Предлагаю две мои статьи на эту тему:



Подъёмная сила.

Ламинарное обтекание крыла описывается законами механики СПЛОШНЫХ СРЕД! Эти законы выражают свойство сохранения массы, энергии и импульса для каждого единичного объема газа в элементарной струйке установившегося потока. Применение законов сохранения к отдельным "частицам" (молекулам), в этом случае, представляется ошибочным.

Вязкость воздуха настолько усложняет форму потока, что теоретически рассчитать полную аэродинамическую силу крыла почти невозможно. Примеров вычисления её по "циркуляции" Н.Е. Жуковского или "импульсным методом" история не припоминает. Поэтому, ее находят опытным путем, измеряя в аэродинамических трубах с помощью аэродинамических весов, а её возникновение чаще всего объясняют с помощью
уравнения Бернулли. Иногда уравнение Бернулли называют законом, забывая о том, что оно само базируется на всеобщем Законе сохранения энергии (ЗСЭ).

Согласно широко известной эмпирической формуле дозвукового обтекания крыла:
Y = Cy*q*S подъемная сила зависит от площади крыла (S), кинетической энергии набегающего потока (q) и угла атаки (УГ) крыла. УА задает коэффициент пропорциональности этой зависимости через коэффициент подъемной силы крыла (Cy), который является функцией этого угла: Су = f(УА)

Приверженцы доминирующей сегодня "теории" Бернулли заявляют, что единичный объем идеального несжимаемого потока воздуха обтекая верхний контур профиля крыла ускоряется и создает разряжение воздуха, другими словами - подъемную силу, забывая при этом упомянуть "уравнение неразрывности", вернее следствие из него базирующегося на всемирном Законе сохранения материи (ЗСМ): "Скорость движения воздуха в струе, обратно пропорциональна площади её поперечного сечения."

F1*V1 = F2*V2 = const.

Следствие же из уравнения Бернулли формулируется так: "Сумма кинетической и потенциальной энергии единицы объема для несжимаемого идеального установившегося потока воздуха есть величина постоянная в любом сечении струи."

P стат. + q = const. где: q = 1/2*p*V*V

/Опубликовано: 14 января 2013 г./

2. СКОРОСТНОЙ НАПОР

В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета.

Y = G

Во всех учебниках Практической аэродинамики вы найдете формулу подъёмной силы самолета:

Y = 1/2Cy*p* V2*S

где:
Сy — коэфициент подъемной силы
р — плотность воздуха
V — скорость набегающего потока
S — площадь крыла

Иногда встречается и такая формула:

Y = Cy q S

где q — скоростной напор: q = ½ ρ V2

Из курса физики мы помним формулу кинетической энергии движущегося тела:

Е кин. = ½ m V2

где m — масса тела

А что такое плотность? Это как раз и есть масса — масса одного кубического метра воздуха!

Следовательно скоростной напор — это ни что иное как кинетическая энергия единичного
объема воздуха!

Выходит, что крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу. Но каким образом и насколько эффективно?

Каким образом — пусть вам объясняют приверженцы различных теорий — от уравнения Бернулли и до «скоса потока», А ВОТ НАСКОЛЬКО ЭФФЕКТИВНО — ПОПРОБУЕМ РАЗОБРАТЬСЯ САМИ.

И так, мы имеем: Y = Cy q S Очевидно,что «собака зарыта» в коэффициенте подъемной силы!
Казалось бы — ничего сложного: скоростной напор подсчитать не трудно. Величину подъемной силы определим продувкой крыла в аэродинамической трубе.
Площадь крыла величина постоянная. Получается уравнение с одним неизвестным:

Cy = Y/qS

Да, с одним неизвестным, но … при постоянном угле атаки. Вот и приплыли! Оказывается «собака зарыта» совсем в другом месте — коэффициент подъемной силы есть функция угла атаки (УА): Cy= f (УА)

С другой стороны и не плохо — мы узнали «прародителей» подъемной силы — СКОРОСТНОЙ НАПОР и УГОЛ АТАКИ!

Примечание.
Угол атаки крыла — это угол между вектором набегающего потока воздуха и хордой крыла. В прямолинейном полете угол атаки можно измерять от линии траектории полета. В случае криволинейного движения — от касательной к траектории в заданной точке.

А теперь засучим рукава и начнем все сначала:
- устанавливаем угол атаки крыла
- запускаем аэродинамическую трубу
- замеряем подъемную силу
- вычисляем Су…
устанавливаем… замеряем… вычисляем… и т.д. Результаты сводим в таблицу и рисуем график зависимости Су от угла атаки.

