А какая разница площадь крыла или не площадь крыла. Су можно посчитать и через хорду. Еще вопросы?

mpn

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

Техническое образование говорите? Да Вы же и школьную программу не освоили

У = 0.5ХСу


Су = У/(0.5Х) или Су = 2У/Х

В пятый класс для начала, осваивать простейшие действия. Для аэродинамики Вы пока не созрели.

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.

В игнор!

Так mnp до сих пор не знает, как люди еще лет 60 до его рождения строили поляры, троль не понимает явления окружающего его мира. Хотя он уже сам в друку собрался, пожалуй первое его правильное решение на ветке

И все таки похоже он пирожок, тот же тролиэм без проблеска здравого смысла и меня так же панически боится

Похоже на то. Я почти уверен в этом.

Су = У/(0.5Х) или Су = 2У/Х

или Су = 2Каэр ?!

mpn
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.

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?
---

mpn, не надо, не делайте АДТ, "аэродинамисты" не всю магию держат в тайне. Есть специальный вид испытаний под названием "круговая обдувка". Угол атаки тут меняют от 0 до 360. Таких испытаний проведено и опубликовано уже мама не горюй. Вот результаты 1930-х годов

http://savepic.ru/14752719.jpg

максимальный Y на 12-18 град.

Вот результаты 1930-х годов

Сейчас mpn скажет


опубликовано: 07.07.2017 11:47

"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°. "

BLASIUS
...Есть специальный вид испытаний под названием "круговая обдувка". Угол атаки тут меняют от 0 до 360. Таких испытаний проведено и опубликовано уже мама не горюй. Вот результаты 1930-х годов...

Вот это загрузили mpn :) Шас он над ответом неделю будет думать, и рисовать "доску" :)

mpn.
mpn, вам привет от Эйфеля, Рато и Горлина ;)
http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...

kovs214
Вот это загрузили mpn :) Шас он над ответом неделю будет думать, и рисовать "доску" :)

Да загрузили по полной программе! Молодцы. Ну это мне нравиться, умение отвечать на сложные вопросы не каждому дано. (немножко нескромно ну да ладно).
1.Хочу попрощаться с Вами со всеми … . Узнал много нового! Уезжаю в отпуск на месяц, т.ч. с завтрашнего дня уже без меня.
2.График BLASIUS очень заинтересовал, спорить с таким графиком конечно очень трудно. Поэтому идея создания маленькой АДТ у меня появилась с новой силой. Думаю что без АДТ доказать что максимальная ПС будет на угле 45°, практически невозможно.
3.Лично хочу обратиться к armordillopx4. Не обижайтесь, но дам Вам один совет (может когда пригодится). Сокращенные формулы - это ближайший путь к идиотизму, т.к. в сокращенной формуле потерян весь смысл происходящего физического процесса.
Су - это коэффициент, который показывает во сколько раз практические показания с аэродинамических весов Fy(практ.), больше или меньше расчетного Fy(расч.) или Су = Fy(практ.) / Fy(расч.). Поэтому при каждом повороте крыла на новый градус Вы обязаны пересчитать Fy(расч.). Делить Показания Fy(практ.) все время на одно и тоже число – это ТУПИЗМ!!!!
Всем до свидания, счастья, успехов, и т.д.

Удачи. Стройте АТ. Работайте над собой.

mpn
Думаю что без АДТ доказать что максимальная ПС будет на угле 45°, практически невозможно.


Максимальная ПС плоской пластины на угле (по-памяти) около 4град. Парадокс?

Дались Вам пластины.

Тупики аэродинамической науки.

После открытия современных профилей все эти пластины, дужки, желобки,
их графики, таблицы и поляры остались в тупике научного развития
аэродинамики.
Единственное зерно извлеченное из этого тупика то, что и для тел
обтекаемой, каплеобразной формы, сопротивление которых в тридцать раз
меньше сопротивления пластины, при равном миделе, зависимость
аэродинамических сил оказалась пропорциональной квадрату скорости
потока. Квадратичная зависимость указывала на то, что силы
возникают за счет кинетической энергии потока.
Вот тут и вспомнили старика Бернулли... И впали во второй тупик
аэродинамической науки, когда полеты на околозвуковых скоростях
попытались описать при помощи его теории.

corsair75
Дались Вам пластины.


