу привести сколько угодно много. А Вы можете привести пример конкретного самолета с конкретными ТТХ где черным по белому написано: что у данного самолета на таком то отрицательном угле атаки возникает подъемная сила?

armordillopx4
А как же насчет всем известного явления под названием срыв потока, что приводит к резкому падению Су и резкому росту Сх?

Ваши так называемые "поляры крыла" из аэротрубы - это не поляры крыла из аэротрубы, а подгонка испытаний из аэротрубы к практике полета.
При обдуве крыла в аэротрубе максимальная подъемная сила будет на угле 45° и затем она будет падать до 89° и в 90° превратиться в НОЛЬ. Связано это с тем что крыло закреплено, а поток не зависимо от положения крыла все равно остается к примеру 50м/сек.
При реальном полете самолета "поток" падает, т.к. возрастает лобовое сопротивление и скорость "потока" уменьшается, не хватает тяги двигателя. Это первый фактор.Второй фактор в том что на углах за 20° начинает уничтожаться верхнее разряжение над крылом как одна из составляющих ПАС, что приводит к уменьшению подъемной Силы. Поэтому в реальном полете на углах 20-23° подъемная сила перестает расти и начинает уменьшаться. У вас в аэродинамики это называется "Срыв потока".
Вот вам берут и поряру крыла из аэротрубы корректируют под реальный полет, то есть обрывают ее на 20-23°. И тем самым делают из вас дурачков. И Вы теперь не понимаете что при обдуве в аэротрубе максимальная подъемная сила будет на угле 45°.

При обдуве крыла в аэротрубе максимальная подъемная сила будет на угле 45° и затем она будет падать до 89° и в 90° превратиться в НОЛЬ.

Где доказательства? Приведите мне ссылку не на ваши фантазии а на реальные испытания.

Да и еще. Вы до того уже закостенели в своей безграмотности, что тыкая в меня так называемыми "полярами крыла" так не разу "поляру крыла" еще и не предоставили. Почитаете для начала что такое "поляра крыла", а потом будите тыкать графиками из интернета.

armordillopx4
Где доказательства? Приведите мне ссылку не на ваши фантазии а на реальные испытания.

А где я их вам возьму, у "аэродинамистов", которые намеренно прерывают поляру крыла на углах за 20°. Или Вы мне предлагаете свою аэродинамическую трубу сделать? Я могу сделать расчет по углам атаки для плоской пластины от 0 до 90° и построить по этим данным поляру подъемной силы, если вас это устроит, а Вы если не трудно, опубликуйте поляру подъемной силы крыла какого нибудь конкретного самолета.

Для безопасности полетов чтобы летчик не наделал глупостей вам внушают, что за углами 20° летать нельзя и это правильно, так как за углами 20° действительно летать нельзя. С этой целью и подгоняется поляра под полет. Это сделано для вашей безопасности. Но это не означает что на угле 45° в аэротрубе подъемная сила не покажет своего максимального значения. Просто эта информация лишняя и опасная для летчика.

где я их вам возьму, у "аэродинамистов", которые намеренно прерывают поляру крыла на углах за 20°.

Естественно и даже иногда раньше. Ведь они входят в режим срыва потока, где Су резко падает. Поэтому, ваша реплика о том, что, цитирую: "При обдуве крыла в аэротрубе максимальная подъемная сила будет на угле 45° ", мягко говоря не совсем верна.


Второй фактор в том что на углах за 20° начинает уничтожаться верхнее разряжение над крылом как одна из составляющих ПАС

И почему же оно уничтожается, по вашему?

Но это не означает что на угле 45° в аэротрубе подъемная сила не покажет своего максимального значения

Не покажет. Для профиля NACA 0012 максимальное значение Су около 1.5 на угле 16 градусов без механизации. Потом интенсивно падает.

Информация об этом может быть найдена в классической книге Theory of Wing Sections (Abbott and Von Doenhoff). Аббот был директором НАСА в середине прошлого века.


Книжку можно скачать отсель

https://aeroknowledge77.files. ...