По такому же алгоритму определяется зависимость Сх от угла атаки…
откуда рукой подать до Поляры крыла.

http://i053.radikal.ru/1608/1b ...
http://s016.radikal.ru/i336/16 ...

/Aleksej Dzygalo/

... а в чём тут ересь?
------------------
Оппонент:
в том , что q это роV2 пополам, а не мV2 пополам,
опубликовано: 11.08.2016 13:04
===============================

ИМХО:
Неужели так тяжело понять, что Если в формулу кинетической энергии потока встречного воздуха:

Е кин. = 1/2*m*V2

вместо массы подставить массовую плотность Ро, то получим известную формулу скоростного напора: q = 1/2*Ро*V2. Физический смысл которой заключается в том, что скоростной напор есть кинетическая энергия единичного объема потока.

Справка.
В Международной системе единиц СИ единичным объемом является 1 метр кубический, а массовой плотностью (Ро): масса вещества содержащаяся в 1 метре кубическом.

corsair75, Вы писали: "Любое движущееся тело, будь оно твердое, жидкое или газообразное, обладает кинетической энергией". Наверное, оппонент Вам указывает на то, что воздушная среда в общем случае не движется, а поэтому кинетической энергией не обладает.

любитель авиации, это называется принцип обращения движения и ничего особенного в этом нет.

Заметки Корсара хорошие.

Спасибо за вопрос.
Принцип относительности движения Галилея позволяет нам
применить его в аэродинамических трубах как Принцип
обратимости движения.
https://otvet.mail.ru/question ...

BLASIUS | забанить ответить


любитель авиации, это называется принцип обращения движения и ничего особенного в этом нет.

Заметки Корсара хорошие.
==================================
Спасибо!

BLASIUS ответить
...Заметки Корсара хорошие.
--------------
Соглашусь.

PS.

для любитель авиации:

"При взаимодействии твердого тела с потоком воздуха неважно, движется ли тело в неподвижном воздухе или неподвижное тело обтекается движущимся воздушным потоком. Возникающие силы взаимодействия будут одинаковы. Но, с точки зрения удобства изучения этих сил, проще иметь дело со вторым случаем."
http://deltaplan.kz/content/14 ...

Оппонент:
опять ложь, не всего же потока, а по мнению первооткрывателя 1м3 потока,
если взять весь, то размерность будет совсем не та...
=======================================

Вижу прогресс - от единичного объема Вы оте@цепились. Весь объем интересует
водопроводчиков, а нам достаточно Су по углу атаки. Но Вам этого не понять,
пока не осилите Классическую Механику Ньютона. Успехов!

Таймень:
Как известно, что воздух, обладает и вязкостью и сжимаемостью и инертностью. Особенно на эти свойства воздуха, влияет скорость, от которой и все вытекающие. Изменение скорости, всегда влечет за собой изменение плотности.
Количественная связь, между изменяемой скорости и плотности воздуха, определяется квадратом числа М, который показывает, на сколько % (проц.) изменяется плотность, при изменении скорости на 1%.
Поэтому, делая вывод, можно сказать, что Ваше утверждение Алексей, может и логично, но примерно до числа М< 0, 5, а далее, картина начинает меняться и ощущается уже на числах М трансзвукового диапазона.
==================================================================

Спасибо!
Я на сверхзвуке не ходил, но формулу скоростного напора для него я помню
еще с Жуковки: q = 0.7*p*M2 где р - давление, а число Маха (М) учитывает
температуру.
Уже не раз говорил, что сверхзвук для меня это не наука, а сплошная эмпирика.
Не раз повторял, что мои изыскания касаются формул и зависимостей
дозвукового обтекания крыла. Хотя Су по альфа на "дозвуке" тоже учитывает
явление сжимаемости.

corsair75:
... крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу.
----------------------------------------
Оппонент:
не всего же потока, а по мнению первооткрывателя 1м3 потока, если взять весь, то размерность будет совсем не та
===============================

Интересное умозаключение!

Значит если в формулу кинетической энергии подставить массу воздуха содержащуюся в
1м3, то размерность будет одна. А если больше - то НЕТ!

BLASIUS:
Вы сами говорите "крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу". Опуская вульгарность самой формулировки, раз с энергией что-то происходит, то каково конечное состояние течения? На выходе за крылом что? Только не надо говорить, что это не по сути изложенного вами. Без ответа на этот вопрос построение не закончено и висит в пустоте.
================================

Манией величия не страдаю. Нобелевку не планирую. И посему, такими вопросами не заморачиваюсь. Что хотел сказал на Авторском форуме. Надеюсь не шибко заумно.