ПМСМ, к профилям переходить преждевременно.

"Паравоза уехала", как говорят казахи.
Авиационные профили – открытая тема для широкого круга узких специалистов
и узкого круга широких масс. )))
http://kipla.kai.ru/liter/Spra ...

PS.
На украинском авиационном форуме в теме: Обледенение...и самолет АТР-72 (катастрофа под Тюменью) нашел такую характеристику профиля NACA-4301x крыла АТР-72:

НО вот геометрия крыла, а значит и его аэродинамика остались прежними.

Это как посмотреть. Увеличение площади противообледенительного башмака приводит к смещению ледяного гребня на верхней поверхности крыла, вдоль хорды крыла, назад. Так что в условиях обледенения аэродинамические свойства крыла меняются.

По поводу самой геометрии крыла (его профиля) производитель темнит, но есть "подозрение" что и здесь не все просто как кажется. С другой стороны интересно мнение специалистов на счет профиля NACA-4301x:
"Возвращаясь к аэродинамическому профилю: в статье о которой я говорил (1995-96г.г.) было указано что на ATR-72 используется профиль NACA-4301x, поисковики в интернете выдают что на ATR-е стоит модифицированный профиль NACA-4301x. Может быть на первых моделях стоял NACA-4301x, а позже модифицировали. Если модифицировали профиль крыла в серии, то скорей всего эта модификация коснулась только передней части профиля (той что впереди переднего лонжерона), вряд ли трогали так называемый вингбокс (кессон образованны панелями крыла и передним и задним лонжеронами) - слишком дорого.
Теперь собственно к аэродинамике NACA-4301x. Скажем на примере NACA-43012
Особыми ламинарными свойствами не обладает так как по сути это симметричный профиль NACA-0012 (1930-1932гг) с отклоненным носком. Средняя линия профиля от 0 до 15% дуга, дальше прямая линия. В принципе почти тоже самое что NACA-23012 только кривизна профиля повыше.
Соответственно он дает немного больше подъемной силы, чуть больше момент и характер срыва жестче. Впрочем у NACA-23012 срывные характеристики считаются плохими.
По сравнению с более современным ламинарными профилями они имеют два преимущества:
1. большая подъемная сила. 2. Маленький момент.
Чем хорош маленький момент, так это меньше потери на балансировку (так что суммарное сопротивление самолета может оказаться соизмеримым с сопротивлением самолета с ламинарным профилем, а может даже и меньше), ну и нагрузки меньше.
Недостатком является внезапное развитие срыва и быстрое образование льда на передней кромке крыла. Быстрый рост льда ассоциируется с пиком разряжения возникающем в районе передней кромки профиля, приблизительно в районе 9% хорды (при умеренных углах атаки, на больших углах - ближе к передней кромке). Из-за того что поток ускоряется и падает давление происходит охлаждение, примерно как в трубке Вентури и карбюраторах.
У ламинарных профилей пик разряжения затянут назад (~40%) поэтому в носике крыла лед растет медленней."

Саныч, почувствуй разницу.

corsair75
опубликовано: 20.07.2017 03:58

Гораздо интереснее читать, чем бредятину от mpn.

corsair75
Саныч, почувствуй разницу.


Никогда по этой теме не спорил, т.к. такого же мнения. Спасибо за интересный пост.

Нет за что.)
Что в этом случае означало ваше:
"ПМСМ, к профилям переходить преждевременно.:?!

mpn
Думаю что без АДТ доказать что максимальная ПС будет на угле 45°, практически невозможно.

Стесняюсь спросить, - По каким результатам эксперимента с АДТ - ДА или НЕТ
будет пересмотрена теория возникновения ПС ?