На странице 462 можно найти вот такой график. Там и на чистом профиле и с отклонением закрылков на 60 градусов.

https://s10.postimg.org/nz7i14 ...

Вот так зависит тангаж от типа.
https://ok.ru/video/31458921201

mpn
Для безопасности полетов чтобы летчик не наделал глупостей вам внушают, что за углами 20° летать нельзя и это правильно, так как за углами 20° действительно летать нельзя. С этой целью и подгоняется поляра под полет...

Это - пипец, можно сказать даже полный пипец :)))

mnp, куда направлена ПАС пластины при угле атаки - 0?
все спекся ученый в жисть не ответит.


простой вопрос и усе кончился акаемик с 2 классным образованием, потому как ничего абсолютно в аэродинамики не знает, что такое Су без понятия, какой Су о пластины с углом 0 не может сказать, а вам по ушам сладко ездеет.
Безрамотность в физики, а вы его охотно слушаете, ваш выбор.

Да просто скрашиваем трудовые будни. Все хоть какое никакое развлечение.

mpn
Для безопасности полетов чтобы летчик не наделал глупостей вам внушают


откровения от безграмотного троля.....
но хоть посмеемся если про Су так и не смог ни одного слова выговорить,

весь mnp - это один пипец, человек вообще не имеет никакого понятия об окружающем его мире, весь в плену собственных фантазий.

Систематических знаний по классической Механике ( физика и аэродинамика)
Вы не имеете. Курса Практической аэродинамики и Динамики полета Вы не прослушали.
Практики полетов за плечами не имеете. Могу предположить, что, Вас возможно покатали
пару раз на Ан-2. Вопросов на эту тему Вы избегаете.

И все же, Ваше авиационное образование и летный опыт?

armordillopx4
Естественно и даже иногда раньше. Ведь они входят в режим срыва потока, где Су резко падает. Поэтому, ваша реплика о том, что, цитирую: "При обдуве крыла в аэротрубе максимальная подъемная сила будет на угле 45° ", мягко говоря не совсем верна.


Ваша беда в том, что Вы даже не понимаете о чем говорите. Прочитайте какую чушь Вы написали: « где Су резко падает» . . . «Поэтому, ваша реплика о » . . . «подъемная сила будет …. ».
Вы приравниваете понимание «Сy» и понимание «Подъемная сила». У вас у всех уже мозг в трубочку завернут от Сy.
Су – это поправочный коэффициент к формуле подъемной силы и этот коэффициент зависит от угла атаки а угол атаки это Sin, А Синус функция не линейная. Поэтому Су будет где-то изменяться линейно а где-то не линейно, но он будет в любом случае положительный и будет поправлять «Подъемную силу» в положительном направлении.
А подъемная сила – это проекция от ПАС на ось Y и она будет до тех пор пока ПАС будет больше нуля и до тех пор пока ПАС своим вектором не ляжет на ось Х. А это будет пока крыло стоит под положительным углом атаки к набегающему потоку, т.е. от 0 до 90°.
Вот вам картинка, как изменяется ПАС(F), ПС(Fy) и СЛС(Fx) от угла атаки: http://s019.radikal.ru/i640/17 ...
Может в вашем мозгу что то шевельнется, а то я смотрю вы уже одурели от ваших Сy. Обратите внимание на угол атаки 45° при нем будет максимальная подъемная сила и лично мне совершенно не важно какой там Су. Могу посчитать если хотите.Но это картину не поменяет. Вот эта картинка и есть принципиальное распределение основных аэродинамических сил от 0 до 90°. Она может меняться смещаться от профиля крыла, но в общем и целом принцип зависимости F, Fy и Fx от угла атаки будет именно таким.
Объясните кто вам мешает поставить крыло под углом 45° в аэротрубе, кто вам мешает дать на него поток в 45м/сек. Никто! И Вы будите мне втирать что при таком обдуве у крыла не будет ПАС и Вы будите мне втерать что у ПАС не будет подъемной силы?, потому что у вас Сy кудато там резко падает. Вы включите голову и для начала поймите что Сy вещь вторичная а не первичная. А ваши все беды заключаются в том что вы Сy ставите на первый план и он для вас всех превращается в параною.

