321:

Какая разница крыло в потоке или поток через крыло. И там и там есть относительное движение потока над и под крылом. Ур-я неразрывности и сохранения импульса работают.

Между тем, датчик Холла применяются в анемометрах:
http://www.environdata.com.au/ ...

Какая разница крыло в потоке или поток через крыло.------Это называется: опять двадцать пять за рыбу деньги.......Я говорю о "ФИЗИКЕ"! процесса... Да ну попытайтесь же "отринуться" от своих знаний Аэродинамики и взглянуть на сие "чудо" просто от "валенка"! Чего проще:-----воздух!!! неподвижен!!! Ну неужели неспособны Вы вообразить нечто иное как только воздух вокруг крыла?(Тут, да всю согласуется). Но как только крыло "скрозь" воздух(а в реалии оно так и есть!)---ВСЕ! Полный ступор! Полная задница!(Эт я не к тому что я самый самый! нет , я сам ни бельмеса не понимаю. Эт я к тому что старина Бернулли тоже не все знал) PS Некие мои сентенции в области филейной части человечества уж не вздумайте принять на свой счет, уважаемый Авторитет: (пра сло без обид)))))))

Между тем, датчик Холла применяются в анемометрах:
----------
А так же в вентильных двигателях и еще много где...

Между тем, датчик Холла применяются в анемометрах:
---------
Ага, а так же еще много где, где нужно считать обороты. Но только не в Пито.

321:

Бернулли и не думал про крыло. Это уже потом теоретики притянули теорию Бернулли. Бернулли сказал всего лишь одно: В стационарном, невязком потенциальном потоке (без закрутки) полное давление вдоль линии тока постоянно. Ну а далее идет знаменитое ур-е Бернулли, по которому можно мерять скорость трубкой Пито. Теперь по поводу крыла. Я реально не догоняю в чем тут проблема. Ну крыло сквозь воздух, ну ок. Я могу вокруг крыла очертить математический обьем и для него посчитать движение? Могу. Я также могу померять всякими датчиками. В дополнении можно расмотреть массовый расход через единицу площади очерченной через крыло. И там ясно будет видно, что имеет место быть (по крайней мере математически) увеличение скорости из-за сохранения массы.

Вся беда нашего преподавания в том, что всё преподносится однобоко. Десятилетиями тысячам и миллионам может, вдалбливают, что поток сверху крыла проделывает больший путь и вследствие закона сохранения, скорость сверху больше = давление ниже....И ВСЁ (это правильно). Дальше эпюры рисуют...плюсики снизу, минусики сверху.Между тем про кинетическую составляющую, "давящую" на нижнюю поверхность упоминается невнятно, вскользь, считаю, что это ОСНОВНОЙ источник подъёмной силы. Нигде пока не видел таблиц, графиков или иного, где ВКЛАД каждой составляющей был бы отображен. Это ведь так просто: выложить результат продувок конретного профиля, а лучше конкретного крыла и точно такого же по площади и форме в плане, плоского профиля. ВСЕ вопросы бы исчезли. Мои рассуждения сводятся к следующему.
Очень грубо, если подсчитать СИЛУ, действующую СНИЗУ (полную аэродинамическую)на плоскую пластину (без учёта удлинения, ч.Рейнольдса и т.п.)по типу, как на воздушный змей....то:
при площади крыла 70м^2, скорости 60м/с у земли, сила при угле атаки 10* будет ~ 28, 5 тонн. При угле атаки 3* - 8, 5, при угле атаки 5* - 14, 2 тонны. Я специально брал примерные данные самолёта Як-40. Даже этот, очень грубый, в первом приближении подсчёт, показывает...что худо-бедно, но плоский профиль создаёт БОЛЬШУЮ подъёмную силу....силы тяги своих движков скорее всего не хватит, но с АЛ31Ф можно "улететь". Затраты мощности на полёт будут большими....расход, малая дальность....НО.
С его родным профилем, на "чистом" крыле если скорость (минимальная)400 скажем....при каком-то (точно не знаю, но думаю не менее 6-8*)угле атаки....то при НУЛЕВОМ угле атаки, на "чистом" крыле он вообще в воздухе держаться не будет....или на какой-то недопустимой по условиям прочности скорости будет лететь.
Вывод: сам профиль даёт не сколько прирост подъёмной силы (за "счёт Бернулли"), сколько снижает лобовое сопротивление и соответственно повышает качество. Для точной картины надо найти подъёмную силу крыла конкретного самолёта при НУЛЕВОМ угле атаки....я не нашел. А найдя, мы ТОЧНО бы знади, какова эта "подсасывающая сила". Не торгуясь, согласился бы на "половинный вклад" каждой из них, по совокупности. А у скоростных самолётов, с тонкими сверхзвуковыми профилями этот вклад особенно очевиден. Там разница в длинах путей воздуха НАД и ПОД крылом минимальна....грубо летают на ТЯГЕ и УГЛЕ АТАКИ....как воздушные змеи...а вот планеры ближе к "бернулли". Но опять же....будь один только Бернулли, не было бы необходимости в угле атаки...на кой он? Только лобовое сопротивление увеличивает.

