Снижается.

Ветку можно закрывать.

свободен ,
нужен не ответ, а внятное обьяснение.

Чуть конкретизировать вопрос надо.
Смотря на какой скорости и на каком Су лететь на большей высоте.

Коэффициент индуктивного сопротивления это А*Сy^2;
A - коэфиициент отвала поляры, от высоты полета не зависит.

Поэтому если лететь на том же Су на большей высоте, то коэффицент индуктивного сопротивления Сxi будет тот-же.

А если говорить о силе, то она еще зависит от скоростного напора.
Поскольку масса не меняется, то произведение Су*po*V^2 для обоих высот должны быть равны (в горизонтальном полете).

Если например, на высоте 6500 метров плотность воздуха в два раза меньше, значит для ГП Су*po*V^2 должно быть в два раза больше чем у земли.

Значит если мы летим на том же Су, то на скорости в 1.4 раза больше. А сила индуктивного сопротивления при этом такая-же как и при полете на малой высоте.
(Также, как и подъемная сила такая-же как у земли).

Cessnalex
что происходит с индуктивным сопротивлением самолета в ГП при увеличении высоты полета.

А скорость, как одно из условий, растет, падает, константа, истинная, приборная?

Roman_W_K

Чуть конкретизировать вопрос надо.
Смотря на какой скорости и на каком Су лететь

О как совпало.

Если например, на высоте 6500 метров плотность воздуха в два раза меньше, значит для ГП Су*po*V^2 должно быть в два раза больше чем у земли.


А лобовое не меняется с ростом V? то есть, с падением плотности и ростом скорости ничего не меняется?

корвалол:
А лобовое не меняется с ростом V? то есть, с падением плотности и ростом скорости ничего не меняется?
========
Какое лобовое? Индуктивное? Профильное? Полное?

С ростом V меняется все. Но если мы увеличиваем V пропорционально корню из падения po (А это и есть условие полета на том же Су, или другими словами сохраняем скоростной напор), то индуктивное сопротивление не меняется.

скорость не трогаем, она постоянна .
Изменяется только высота .

просто в ряде источников формула для расчета индуктивного сопротивления содержит плотность в числителе , а в других она в знаменателе.
Кое где пишут вообще что так как оно идуцируеться при создании подьемной силы, то не подчиняется такой же как у профильного сопротивления классической формуле .

Cessnalex:

скорость не трогаем, она постоянна


приборную или истинную - одна из них меняется обязательно с ростом высоты.

Если звучит несколько запутанно, то можн опереформулировать иначе:

Если скоростной напор с ростом высоты сохраняется тот-же,
То для горизонтального полета нужен тот-же Су.

Если Су остается тот-же, то коэффициент индуктивного сопротивления Сxi тоже остается тот же.

А если Сxi остается тот же и скоростной напор тот же, то абсолютно логично, что и полная сила такая-же.

Без картинок не пойдёт ;)
http://avia-simply.ru/wp-conte ...

Cessnalex:

скорость не трогаем, она постоянна .
Изменяется только высота .


Если приборная постоянна (а это единственно логично в данной задаче), то будет то, что я написал - тот же скоростной напор, те же величины.

в случаях таких задач в качестве скорости понимается скорость набегающего потока , то есть истинная .

Roman_W_K:



С ростом V меняется все.
===========
Ну это имел в виду, что ро в первой степени, а вэ в квадрате. То есть неравнозначно одно уменьшить в 2 раза, а другое увеличить.

Но он пишет, что скорость не меняется. Тогда индуктивное должно увеличиться.

Ха-ха-ха

...ставим винглеты и не паримся :))

корвалол:
То есть неравнозначно одно уменьшить в 2 раза, а другое увеличить.


Так а я и писал, что при уменьшении po в два раза, скорость нужно увеличить в 1.41 (корень из двух)

V равно const.
так понятнее ?

Cessnalex:

в случаях таких задач в качестве скорости понимается скорость набегающего потока , то есть истинная .


пилотируют по приборной, истинная какая уж будет, никто не сохраняет истинную в наборе.

Ну а если истинная скорость равна, тогда все просто.

Скоростной напор po*V^2/2 на высоте 6500 метров падает в два раза (за счет падения плотности воздуха)

Коэффициент подъемной силы Cy для горизонтального полета соответственно долже быть в два раза больше.

Коэффициент индуктивного сопротивления Сxi = A*Cy^2 при этом возрастает на высоте в 4 раза.

Полная сила индуктивного сопротивления в 4 раза возросла за счет коэффициента индуктивности и в два раза упала за счет скоростного напора (падения плотности).