К вопросу о Циркуляции:
"Существует поразительная возможность овладеть
предметом математически, не понимая существа дела."
/А. Эйнштейн/

А теперь старый аэродинамический анекдот:
- Профессор, в чем заключается физический смысл коэффициента подъемной силы?
- Существуют два равнозначных определения:
1. "Су - безразмерный коэффициент подъемной силы, зависящий от формы тела,
его ориентации в среде и чисел Рейнольдса (Re) и Маха (М)."
2. "Коэффициент подъемной силы Су является удельной характеристикой крыла и
зависит от угла атаки, формы профиля и геометрии крыла. Он показывает, сколько
подъемной силы образуется на единице площади крыла при заданном угле атаки."
- А какое из этих двух определений нравится Вам больше?
- Третье.
- ?!
- "Коэффициент подъемной силы Су - ширма, за которой мы прячем нашу
аэродинамическую безграмотность.

PS.

To BLASIUS:
Мы рассматриваем открытую систему, в которой энергоподпитка полностью
компенсирует энергозатраты. В случае с аэродинамической трубой это вентилятор.
В случае реального полета - силовая установка ЛА. Всё согласно принципа
обратимости.
То, что за хвостом, пусть волнует халдеев от теоретической аэродинамики.
А насчет кинетической энергии скоростного напора - советую не изобретать велосипед.
Посмотрите хорошие книжки по аэродинамике, все уже объяснено пилотам и общепринято.
Ну, а если и это Вас не убедит, то вспомните, как выпекают эмпирические формулы
спецы в экспериментальной аэродинамике.

BLASIUS:
Вы сами говорите "крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу". Опуская вульгарность самой формулировки (для балерины, впрочем, сойдет), раз с энергией что-то происходит, то каково конечное состояние течения? На выходе за крылом что? Только не надо говорить, что это не по сути изложенного вами. Нойстаф совершенно правильный и естественный вопрос задал. 14.08.2016 00:35

corsar75:
Вопрос от балерины:
Если Вы и ваш правильный Нойстаф отрицаете способность крыла
преобразовывать кинетическую энергию потока в подъемную силу,
то какого хрена она (подъемная сила) увеличивается при увеличении
всего лишь скорости самолета без изменения: угла атаки (Су = const.),
плотности воздуха и площади крыла?
Балерина надеется, что вам не надо объяснять прерогативу скорости в
кинетической энергии.

Динамическое давление - это Скоростной напор пойманный в трубку Пито. )

Благодарю за приглашение. Я готов)))

Я не дифференцирую dm по dt. Речь идет о дифференцировании импульса: d(m*V)/dt
Хотел даже постебаться на тему, что дифф. исчисление не алгебра.
Но второе ваше сообщение показало, что и Вы это понимаете.
Так что dm*dv/dt не имеет смысла.
Моя выкладка:
P = m*V

F = dP/dt = d(m*V)/dt

при

m = const

имеем:

F = m* dV/dt

с учетом того, что

dV/dt = а

имеем

F = m*a

ни что иное как широко распространенная интерпретация
Второго закона Ньютона для m = const. в интернет сети.

dP/dT=0 - импульс системы неизменен если нет воздействия
P=m*V - импульс величина векторная, V - так же величина векторная
F=m*a - сила величина скалярная
V=P/m - скорость - величина векторная
F=m*(d(P/m)/dt = m*dV/dt - если P - величина векторная то F также должен быть вектором
Все верно. Но смешивать скаляры с векторами неэтично, ибо скаляры широкоприменимы в отличии от векторов, строго говоря можно и так, но результат F вы получаете векторным, то есть узкоприменимым, но как частный случай возможно.