Для продолжения разговора, я предлагаю Вам ответить на один простой вопрос. Как считают Су при использовании трубы.

Шаг 1?
Шаг 2?
Шаг 3?

Су = ?

mpn: А где я их вам возьму, у "аэродинамистов", которые намеренно прерывают поляру крыла на углах за 20°. Или Вы мне предлагаете свою аэродинамическую трубу сделать? Я могу сделать расчет по углам атаки для плоской пластины от 0 до 90° и построить по этим данным поляру подъемной силы, если вас это устроит, а Вы если не трудно, опубликуйте поляру подъемной силы крыла какого нибудь конкретного самолета.

Поляра ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ - это круто!


Поляра самолета.

Из семинара у вирпилов на "WAR THUNDER":
"Начал с поляры потому, что надо было с чего-то начать, а тут пару раз вспомнили про неё, да ещё с таким благоговейным трепетом... Кое-кто стал даже фантазировать как её нужно строить. Кто-то даже предположил, что без неё не построить самолет. Встречал я и таких, кто утверждал, что Кривая потребной тяги Жуковского есть поляра повернутая на 90 градусов..."

Поляра - это диаграмма совместившая в себе графики коэффициентов подъемной силы (Су) и лобового сопротивления (Сх) по углу атаки крыла. Она позволяет оценить соотношение нескольких величин. В нашем случае - такое соотношение Су и Сх при котором аэродинамическое качество: К аэр. = Су/Сх достигает своего максимального значения, а угол атаки - наивыгоднейшего.
Различают два вида поляр - поляру крыла и поляру самолета. Поляра самолета отличается от поляры крыла лишь тем, что она смещена вправо на величину Сх фюзеляжа ( в умных книжках пишут - Сх вредное).
http://savepic.ru/14779718.jpg

На скоростях меньше М 0.6 (без учета сжимаемости) поляра самолета не зависит ни от скорости, ни от веса.

Наивыгоднейший угол атаки остается неизменным. А вот наивыгоднейшая скорость полета на этом угле будет меняться прямо пропорционально корню квадратному от веса самолета.

mpn.
"Физик", читай Физику, и внемли (ежели смогёшь) :))
http://www.immsp.kiev.ua/postg ...

armordillopx4
Для продолжения разговора, я предлагаю Вам ответить на один простой вопрос. Как считают Су при использовании трубы.Шаг 1?Шаг 2?Шаг 3?Су = ?

С вами начинается нормальный диалог и это радует. Во всяком случаи начинаете задавать нормальные вопросы.
Итак: Для начала у вас должна быть формула расчета подъемной силы та, которой Вы доверяете или любите. Это может быть классическая формула Ньютоновской механики, основанная на теории передачи импульса: Fy = ½*ρ*V² * S * Sy, которая в развернутом виде имеет вот такой вид: Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * cos(β) / 9, 8Н * Rx [кгс], где

½*ρ*V² = q - скоростной напор или давление (P) потока в [кгс/м²],
Sкр.* sin(α) – расчетная площадь (S) (проекция площади на ось Y), с учетом угла атаки.
cos(β) – Перевод ПАС в ПС
/ 9, 8Н - перевод Ньютонов в [кгс]
Rx – аэродинамический коэффициент (поправка к формуле или подгонка задачи под правильный ответ).

Я вам писал ее уже сто раз! Но эта формула не включает в себя нахождения сил трения, не учитывает число Рейнольдса, число махов и разряжение над крылом. Это самая простая формула динамической нагрузки, которая образуется на положительных углах атаки, т.к. основным параметром в ней является «sin(α)» и он должен быть больше нуля. Поэтому эта формула для «под крылом» и она не учитывает разряжение над крылом.
Вы можете взять любую другую формулу какая вам больше нравится, с учетом сил трения, с учетом числа махов, с учетом числа Рейнольдса и даже можете взять уравнение Бернулли или Жуковского. Это ваше дело!!!