В общем считаю, первична плоская пластина под углом к потоку....но такой полёт энергетически НЕ ВЫГОДЕН. А на "голом" Бернулли вообще никуда не улетишь....точнее улетишь на ещё более энергозатратных условиях, т.к. там транс и сверхзвуковые скорости нужны будут.

Да нет единой теории подьемной силы, равно как и нет стройного метода расчета этой силы без эмпирики. Вот отсель и пляски с бубном. Естественно там и угол атаки (отбрасывание потока "induced velocity") и Бернулли. Бернулли это симплификация

Но возвращаясь к теме топика: Бернулли прав. Это было доказано, показано, и работает на практике в системах Пито. А лепить ур-е Бернулли во все места не нужно. В сущности наше описание мира очень дискретное и работает в узких пределах.

А тем, кто сомневаеться в принципе Бернулли, рекомендую найти прямую трубу, воткнуть туда вентилятор, трубку диаметром 2-3мм, подключить ее к U-манометру и посчитать скорость. Некоторые могут воткнуть датчик Холла, но только в задницу, бо толку будет больше.

Да, никак не учитываются 2 ортогональных ротора. Если глубоко копать))

Авторитет:

Да нет единой теории подьемной силы, равно как и нет стройного метода расчета этой силы без эмпирики. Вот отсель и пляски с бубном. Естественно там и угол атаки (отбрасывание потока "induced velocity") и Бернулли. Бернулли это симплификация