Сorsair75 Старожил форума

«После открытия современных профилей все эти пластины, дужки, желобки,
их графики, таблицы и поляры остались в тупике научного развития
аэродинамики. Единственное зерно извлеченное из этого тупика то, что и для тел
обтекаемой, каплеобразной формы, сопротивление которых в ТРИДЦАТЬ раз
меньше сопротивления пластины, при равном МИДЕЛЕ, зависимость
аэродинамических сил оказалась пропорциональной квадрату скорости
потока. Квадратичная зависимость указывала на то, что силы возникают за счет кинетической энергии потока. (опубликовано: 14.07.2017 13:37)

Сначала отвечу на 2-й вопрос, для разминки:
Квадратичная зависимость указывает на то, что Ньютоновская формула динамической нагрузки от давления ветра, выведена на основании теории импульса.
P(импульс) = m * v (масса на скорость)
m = W * po (объем на массовую плотность)
W = v * S (скорость на площадь)
В теории импульса одной из сторон объема, в котором заключен воздушный поток является как раз скорость потока. Вот и получается:
P(импульс) = [m] * v = [(W) * po] * v = [(v * S) * po] * v = v * S * po * v = po * S * v² = F(сила)
Вот только зачем при переводе Импульса в Силу, Силу поделили на «два» и получилось:
F(сила) = ½ po * S * v² - лично я не знаю.

Теперь отвечу на 1-й вопрос, для того чтобы показать вам вашу малограмотность:

«У тел каплеобразной формы, сопротивление в ТРИДЦАТЬ раз меньше сопротивления пластины». ХА ХА ХА … 30раз.

Эту глупость Вы взяли вот из таких картинок из интернета и из «учебников» по аэродинамики.

https://otvet.imgsmail.ru/down ...




А лучше вот такую картинку возьмите:
http://3dtoday.ru/upload/main/ ... (в 278 раз ) и пишите:

«У тел каплеобразной формы, сопротивление в 278 раз меньше сопротивления пластины».
А ваш дружбанчик kovs214 (Старожил форума) , будет от счастья писать Вам: «Гораздо интереснее читать, чем бредятину от mpn.» (опубликовано: 20.07.2017 06:05)


Вам двоим все, что будет написано дальше лучше не читать, со стыда сгорите и спать не будите, а остальным поясню:

Во первых такие картинки рисуют полные невежды, а те кто верит таким картинкам просто себя не уважают как существа разумные.
Дело в том, что в аэродинамике существует одна интересная путаница и путаница эта состоит в том, что два совершенно разных коэффициента обозначили одним символом и почти одним названием, а именно:

Сх- Коэффициент лобового сопротивления
Сх- Коэффициент аэродинамического сопротивления (обтекания).

Если вы думаете, что это одно и тоже – то вы безграмотны причем точно так же, как и те кто Вам пишет «учебники» по аэродинамики.

Сх- Коэффициент лобового сопротивления – это поправочный коэффициент (подгонка задачи под ответ) из формулы при нахождении Силы Лобового Сопротивления (СЛС) например крыла:

Fх = F * sin(β) * 6 , где
F – Полная Аэродинамическая Сила (ПАС)
sin(β) – Угол между ПАС и Вертикалью.
Умножая ПАС на sin(β) мы получаем проекцию ПАС на ось Х или СЛС.

ПАС в свою очередь имеет формулу: F= ро * v²/2 * S * sin(α), где

sin(α) – Угол атаки (угол между вектором скорости потока и плоскостью пластины, а для крыла между хордой крыла.
S – это не площадь крыла как вас прозомбировали. Откройте любой учебник по физике (вместо тупых «учебников» по аэродинамики). Станьте поумней хоть чуть-чуть. В любом, абсолютно любом учебнике по физике написано:
Что S – это «Нормаль» площади предмета к набегающему потоку, т.е. – перпендикуляр. Поэтому выражение S * sin(α) – это и есть ничто иное, как пересчет площади крыла на нормаль к потоку или это фронтальная проекция площади крыла на ось Y или это еще кратко называют МИДЕЛЬ.
По большому счету для того чтобы найти СЛС к примеру самолеты в целом, нужно ф формулу подставлять не его площадь крыла (вид в плане), а его вид спереди (фронтальную площадь). Запомните это пока ****