Но ваш первый шаг: Это посчитать то, что Вы посчитать сможете.
Мне например нравится формула: Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * cos(β) / 9, 8Н * Rx [1]
А людям которые сидят в аэротрубе нравится : Fy = ½*ρ*V² * S / 9, 8Н * Sy [2]
- - - -
Шаг первый: «Считаем то что можем посчитать» без Sy , т.к мы его пока не знаем по формуле [1], Берем самолет АН-2 и поток 45м/сек.
Ставим крыло под углом 6° по хорде и имеем:
F = ½*ρ*V² * S / 9, 8Н = 0, 615*45*45*72/9, 8 = 9150кгс, но это полная аэродинамическая сила ПАС, такая сила будет если вся площадь стоит под углом 90° к потоку, а у нас поток под углом 6°, поэтому: F = F* sin(6°) = 9150*0.1045=956кгс
Fy = F* cos(β) = 956 * 0, 9945 = 951кгс , а
Fx = F* sin(β) = 956* 0, 1045 = 100кгс
Вот это и есть первый шаг, Вы находите «Расчетную» подъемную силу Fy= 951кгс и Силу ЛС Fх = 100кгс.
- - - -
Шаг Второй: «Определяем истинную ПС (Fy) и СЛС(Fх)» . Берем самолет АН-2 помещаем его в аэротрубу под расчетным углом по хорде 6° и даем поток 45м/сек. И снимаем показания с аэродинамических весов и получаем: Fy= 5325кгс и Fх= 560кгс.

Шаг третий: Делим то что получилось на практике, на то что удалось посчитать:
Су = Практика/Расчет = 5325 / 951 = 5, 6
Сх = Практика/Расчет = 560 / 100 = 5, 6

И получается :
Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * cos(β) / 9, 8Н * 5, 6 = 5420кгс, но при этом: sin(α) * cos(β)* 5, 6 = 0, 1045*0, 9945*5, 6= 0, 58 = Су
Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * sin(β) / 9, 8Н * 5, 6 = 570кгс, но при этом: sin(α) * sin(β)* 5, 6 = 0, 1045*0, 1045*5, 6 =0, 06 = Сx

Шаг первый можно посчитать без синусов и косинусов. Тупо взять формулу [2] Fy = ½*ρ*V² * S / 9, 8Н
Получим: F = 0, 615*45*45*72/9, 8 = 9150кгс
Су = Практика/Расчет = 5325 / 9150 = 0, 58
Сх = Практика/Расчет = 560 / 9150 = 0, 06
И получает те же яйца только в профиль.

Посему вы не можете «посчитать» Су и Сх, вы их можете только «определить» после того как сделаете расчет (шаг1) и прогоните модель в аэротрубе (шаг2). Таким образом продуваете крыло от 0 до 90°, снимаете показания Fy и Fx и тупо делите на 9150 и получаете Cy и Cx соответственно. И будут у вас Cy и Cx от 0 до 90°.
А самолет у вас не летит за углами 20° по причине нехватки мощности двигателя, ставьте двигатель мощней и спокойно будите летать на любых углах атаки.

corsair75
Поляра - это диаграмма совместившая в себе графики коэффициентов подъемной силы (Су) и лобового сопротивления (Сх) по углу атаки крыла.

Это вы сами придумали или прочитали где-то?
Во первых поляр у крыла две, поляра по подъемной силе (ПС) и поляра по силе лобового сопротивления (СЛС).
Поляра по ПС - это график который показывает соотношение между углом атаки и коэффициентом ПС(Су)
Поляра по СЛС - это график который показывает соотношение между углом атаки и коэффициентов СЛС(Сх)
А графики совмещения, это не поляры, это графики для анализа и определения наилучшего коэффициента качества крыла.
Это как раз и есть те графики совмещения которыми вы здесь тыкаете не зная о том что это не поляры. Вы когда кого-то учите с умным видом, лучше почитали бы для начала хотя бы свои "учебники" по аэродинамики.

...толстый тролль однако :)))

Наглость - второе счастье.

mpn

Я вам писал ее уже сто раз! Но эта формула не включает в себя нахождения сил трения, не учитывает число Рейнольдса, число махов и разряжение над крылом. Это самая простая формула динамической нагрузки, которая образуется на положительных углах атаки, т.к. основным параметром в ней является «sin(α)» и он должен быть больше нуля. Поэтому эта формула для «под крылом» и она не учитывает разряжение над крылом.


