Рассуждения о природе подъемной силы крыла
Специально для вас еще раз, чтобы вам в ваших спорах было попроще общаться с малограмотными и плохо образованными.
А что такое "купола мая"?
"Почти уверен" -- не описались, -- очевидно, слово пропустили.
Я , ведь правильно понимаю, что правильно будет: У мракобесов учились АЗАМ мракобесной науки и им же сдавали экзамены по мракобесной науке?
Не торопитесь! Вы запутали сами себя.
Во первых: прекращайте разговоры про КПД - это не по теме и вообще уход в сторону (жаль что вы этого не поняли).
Второе: Аэродинамическое качество крыла (К) и Коэффициент планирования ЛА (Кпл.) - это совершенно разные вещи!
Это в современной теоретической аэродинамике это одно и тоже. Они засранцы.
А у нас, у умных тролей - это разные вещи.
Аэродинамическое качество крыла (К) - это отношение Fy/Fx или Сy/Сx . . . . . . у Ан-2 К=10
Коэффициент планирования ЛА (Кпл.) - это отношение "скорости по горизонту" к "скорости снижения" в штиль и без термиков и динамиков и без запаса скорости . . . . . . у Ан-2 Кпл.=6
У самых лучших планеров К = 13, а Кпл. = 36.
Вопрос
mpn
как образуется подъемная сила при нулевом угле атаки крыла, если в вашем примере с пластиной она не образуется?
не осилили? в вашу концепцию импульсный теории крыла такие профили не входят?
а лопасть винта при нулевом угле атаки тягу создает? что там в импульсной теории винта по этому поводу сказано?
Хороший вопрос! Спасибо!
По Ньютоновской теории масса воздуха, которую считают в импульс - это воздух, который набегает на крыло.
В расчете участвует скорость потока, который летит на крыло спереди.
Это так у Ньютона, у умных и я там.
Дураки же берут воздух который отлетает от крыла вниз и скорость потока берут уже почему то в 10 раз меньше.
Кто так дураков (засранцев) научил делать, я не знаю. Но наверно те же кого поток над крылом ускоряется и ПС перпендикулярна вектору скорости ЛА.
Кстати термин "Скос потока" - это из этой помойки.
казак
Строю трансформер
- Откуда
- г.Волгоград
Да , статическое .. Скорость распространения такого давления = скорости звука .. Ничего , потому что приведена формула давления динамического , скоростной напор .. Сумма этих двух давлений составляет полное .. Суть воздействия динамического давления на общее состоим в притеснении молекул в единице объёма , т.е. увеличение их концентрации ..Понятия плотность и давление есть величины прямо-пропорцианальные.. Теперь внесу своё ИМХО про скорость .. При наезде крыла на стоячий воздух , на носке профиля образуется область уплотнения воздуха , так называемый носовой мешок уплотнения .. Над задней верхней частью профиля происходит растяжение материи воздуха -уменьшение концентрации молекул , а значит плотности (давления) ..Именно разница давлений , получившаяся при обтекании профиля на носке и в конце профиля является стимулом к увеличению скорости обтекания профиля сверху , а не
, как пишет mpn в #4.166 Им , молекулам , разделённым на носике , не обязательно встречаться на ЗК из чувства долга (по закону неразрывности , как трактует примитивная классическая сказка , поэтому за ЗК всегда наблюдается вихревое стекание воздуха с профиля ..
Речь идет о несимметричном профиле?ДА?
Ну отрицательные УА там совсем масюсенькие -1...-2°
На крыле не создается ПС, ее нет и это не сила.
На крыле создается сила (R). А ПС это проекция от этой силы на вертикаль. Проекция это не сила - это проекция.
Сила (R) на нулевом УА у несимметричного профиля создается потому, что разрежение воздуха над крылом больше, чем разрежение воздуха под крылом.
- - - - - - -
НО! Но надо знать, что петь оды нулевому УА глупо, потому как самолет на нулевом УА летать не может.
ПС на нулевом УА в 10 раз меньше потребной.
Поясните, что есть что?
Тут как бы все брешут кроме меня, держитесь ко мне поближе....
Пост 4192
Сами поняли что написали?
Если у вас над крылом уже произошло снижение давления, то зачем вам увеличение скорости потока?
А снижение давления над крылом из-за чего произошло?
ПС на Нулевом УА образуется только у несимметричного профиля.