Итого, полная сила индуктивного сопротивления выросла в два раза.

Но полностью согласен с neustaf-ом, в решении аэродинамических задач истинная скорость никогда не принимает участия в роли сохраняющейся на разных высотах. Она имеет отношения к навигации, но не к аэродинамике.

Критерий аэродинамического подобия - равный скоростной напор, то есть равная приборная скорость (Если влиянием изменения Рейнольдса можно при этом пренебречь).

Тэкс...в свете новых веяний так тогда. Раньше просто усцывались, когда говорил, что подъёмная сила возникает за счёт отбрасывания воздуха вниз С УСКОРЕНИЕМ (плюс Б.). Теперь вроде спокойно относятся)). Точно так же усцывались, когда говорил, что это отбрасывание ВНИЗ С УСКОРЕНИЕМ и есть скос потока. Нет, говорили, скос - это перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю и писец.
Так вот - индуктивное сопротивление и определяется ПРИДАНИЕМ КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ ОТКЛОНЯЕМОМУ ВНИЗ ПОТОКУ.
И дополнительно, как и Бернулли, растёт из-за перетекания, то есть и то, и то, в сумме.
Делаю вывод: при одинаковой скорости , надо увеличивать угол атаки, а значит придавать ДОПОЛНИТЕЛЬНУЮ кинетическую энергию отклоняемому потоку, тому, который по размаху, а не на законцовках.
А эта дополнительная энергия неминуемо влечёт рост индуктивного (про лобовое и речи нет).
Таково моё рассуждение).

Так а я и писал, что при уменьшении po в два раза, скорость нужно увеличить в 1.41 (корень из двух)
==========
Сорри, невнимательно прочёл, типо : это вдвое уменьшаем, это вдвое увеличиваем.

Хорошо, это согласуется с моим пониманием формул:
Сxi = A * 2G^2/p*V^2*S
а как это обьяснить "на пальцах" не использую формулы, так сказать понимание процесса.
И заодно уж о полете низко над землей на "экране" почему индуктивное сопротивление резко падает ?

neustaf

пилотируют по приборной, истинная какая уж будет, никто не сохраняет истинную в наборе.
__Roman_W_K:

Но полностью согласен с neustaf-ом, в решении аэродинамических задач истинная скорость никогда не принимает участия в роли сохраняющейся на разных высотах. Она имеет отношения к навигации, но не к аэродинамике.
________
Фиг там. "Сапоги", как всегда протиф! ))
Именно, выдерживая истинную, а она будет где то больше раза в полтара, два от приборной (обычно от Vнв), достигается наибольшая скороподьемность, а с 6-8тыс.м, вообще переходят на число М. А это порой очень важно для "свистулек" с ТРДФ, ТРДДФ.

Понимание процесса достаточно простое, вот Ковс ссыллку кидал:
http://avia-simply.ru/wp-conte ...

Сама индуктивность вызвана чем: Перед крылом поток отклоняется вниз и набегает на него не под тем углом атаки, который мы считаем между продольной осью (или хордой САХ) и вектором скорости набегающего потока, а под местным углом атаки. Чем ближе к законыовке, тем больше этот скос потока, тем больше отклонения вектора аэродиномической силы в этом сечении от кажущегося нам, тем больше индуктивное сопростивление.

Если мы гребем на высоту, сохраняя истинную скорость, значит приборная падает, значит надо увеличивать угол атаки, чтоб в горизонте лететь. Ставим самолет "крестом", Су у нас большой, угол атаки большой, соответственно и скос потока большой, то есть индуктивность большая, вихрь индуктивный на законцовке мощный.

А если мы к земле прижались, снизу у нас экран появился. Воздух перед крылом и рад бы вниз скоситься, как на высоте, да только в землю упрется, нет там ему места.
В результате он спрямляется в щели между крылом и экраном, индуктивность и минимальная получается. Да еще и подъемная сила мощно растет.За счет роста давления перед этой щелью.

Таймень:

Фиг там. "Сапоги", как всегда протиф! ))
Именно, выдерживая истинную, а она будет где то больше раза в полтара, два от приборной (обычно от Vнв), достигается наибольшая скороподьемность, а с 6-8тыс.м, вообще переходят на число М. А это порой очень важно для "свистулек" с ТРДФ, ТРДДФ.
========
Какой тип? Я о дозвуке говорил, и о высотах тропосферы.
В этом случает оптимальная скороподъемность именно на финсированной приборной.
Если же вы на сверхзвуке или околозвуке и в стратосферу, да еще с ТРДДФ, то там своя история.