Что за ахинею Вы постоянно несете?

То что Вы написали никто не делает ни в одном НИИ и университетах этого мира. Все кто занимался или занимается аэродинамикой считают так:

1. Ставим крыло на УА = Х
2. Меряем подьемную силу (ПС) и силу сопротивления (СС)
3. Считаем скоростной напор rho*V*V*l и это есть величина ПОСТОЯННАЯ для всех УА.
4. Су = 2*ПС/ скоростной напор
5. Сх = 2*СС/скоростной напор
6. Повторяем с пункта 1 для следующего УА

И Су естественно прямо пропорционален ПС в силу того простого факта, что скоростной напор псотоянне. А все эффекты срыва потока, другой Рейнольдс, итд итп явно входят в прямое изперение ПС и СС.

corsair75
Наглость - второе счастье.

Да нет, просто имею свое личное мнение! И имею право на него. Ну пока такие как Вы меня в психушку не посадят.

Это Вам так для размышления:
Я думаю что Ваша беда в том что у вас нет технического образования по Физике и Вы не умеете внимательно читать и анализировать информацию, Вы никогда не делали расчетов и лабораторных по Физике и поэтому не умеете отсеивать лож от истины.

Вот что написано в одном из учебников по аэродинамики, я намеренно оборвал то, что написано ниже, т.к. ниже написано неправильно. И если это вам показать, то мы заспорим на веки. А вот это я считаю написано правильно и хочу Вам пояснить:

http://s019.radikal.ru/i619/17 ...

Во первых обратите внимание на слово «до закритичных» - это означает что исследования по определению подъемной силы обрывают намеренно на углах более 20° - это то о чем я вам говорил ранее.
Второе обратите внимание на словесный оборот: «График, показывающий зависимость коэффициентов подъемной силы И лобового сопротивления крыла от угла атаки».
Т.е. зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки И зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки.
Это два разных графика на одной оси откладывают коэффициент, а на другой надо отложить угол атаки. Вот это и есть Поляра крыла.

А теперь давайте почитаем ВИКУ: «Поляра — графическая зависимость коэффициента подъёмной силы от коэффициента лобового сопротивления при различных углах атаки.»
Видите как лихо заменили разделительный предлог «И» на предлог зависимости «ОТ».

А что у нас Су зависит от Сх? Давайте расскажите мне как Су зависит от Сх??? Кто смелый?

И пошло поехало, теперь что бы вы не читали у вас везде будет «Су зависит ОТ Сх»
http://www.studfiles.ru/previe ...
http://poznayka.org/s55566t1.html
http://pandia.ru/text/78/219/8 ...
http://dic.academic.ru/dic.nsf ...

А на самом деле Су Не зависит от Сх, просто после построения Истинных Поляр их потом совмещают в один график для определения наилучшего коэффициента качества и по хорошему – это уже не поляры крыла, а графики совмещения, причем с разными массштабами.

Поэтому Вы можете верить что все графики совмещения это поляры, а я буду верить что поляры – это когда на одной из осей стоит угол атаки.

armordillopx4
3. Считаем скоростной напор rho*V*V*l и это есть величина ПОСТОЯННАЯ для всех УА.
4. Су = 2*ПС/ скоростной напор
5. Сх = 2*СС/скоростной напор

Зря я вас похвалил.... рано, а куда вы площадь крыла дели? Вот "учебник" по аэродинамики почитайте http://s019.radikal.ru/i619/17 ...
здесь площадь крыла присутствует!!! И не надо пафоса про все мировые институты.... поскромней надо быть!

Повторю ссылку:
Вот "учебник" по аэродинамики почитайте:
http://s019.radikal.ru/i619/17 ...

armordillopx4
4. Су = 2*ПС/ скоростной напор
5. Сх = 2*СС/скоростной напор

А зачем Вы ПС и СС на ДВА умножили, это новый писк в расчетах?

А сами как думаете, а?