to mpn


Вот что такое «Ламинарность» – послойное распределение потока по скоростям.
-----------
Ламинарный поток, это поток с практически нулевыми пульсационными составляющими скорости


Профиль не влияет на послойное распределение скоростей в потоке.

Еще как влияет. Поэтому, для одних и тех же профилей с разной поверхностью можно иметь либо турбулентный либо ламинарный погранслой.


На послойное распределение скоростей в потоке влияет только внутренняя вязкость воздуха. И этой вязкости похрену какой у вас профиль.

Не верно. Есть еще эффекты турбулентности.


А Турбулентность – это изменение вектора скорости.

Нет. Турбулентность это поток со значительными пульсационными составляющими скорости.


Если хотите Турбулентность – это завихрения. А завихрения образуются когда у вас есть два потока идущих друг на встречу другу.

Не верно. Турбулентный пограниченый слой, например спокойно турбулизируется без всяких встречных потоков....

А принцип всей этой бадяги очень простой. Когда летчик будет тупо лететь в горизонте (тангаж=0) с максимальной загрузкой и крейсерской скоростью (для гражданских самолетов это соотношение дальность +экономия топлива), то крылья сами (конструктивно) будут стоять под наивыгоднейшим углом атаки и тем самым обеспечивать наилучшее соотношения Подъемной силы и Силы лобового сопротивления (наилучший коэффициент качества).

ну это вообще детсад, не летают на УАн.в магистральные самолеты, ваш детский наив далек от практической аэродинамики.

Ошибочку нашел:
"Теперь рисунок №5 – это математическая модель крыла. Отрезки – это основные плоскости крыла, их пять."

Их шесть и Полна ПАС (F) будет суммой (F1)+ (F2)…. (F6)

То armordillopx4

А Вы расчет крыла обещали? коэффициенты дали, а подъемная сила где?

armordillopx4
Результаты https://s16.postimg.org/x0t7ee ... Качество 0.55/0.0347 = 15.85
Ошибка расчета порядка 15-20%
опубликовано: 19.06.2017 21:15

armordillopx4
Нет. Турбулентность это поток со значительными пульсационными составляющими скорости.

Ну есть у меня время до обеда потрепаться ни о чем.
А что вызывает "пульсационные составляющие" скорости? И в чем физический смысл "пульсационной составляющей скорости"?

mpn.
...подъёмную силу нашли в расчётах?

kovs214
Результаты https://s16.postimg.org/x0t7ee ... Качество 0.55/0.0347 = 15.85

kovs214 а вы читать умеете?
"А Вы расчет крыла обещали? коэффициенты дали, а подъемная сила где?"

" а подъемная сила где?"
" а подъемная сила где?"
" а подъемная сила где?"
" а подъемная сила где?"
" а подъемная сила где?"
" а подъемная сила где?"

...если бы 7-ь раз спросили, то я бы ответил.

kovs214
...если бы 7-ь раз спросили, то я бы ответил.

А Вас никто и не спрашивал, тем более что Вы ответ не знаете!
Вопрос первоначально был адресован armordillopx4.

А что вызывает "пульсационные составляющие" скорости?

Никто не знает. Это открытая проблема связанная с пониманием турбуленции.


И в чем физический смысл "пульсационной составляющей скорости"?
-----------
Мгновенное значение скорости меняется и предсказать это изменение нельзя.

https://postimg.org/image/7us9 ...

Все компоненты даны в формулах расчета. Можете и угол ПАС посчитать.

mpn
Ошибочку нашел:
"Теперь рисунок №5 – это математическая модель крыла. Отрезки – это основные плоскости крыла, их пять."


Их шесть и Полна ПАС (F) будет суммой (F1)+ (F2)…. (F6)


и куда ПАС будет направлена при нулевой подъемной силе относительно хорды крыла?

to mnp,
раз вы старались рисовали что то (правда всю от балды), скину вам в порядке ликбеза файлик о реальной продувке плоской пластины еще лет 100 назад,
специально для вас показал (ПАС) и расчитал ее углы относительно пластины (хорды).

http://pixs.ru/showimage/PAS1p ...

Цифры эти реальные , а не вами выдуманные. Внизу табличка.
При Су=0 Угол 0, затем от растет, т.е будет и 5 и 10 т.д.

to mpn
кстати для доски armordillopx4
вдоль потока при УА=6 гр Угол между ПАС и хордой 82 градуса,
а для профиля с удлинением 4 пpи тех же 6 гр будет уже 92, 5 градуса, все ваши Великие открытия рушатся на корню: и на практикe и в теорeтических расчeтах.

neustaf
раз вы старались рисовали что то (правда всю от балды), скину вам в порядке ликбеза файлик о реальной продувке плоской пластины еще лет 100 назад, специально для вас показал (ПАС) и рассчитал ее углы относительно пластины (хорды).

http://pixs.ru/showimage/PAS1p ...
Цифры эти реальные , а не вами выдуманные. Внизу табличка. При Су=0 Угол 0, затем от растет, т.е будет и 5 и 10 т.д.