Итак: Такой формулы, которую вам втирают в голову: F = ро * v²/2 * S нет
Есть формула, которую вывел Ньютон, а именно: F= ро * v²/2 * S * sin(α) !!!
Просто в инженерных расчетах (в частности строители) для нахождения наибольшей ПАС площадь, как правило, ставят в перпендикуляр к потоку, а sin(90°) = 1. Вот его и не показывают, но это не значит что его там нет!!!

Из всего выше сказанного пишу Вам (в 355 раз) полную формулу СЛС:

СЛС = Fx = ро * v²/2 * S * sin(α) * sin(β) * 6 , где 6 – это и есть «подгонка» задачи под правильный ответ. Это шестикратное увеличение слало явным, после того как в Лондоне была построена в 1871году аэродинамическая труба (почитайте историю развития аэродинамики). Дело в том что по Ньютоновской формуле расчет Силы(теория)получался почти в Шесть раз меньше чем показания на аэродинамических весах (практика). Поэтому многие авиаторы того времени обвинили Ньютона (задним числом) в том, что его теория динамической нагрузки от скоростного потока затормозила развитие авиации. Но это уже другая история, которая дала толчок более бредовой теории под названием: «Циркуляция потока вокруг крыла» в которую за основу был взят эффект Магнуса и уравнение Бернулли. Отцами – теоретиками данной глупости стали Ланчестер, Кутта и Жуковский. Правда современная аэродинамика умудряется про циркуляцию говорить отдельно, а уравнение Бернулли опять привязали к «плохой» формуле Ньютона и придумали ускорение потока над крылом, а для уравнения Бернулли придумали что воздух надо рассматривать как несжимаемую жидкость.
Но оставим в покое историю развития аэродинамики и вернемся к нашим формулам:


Ток вот, чтобы скрыть непонимание о многократном практическом увеличении ПАС по сравнению к расчетному, несколько параметров объединили в один, а именно:

( sin(α) * sin(β) * 6 ) объединили в Сх и получилось: Fх = ро * v²/2 * S * Сх
Вот эту формулу Вы теперь все и знаете, только не знаете, что находится у нее внутри.
И из-за этой вашей недоученности вы не понимаете, что Площадь крыла (S) надо умножить на sin(β) чтобы получить Мидель или другими словами фронтальную площадь (вид спереди).
Вы не понимаете что СЛС в 10 раз меньше подъемной силы, потому что фронтальная площадь самолета в 10 раз меньше площади самолета в плане (площади крыла). Тем самым аэродинамика лишила себя и вас понимания уменьшения СЛС в 10 раз по отношению к подъемной силе за счет проекций площадей. В настоящем виде Сх через S *sin(β) должен иметь значение = 0, 4. Вы даже близко не можете понять, что настоящие Сх и Су должны быть равны между собой, т.к. вначале надо найти ПАС и применить один единственный поправочный коэффициент к ПАС, который называется Коэффициент полного аэродинамического сопротивления (R), а уже потом вычислять Fy и Fx как проекции на соответствующие оси.
Но теперь благодаря вашим тупым отцам аэродинамики этот «косяк» компенсируется уменьшением коэффициента Сх в 10 раз, и Сх из 0, 4 превращается в 0, 04. А затем придумывается байка что и у капли Сх тоже равен = 0, 04. И идиоты писая кипятком начинают друг другу рассказывать сказки пуская слюни что капля и крыло – это примерно одно и тоже. И хочется задать вопрос: Люди а вы вообще в своем уме? Капля – это фигура вращения, а крыло - это кусок доски от скамейки – вы вообще что сравниваете? Вам в детском саду показали одинаковые сечения и сказали что это одно и тоже? А у вас свои мозги в голове есть?

