И, что я сказал что везде? Или вы как-то по своему понимаете выражение "Бернулли работает для струек тока без теплообмена и трения. И неплохо работает для остальных случаев" ??

То есть вы только что сказали, что аэродинамические испытания в трубах не эквивалентны феномену, что наблюдают при полете ЛА? Я правильно понял?

видели когда-нибудь, как муха жужжа в стекло бьeтся, то же верит, что пробьет

neustaf
Бред повторенный 15 раз, не пересатет быть бредом, знаток вы физики.....

Это не в качестве чего-то там доказать . . . я же написал "для neustaf"
Это я чтобы Вам приятно сделать, Вы даже здесь меня не поняли.....
Вы же повторили эту фразу раз 30, вот я и подумал что Вы от нее то ли тащитесь то ли уссываетесь то ли возбуждаетесь? Поэтому решил сделать вам приятно! Вдруг до экстаза дойдете? Если мало напишите ее еще несколько раз, я пойму что мало, и еще Вам раз 40 захренячу.

armordillopx4
То есть вы только что сказали, что аэродинамические испытания в трубах не эквивалентны феномену, что наблюдают при полете ЛА?

А какой феномен в трубах наблюдают при полете ЛА?
И я еще не понял сидя в трубах наблюдают полет ЛА или полет ЛА наблюдают сия в трубах? Вы под полетам ЛА что имеете ввиду: реальный полет самолета на улице или у вас ЛА летает в аэротрубе?

да понятно, что вы невменяемый, вы даже поляру для плоской пластины не способны понять, можете хоть 40 раз свою глупость доказывать - вперед, !!

Сижу я значит возле трубы и меряю подъемную силу. Посчитал там значит свои коэффициенты. По расчетам выходило, что самолет на угле атаке в, скажем 5 градусов на скорости 100 км/ч способен идти в ГП с весом в 1000 кг на высоте 1000 м.

Сделал самолет весом 1000 кг, подождал подходящую температуру и давление и полетел.

Будет ли ЛА лететь в ГП в реальности как я и посчитал используя трубу?

Отлично. И в чем же проблема тогда с ур-ем Бернулли. Почему его нельзя использовать?

Принцип эжекции заключается в следующем: струя инжектирующего газа (жидкости), выходя с большой скоростью ИЗ СОПЛА, СОЗДАЁТ РАЗРЯЖЕНИЕ и увлекает за собой эжектируемый газ (жидкость, смесь) из окружающего пространства

mpn.
mpn, уж не отсель ли ноги растут, или уши торчат? ;)
http://www.trinitas.ru/rus/doc ...

...mpn, а вы, не ОН? ;)
https://professionali.ru/Soobs ...

Ой зря Вы это показали. Я собирался седня поработать вечерком. Но теперь похоже придется запить на неделю....

...неее, лучше поработать :))

mpn

Итак. Имеем профиль, который имеет выпуклую поверхность и скажем плоскую поверхность. УА = 0 (летим параллельно полу в нашей хате). Поток на нижней стороне профиля идет почти без искривлений. И с этим я думаю никто не спорит. На верхней стороне, поток искривляется. И радиус искривления меньше у поверхности. Постепенно увеличиваясь при отдалении от поверхности. С этим тоже, никто не спорит я надеюсь? Так вот в чем прикол. А прикол в том, что в искривленной струйки тока, градиент давления увеличивается с уменьшением радиуса искривления. То есть перепад давления поперек потока, если на пальцах, будет тем больше чем круче мой поток поворачивает на профиле.

Вот тут у меня есть картинка с расчетом поля давления и схематичное изображение градиента давления по нормали к искривленной поверхности.

https://s14.postimg.org/9sj4kv ...


А здесь у меня данные по профилю НАКА 0015.
Левая картинка это распределение давления с углом атаки = 0 (симметричное обтекание) и как результат нулевая ПС Су=0.
Правая картинка это распределение давления с углом атаки = 10 градусов и Су = 1.23

https://s7.postimg.org/bo3iq26 ...


Это классическая теория, что преподают в зарубежных вузах.
Ссылка раз

http://web.mit.edu/hml/ncfmf/0 ...

Ссылка два

https://ocw.mit.edu/courses/ae ...

По последней ссылке математически показывают распределение давления в искривленной струйке для невязкой жидкости путем решения ур-я движения.


Что на это скажете?
Так есть или нет ускорение потока над крылом?))



PS Привел самый авторитетный источник для меня. Посему извиняйте, что на английском.

Был вчера очень занят, прошу прощения что не отвечал.
Я внимательно почитал все что Вы написали, каждому отвечать не буду, отвечу коротко на самое главное и сегодня к вечеру постараюсь написать про эжекцию, как и обещал.