При нынешнем развитии "печатного дела" могли бы даже на компах просчитать, смоделировать....какова доля каждого из "вкладов". С плоской пластиной проще конечно. Но ведь везде как только говорят про подъёмную силу, так сразу про разницу давлений НАД и ПОД крылом за счёт "выпуклости" (бОльшей длины пути) профиля. Эта сила (подсасывающая) сама по себе ничтожна (по сравнению с весом самолёта).....вся ценность в относительно ничтожном же лобовом сопротивлении. Просто у плоской пластины очень велико лобовое сопротивление.....сразу при разделении потоков нижняя составляющая тормозится и создаётся вполне приемлемая подъёмная сила ( за счёт торможения (кинетическая составляющая))....а вот сверху, за острой кромкой создаётся разрежение с вихреобразованием...срыв потока самый настоящий....но за счёт большой тяги двигателей или верёвки змея это непомерно большое лобовое сопротивление компенсируется. А профиль, даже симметричный, заполняет эту область....где вихри сверху на плоской пластине...таким образом РЕЗКО снижается лобовое сопротивление....при той же самой примерно подъёмной силе. Хочу сказать: если подъёмная сила плоской пластины двадцать тонн, а лобовое сопротивление десять тонн, при угле атаки десять градусов, то....если её заменить симметричным профилем, то подъёмная сила останется примерно те же двадцать тонн, а лобовое сопротивление будет две к примеру тонны.....А уж остальные теории присоединённых вихрей это потом. Но вот почему-то Ньютон с отбрасыванием воздуха фигурирует после Бернулли. А если воду взять (намного более плотную среду)....то там на долях градуса угла атаки плоская пластина создаст подъёмную силу за счёт динамического напора воды снизу....хотя давление сверху будет настолько же меньше, насколько больше снизу....вплоть до образования пузырьков водяного пара от пониженного давления. В общем получается, что по Бернулли подъёмную силу создаёт снижение давления сверху поверхности....при примерно неизменном нижнем....а по Ньютону подъёмную силу создаёт давление набегающего потока на нижнюю поверхность крыла. Весь вопрос в том, какова доля (вклад) каждого учёного)). Что оба, это понятно....но кругом настолько много внимания уделяется "профильному" происхождению подъёмной силы, что многие лётчики свято верят, что она и создаётся только потому, что скорость потока над крылом больше, чем под крылом....(это так в обоих случаях, но по разным причинам) и далее по тексту.
Надо бы примеры приводить....чтоб было видно вклад угла атаки (Ньютона). Так примерно:
- подъёмная сила крыла Ту-134 при скорости 380 и угле атаки "ноль" градусов (именно крыла, не самолёта) три тонны (?)
при угле атаки 10 градусов 40 тонн.
И всё сразу станет ясно.....не углубляясь в зависимости роста подъёмной силы и лобового сопротивления от угла атаки. Просто принципиальную картину.

To korvl22001:
Это Ваши личные, из опыта суждения или где то читали? Если читали, то ткните носом. Очень интересные рассуждения, без подкола.

korvl22001:
" Хочу сказать: если подъёмная сила плоской пластины двадцать тонн, а лобовое сопротивление десять тонн, при угле атаки десять градусов, то....если её заменить симметричным профилем, то подъёмная сила останется примерно те же двадцать тонн, ..."
-----------
Т.е. Вы хотите сказать, что вклады от Бернулли, вихрей, и т.п. ничтожны. Но если бы так и было, то при нулевом угле атаки (когда, используя Вашу терминологию, Ньютоновский вклад равен нулю) самолет бы падал камнем вниз, чего не происходит. Так что (ИМХО) сначала Бернулли, потом Ньютоновский вклад. Но согласен с Вами, что Ньютон играет свою роль.

4.3 STABILITY AND CONTROL DERIVATIVES OBTAINED FROM INFLUENCE
COEFFICIENT METHOD? During the last ten years it has become possible ........bls bla bla, но только по плоским пластинам
AIRPLANE FLIGHT DYNAMICS AND AUTOMATIC FLIGHT CONTROLS
by:
Jan Roskam
Ackers Distinguished Professor of Aerospace Engineering
The University of Kansas
Lawrence, Kansas 66045

Еще один оригинальный подход к определению подъемной силы:

ПОДЪЁМНАЯ СИЛА КРЫЛА: РОЛЬ ЦЕНТРОСТРЕМИТЕЛЬНОЙ СИЛЫ
http://elementy.ru/blogs/users ...

2 korvl22001: "Вывод: сам профиль даёт не сколько прирост подъёмной силы (за "счёт Бернулли"), сколько снижает лобовое сопротивление и соответственно повышает качество. Для точной картины надо найти подъёмную силу крыла конкретного самолёта при НУЛЕВОМ угле атаки....я не нашел. А найдя, мы ТОЧНО бы знади, какова эта "подсасывающая сила".