В принципе закон сохранения импульса больше коррелируется с первым законом Ньютона, и это логично ибо и там и там если нет внешнего воздействия то нет и импульса и системы в покое либо в прямленном и равномерном движении если нет воздействия, и еще, импульс это все же величина зависимая то есть векторная ибо есть объект- кто создает импульс и кто импульс принимает, а второй закон - это только объект и его движение - то есть чистый скаляр - применяется всегда и везде и не создает трудностей даже у упоротых))))))

Спасибо! Вам не кажется, что мы говорим несколько о разном.
У меня вектора подразумеваются, но на клавиатуре такой кнопки нет.
В общеобразовательной литературе типа Практической аэродинамики в
формулах они тоже опускаются. Хотя на схемах силы, скорости и моменты
всегда обозначены векторами/стрелками.
Нет векторов и в выкладках моего оппонента. Он, в принципе, против записи
Второго закона Ньютона в форме: F = m*a, даже с векторами.
Странно, что и Вы вспомнили о них в последнюю очередь.)
Все это напоминает мне споры о правомерности обозначения вектора силы
тяжести вектором веса в полете или обозначением безразмерной величины
перегрузки (n)числом "же"(g).
С претензией такого рода на авиационных форумах встречаюсь первый раз.
Но я мужик не упертый и "разрешаю" каждому иметь своих тараканов в голове.)
Единственное, с чем я категорически не согласен, это выступления с
академическими лекциями на "овощном базаре". /ФОРУМ (лат. forum) - в Др. Риме
площадь, рынок.../ Хотя сам имею за плечами три вышки по заявленной теме:
высшее летное училище (Балашов), инженерная(Жуковка) и летная (Монино) академии.
В любом случае рад знакомству с человеком науки, которому не безынтересны
авиационные темы.

BLASIUS:
Корсар, поскольку Вы отрицаете полезность понятия циркуляции (по-моему, и вообще ее существование), то надо думать, как ответить на Ваш вопрос в других терминах. Это у меня не быстро ))). Дома ремонт, на работе работа, времени на интернет нету.
опубликовано: 16.08.2016 10:28 http://www.forumavia.ru/t/196457/8/
////////////////////////////////////////////////

Попытаюсь Вам помочь:

Присоединенный вихрь и Циркуляция Н.Е. Жуковского

"Существует поразительная возможность овладеть
предметом математически, не понимая существа дела."
/А. Эйнштейн/

§ 192. Подъемная сила крыла и полет самолета.

Теория возникновения подъемной силы крыла при обтекании потоком воздуха была дана основоположником теории авиации, основателем русской школы аэро и гидродинамики Николаем Егоровичем Жуковским (1847—1921).


КОММЕНТАРИЙ
/23.04.2011 20:18/
В реальном воздухе возможно генерирование дорожки вихрей за движущемся телом плохо обтекаемой формы (дорожки Кармана), но если за телом генерируется пара вихрей, то эта пара обязательно срывается с тела последовательно друг за другом и никогда не может быть созданы условия для того, чтобы один сгенерированный вихрь остался на теле и охватил его, а, следовательно, вокруг крыльевого профиля физически не может образовываться циркуляционного движения воздушного вихря. Это циркуляционное течение было гипотетически предположено Жуковским, но реальных доказательств предложено не было. В эксперименте же легко можно показать, что вокруг крыльевого профиля в полёте нет и не может быль никаких циркуляционных течений. Для этого достаточно приклеить к хвосту профиля лист бумаги. Во время полёта лист бумаги будет вытягиваться назад по пути воздушных потоков. При наличии циркуляционных потоков лист обязан бы был загнуться вперёд вдоль нижней поверхности крыла навстречу потоку обдувающему крыло.
http://www.physel.ru/mainmenu- ...



«Методика определения Циркуляции для заданного профиля», которую мы называем Теорией, на Западе получила название всего лишь гипотезы – «гипотезы для идеального газа» т.к. до научных принципов она явно не дотягивает.

Не стоит забывать, что Николай Егорович не был великим физиком, но он был хорошим математиком.


Теория гласит, что присоединенный к телу, имеющему поступательное движение, вихрь - явление условное - математическая абстракция, позволяющая просчитать реально существующую циркуляцию скоростей воздушного потока вдоль профиля крыла.
Теорема (гипотеза) Жуковского находится в соответствии с парадоксом Д'Аламбера- Эйлера об отсутствии силы сопротивления тела, обтекаемого идеальной жидкостью. Физически, возникновение циркуляции связано с наличием вязкости и образованием вихрей при обтекании тел реальной жидкостью. Поэтому Жуковский и ввёл такое понятие как условный, присоединённый к твёрдому телу, вихрь интенсивность которого равна циркуляции по замкнутому контуру “Г”, окружающему обтекаемый профиль.


Именно трудности с точным расчетом разности давлений по контуру профиля вынуждает использовать в формулах лишь факторы влияющие на эту разность. Вот Жуковский и предложил использовать для расчетов условный присоединенный вихрь.

