Подъемная сила - откуда?
Давно мучает вопрос: откуда берется подъемная сила у симметричного профиля(любой формы)?
Ведь путь обтекания потока одинаков и сверху и снизу, и соотвественно скорости равны и разници давления нет, следовательно подъемной силы нет.
У разновыпуклых все предельно ясно - сверху скорость выше->давление ниже->подъемная сила вверх.
Объясните дяди корифеи, в чем соль? На пальцах или в картинках объясните плз!
В этой статье есть www.efly.ru/articles/jak55.php
В этой статье есть www.efly.ru/articles/jak55.php
В указанной статье ничего такого не обнаружилось.
Но идея в том, что при положительном угле атаки точка разделения потоков наверх и вниз смещается от передней кромки крыла на нижнюю поверхность.
Посмотрите статьи В. Василькова на этом сайте, наверно там это есть.
Ну вы даете! 😃
Угол положительный - набегающий поток к низу скашивает (воздуху придается вертикальная скорость ВНИЗ). Ну и по закону тов. Ньютона (сила действия равна силе противодействия) - получаем подьемную силу ВВЕРХ.
Мы крылом воздух к низу толкнули, а воздух в отместку - наше крыло к верху толкает 😒
В указанной статье ничего такого не обнаружилось.
Но идея в том, что при положительном угле атаки точка разделения потоков наверх и вниз смещается от передней кромки крыла на нижнюю поверхность.
Посмотрите статьи В. Василькова на этом сайте, наверно там это есть.
8-я строчка сверху
Ну вы даете! 😃
Угол положительный - набегающий поток к низу скашивает (воздуху придается вертикальная скорость ВНИЗ). Ну и по закону тов. Ньютона (сила действия равна силе противодействия) - получаем подьемную силу ВВЕРХ.
Мы крылом воздух к низу толкнули, а воздух в отместку - наше крыло к верху толкает 😒
Во-во. Еще неплохо бы выложить формулку вычисления этой самой под’ёмной силы - по
тов. Ньютону (а не Жуковскому). Слабо?
надо поднять чтоли лекции по аэродинамике…
и при нулевом угле атаки будет подъемная сила.
вопрос в характере распределения давления по профилю крыла.
есть такой коэффициент давления р, равный отношению разницы статического давления и давления торможения к скоростному напору. в точке полного торможения этот коэффициент равен 1. при нулевом угле атаки и симметричном профиле ТПТ находится не в носке профиля. а вблизи носика на НИЖНЕЙ поверхности профиля. это оч ощутимый вклад. т.к. во всех остальных точках этот коэф меньше 1.
надо поднять чтоли лекции по аэродинамике…
и при нулевом угле атаки будет подъемная сила.
Ага, почти ровно на разницу атмосферного на каждой поверхности умноженного на площадь крыла… 😃
Экран не рассматриваем.
Тут самое главное не перепутать верх с низом и сильнее кидать модель .
Ежик птица гордая пока не пнёшь не полетит . 😃
Во-во. Еще неплохо бы выложить формулку вычисления этой самой под’ёмной силы - по
тов. Ньютону (а не Жуковскому). Слабо?
Не слабо. Считал уже. Тут главное определить массу и скорость отбрасывания воздуха. Реально, получал результат с погрешностью около 15%. (Можете меня побить, я все свои модели по своим левым формулам считал 😈 😈 😈 вроде летают, причем так, как предсказывалось\хотелось). Мы в авиационных институтах не учились 😜
------------------
Все вру!
Знаетие, как возникает подьемная сила у симметричного профиля??? Его за счет трения о воздух электризует, тем же знаком, что и земля - и оно за счет действия кулоновских сил отталкивания летит 😅
К нам в контору заходил Войцех Олег. Часа на 2-3 работа замерла. Человек фанат щелевых крыльев, полипланов и эжектолетов. Загрузил по самые не балуй 😃 причем с аргументами. Если коротко, то никто кроме него не знает, откуда берется подъемная сила.
Скинул свой старые статьи на комп. Пробуем въехать.
А так, с его слов, щелевое крыло по продувкам в маевской трубе давало дикую подъемную силу (трижды перемеряли, т.к. никто не мог поверить) и не срывалось до углов за 45 градусов. Не помню точно сколько. Причем модель для продувки делал человек, который у нас работает.
Так что есть ли жизнь на марсе…
То, что подьемная сила зверская - фигня! Вон, у биплана тоже подьемная сила зверская, а скорость и качество - низкие. Ибо вместе со зверской подъемной силой у него еще и зверское лобовое 😛
Иначе бы давно фсе салометы на щелевых крыльях летали, да еще при этом и бипланами были бы одновременно 😁
есть такой коэффициент давления р, равный отношению разницы статического давления и давления торможения к скоростному напору. в точке полного торможения этот коэффициент равен 1. при нулевом угле атаки и симметричном профиле ТПТ находится не в носке профиля. а вблизи носика на НИЖНЕЙ поверхности профиля. это оч ощутимый вклад. т.к. во всех остальных точках этот коэф меньше 1.
А можно это где-то в картинках увидеть? Ну схема обтекания со стрелочками и где эти точки на профиле?