- Еще один аргумент в Вашу пользу - это перевернутый полет. Мне даже кажется, что из поляры от прямого до перевернутого (с отрицательными углами атаки) полета можно получить искомое соотношение между Ньютоном и Бернулли. И позвольте еще прокашлять - в трубах рулит Данило.. Это к вопросу о его правоте.

korvl22001:

Вся беда нашего преподавания в том, что всё преподносится однобоко. Десятилетиями тысячам и миллионам может, вдалбливают, что поток сверху крыла проделывает больший путь и вследствие закона сохранения, скорость сверху больше = давление ниже....

есть минимум три модели создания подемной силы
1 популярная, как писалu про Бернули, смысл отображает, но на самом деле все сложнее. Для эксплуатантов вполне подходит
2 техническая - скос потока , Ньютон, импульс =масса*Vверт сост
3 аналитическ-математическая - это циркуляция, теорема Жуковского "Подъёмная сила крыла бесконечного размаха равна произведению плотности газа (жидкости), скорости газа (жидкости), циркуляции скорости потока и длины выделенного отрезка крыла" .большие ученые мужи и т.д



Очень грубо, если подсчитать СИЛУ, действующую СНИЗУ (полную аэродинамическую)на плоскую пластину (без учёта удлинения, ч.Рейнольдса и т.п.)по типу, как на воздушный змей....то:
при площади крыла 70м^2, скорости 60м/с у земли, сила при угле атаки 10* будет ~ 28, 5 тонн. При угле атаки 3* - 8, 5, при угле атаки 5* - 14, 2 тонны. Я специально брал примерные данные самолёта Як-40. Даже этот, очень грубый, в первом приближении подсчёт, показывает...что худо-бедно, но плоский профиль создаёт БОЛЬШУЮ подъёмную силу....

этот грубый подсчет несет в себе и грубые ошибки
1 так можно прикинуть силу СНИЗУ профиля, но на ВЕРХНЕЙ части пластинки она не нулевая, а подъемная сила это разница давлений.
2 Удлинение выбрасывать никак нельзя ее влияние на зависимость Су от АЛФА огромно, для квадратной плоской пластины 70м2 Су один, для пластины с хордой Як-40 2, 8 метра в 2, 5 раза больше (согласно формуле Прандтля).
3 даже при обтекании плоской пластины с ростом УА изменяется местная скорость течения и опять пошел Бернулли

Если не трогать адепта с его допотопными У образными манометрами, то молекулярная природа подъемной силы не лишена смысла.

Если представить, что объект (крыло) с некоторой начальной скоростью входит в неподвижный поток воздушной массы, то образуются волны расходящиеся от объекта вверх и вниз, в свою очередь отталкивают объект (крыло) в противоположную своему движению сторону.
Ну и где здесь подъемная сила?
А подъемная сила как раз вытекает из геометрии крыла. т.к. крыло выгнуто. то сила, действующая снизу, выше.

Надо бы примеры приводить....чтоб было видно вклад угла атаки (Ньютона). Так примерно:
- подъёмная сила крыла Ту-134 при скорости 380 и угле атаки "ноль" градусов (именно крыла, не самолёта) три тонны (?)
при угле атаки 10 градусов 40 тонн.
И всё сразу станет ясно.....не углубляясь в зависимости роста подъёмной силы и лобового сопротивления от угла атаки. Просто принципиальную картину.

если следовать вашему привитизму далее, то оцените как измеяется Су для плоской пластины и крылом с профилем с ростом УА,
на примере того же Ту-134
при изменении кривизны профиля (выпуск закрылков) Сумах увеличивается с 1, 4(0) до 2, 1 (30) в 1, 5 раза


если пример с механизацией Ту-134 вам кажется не показательным, то все уже подсчитано давно до вас в начале прошлого века, посмотрите как изменяется Су для одних и тех же углов для плоской пластины и профилей с ростом кривизны профиля (на схеме он назван желобком
)http://rosinmn.ru/afotovetro/p ...
для тех же самых УА подъемная сила профиля 20% от бесконечности (0 гр УА) до 2, 1 раза более чем плоской пластины - вот вам скорости обтекания.