Присоединенный вихрь и циркуляция Н.Е. Жуковского
В реальности подъемную силу крыла создает разность давлений над и под крылом, но трудности с точным расчетом давления по контуру вынуждает использовать в формулах лишь факторы влияющие на эту разность. Жуковский предложил использовать для расчетов условный присоединенный вихрь, который якобы тормозит встречный поток под крылом и разгоняет над крылом. В теории это оказалось удобно, хотя на практике не имеет под собой никаких физических обоснований. Интенсивность вихря - циркуляция – тоже условна, т.к. по факту она показывает лишь разность скоростей на верхней и нижней поверхностях крыла.

Основная идея сводится к следующему. Обтекание крыла реальным воздухом может рассматриваться как суперпозиция (результирующий эффект) не вязкого его обтекания идеальным воздухом и вихревого движения воздуха вокруг крыла.

http://s020.radikal.ru/i706/16 ...

Данный расчет надо вести в пределах теории поля, хотя бы стационарного, двухкоординатного, с заданым градиентом характеризующим поток лиминарного набегающего воздуха и функцией профиля крыла как возмущающий фактор поля, градиент рассчитать не сложно, он зависит от силы потока, затем просчитать работу поля по обхождению потоком воздуха данного профиля крыла, и дойти до дивергенции поля...сам не считал, но в отпуске попробую просчитать...там возни много с криволинейным интегрированием по замкнутому контуру...

DZUTTEDIM | забанить ответить


Данный расчет надо вести в пределах теории поля, хотя бы стационарного, двухкоординатного...
/////////////////////////////////
Да хоть трехкоординатного... Хоть по Грину, хоть по Стоксу.
ИМХО, математика здесь себя уже исчерпала. Хотелось бы ясности
на понятийном уровне.

neustaf:
Ну теперь то согласно, что без dP набор установившийся невозможен?

Саныч 62:
Он с dP невозможен :). При наличии dP обязано появиться ускорение.
опубликовано: 16.08.2016 22:36
http://www.forumavia.ru/t/196457/9/
//////////////////////////////

Саныч, речь идет об избытке тяги по сравнению с тягой потребной для Г.П.
Увеличив тягу потребную для Г.П., летчик волен потратить её избыток на
увеличение скорости/скоростного потока/кин. энергии, либо на набор высоты.
При наборе высоты без изменения скорости полета избыток тяги "пропадет" т.к.
в наборе потребная тяга больше чем в Г.П. на той же скорости.

Ваш оппонент понимает это не хуже Вас, но, ИМХО, боится вслух признать, что
в Г.П. избыток тяги может увеличить скоростной напор, который, увеличив
кинетическую энергию, способен создать прирост подъемной силы.
Боится признать по причине того, что двумя страницами ранее он начисто отрицал
способность кинетической энергии(скоростному напору) создавать какие либо силы.

PS.
DZUTTEDIM, прошу Вас оповестить Саныч 62, что, по причине бана, его посты я
комментирую в Авторском форуме. Спасибо!

Just a moment

Оповестил

Спасибо!!!

Насчет математики, я думаю Вы напрасно, мы все более сотни лет пользуемся электричеством и интуитивно его хорошо понимаем, только электроны никто никогда не видел, и только язык математики делает их осязаемыми и неинтуитивно понятными )))))

Насчет математики, я думаю Вы напрасно, мы все более сотни лет пользуемся электричеством и интуитивно его хорошо понимаем...
=======================================
... в отличие от равнодействующей аэродинамической силы на профиле крыла. )))

Режим набора высоты:

http://radikal.ru/fp/7988e1454 ...

Для BLASIUS:

Схема сил в наборе высоты (скоростная СК):

При равенстве всех сил самолет будет лететь прямолинейно и равномерно
не только в Г.П., но и в наборе, и на снижении. На схеме видно, что:

Р суммарная = Pг.п. + dP

где:

Pг.п. = Х, а

dP = G*sin(угла набора)

Y = G*cos(угла набора)

а векторная сумма:

dP + Y = G

При увеличении тяги двигателя без увеличения поступательной скорости (Х = Pг.п. = const.) должен расти dP, что приведет к росту угла набора и уменьшению подъемной силы необходимой для уравновешивания G*cos(у.н.)

При увеличении тяги двигателя без увеличения угла набора (G*sin(у.н.) = dP = const.) будет расти Рг.п., что приведет к росту поступательной скорости и необходимости уменьшения угла атаки для сохранения равенства: Y = G*cos(угла набора)

http://radikal.ru/fp/7988e1454 ...

К бесконечному "диспуту" с КПД паровоза на соседнем форуме:
http://www.forumavia.ru/t/1964 ...