2 Roman_W_K: про отклонение потока перед крылом это ты сильно задвинул ))
то есть ты утверждаешь что если угол атаки например ноль или даже минус то и нет индуктивного сопротивления ? ))

Cessnalex:
Индуктивного сопротивления нет тогда, когда нет подъемной силы. На симметричном профиле это 0, на несимметричном - минус (на каждом свой).

Насчет скоса перед крылом, смотри:
http://avia-simply.ru/wp-conte ...
http://ok-t.ru/studopedianame/ ...
http://konspekta.net/studopedi ...
http://ok-t.ru/studopedianame/ ...

Понятно, жертва поиска в гугле ))
Так для размышления - может поток все таки ЗА КРЫЛОМ скашивается вниз ?
А то в твоей версии лист фанеры под углом к ветру тоже крыло с индуктивным сопротивлением .

Cessnalex:
======
Я вас не оскорблял, жертва необразованности.
Воздух начинает скашиваться еще до крыла, за крылом он само собой скошен.
И да, безусловно, лист фанеры под углом к ветру - крыло с индуктивным сопротивлением.

Cessnalex:

... если угол атаки например ноль или даже минус то и нет индуктивного сопротивления ?

- Если подъёмная сила равна нулю, или крыло бесконечного размаха, то нет и индуктивного сопротивления.
Что же касается неучастия "истиной скорости", - как бы не так, только до определённого числа М. А потом уж такое участие начинается!..

Таймень
Фиг там. "Сапоги", как всегда протиф! ))Именно, выдерживая истинную, а она будет где то больше раза в полтара, два от приборной (обычно от Vнв), достигается наибольшая скороподьемность, а с 6-8тыс.м, вообще переходят на число М. А это порой очень важно для "свистулек" с ТРДФ, ТРДДФ.
//////
тут вам и карты в руки, как будет себя вести Хi в таком разе,
А для пинжаков обьяснение РоманаWK вполне подходит, V приб меняется в наборе незначительно Су примерно постоянный, Хинд меняется незначительно.
На меньших скоростях приборных Су больше (скос потока больше) индуктивное растет
С ростом приборной Су уменьшается, индуктивное сопротивление уменьшается

Roman_W_K:
а в чем собственно оскорбление после 10 то картинок с поиска гугла ?
констатация факта просто )
при угле атаки ноль нижняя часть несимметричного профиля практически параллельна потоку струйки под крылом параллельны набегающему потоку никакого скоса , но вот странно индуктивное сопротивление есть .

Какой тип? Я о дозвуке говорил, и о высотах тропосферы.
В этом случает оптимальная скороподъемность именно на финсированной приборной.
Если же вы на сверхзвуке или околозвуке и в стратосферу, да еще с ТРДДФ, то там своя история.
______
"Уравновешенный" :) Я еще на св. звук не переходил, мне уже этого достаточно, что бы понять...

Cessnalex:

а в чем собственно оскорбление после 10 то картинок с поиска гугла ?

Да не вопрос, я могу вам страницы Из Роскама, Остославского да Мхитаряна называть, да только не буду я их ради вас сканировать и выкладывать, время тратить. Проверять будете сами.

при угле атаки ноль нижняя часть несимметричного профиля практически параллельна потоку струйки под крылом параллельны набегающему потоку никакого скоса , но вот странно индуктивное сопротивление есть .

Не паралельны. Это дилетантское рассуждение )))
Или вы думаете, что воздух, прошедший по верхней дужке крыла скосился вниз, а прошедший по нижней так и остался ровно течь? ))))

а с 6-8тыс.м, вообще переходят на число М.
==
У пиджаков на иномарках- тож.))

Cessnalex:
то есть ты утверждаешь что если угол атаки например ноль или даже минус то и нет индуктивного сопротивления ? ))


Хоть вопрос к Roman_W_K, Попробую ответить.
Обратная крутка крыла как на B777 и вытянутая назад законцовка как на B787 решает в бОльшей части мере эту проблему.

давайте вернемся к источнику индуктивного сопротивления .
Оно все таки в концевых перетеканиях и соответственно вектор отклонения потока под крылом видимо не совсем вниз иначе откуда вращение возьмется ?

саил:
а с 6-8тыс.м, вообще переходят на число М.
==
У пиджаков на иномарках- тож.))
----------
...на нашемарках, тож :)

Cessnalex:

Хорошо, это согласуется с моим пониманием формул:
Сxi = A * 2G^2/p*V^2*S
а как это обьяснить "на пальцах" не использую формулы, так сказать понимание процесса.
И заодно уж о полете низко над землей на "экране" почему индуктивное сопротивление резко падает ?