"специально для вас показал (ПАС) и рассчитал ее углы относительно пластины (хорды)."

Все пипец сил моих больше нет бороться с вашей вопиющей безграмотностью.

Для построения поляры крыла проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения Су, а на горизонтальной - Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся РАЗНЫЕ.Ключевое слово:"Масштабы РАЗНЫЕ".
Принято для Су брать масштаб в 5-10 раз больше, чем для Сх так как в пределах углов атаки 0-25° диапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх.

Он мне ПАС построил и углы рассчитал по кривому графику
Я устал от Вас ? Честно устал........ У Вас имя "Не Устаф", а я от Вас "Устаф"

mpn
Он мне ПАС построил и углы рассчитал по кривому графику


дитя, я ведь ни углы меряю по детcким книжкам, а расчитываю их по данным Су, Сх, альфа.

можете сами взять любую поляру и посчитать наклон ПАС к оси ОСх для угла скажем АльфаСу=0
(если сможете конечно) ну и затем для УА на 0, 5 градуса больше.
если непосильная для вас задача мне скажите помогу..

Для "НеУстафа"
Вот реальный угол ПАС из вашего графика при угле атаки 6°
http://s019.radikal.ru/i623/17 ...

neustaf
дитя, я ведь ни углы меряю по детcким книжкам, а расчитываю их по данным Су, Сх, альфа.

Примерчик рассчетика напиши....племяннички.

armordillopx4
mpn = А что вызывает "пульсационные составляющие" скорости?
armordillopx4 = Никто не знает. Это открытая проблема связанная с пониманием турбуленции.
mpn = И в чем физический смысл "пульсационной составляющей скорости"?
armordillopx4 = Мгновенное значение скорости меняется и предсказать это изменение нельзя.
mpn = А где подъемная сила по второму расчету для крыла на 6°
armordillopx4 = и тишина, и только мертвые с косами вдоль дорог стоят.........

Вот в этом и заключается современная аэродинамика........ сплошной треп.

neustaf
да уж, свою картинку со ссылкой на кривые Жуковского уже забыли, так для вас типично
****
не просто не забыл, а повторю еще раз - без кривой НЕЖ анализ устойчивости никакого режима невозможен. Она невозмущенное состояние задает, устойчивость которого требуется исследовать. Более того, если накладывать кинематические связи типа обязательности ГП, то в соответствии с кривой НЕЖ самолет на втором режиме неустойчив по скорости. А если связей не накладывать, то демпфирование на втором режиме заведомо хуже и по этой причине на некоторых типах прямо не рекомендовалось на втором режиме летать. И сей результат прямо из кривой НЕЖ и вытекает, без обращения к полной системе уравнений возмущенного движения. Это я Вам год назад сообщил. А позавчера ночью я Вам уже буквально на уровне детсада расписал причины появления колебаний УА в длиннопериодическом движении. И, подозреваю, всевозможных открытий на этом пути у Вас впереди еще много...


неверно вопрос без ответа был на Стр 50
neustaf
Может статься статься или будет подьемная сила тяготения, вас тоже потянуло на Открытия?
15.06.2017 12:56
****
и вновь повторю - поскольку я понимаю как работает закон всемирного тяготения внутри планеты, то я понимаю, что в принципе возможны такие неоднородные распределения плотности, когда сила внутри может вести себя крайне странно. А вот СЫСов "парадокс" (1/r2 дает бесконечность в центре планеты, а реально g падает) Вам пока не по зубам, несмотря на напыщенные ссылки на Ландавшица. Поэтому и выражение "подъемная сила тяготения" ересью для Вас звучит, ха-ха три раза.



вот тут вы снова верны себе как не знали как именно полuчаются уравнения в наборe, так и теперь , скромненьно промолчали
****
о да, нарисовать три-четыре силы и припечатать это дело ГОСТом - особое искусство, доступное не только лишь каждому, а тем только, у кого телега посреди лошади.

я Вам еще год назад посчитал работу сил в разных СО и показал, что ЗСЭ выполняется. А вот в некоторых СО, если Y не совершает работы, то сохранения энергии не будет.

