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