..А уж про тонкий выпукло-вогнутый профиль, у которого, как известно, Су много больше, чем у плосковыпуклого - тут никто и не кашлянул.. а путь потока-то вдоль поверхности почти одинаков и снизу и сверху.. а давление снизу растет, а сверху падает!
..Значит не ПУТЬ играет, а именно что сечение потока вместе с его неразрывностью!
(Меня в детстве всегда угнетало - как же так, что несмотря на Бернулли - через двери в давке так трудно пройти! Ведь должно же ПАДАТЬ давление!! А скорость увеличиваться! ..А в жизни - давка и все дела..)
Вся современная авиация - это развитая механизация (то есть по надобности плосковыпуклый профиль превращается.. превращается.. превращается.. в вогнуто-выпуклый!) + компьютеризация усей страны..

leango:


..Значит не ПУТЬ играет, а именно что сечение потока вместе с его неразрывностью!
(Меня в детстве всегда угнетало - как же так, что несмотря на Бернулли - через двери в давке так трудно пройти!
//////////

тут уже другой эффект капилярность: размеры сечения по отношению к размеру частиц: все по науке, только за счет капилярности давление в кислородном приборе падает с 150 до 1 атм - а так свободная трубка

2пирожок из батонного теста:
"...А подъемная сила как раз вытекает из геометрии крыла. т.к. крыло выгнуто. то сила, действующая снизу, выше..."

Заблуждение, однако! Так как оно (крыло) выгнуто, стало быть - площадь больше. Следовательно, больше молекул давит на верхнюю часть, и как вывод, образуется прижимная сила. Да, и ещё сверху на крыло атмосфера давит! Так что оно не может летать! Там какая-то другая фигня задействована! :)

Знания+Звание = Константа

Все в соответствии с Бернулли.....

Типовая картина распределения давления на нижней и верхней поверхности крыла
http://www.rcdesign.ru/var/rcd ...

Из картинки видно, что разрежения на верхней поверхности дает больший вклад в результирующую подъемную силу.

А какой профиль скоростного авто , что бы его прижимало к дороге? Голосую за вихревую теорию .

С провилированным днищем на вроде Вентури. Тогда в полном соответствии с законом Бернулли.

Днище у такого авто должно быть выпуклое. Без фанатизма конечно, а что-то по выпуклости похожее на геометрию корпуса ледоколов. Собственно это и доказывает наличие таких выпуклостей у болидов формулы 1.

-А какой профиль скоростного авто , что бы его прижимало к дороге?
http://www.autotechnic.su/tech ...
http://www.autotechnic.su/tech ...

пирожок из батонного теста:

Это пирожок у тебя выпуклый, а днище должно быть вогнутое как у сопла Лаваля.

Поясню: Вогнутое внутрь, выпуклое к дорожному полотну.

Поясню: Вогнутое внутрь, выпуклое к дорожному полотну.

Не вижу противоречий. Или у ледоколов днище вогнутое внутрь?

а днище должно быть вогнутое как у сопла Лаваля.

Если оно должно быть вогнутое, то как объяснить болиды, на которых устанавливают рекорды скорости? У них у всех сигарообразная форма.

http://www.ussrtoscale.com/--- ...
http://road2.ru/news/a-52.html

Для рекордов скорости не нужна управляемость при маневрах.А межмолекулярное взаимодействие и силы в любых средах ещё никто не отменял, в том числе и Бернулли.Его закон-лишь частный случай, давший общее представление для идеальной среды, а в природе всё сложнее и до конца не понятое.Чего и исследуют.