Кто-то из древних сказал, что если бы люди договорились о
терминах и определениях, они бы перестали спорить.

Вроде приличные все люди! Казалось бы, чего проще:
- определились с темой;
- очертили рамки дискуссии.
Осталось убедиться в идентичности исходных
терминов и определений, а уже потом "на амбразуры". )))

Учим МЕХАНИКУ, друзья!

Моему другу, Тайменю: В установившемся прямолинейном наборе (как и в ГП), с постоянной скоростью и углом наклона траектории (УНТ), самолет подчиняется Первому закону Ньютона: "Сумма всех действующих на него сил равна НУЛЮ".

В скоростной системе координат (ССК):
- вектор поступательной скорости (V), вектор тяги (Р) и вектор лобового сопротивления (Х) параллельны траектории.
- вектор подъемной силы (У) перпендикулярен ей.
- вектор силы тяжести: F = mg направлен вертикально вниз.

В наборе вектор силы тяжести можно разложить на две составляющие:
- перпендикулярную траектории F1 = F*cos(УНТ) и
- параллельную ей F2 = F*sin(УНТ)

Сила тяги в ГП равна лобовому сопротивлению:

Pгп = Х

В наборе:

Рнаб. = Х + F2

Отсюда следует, что в наборе высоты даже без увеличения поступательной скорости, по
сравнению с ГП, потребуется дополнительная тяга: Рдоп. = F2, которая будет расти
с увеличением УНТ.

Подъемная сила потребная для прямолинейности траектории набора:

Унаб. = Угп*cos(УНТ), наоборот, будет уменьшаться с ростом УНТ.

Откуда следует, что в наборе высоты угол атаки (УА) меньше чем в ГП на той же скорости. И он тоже будет уменьшаться с ростом УНТ.

Выходит, что при вертикальном наборе потребная тяга будет равна силе тяжести самолета плюс его лобовое сопротивление, а крыло будет работать на нулевом угле атаки, вернее "не работать" ))), для сохранения прямолинейности траектории:

Р = mg;
У = 0

Ничего удивительного - голая тригонометрия.

Во всех промежуточных режимах между ГП и вертикальным набором будет сохраняться
векторное равенство:

Рдоп. + Унаб. = F1 + F2 = F = mg

т.е. на всех режимах набора суммарные вектра левой и правой части уравнения будут занимать противоположные вертикальные положения.
Это нужно знать, понимать и помнить, хотя, на первый взгляд, это не очевидно.
Насчет тяги силовой установки - конечно, она всегда присутствует в полете, кроме режимов
планирования и "падения".

Чем выше скорость, больше перегрузка или круче набор тем больше тяга потребная.

Насчет вертикальной скорости набора (Vу) добавить нечего, кроме - "Вспоминаем тригонометрию!"

PS.
Для набора нужна и дополнительная тяга и подъемная сила. Только если Рдоп. создается напрямую (РУД), то подъемная сила - опосредованно (через скоростной напор и профиль крыла).

http://www.forumavia.ru/t/1964 ...

PS.

Vy = Vнаб.*sin(УНТ) откуда:

Vy = Vнаб.*P доп./mg

PPS.
Поправка: в первую формулу надо добавить параметр "Х".

Выходит, что при вертикальном наборе потребная тяга будет равна силе тяжести самолета плюс его лобовое сопротивление, а крыло будет работать на нулевом угле атаки, вернее "не работать" ))), для сохранения прямолинейности траектории:

Р = mg + Х;
У = 0

НАБОР ВЫСОТЫ

К бесконечному "диспуту" с КПД паровоза на соседнем форуме:
http://www.forumavia.ru/t/1964 ...

Кто-то из древних сказал, что если бы люди договорились о
терминах и определениях, они бы перестали спорить.
Вроде приличные все люди! Казалось бы, чего проще:
- определились с темой;
- очертили рамки дискуссии.
Осталось убедиться в идентичности исходных
терминов и определений, а уже потом "на амбразуры". )))

Учим МЕХАНИКУ, друзья!

Моему другу, Тайменю: В установившемся прямолинейном наборе (как и в ГП), с постоянной скоростью и углом наклона траектории (УНТ), самолет подчиняется
Первому закону Ньютона: "Сумма всех действующих на него сил равна НУЛЮ".

В скоростной системе координат (ССК):
- вектор поступательной скорости (V), вектор тяги (Р) и вектор лобового сопротивления (Х) параллельны траектории.
- вектор подъемной силы (У) перпендикулярен ей.
- вектор силы тяжести: F = mg направлен вертикально вниз.