Так вот у капли Сх = 0, 04 – это фейк и это не Сх- Коэффициент «лобового» сопротивления, а это: Сх- Коэффициент «аэродинамического» сопротивления (обтекания) и равен он 0, 4.

И чтобы не путать одно с другим, лучше написать так:
Сd = 0, 4 - Коэффициент аэродинамического обтекания капли.


Вот теперь поговорим о том, что такое Сd - Коэффициент аэродинамического обтекания.

На планете Земля вообще нет предметов и тел у которых Коэффициент аэродинамического обтекания (Сd) меньше 0, 25. Сейчас самые последние разработки в области гоночных автомобилей приблизились к коэффициенту 0, 26 (http://topruscar.ru/terms/koef ... и это скорей всего предел, так как воздух проходя через внутренние агрегаты связанные с работой двигателя тормозится быстрей чем воздух обтекающий автомобиль с боков. Двигатель самолета не исключение.

Коэффициент аэродинамического обтекания – это сравнительный коэффициент тел различной формы, но одинаковой МИДЕЛи (проекции площади находящейся к нормали (перпендикуляру) к набегающему потоку) по сравнению к плоской пластине «нулевой толщины».

Урок №1 в ясельной группе детсада «Красный мак».
1.Обдувают плоскую пластину «нулевой толщины» к примеру 1м2 стоящей под углом 90° к потоку и ее показания в 100кгс (к примеру) на аэродинамических весах принимают за 100% за ЕДИНИЦУ Cd = 1, 0. И теперь все остальные эксперементы сравнивают именно с этим показателем. Плоская пластина «нулевой толщины» является – БАЗОЙ (отправной точкой).
2.Затем делают ей утолщение, появляется сила трения о боковые поверхности и аэродинамические весы показывают 120кгс (к примеру) Cd = 1, 2.
3.Затем берут полусферу площадь должна быть тоже 1м2 по МИДЕЛи выпуклой стороной к потоку, аэродинамические весы показывают 50кгс (к примеру) Cd = 0, 5.
4.Переворачивают полусферу выпуклой стороной от потока, аэродинамические весы показывают 60кгс (к примеру) Cd = 0, 6
5.Соединяют две полусферы, получился шар, аэродинамические весы показывают 55кгс (среднее арифметическое) Cd = 0, 55
6.Берем полусферу из (4-го) опыта и растягиваем ее назад, аэродинамические весы показывают 45кгс, Cd = 0, 40
7.Теперь соединяем полусферу (3) с Cd = 0, 50 и полусферу (6) Cd = 0, 40 и получаем КАПЛЮ. Среднее арифметическое Cd капли = 0, 45. Я даже соглашусь на Cd капли = 0, 4.
Но Cd капли = 0, 04 – вы в своем уме???
Это то бы означало, что аэродинамические весы должны показать 4 кгс с площадью по МИДЕЛи 1м2 у капли, а у плоской пластины с этой же площадью 100кгс. Это с какого такого бодуна нагрузка на каплю уменьшилась в 25 раз? Думайте своей головой хоть иногда…… очень помогает! Или в вашем мозгу вырисовывается капля из под водопроводного крана….. проснитесь у вас в руках капля с площадью 1м2 (ОДИН КВАДРАТНЫЙ МЕТР).

Да и еще возьмите каплю в 1м2 и крыло в 1м2 по МИДЕЛи (вид крыла спереди) и постарайтесь найти человека, который вам поверит, что это одинаковые геометрические фигуры. Порисуйте их сечения для наглядности и лучше всего это сделать в авиационном училище, там подходящей контингент. Полная отморозка 16летних голов посредством аэродинамики и большое желание летать, накладывают свой положительный отпечаток для втирания бредовых идей в неокрепшие головы.