Уже много было сказано про роль профиля...Понятно что каждый профиль играет огромную роль для определенного ЛА.Так большинство дозвуковых имеют толстые несимметричные профили по принципу чем больше скорость тем тоньше профили.Это из-за лобового сопротивления.Устойчивыми на малых скоростях являются толстые и сильно выпуклые профили но с не высоким качеством планирования и малым удлинением крыла..Например парашют-крыло , параплан , десантные планера, гидросамолеты, Ан-2 итд. Самолеты у которых высокое качество планирования имеют большое удлинение крыла и н толстый профиль по понятным причинам.Скоростные самолеты (сверхзвуковые)имеют низкое качество крыла, не большое удлинение и тонкий даже симметричный профиль. Роль формы профиля лопасти (тонкий, несимметричный и дозвуковой ) на вертолетах и автожирах важна особенно тем что профиль сделан таким образом что способен раскручиать лопасти при набегающем потоке с низу на авторотации без двигателей, т.е. другими словами чем больше угол атаки от потока снизу при минимальном угле установки, тем больше раскручивается винт.Секрет таких лопастей в форме авторотирующего профиля способного создавать не только раскручивающий момент но и "подсасывающую" подьемную силу за счет поступательной скорости полета уменьшая этим вертикальную скорость снижения. Пример :При вертикальной авторотации без поступательной скорости вертикальная растет до 20-25м/с а при авторотации с поступательной скоростью 120-130 км/ч вертикальная 8-12м/с.

пирожок из батонного теста:

Сигарообразная для лучшего обтекания а не для прижимания к полотну. Для прижимания к полотну или антикрылья (как на Ф1) или профилированное днище, как на ряде машин среднего и представительского класса.

При вертикальной авторотации без поступательной скорости вертикальная растет до 20-25м/с

Только у вертушек с высокой нагрузкой на ротор. У Робинсона что-то около 4-х вообще по моему. Сколько на Ми-8, 21 м/с где-то?

на вертолетах и автожирах важна особенно тем что профиль сделан таким образом что способен раскручиать лопасти при набегающем потоке с низу на авторотации без двигателей

Многие старые вертушки использовали стандартный NACA 0012 профиль. И не плохо авторотировали. Не в профиле ИМХО дело. То есть профиль влияет конечно на максимальные обороты ротора при заданном размахе (явления скачков уплотнений) но на авторатацию если и повлияет то косвенно. Обычно при расчетах смотрят на трансзвуковую динамику профиля.

Молекулярную составляющую подъемной силы обсудили, а термодинамическую забыли.
При условии, что препятствие (крыло) движется в достаточно плотной воздушной массе, то имеет место нагрев поверхности крыла, а значит и нагрев воздушных масс, которые расходятся вверх и вниз от крыла.

Выше температура - выше давление, а так как верхняя поверхность крыла по площади больше, то нагрев будет продолжительнее. Получается, что прижимная сила, точнее ее термодинамическая составляющая, выше.

В качестве вывода о природе подъемной силы:
1. Классическое уравнение Бернулли - сила есть.
2. Турбулизация (срыв потока с крыла)- сила есть
3. Молекулярная составляющая - силы нет
4. Электрокинетическая составляющая - силы нет.
5. Термодинамическая составляющая - силы нет.

Получается Бернулли к определению подъемный силы крыла никаким боком приписать нельзя, классическое уравнение не учитывает основную ее составляющую (турбулизацию) про остальные моменты вообще говорить не приходится.

уравнения Навье Стокса описывают обтекание любого тела.
Однако решения очень сложные, нужны точные математические модели и мощные компьютеры.
И не всегда решения существуют.

А уравнение Бернулли и формула подъёмной силы- это для очень простого объяснения основных взаимосвязей между физическими величинами при обтекании. То есть, это как арифметикой заменить теорию поля.

Одному дибилу сильно выпендриться захотелось на почве своей докторской, а 20 подхватило.

Тем, кто тут рассказывал, что на плоскую пластинку действует только "кинетическая энергия потока снизу" смотреть сюда:
http://paravia.ru/images/pa/li ...
и считать путь, проходимый потоком по верхней и нижней кромке.