В наборе вектор силы тяжести можно разложить на две составляющие:
- перпендикулярную траектории F1 = F*cos(УНТ) и
- параллельную ей F2 = F*sin(УНТ)

Сила тяги в ГП равна лобовому сопротивлению:

Pгп = Х

В наборе:

Рнаб. = Х + F2

Отсюда следует, что в наборе высоты даже без увеличения поступательной скорости, по
сравнению с ГП, потребуется дополнительная тяга: Рдоп. = F2, которая будет расти
с увеличением УНТ.

Подъемная сила потребная для прямолинейности траектории набора:

Унаб. = Угп*cos(УНТ), наоборот, будет уменьшаться с ростом УНТ.

Откуда следует, что в наборе высоты угол атаки (УА) меньше чем в ГП на той же скорости. И он тоже будет уменьшаться с ростом УНТ.

Выходит, что при вертикальном наборе потребная тяга будет равна силе тяжести самолета плюс его лобовое сопротивление, а крыло будет работать на нулевом угле атаки, вернее "не работать" ))), для сохранения прямолинейности траектории:

Р = mg + Х;
У = 0

Ничего удивительного - голая тригонометрия.

Во всех промежуточных режимах между ГП и вертикальным набором будет сохраняться
векторное равенство:

Рдоп. + Унаб. = F1 + F2 = F = mg

т.е. на всех режимах набора суммарные вектра левой и правой части уравнения будут занимать противоположные вертикальные положения.
Это нужно знать, понимать и помнить, хотя, на первый взгляд, это не очевидно.
Насчет тяги силовой установки - конечно, она всегда присутствует в полете, кроме режимов
планирования и "падения".

Чем выше скорость, больше перегрузка или круче набор тем больше тяга потребная.

Насчет вертикальной скорости набора (Vу) добавить нечего, кроме - "Вспоминаем тригонометрию!":

Vy = Vнаб.*sin(УНТ) откуда:

Vy = Vнаб.*P доп./mg


PS.
Для набора нужна и дополнительная тяга и подъемная сила. Только если Рдоп. создается напрямую (РУД), то подъемная сила - опосредованно (через скоростной напор и профиль крыла).

http://s41.radikal.ru/i093/160 ...

PS.

Появилось время - постарался исполнить второй рисунок в ссылке предыдущего сообщения: 21/08/2016 [06:59:18] более аккуратно:

http://s017.radikal.ru/i425/16 ...

Алексей, я вас приветствую! Когда на свободу? В той теме нужна новая кровь, народ уже закис :))

Спасибо, Олег!
Завтра в 14:44.
Кое кто уже провонял.
Угадай с двух раз(с) - Кто настучал?)))
Как насчет скайпа?

corsair75, простите, не понял Ваши выводы. В наборе подъемная сила уменьшается, а тяга растет, что можно перефразировать так: "влияние тяги на рост потенциальной энергии - прямое, а подъемной силы - обратное" или "набор высоты без прироста силы тяги невозможен, а без прироста подъемной силы - возможен" (очевидно, без уменьшения подъемной силы набор будет происходить в том случае, если "дельта Р" прилагается не по оси Х ЛА, а строго по вертикали). Так?

Нет, не так!

"Во всех промежуточных режимах между ГП и вертикальным набором будет сохраняться
векторное равенство:

Рдоп. + Унаб. = F1 + F2 = F = mg

т.е. на всех режимах набора суммарные векторы левой и правой части уравнения будут
занимать противоположные вертикальные положения.
Это нужно знать, понимать и помнить, хотя, на первый взгляд, это не очевидно."

Если помнить, что мы рассматриваем СТАТИЧЕСКИЙ режим набора высоты, то в соответствии
с аксиомами Статики, надобность в перефразировании моих слов отпадет.

PS.
Приведенная выше формула - есть условие прямолинейности траектории набора.

http://s017.radikal.ru/i425/16 ...

...есть мысли ;). Алексей, я сейчас пишу с аппарата не оборудованным скайпом, и есть маленькие проблемки с мылом.

Рдоп. + Унаб. = F1 + F2 = F = mg
...
PS.
Приведенная выше формула - есть условие прямолинейности траектории набора.
========
где-то читал, что условие прямолинейности траектории набора это:
Y = GcosΘ.

PS.
а F = mg - условие равновесия, или установившегося полета.