Подытожим: Коэффициент аэродинамического обтекания

У плоской пластины имеющей толщину – Сd = 1, 2
У плоской пластины «нулевой толщины» – Сd = 1, 0
Самолет – Сd = 0, 8
Планер - Сd = 0, 7
Крыло – Сd = 0, 6
Шар – Сd = 0, 55
Капля – Сd = 0, 45
Гоночный автомобиль - Сх = 0, 30

Так что передайте отцам-аэродинамики что:
«У тел каплеобразной формы (типо крыло), сопротивление в 1, 6 раза меньше сопротивления пластины», а именно 1, 0 / 0, 6 = 1, 6666666.

А плоская пластина с утолщением и Сd = 1, 2 – это вообще-то прямоугольная призма и похожа она на плоскую пластину точно так же как слон на мышь.

A Коэффициент лобового сопротивления Сх = 0, 04 из формулы Силы Лобового сопротивления
Не имеет никакого отношения к
Коэффициенту аэродинамического обтекания Сd = 0, 45 у капли и Сd = 0, 60 у крыла.


P.S.
Думаете на этом все, а вот и не угадали. Если среди читателей этого «БРЕДА» (с точки зрения «науки аэродинамики») есть хоть один человек скажем так – внимательный. То он должен заметить, что мы сравнили несравнимые вещи. Мы сравнили лежащее в горизонте крыло под углом атаки к примеру 0° с Сd = 0, 60 и вертикально стоящий лист фанеры под углом атаки 90° с Сd = 1, 0.
А что имел ввиду наш общий друг и учитель corsair75, когда делал заявление о том, что
«У тел каплеобразной формы (типо крыло), сопротивление в 30 раза меньше сопротивления пластины», а именно 1, 2 / 0, 04 = 30раз.

Он имел ввиду, что если вместо крыла поставить лист фанеры, то лист фанеры окажет сопротивление в 30 раз больше чем крыло, намекая на то что «крыло это наше все», а лист фанеры – это полный отстой, цитирую : «остаток в тупике научного развития».

А разве можно сравнивать предметы под разными углами атаки? Лично я думаю что нет!
Поэтому и крыло и плоскую пластину надо положить под одним углом атаки (как на самолете), к примеру под 6°. И в результате сопротивление листа фанеры станет меньше, т.к. его площадь на фронтальную проекцию засчет тонкой толщины будет меньше чем у крыла. Именно с этой целью на реактивных самолетах толщина крыла, гораздо меньше чем у поршневых. Нашему другу и учителю это не знать!

Запомните ребята, что бедующее авиации за тонкими крыльями, но только после того как люди научаться их делать!!!

http://topruscar.ru/terms/koef ...

Забористо...

Осень ...

Не то слово....

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

Шар – Сd = 0, 55 
/////////
На Сd огромное влияние оказывает Re.
У гладкой сферы на Рейнольдсе порядка 500 000 Cd 0, 1

http://www.google.de/search?q= ...

Вы плоской земле заодно не сторонник, очень уж аргументация схожа.

neustaf: "Вы плоской земле заодно не сторонник, очень уж аргументация схожа."

Нет не сторонник. Но у меня ощущения отличаются от ваших с точностью до наоборот.
Ведь это Вы (аэродинамисты) - являетесь адептами аэродинамики, причем воинствующими.
Ведь это вы верите в то, что скорость над крылом возрастает.
В то что Капля и Крыло - это одно и тоже и что у них Сd = 0, 04.
В то что воздух надо рассматривать как несжимаемую жидкость ну и так далее.....
Поэтому это Вы для меня: "Сторонники плоской земли, очень уж аргументация схожа, и полное нежелании читать Физику."

А можете мне ответить на один вопрос? Почему на высоте 5км атмосферное давление уже в двое меньше, чем на уровни моря (предположим что температура не изменяется)?

вы на ссылку про тависимость С сферы гладкой сферы от числа Рейнольдса (данные фактические по эксперименту) прочли или предпочитаете в собственной темноте оставатся?

А можете мне ответить на один вопрос? Почему на высоте 5км атмосферное давление уже в двое меньше, чем на уровни моря (предположим что температура не изменяется)?