И раз телега очутилась в таком странном расположении, то конечно утверждение "при малых углах набора уравнения движения становятся эквивалентными ГП, но с избытком тяги" вызовет когнитивный диссонанс.

Современная аэродинамика заключается в том, что есть вещи известные, а есть не известные. ПАС это вещ известная, отличие ламинарного профиля от турбулентного тоже известная вещ и ей 100 лет в обед. А вот понимание что же такое турбулентность пока нет. Однако, это не говорит о том, что мы не можем моделировать турбулентные течения.

to mpn

А где подъемная сила по второму расчету для крыла на 6°
armordillopx4 =



https://postimg.org/image/7us9 ...

У вас плохо с глазами? Или вы не в силах даже на картинке понять что там нарисовано?

Это тебе Племянничек твой график, вдруг ты циферки с него брать не умеешь?(зелененьким)
http://s019.radikal.ru/i602/17 ...

BLASIUS
не просто не забыл, а повторю еще раз - без кривой НЕЖ анализ устойчивости никакого режима невозможен.


таки да, вы так и не вышли из песочницы кривых, воинствующий дилетантизм!!
( ну прям мнп вторая версия)


Более того, если накладывать кинематические связи типа обязательности ГП

а если у бабушки будет...., я же вам рекомендовал учебники читать: раздел устойчивость, а вы продолжаетe отсебятину лепить махровую.

armordillopx4
У вас плохо с глазами? Или вы не в силах даже на картинке понять что там нарисовано?

И с глазами плохо, И сил нет. Все правильно!
Так где значение подъемной силы в ***[кгс] или в Ньютонах.

и вновь повторю - поскольку я понимаю как работает закон всемирного тяготения внутри планеты, то я понимаю, что в принципе возможны такие неоднородные распределения плотности, когда сила внутри может вести себя крайне странно.


вам был конкртетно вопрос, а вы как обычно ни "да"ни " нет" ни "не знаю" - флуд ни о чем,
вы не понимает как формируются планеты, как располагаются слои по плотности и почему так
а не по другому, физику учите!

А еще говорили о каком то техническом образовании...... Занавес!

Угол наклона ПАС от горизонтали будет = atan((0.65/0.07))*57 = 83 градуса или 7 градусов от вертикали.

вот тут вы снова верны себе как не знали как именно полuчаются уравнения в наборe, так и теперь , скромненьно промолчали
****
о да, нарисовать три-четыре силы и припечатать это дело ГОСТом - особое искусство, доступное не только лишь каждому, а тем только, у кого телега посреди лошади.

я Вам еще год назад посчитал работу сил в разных СО и показал, что ЗСЭ выполняется


Очередной мусор, вы не знаете почему в этих уравнеиях
Y=mg*cos UNT,
а Х берется для ГП, вы не понимаете физических процессов при этом, как и в ваших "расчетах" по устойчивости с УА и V с одной и той же частотой.
прямо как рисунки mnp от 1 до 5. Преставление дилетанта о процессе , который на самом деле выглядит абсолютно иначе.

armordillopx4
Современная аэродинамика заключается в том, что есть вещи известные, а есть не известные.

Никто не спорит!


ПАС это вещь известная,

Никто не спорит!


отличие ламинарного профиля от турбулентного тоже известная вещь и ей 100 лет в обед.

и в чем же это отличие заключается?

mpn
Для "НеУстафа"
Вот реальный угол ПАС из вашего графика при угле атаки 6°
http://s019.radikal.ru/i623/17 ...


уже хорошо, а теперь напрягитесь и для угла 9 и 0 градусов - нарисуйте!!

и в чем же это отличие заключается?

В ламинарном профиле, переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит как можно ближе к задней кромке.

neustaf
Угол наклона ПАС от горизонтали будет = atan((0.65/0.07))*57 = 83 градуса или 7 градусов от вертикали.

Отлично!!! хотя Племянничек это "Неустаф"
А какой при этом будет угол ПАС к пластине стоящей под углом 6° к горизонту?

В смысле? 6 градусов на графике это УА. Значит пластинка стоит на 6 градусах к горизонту.

armordillopx4
mpn = и в чем же это отличие заключается? (отличие ламинарного профиля от турбулентного)
neustaf = В ламинарном профиле,

Все понятно:
отличие Ламинарного профиля от Турбулентного в том, что профиль Ламинарный,
А отличие Турбулентного профиля от Ламинарного в том, что профиль Турбулентный,
и это было известно еще 100 лет назад.
Спасибо, все так понятно объяснил...молодец!

Еще раз по буквам.