котик:
Рдоп. + Унаб. = F1 + F2 = F = mg
...
PS.
Приведенная выше формула - есть условие прямолинейности траектории набора.
========
где-то читал, что условие прямолинейности траектории набора это:
Y = GcosΘ.
/////////////////
Вы совершенно правы. Ваше равенство Y = GcosΘ относится к скоростной, или как её ещё называют, поточной СК.
Я же позволил себе записать равенство относящееся к Земной СК. Наверное, это надо было пояснить.
Но в любом случае суть одна - согласно первой аксиоме Статики: "Не нарушая механического состояния тела, к нему можно приложить или отбросить уравновешенную систему сил.
Выполнив эту "рекомендацию" и я и Вы избавились от сил направление векторов которых не совпадали с траекторией набора.


PS.
а F = mg - условие равновесия, или установившегося полета.
///////////////
Всего лишь формула силы тяжести.

Ваше равенство Y = GcosΘ относится к скоростной, или как её ещё называют, поточной СК.
Я же позволил себе записать равенстСКво относящееся к Земной СК. Наверное, это надо было пояснить.
=====================
так как указанные выше СК условно являются инерциальными, то нет никакой разницы к какой из них относится данное равенство, оно тождественно в любой инерциальной СК.
Просто в Земной СК ЛА движется по условно прямой наклоненной к горизонту под углом Θ, а в скоростной или пусть будет поточной ось скорости которой постоянно наклонена к горизонту под углом Θ ЛА находится в покое.
Данное равенство лишь определяет прямолинейность движения в Земной СК или постоянство наклона оси скорости скоростной СК по отношению к горизонту Земной СК, но не определяет равномерность движения.

PS.
Хотя, как уже писалось, в ССК ЛА всегда находится в покое.

котик:
так как указанные выше СК условно являются инерциальными, то нет никакой разницы к какой из них относится данное равенство, оно тождественно в любой инерциальной СК.
Просто в Земной СК ЛА движется по условно прямой наклоненной к горизонту под углом Θ, а в скоростной или пусть будет поточной ось скорости которой постоянно наклонена к горизонту под углом Θ ЛА находится в покое.
Данное равенство лишь определяет прямолинейность движения в Земной СК или постоянство наклона оси скорости скоростной СК по отношению к горизонту Земной СК, но не определяет равномерность движения.
//////////////////////////////////////
Зачем Вы все это мне рассказываете?

Сила тяги в ГП равна лобовому сопротивлению:

Pгп = Х

В наборе:

Рнаб. = Х + F2

Взято оттуда же: 21/08/2016 [06:59:18]

Разве эти условия не определяют равномерность движения?




PS.
Хотя, как уже писалось, в ССК ЛА всегда находится в покое.
/////////////////////////
Вот здесь поподробнее, пожалуйста. Кем писалось, когда и где?

2 Corsair 75
"..легко можно показать, что вокруг крыльевого профиля в полёте нет и не может быль никаких циркуляционных течений. Для этого достаточно приклеить к хвосту профиля лист бумаги. Во время полёта лист бумаги будет вытягиваться назад по пути воздушных потоков. При наличии циркуляционных потоков лист обязан бы был загнуться вперёд вдоль нижней поверхности крыла навстречу потоку обдувающему крыло."

..Циркуляция, то есть rotv по контуру вокруг профиля и наличие циркуляционных потоков - это не одно и то же.
Так, для того, чтобы циркуляция по Жуковскому была не равна нулю - достаточно чтобы был вклад в rotv был не равен нулю хотя бы на как угодно малом участке профиля..
Например, чтобы приклеенные НА НОСКЕ ПРОФИЛЯ нитки чуть-чуть задирались, чтобы поток делился на верхниюю и нижнюю части не в самой передовой точке носка, а немного ниже..
А так оно и есть на самом деле.
Глазами не видел, но по профилям могу предположить, что как раз эта точка деления потока сильно уходит вниз при увеличении УА.
И ещё. Вихри с концов крыла, иногда видимые - именно показывают, что rotv, циркуляция по Жуковскому - ЕСТЬ!
Кабы не было её - что бы там воздух скручивало..

leango:
И ещё. Вихри с концов крыла, иногда видимые - именно показывают, что rotv, циркуляция по Жуковскому - ЕСТЬ!
Кабы не было её - что бы там воздух скручивало..
//////////////////////////
Я и сам упрощаю, но не до такой же степени. А насчет "индукции крыла" конечного размаха и циркуляции вокруг его профиля, так мне представляется, что это вообще разные понятия.

Спасибо! До вечера.