ок! что есть подьемная сила?

Вродь не пятница.

P.S. Букварь бы не помешал.

Где же его взять в Бангладеш?

Что такое график Отто Лилиенталя?

Что есть число Рейнольдса и что с ним произойдёт, если динамическую вязкость поменять местами с кинематической? Помогите, Ну о-о-о-очень нужно :)

...не ведитесь, консультация платная биткоинами ;)

Ок! Плачу от слова "платить по счёту". Но что есть "подъемная сила"? Почему это железо летает? КАК?

Щас ТС освободится и ответит.

У очередного гуру где-то зачесалось...

Походу новый гендиректор Вим—Авиа создал эту тему)))

Или прежний прикалывается из Бангладеш.

Да ему уже поздно. Все свои темы и вопросы он уже решил и закрыл.

http://docs.cntd.ru/document/g ...

59. Подъемная сила

Составляющая результирующей силы R по оси OYa скоростной системы координат

http://www.lilienthal-museum.d ...

поляра

если очень просто то число Рейнольдса это отношение инерционных сил в потоке к силам вязкости, на малых числам Ре (для мух, комаров) воздух вязкий - липкий, на больших числам Ре для самолетов вязкостью уже пренебрегают, он ближе к идеальному газу

если в формулу вместо динамической вязкости поставить кинематичекую, то из формулы изчезнет плотность ро, она уже учтена в кинематической вязкости.

ок! спасибо neustaf.

Подъёмная сила крыла самолёта это разность давлений под крылом и над крылом.Из-за неразрывности воздушного потока сверху крыла скорость воздушного потока больше чем снизу(кривизна крыла сверху больше, значит и расстояние пройденное воздушным потоком сверху больше чем снизу) .Согласно уравнения Бернулли(если память не изменяет), где скорость больше там давление меньше и наоборот.И вот эта разность давлений и есть подъёмная сила крыла.Как то вот так.Упрощённый вариант объяснения создания подъёмной силы крылом самолёта.

Гуглмены

...SYS, вы где? Вашу тему "топчат" :))

Подъёмная сила—это сотовляющая полной аэродинамической силы перпендикулярная вектору скорости движения в потоке жидкости или газа вызванная несеметричным обтеканием

Вот НИКОГДА не верил, что самолёт может взлететь из-за разности давлений над и под крылом.
ВСЕ. Абсолютно все с-ты имеют конструктивный положительный угол установки крыла.
Очень хотел бы посмотреть на самолёт, у которого нулевой угол установки, и как он оторвётся от полосы, т.е. исключительно за счёт разности давлений. Ну, разве что вакуум ему снизу под крыло поддувать.

Извините, описка вкралась. Правильно: вакуум НАД крылом поддувать.

Очень хотел бы посмотреть на самолёт, у которого нулевой угол установки, и как он оторвётся от полосы, т.е. исключительно за счёт разности давлений. Ну, разве что вакуум ему снизу под крыло поддувать.
2 shurik25753:

Вы хотели сказать сверху над крылом?

shurik25753:

Понял.
:)

1. Кто разъяснит на пальцах теорему Жуковского о циркуляции воздуха вокруг крыла? Для меня это всегда было математической абстракцией, притянутой за уши. Ибо, на мой дилетантский взгляд, ни какой циркуляции воздуха вокруг профиля нет, а есть движение вдоль профиля и немного поперек, но воздух не крутится вокруг него в продольной плоскости. Что такое эта буква "Г"?
2. Была такая иностранная авиационная энциклопедия в русском переводе, выпущена недавно. Авторов не помню. Может есть в интернете?

Спасибо.

1 возьмите поле скоростей вокруг крыла, затем вычти из нее скорость потока, оставшееся поле скоростей и даст циркуляцию.


2 Г это криволинейынй интеграл второго рода, но не думаю, что это вам намного помогло.

неверно акробатические самолеты имеют симметричный профиль и нулевой угол установки,
взлетают и летают за счет алфа,
самолеты имеющие несимметричный профиль могли бы взлетать и на нулевом угле крыла, и без угла атаки, но полосы нужны были бы длинные,

neustaf: А по-моему планер, да, может и взлететь при нулевом угле атаки. Опять же с очень длинной полосы. Но не грузовой/ пассажирский самолёт. Обратите внимание. Научная мафия, подъёмную силу крыла объясняет разницей давления, так туманнее и не понятнее звучит, за то как звучит ???
А как дело доходит до разбега-взлёта-полёта-пилотажа-посадки эти же люди говорят исключительно об углах атаки, а про разницу давлений забывают напрочь.
Я соглашусь, что подъёмная сила от разницы давлений над/под крылом составляет не более 10-20%. общей подъ. силы. По-моему.

shurik25753
Я соглашусь, что подъёмная сила от разницы давлений над/под крылом составляет не более 10-20%. общей подъ. силы.