Магия))

Спор не имеет смысла... Вполне вероятен вариант, что Вы пытаетесь общаться не с человеком, а с ИИ наподобие того, который недавно собирался уничтожить человечество)))

Да какой спор, вы что , пытаюсь выяснить все лишь степень его невежества,

Не думаю, что это ИИ. ИИ обычно умней)

так как он компилирует уже кем то написанные фразы, а здесь самопридуманное от души, от сердца человек пишет, но без вмешательства разума.

Почитал интервью Богдана, как-то он странно оперирует терминами тангаж, угол атаки и т.д. Там у него в большом отрывке про пилотаж на Су-35. Или все ок?

http://tass.ru/opinions/interv ...

так если крутят такой пилотаж, какие проблемы, на самолетах с УВП и просто в воздухе повисали,

Да, все норм, я невнимательно прочитал в первый раз. У меня бы наверно мозги вылетели от такого пилотажа, будь я в кабине )

neustaf: "вы на ссылку про тависимость С сферы гладкой сферы от числа Рейнольдса (данные фактические по эксперименту) прочли или предпочитаете в собственной темноте оставатся?"
Ранее: "На Сd огромное влияние оказывает Re. У гладкой сферы на Рейнольдсе порядка 500 000 Cd 0, 1"



Я так понял, что по вашей ссылке вы мне предлагаете перечитать весь GOOGLE про число Рейнольдса на английском языке. Не слишком ли вы много о себе думаете?

То что есть научные исследования, которые говорят о том, что от числа Рейнольдса зависит Сd
никто не спорит - Зависит. И пусть зависит, как говорится на здоровье. Вопрос в том чему конкретно равен Сd шара (круглой сферы). Практически во всех лабораторных работах и статьях, которые видел лично я Сd шара (круглой сферы) лежит в диапазоне от 0, 4 до 0, 58.
Лично мне больше нравится Сd шара = 0, 55. Вы же заявляете Сd шара = 0, 10.
Вот и докажите! А заявлять дежурную фразу, что мол от числа Рейнольдса зависит Сd – это любому дураки известно.


Я почитал вот такую работу: http://hydromech.org.ua/conten ...

Обратите внимание на рис.4 на стр.58. На нем показана зависимость Сх (наше Сd) от Re в диапазоне Сd = 0, 7…2, 7. Приведите источник ваших знаний, где наглядно есть и виден диапазон Сd от 0, 1.

Обратите внимание на рис.4, на нем показана зависимость Re от Сd в диапазоне Re = 0, 0…200. О каких Re = 500 000 вы тут рассуждаете. Если вам просто поболтать хочется про число Рейнольдса, то без меня. А лично мне было бы интересно узнать:
Чему равно число Рейнольдса потока воздуха в аэродинамической трубе диаметром 2метра и скоростью потока 50м/сек при температуре окружающей среды +20С°.

Предоставьте пример расчета с циферками и единицами измерения, сделайте так чтобы у вас получилось Re = 500 000 и предоставьте график. Где будет видно, что Сd шара = 0, 10 при Re = 500 000. Покажите так сказать свой ум в полной красе, просветите темных!
Да только динамическую вязкость воздуха с водой не перепутайте. И не перепутайте ее с кинематической вязкостью. И вот еще - я надеюсь что с вашей помощью понять: в каких единицах эту хрень надо брать (в Паскалях или в Ньютонах)?

Чему равно число Рейнольдса потока воздуха в аэродинамической трубе диаметром 2метра и скоростью потока 50м/сек при температуре окружающей среды +20С°.

На вскидку сходу Re = 50*2/1.5e-05 = 6.6667e+06

mpn
О каких Re = 500 000 вы тут рассуждаете.


это не я рассуждаю, так же как и в случае с полярами от Бетца и прочих это результаты эксперементов именно так все происходит в нашем мире, если вы ни в курсе что такое число Рейнольдса, звиняте помочь вам мне нечем.

mpn
в каких единицах эту хрень надо брать (в Паскалях или в Ньютонах)?

///////
лично для вас в каких угодно, вы же тут из себя такого Гения аэродинамики изображали, откуда у Гения такие децкие вопросы?