Ламинарный профиль: переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит как можно ближе к ЗАДНЕЙ КРОМКЕ.
Турбулентный профиль: искуственно вызывается турбулизация пограничного слоя как можно ближе к ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ

armordillopx4
В смысле? 6 градусов на графике это УА. Значит пластинка стоит на 6 градусах к горизонту.

ууууууууууууууууууууууууууу Я ху...ею дорогая редакция, пишет нам шестилетняя Танечка.

mpn = А какой при этом будет угол ПАС к пластине стоящей под углом 6° к горизонту?
armordillopx4 = Значит пластинка стоит на 6 градусах к горизонту!
mpn = А Вы на рыбалку?
armordillopx4 = Нет, Я на рыбалку?

mpn = А какой при этом будет угол ПАС к пластине стоящей под углом 6° к горизонту?
Какой угол между пластиной и ПАС?
алёёё....гараж!!!!
Какой угол между пластиной и ПАС?

Ну, если пластинка стоит на 6 от горизонта, а ПАС на 7 по вертикали, то как по вашему на какой угол к пластинке будет повернута ПАС?

armordillopx4
Еще раз по буквам.
Ламинарный профиль: переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный происходит как можно ближе к ЗАДНЕЙ КРОМКЕ.
Турбулентный профиль: искуственно вызывается турбулизация пограничного слоя как можно ближе к ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ

Еще раз по буквам!
Я Вас не спрашиваю что происходит с потоком на передней кромки и на задней кромки !!!! Меня не интересует ПРОЦЕСС!
Я Вас спрашиваю в чем отличие между Ламинарным профилем и Турбулентным профилем !!!! Меня интересует Конструктив профиля!!!

Вы же не говорите Ламинарный ПОТОК.
Вы же говорите Ламинарный ПРОФИЛЬ.
Или Вы не Русский, и эти слова для вас равноценные? (монопенисуальные)

armordillopx4
Ну, если пластинка стоит на 6 от горизонта, а ПАС на 7 по вертикали, то как по вашему на какой угол к пластинке будет повернута ПАС?

На 89°, что в принципе ПЕРПЕНДИКУЛЯР.

http://s019.radikal.ru/i610/17 ...
Рис.1. На этом рисунке показано, что под каким бы углом атаки Вы не обдували «плоскую пластину», ВЕКТОР ПАС будет направлен перпендикулярно плоскости пластины. Это закон физики. Можете трепаться сколько угодно, но это также верно как Солнце которое завтра встанет на Востоке. Отсюда вывод: Вектор ПАС всегда перпендикулярен плоскости «плоской пластины и он не зависит от угла атаки». опубликовано: 21.06.2017 11:14

Меня интересует Конструктив профиля

Так бы сразу и сказали. Профили могут быть идентичны при производстве крыла. Уже в процессе сборки могут добавить всякие дырочки, для отсоса погранслоя, или всякие шишочки для турбулизации. Можно использовать обработку поверхности. Вариантов много. Естественно форма профиля тоже влияет на данные процессы. Но просто взглянув на профиль, будет трудно сказать, ламинарный или это турбулентный профиль. Но концепции ламинарного и турбулентного профиля известны.

neustaf
перепад давления

вы до этого не знали о влиянии вихрей при уменьшении удлинения? такой же новичок , как и и были уверены, что вдоль что поперек на Су и С х не влияет.
****
и снова мимо. Другая там физика, на малом удлинении. И перепад давления от вихрей играет прямо противоположную роль, чем Ваше "перепада давления нет, почти все вихри выровняли".

про зависимость Су от лямбда мне прекрасно известно, просто я, извините, не всё даже по простым формулам в уме умею делать, тем более посреди ночи. Зато вот формулу Су для двумерного обтекания симметричного профиля ввиду простоты я помню и ночью. Поэтому мне показалось, что Су занижен, несмотря на малое удлинение. Это могло быть из-за особенностей его счета.

Армордилл свой счет уже стер, мне же было лень заморачиваться дома с флюентом (я не вычислитель, а экспериментатор, навык мой в этом не такой быстрый, как у него, хотя тоже могу). Ко всему прочему, я всегда действую из принципа "помимо всего прочего счет должен выявлять особенности, имеющие место в классических теориях". И прежде, чем считать было бы неплохо прикинуть, что дает классика. Может и считать не потребуется... И я вчера вечерком прикинул по классике Прандтля с Глауэртом, как на 6 град должен вести себя Су в зависимости от удлинения. Вот так