И самое главное: погуглить "парадокс Даламбера-Эйлера". Чтоб про силы вязкости просветиться и чушь больше не нести.

Однако решения очень сложные, нужны точные математические модели и мощные компьютеры.
И не всегда решения существуют.

Точнее никогда не существуют (только для самых простых случаев, а на практике только численно). И не всегда нузны мощные компы. И на лептопе прекрасно считаеться.

2 Авторитет:

есть мнение что при усложнении системы уравнений Навье — Стокса всё-же необходимы мощные компьютеры и применение правильной математической модели можно получить часные решения необходимые для данного практического случая:

-Будучи дополненной уравнениями переноса тепла и переноса массы, а также соответствующих массовых сил, система уравнений Навье — Стокса может описывать конвекцию, термодиффузию в жидкостях, поведение многокомпонентных смесей различных жидкостей и т. п.

-Также вариации уравнения Навье — Стокса используются для описания движения воздушных масс атмосферы, в частности при формировании прогноза погоды. Для описания реальных течений в различных технических устройствах приемлемую точность численного решения можно получить только при такой расчётной сетке, ячейки которой меньше самого мелкого вихря. Это требует очень больших затрат расчётного времени на современных компьютерах. Поэтому были созданы различные модели турбулентности, упрощающие расчёт реальных потоков

Этот прохффессор Войцех кстати сам не знает о чем говорит, потому что приводит ни разу не уравнение Бернулли, а закон Бернулли.
И если это простительно не знать Анисимову, то для прохффессора пытающегося поставить все с ног на голову это никуда не годится. Я уж не говорю о том, что там как гордость и новизну выкатываются щелевые крылья, с характеристиками которые в продувках были получены 30 лет назад и не вызвали ни у кого противоречий с законом Бернулли.
Я уж не говорю о "трех Будильниках"(Высотомер, УВС, Вариометр), которые останутся у пилота даже после отказа всего остального , проектирование и работа которых основаны в том числе и на законе Бернулли.

A319 engineer:

Все зависит от того, что считаеться. До настоящего времени, почти все промышленные расчеты выполняются на стационарных уравнениях Н-С в том числе с химическими реакциями.

"приемлемую точность численного решения можно получить только при такой расчётной сетке, ячейки которой меньше самого мелкого вихря" - суда никаким боком не идет, потому как относится к нестационарной модели крупных вихрей, в западной литературе обозначенной как "LES", которая описывает вариацию поля скоростей во времени.

2 Авторитет:

ОК, не буду спорить- гидрогазодинамику учил давно уже и сегодняшнее состояние компьютерной техники вероятно позволяет делать расчёты невероятно сложные лет двадцать назад и нереальные в докомпьютерную эру.

Важно то что именно уравнения Навье — Стокса и есть правильный инструмент для расчёта обтекания, а не уравнение Бернулли, теория присоединённых вихрей или формула Жуковского.

A319 engineer:

Именно. Так и решают, а потом в трубах дуют. Но решать стали с конца 70-х, когда более менее и компы появились и численная теория. Но решить то можно, а вот визического обьяснения решение Н-С не даст, вот и прыгают с бубном вокруг крыла с изними теориями Бернулли/Вихрей итд.

A319 engineer:
Через закон Бернулли обтекание считать вообще невозможно, а через циркуляцию и вихревую теорию погрешности соизмеримы с уравнениями Навье-Стокса.
Просто Навье-Стокса проще считать в численном виде, чем циркуляцию , поэтому она более применима для компьютерной техники. Однако практические результаты таких расчетов пока, увы, весьма далеки от желаемых, иначе от трубных экспериментов можно было бы практически отказаться, используя их только для подтверждения расчетов.

трубных экспериментов можно было бы практически отказаться, используя их только для подтверждения расчетов.
----------
Продувание в трубе, как бы оно не было хорошо выполнено, не может считать аналогом реального полета? Иначе после трубы аппарата шли сразу в серию без прототипов.