На той картинке, которую Ковс дал, конечно нет никакого скоса перед крылом. Это просто картинка вектора скорости. Так вот - вертикальный маленький вектор Vy и есть вертикальная составляющая отбрасываемого вниз и назад потока. Для отбрасывания этого потока (в пересчёте на вертикальную составляющую) необходимо ему придать кинетическую энергию. Вот затраты на придание этой кинетической энергии и определяют индуктивное сопротивление.
Над землёй идёт повышение давления в воздушной подушке. Этим давлением "спрямляется" отклонённый вниз поток. Иными словами без подушки, поток имел бы бОльшую вертикальную составляющую = бОльшее индуктивное ( для бОльшей силы реакции от набегающего потока). А подушка даёт "дармовое" повышение давления под крылом, вертикальная составляющая Vy может быть резко снижена. Само давление снизу "распрямляет" скошенный поток, не даёт так сильно ему вниз отклониться. Хз, понятно, нет гутарю.
Но надо помнить: что скос имеется в виду тот, который по размаху, про который тут не все слышали, на схеме хорошо видно (Vy).
А концевые вихри никакого отношения - индуктивное увеличивают и всё, подъёмной не прибавляют.

...на нашемарках, тож :)
==
Не знаю, как на Ту, на Яке- никогда.))

тут вам и карты в руки, как будет себя вести Хi в таком разе,
А для пинжаков обьяснение РоманаWK вполне подходит, V приб меняется в наборе незначительно Су примерно постоянный, Хинд меняется незначительно.
На меньших скоростях приборных Су больше (скос потока больше) индуктивное растет
С ростом приборной Су уменьшается, индуктивное сопротивление уменьшается
________
Сань, ну а не очевидно что ли? Набрав Vи со взлета и удерживая ее постоянной (есть пределы) до 6000-8000м, а это всего лишь 3-4 мин (от типа?), мы выигрываем в скороподьемности, а т.к. грубо, на каждый набранный км, приборная, разумеется, будет уменьшаться км на 20-30, при выдерживании Vи = const., мы проигрываем в индуктивности, но это для "сапогов" не существенно, тем более с 6-8км, опять разгон до зад. числа М.
У вас в ГА- грубо говоря ЭКОНОМИЯ, у нас- БЫСТРОТА маневра и эти полтонны ТС-1 (РТ), как то пофиг, тем более с энергичным ростом высоты, быстрее уменьшается Суд. (расход). Как то так.
Карты заберешь? (Шутка). Нормально все. Я тебя больше поддерживаю, чем спорю, но вопросы к тебе есть, задам при случае.

2 корвалол:
а теперь обьясни почему отбрасывание более "жиденького" воздуха на высоте приводит к увеличению индуктивного сопротивления .

Сань, ну а не очевидно что ли? Набрав Vи со взлета и удерживая ее постоянной (есть пределы) до 6000-8000м, а это всего лишь 3-4 мин (от 
/////////
Радиобмен пары Су-27 с гражданским диспом Круга
Борт взлет парой на Самару
Дисп набирайте 1800, пересечение 1500 доложите
Борт пересекаем 9000,
Это ж совсем другой коленкор.

саил:
Не знаю, как на Ту, на Яке- никогда.))
-----------
...слабаки :))

саил: ...на нашемарках, тож :)==Не знаю, как на Ту, на Яке- никогда.))
//////
на маленьком туполе тоже набор по приборной, если легкий можно и скоростной на 500, но обычно 450-460 с уменьшение до 420 у эшелона, потом разгон уже до Мкрейср, а тяжелые и по 2-3 м/с последние сотни метров скреблись на 405-410, мене нельзя переход на второй режим еще большие уменьшение вертикальной.

Cessnalex:
давайте вернемся к источнику индуктивного сопротивления .
Оно все таки в концевых перетеканиях и соответственно вектор отклонения потока под крылом видимо не совсем вниз иначе откуда вращение возьмется ?
-----------
Жгуты сходят с законцовок крыльев. Они образуются из-за перетекания воздуха через торец крыла из области высокого давления (под крылом), в область низкого давления (над крылом), а между жгутами находится "пелена" - это скошенный поток воздуха. Из-за жгутов считают эффективное удлинение крыла, оно, естественно меньше фактического удлинения, т.к. концы крыльев обтекаются трёх-мерным потоком. Оптимальным, в плане, крылом (с меньшим ИС) является эллиптическое, за ним идёт трапецивидное (сужение 2-3), самое большое ИС - это у прямоугольного крыла.