http://savepic.ru/14526417.jpg

Цэигреки должны лежать примерно с синей полосе, которая при росте лямбда асимптотически стремится к двумерному 2пи*альфа. Полоса получается из-за всевозможных поправок к простейшей схеме Прандтля (суть этих поправок тут не важна). У крыла конечного размаха Су падает не по причине "почти все вихри выровняли", а по причине скоса потока, создаваемого П-образным вихрем. От этого скоса vy0 (классическая схема на картинке) УА крыла конечного размаха не равен геометрическому, а меньше. И простая формула 2пи*альфа становится 2пи*(альфа-альфа_скос). альфа_скос довольно просто посчитать, что и дало вышеупомянутую картинку. Вот этот механизм в течении уменьшает Су, а не какое-то непонятное "выравнивание давления". Тем более, что вихревые шнуры давление-то и не выравнивают, а наоборот - возмущают, создают разрежение на подветренной стороне, и способствуют росту Су (классические примеры МиГ-23МЛ с клыками, и компоновки 4 поколения). Меня тогда ночью еще и это с толку сбивало, че он такой маленький-то.

Теперь сравниваем счет Армордилла с теорией

http://savepic.ru/14489566.jpg

и видим, что Су у него не занижен, а ЗАВЫШЕН раза в полтора-два (звездочка). При этом я не сомневаюсь, что счет его был довольно корректен в пределах заявленных 10-20%. Более того, он вполне соответствует просмотренным мной экспериментальным данным по пластинкам малого удлинения.

Произошло это завышение именно в результате сильного влияния близкорасположенной пары вихрей, сходящих с боковых кромок пластинки и дающих разрежение на подветренной стороне. А это влияние схема Прандтля не учитывает. Примерное поведение давления на крыльях разного удлинения по размаху качественно нарисовано справа. Если на более-менее большом удлинении разрежение от концевых вихрей по сравнению с общим разрежением в результате классического механизма (циркуляция скорости вокруг профиля) слабо вкладывается в общий Су (который будет инегралом от распреддавления по размаху), то на малом это становится определяющим эффектом, способным весьма увеличить подъемную силу.

Как видите, от Вашего "выравнивания давлений" остался ровно ноль. С приветом от новичков.

знал , что сами вы не осилите.
Пожалуйста

поляра профиля крыла


https://www.google.de/search?q ...

Alfa Cy Cx Угол ПАС ПАС -Хорда
-5 0, 00 0, 07 0…….. -5
-4 0, 03 0, 06 27….. 23
-2 0, 06 0, 08 51….. 49
От Cy=0 до УА= -2 Угол ПАС-Хорда растет от -5 до 49.
где ваш перпендукуляр?

armordillopx4
Так бы сразу и сказали. Профили могут быть идентичны при производстве крыла. Уже в процессе сборки могут добавить всякие дырочки, для отсоса погранслоя, или всякие шишочки для турбулизации. Можно использовать обработку поверхности. Вариантов много. Естественно форма профиля тоже влияет на данные процессы. Но просто взглянув на профиль, будет трудно сказать, ламинарный или это турбулентный профиль. Но концепции ламинарного и турбулентного профиля известны.

Мне все ясно с Вами....Вы чешите языком всякий бред, а потом пытаетесь оправдаться. Ваш стиль - это поспорить лишь бы поспорить!

1.На мой посыл: что молекулы в реальных условиях отталкиваются, Вы заявили что они притягиваются.
2.потом на высоте у вас в баллоне давление падает на 1 атмосферу.
3.потом придумали пульсацию скоростей
4.потом Ламинарные и Турбулентные профили
5.Вызвались посчитать плоскую пластину - не смогли
6.Вызвались посчитать крыло, подъемной силы как не было так и нет.
7.Теперь ввязались в спор про угол между ПАС и плоскостью пластины не понимая существа вопроса.

Записываю вас в список самоликвидированных.

BLASIUS
Если на более-менее большом удлинении разрежение от концевых вихрей по сравнению с общим разрежением в результате классического механизма (циркуляция скорости вокруг профиля) слабо вкладывается в общий Су (который будет инегралом от распреддавления по размаху), то на малом это становится определяющим эффектом, способным весьма увеличить подъемную силу.


Так по вашему Су при уменьшении удлинения растет?
вы что собственный график не понимаете
где больше Су на 0.1 или на 0.5?

BLASIUS
Тем более, что вихревые шнуры давление-то и не выравнивают, а наоборот - возмущают, создают разрежение на подветренной стороне, и способствуют росту Су (классические примеры МиГ-23МЛ с клыками, и компоновки 4 поколения)


а это уже совсен другая опера, они не концевые и не обеспечивают перетекание давления из области высокого в область низкого, особенно наплывы у Миг-29, Су-27, F-16.
кстати они же и увеличивают и Альфа кр, но это уже совсем другая опера.