все уже около века назад подсчитано и расписано наследниками Лилиенталя, определено эсперементально, вот посмотрите

http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
ris. 3
плоская пластина УА = 0, Су также ноль,
предали пластине кривизну 5 % при том же УА = 0, Су уже 0, 45 откуда он по вашему взялся?

А давайте поговорим про визуальный заход vs circle-to-land!!! Бггггг

Добрый вечер!

Итак, аэропорт Курган-Тюбе (Таджикистан). Превышение 449 м, длина ИВПП 2450x42 м. PCN 31/F/A/X/T. Размеры лётной полосы 2500х150 (с севера ВПП ограничена рекой Вахш, крайние 165 м пролегают по насыпи в пойме реки, с юга торец упирается в магистральный канал)

В перспективе планируется удлинение полосы еще на 150 м.

Сможет ли аэропорт сейчас принимать Ту-154, Ил-76, хотя бы Ту-134?

neustaf: "Су уже 0, 45 откуда он по вашему взялся?" Как откуда взялся ? Разве я говорил, что кривизна профиля не даёт приращения Су ? Я вот что имел ввиду. Если нижняя часть крыла ровная и расположена горизонтально, то с-ту потребуется очень и очень большая скорость для отрыва исключительно за счёт разности давлений. Гораздо проще создать угол атаки и отбрасывать воздух вниз. При определённой скорости импульс силы отбрасываемого количества воздуха весьма приблизится к весу с-та.

Да упасет нас от затоптания Прантль, Нусельт, Гросгоф и бать их Рейнольдс! :-))

Куда пропал ?

Укола испугался

Для ТС:Есть же авторский форум-создавай тему и чеши всякую хр..ь..Или для подобных ветка есть:"Идиоты в авиации"...И что интересно ведутся же некоторые..:)

Привет!
Да здесь я все - вокруг да около.

очень большая скорость для отрыва исключительно за счёт разности давлений. Гораздо проще создать угол атаки и отбрасывать воздух вниз. При определённой скорости импульс силы отбрасываемого количества воздуха весьма приблизится к весу с-та.


разница давлений и отбрасываемый на скос потока воздух это два различных объяснение создание У, а не их сумма 20 % давление, 80% импулъс.

Скос потока присутствеут и при нулевом Алфа,

С какой высоты над ВПП поднимающийся туман считается облаками?

До какой высоты можно подпрыгивать с дельтапланом в руках не имея пилотского свидетельства?

спасибо за совет, если админ посчитает что тема нарушает правила, то своим решением.

я думаю что здесь больше имеет значение минимум аэродрома

Облачность приподнятого тумана, с высотой нижней границы 30- 50м (50- 60м)...

Ну зайди как нить в вибер . Расскажу кое чо :)))

Вот НИКОГДА не верил, что самолёт может взлететь из-за разности давлений над и под крылом.
ВСЕ. Абсолютно все с-ты имеют конструктивный положительный угол установки крыла.
Очень хотел бы посмотреть на самолёт, у которого нулевой угол установки, и как он оторвётся от полосы, т.е. исключительно за счёт разности давлений. Ну, разве что вакуум ему снизу под крыло поддувать.

Все ответы про биение крыла и отлив крови в крыле у птиц тут
https://www.youtube.com/watch? ...
Сейчас такое уже не снимают.

"shurik25753
Старожил форума
ответить
neustaf: "Су уже 0, 45 откуда он по вашему взялся?" Как откуда взялся ? Разве я говорил, что кривизна профиля не даёт приращения Су ? Я вот что имел ввиду. Если нижняя часть крыла ровная и расположена горизонтально, то с-ту потребуется очень и очень большая скорость для отрыва исключительно за счёт разности давлений. Гораздо проще создать угол атаки и отбрасывать воздух вниз. При определённой скорости импульс силы отбрасываемого количества воздуха весьма приблизится к весу с-та."

НЕ ЗАБЫВАЙТЕ ПРО ЭФФЕКТИВНУЮ МЕХАНИЗАЦИЮ КРЫЛА СОВРЕМЕННОГО САМОЛЁТА

Тяжелые вопросы и ответы

OFF!

Расслаббттесь

Если нижняя часть крыла ровная и расположена горизонтально, то с-ту потребуется очень и очень большая скорость для отрыва исключительно за счёт разности давлений
=====
Хосподи как же вас учат-то? Очень часто встречаю эту мисконцепцию(про кривой профиль, неразрывность потока, то что поток сверху пытается догнать поток снизу итд) среди выпускников Российских вузов.
Кривизна точно так же откидывает поток вниз из-за эффекта Коанда. Разность давлений это следствие подъемной силы, а не наоборот!
Среднестатистическое крыло создает подьемную силу вплоть до alfa= -4 градусам.
====
!!!!
Подьемная сила ни что иное как 3 закон ньютона. Отбрасываемый поток вниз(из за эффекта Коанда) дает импульс (подьемную силу)