Предоставьте пример расчета с циферками и единицами измерения, сделайте так чтобы у вас получилось Re = 500 000 и предоставьте график. Где будет видно, что Сd шара = 0, 10 при Re = 500 000.
====
измерено сотни раз по всему миру. Вот наиболее часто цитируемые графики, построенные Шлихтингом лет 70 назад по тогдашним экспериментам.

http://d2vlcm61l7u1fs.cloudfro ...

http://www.nettally.com/jcarr/ ...

при Re=5е+5 Сх меньше 0.1. Если Рейнольдс повышать дальше, то Сх возрастает, но у гладкой сферы даже при 1е+7 до 0.5 не доходит.


Чему равно число Рейнольдса потока воздуха в аэродинамической трубе диаметром 2метра и скоростью потока 50м/сек при температуре окружающей среды +20С°.
====
нельзя так поставить вопрос. Число Рейнольдса это

характерный размер тела*скорость/кинематическая вязкость

хотите знать Рейнольдс - задайте размер тела. Двухметровую сферу можно воткнуть только в несколько (около 10) труб во всем мире. Шибко велика. В двухметровой трубе уже полметровую сферу надо дуть с поправками на влияние стенок или границ струи.

Цитирую BLASIUS: « Чему равно число Рейнольдса потока воздуха в аэродинамической трубе диаметром 2метра и скоростью потока 50м/сек при температуре окружающей среды +20С°.

нельзя так поставить вопрос. Число Рейнольдса это характерный размер тела * скорость / кинематическая вязкость
Ну во первых спасибо что откликнулись, а то и поговорить нескем."


Насколько я читал статьи про число Рейнольдса то это:

Гидравлический диаметр * скорость / кинематическая вязкость или
Гидравлический диаметр * скорость * плотность / динамическая вязкость

Для круглых гладких труб Гидравлический диаметр равен диаметру трубы, по которой бежит поток воздуха.

Вот я и задаю вопрос: «Чему равно число Рейнольдса потока воздуха в аэродинамической трубе диаметром 2 метра и скоростью потока 50м/сек при температуре окружающей среды +20С°.
Поясню: от температуры воздуха зависит кинематическая вязкость или динамическая вязкость.
В трубе 2 метра, я хочу обдуть шар диаметром 40см (именно с целью убора «влияние стенок или границ струи» я шар диаметром 40см хочу разместить в трубе диаметром 2 метра)
Вот и получается:

Re = 1.23кг/м³ * 50м/сек * 2метра / динамическую вязкость = 500 000 (по neustaf)

Вопрос 1: Чему равна динамическая вязкость воздуха при +20С° и в каких ед.измерения?
Вопрос 2: Что по вашему мнению я написал не так?
Вопрос 3: А Вы уверены, что Гидравлический диаметр – это «характерный размер тела»?, если да, то дайте ссылку почитать.

Вы для чего считаете число Reе? Для трубы или для шара? Для трубы, я уже написал сколько будет. Около 7, 000, 000.0.

Для шара будет 50*0.4/1.5e-05 = 1.33е+6

Кинематическая вязкостъ воздуха при 20С = 1.5е-5 м2/с

Вопрос 3: А Вы уверены, что Гидравлический диаметр – это «характерный размер тела»?,

Для течения в трубе, да.


если да, то дайте ссылку почитать.
-----
Да запрасто: For a pipe or duct the characteristic length is the hydraulic diameter.

https://www.engineeringtoolbox ...

для armordillopx4
http://s019.radikal.ru/i634/17 ...
Здесь утверждается что поток для нахождения Сх должен быть ламинарным (быть близким к реальности)
Как это согласуется с вашим Re = 7 000 000.
Как известно ламинарность заканчивается на Re = 2 100 - 2 300.

Чтобы не быть голословным:
http://i013.radikal.ru/1711/91 ...
Так что?
Мы не сможем построить аэродинамическую трубу для нахождения Сx шара или плоской пластины с обдуванием их ламинарным потоком, как того требуют условия эксперимента.