ЗЫ: в связи с невыездной болезнью мне доступен только интернет. Вобщем ссылочки приветствуются! 😃
То, что подьемная сила зверская - фигня! Вон, у биплана тоже подьемная сила зверская, а скорость и качество - низкие. Ибо вместе со зверской подъемной силой у него еще и зверское лобовое 😛
Иначе бы давно фсе салометы на щелевых крыльях летали, да еще при этом и бипланами были бы одновременно 😁
Идея полипланов не умерла, а вполне здравствует
physics03.narod.ru/Interes/Doclad/rkril.htm
А крыло поднимает потому, что скорость циркулирует
😒
Эта… блин, сколько лет летаю, а ни разу подъёмной силы на крыле не видел…
Чесслово! 😂
Все просто. У не симметричного профиля кривезна верхней кромкипрофиля больше следовательно набегающему потоку нужна бОльшая скорость чтоб долететь до задней кромки профиля. По-этоиу симметричному профилю нужно придать положительный угол атаки по отношению к набегающему потоку чтоб кривезна вехней кромки профиля стала больше нижней по отношению к потоку. Вот и все.
V1>V2
Все просто. У не симметричного профиля кривезна верхней кромкипрофиля больше следовательно набегающему потоку нужна бОльшая скорость чтоб долететь до задней кромки профиля. По-этоиу симметричному профилю нужно придать положительный угол атаки по отношению к набегающему потоку чтоб кривезна вехней кромки профиля стала больше нижней по отношению к потоку. Вот и все.
V1>V2
не так. с уменьшением плошади проходного сечения скорость протекающей среды увеличивается, а вот давление уменьшается. отсюда из-за разной кривизны возникает разность давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. снизу давление больше. а вот про симметричный профиль и угол атаки ты придумываешь. честное слово. возьми тонкую пластину и наклони по отношению к набегающему потоку. ты не в сверхзвуке, а давление на пластину твою достаточно ощутимое.
кстати, по твоей картинке судя частица проходит одинаковое расстояние, что на нижней, что на верхней поверхности. картина обтекания совсем не такая при угле атаки
Эта… блин, сколько лет летаю, а ни разу подъёмной силы на крыле не видел…
Чесслово! 😂
- А что, у самолета и крылья есть? 😃
А можно это где-то в картинках увидеть? Ну схема обтекания со стрелочками и где эти точки на профиле?
ЗЫ: в связи с невыездной болезнью мне доступен только интернет. Вобщем ссылочки приветствуются! 😃
Если почитать то:
www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile
А если просто потрепаться, - то читать не надо.
не так. с уменьшением плошади проходного сечения скорость протекающей среды увеличивается, а вот давление уменьшается. отсюда из-за разной кривизны возникает разность давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. снизу давление больше. а вот про симметричный профиль и угол атаки ты придумываешь. честное слово. возьми тонкую пластину и наклони по отношению к набегающему потоку. ты не в сверхзвуке, а давление на пластину твою достаточно ощутимое.
кстати, по твоей картинке судя частица проходит одинаковое расстояние, что на нижней, что на верхней поверхности. картина обтекания совсем не такая при угле атаки
мое дело высказаться, а там… кто как хочет так и понимает. Обтекание плоской пластинки это другая тема.
Цитата из книги “аэродинамика летательных аппаратов” Рассматривается профиль с отрицательным углом атаки. У меня на картинке положительный.
“При отрицательных углах атаки струйки, обтекающие сечение, наиболее сильно поджимаются к нижней поверхности, поэтому скорости обтекания этой поверхности больше, а давление на ней меньше, чем на верхней поверхности. Подъемная сила в этом случае отрицательна, т.е. направлена в сторону нижней поверхности. С уменьшением отрицательных углов атаки разрежение на нижней поверхности уменьшается, а на верхней увеличивается. Переход к положительным углам атаки приводит к увеличению разрежения на верхней поверхности и повышению давления (торможению потока) на нижней поверхности крыла”
Думаю, вопросы должны отпасть. 😁
Не слабо. Считал уже. Тут главное определить массу и скорость отбрасывания воздуха. Реально, получал результат с погрешностью около 15%
И всё же хотелось-бы увидеть формулку. (Прозьба не расценивать как “наезд”, просто сам тоже пытался просчитывать разными методами, мож у Вас чё-нть интереснее).
2 amb2000:
Формулу сейчас точно не скажу, но выводилась так:
Есть крыло с известным размахом и хордой. А так-же улом атаки и скоростью.
Множу хорду на синус угла атаки и на размах - получаю ту площадь, через которую набегает встречный воздух. Множу на скорость - получаю объем воздуха в единицу времени.
Множу объем на плотность - получаю массу воздуха. Делю скорость крыла на косинус угла атаки, множу на синус угла атаки - получаю значение верикальной скорости, которая сообщается воздуху.
Множу массу воздуха на его скорость - получаю импульс. Импульс численно равен подьемной силе в Ньютонах.
Результат вычислений получается вполне адекватным, хотя погрешность, конечно, есть. Какая-то.
, хотя погрешность, конечно, есть. Какая-то.
Не более 70%. 😃
Смех сквозь слезы…
Мужики, вы чего!!!???
О чем спор 😃
И объяснять тут нечего! При НУЛЕВОМ УГЛЕ АТАКИ у любого симметричного профиля Су=0,000
Посмотрите поляры профилей (на всякий случай, и несиметричных, тоже) и все встанет на свои места.
Смех сквозь слезы…
Мужики, вы чего!!!???
О чем спор 😃
И объяснять тут нечего! При НУЛЕВОМ УГЛЕ АТАКИ у любого симметричного профиля Су=0,000
Посмотрите поляры профилей (на всякий случай, и несиметричных, тоже) и все встанет на свои места.
ага
признаю свою ошибку:)