1.Будет ли ЛА лететь в ГП в реальности как я и посчитал используя трубу?
Вы в трубе ничего не посчитали. Вы в трубе сняли практические показания с аэродинамических весов. И по этим показаниям построили самолет. Поэтому лететь он будет. А ваш Су, который вы как бы "посчитали" - это подгонка теоретического убогово расчета под ответ на основании практических данных из трубы. Вы можете использовать его в дальнейшем, если не будите в конструкцию следующего самолета вносить принципиальные изменения. А вот если Вы будите строить новый самолет на основе только расчетов, а аэротрубу у вас отобрать, то перед первым полетом можете смело побриться, помыться и купить себе венок - это все очень даже пригодится.
Когда вы наконец поймете, что Су и Сх не считаются. Су и Сх находятся экспериментально. Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх.

mpn
Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх.


очень самокритично, посмотрите как один баран тут считал и не знал при этом что он баран


mpn
Сейчас занят, поэтому прокомментирую только грузоподъемность:
Как я писал ранние «за отсутствием выбора в формулах, взяли то что было под рукой, а именно: F = P * S»

Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * cos(β) / 9, 8Н - в [кгс], где

½*ρ*V² = q - скоростной напор или давление (P) потока в [кгс/м²],
Sкр.* sin(α) – расчетная площадь (S) (проекция площади на ось Y), с учетом угла атаки.
cos(β) – Перевод ПАС в ПС
/ 9, 8Н - перевод Ньютонов в [кгс]


Fy = ½*1, 23*50² * 72* sin(6°) * cos(6°) / 9, 8Н = 0.62*50²*72*0, 9945*0, 1045/9, 8 = 1174[кгс],
Лично у меня на расчет ушло 20секунд на калькуляторе.
19.06.2017 10:01

armordillopx4
Отлично. И в чем же проблема тогда с ур-ем Бернулли. Почему его нельзя использовать?

Уравнение Бернулли - это теоритическая выкладка о том, как зависит Статическое давление от Динамического и о том что из сумма (Полное)давление всегда постоянна. Но самое главное чего практически никто не понимает, что это уравнение для одной точки пространства, а не для разных. Нельзя приравнивать давление в точке над крылом и давление в точке под крылом. В этом и кроится всеобщий тупизм. Когда преподаватель в Вузе в середине лекции приравнивает давления в разных точках(Р1 = Р2), а затем тратит 20 минут на то чтобы доказать что
(Р1 < Р2), т.к. вода в точке (Р1) бежит быстрее.
Под крылом не Динамическое давление, а Полное(Динамика + Статика) и Над крылом не Статическое давление, а Полное(Динамика + Статика).
нет отдельно Статического давления и нет отдельно Динамического давления. Всегда в любой точке пространства есть только Полное давление как сумма Статики и Динамики. С этой точки зрения Вы вообще не сможете объяснить как создается между Полным давлением над крылом и Полным давлением под крылом, т.к. по уравнению Бернулли Полное давление есть Constanta.

neustaf
mpn= "Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх."
neustaf = "очень самокритично, посмотрите как один баран тут считал и не знал при этом что он баран"

Очень самокритично про барана - это про Вас!
Найдите в моем расчете Су или Сх

Ошибся: пропустил слово!
С этой точки зрения Вы вообще не сможете объяснить как создается между Полным давлением над крылом и Полным давлением под крылом, т.к. по уравнению Бернулли Полное давление есть Constanta.
Читать так:
С этой точки зрения Вы вообще не сможете объяснить как создается РАЗНИЦА между Полным давлением над крылом и Полным давлением под крылом, т.к. по уравнению Бернулли Полное давление есть Constanta.

Саныч 62
Принцип эжекции заключается в следующем: струя инжектирующего газа (жидкости), выходя с большой скоростью ИЗ СОПЛА, СОЗДАЁТ РАЗРЯЖЕНИЕ и увлекает за собой эжектируемый газ (жидкость, смесь) из окружающего пространства

Примерно так, только для того чтобы отрабатывал эффект эжекции наличие сопла необязательно - это первое. Второе для захвата из окружающего пространства воздуха, жидкости или газа мало иметь только скорость. Необходимо чтобы эжектирующая струя имела меньшее внутреннее давление по отношению к окружающему пространству или по отношению к зоне из которой мы хотим сделать отсос. Молекула вначале должна зайти в эжектирующий поток а вот потом, поток ее захватит с собой.

mpn
Найдите в моем расчете Су или Сх
опубликовано: 30.06.2017 11:28

у вас еще и память девичья!



mpn
Почитайте комментарий «neustaf» (еще до Вашего расчета), где он нашел Су = 0, 6, а я его поправил на Су = 0, 58
19.06.2017 10:41


mpn
Сy = 0, 6 - это правильный ответ (У меня Сy = 0, 58)
К = 6 не очень правильный (У меня К = 9, 5)
Сх= 0, 1 - не очень правильный (У меня Сх = 0, 58/9, 5 = 0, 06)
16.06.2017 11:35


мало того вы даже и меня обвинили в том , что я привел эксперементальные данные, а не считал как "полный баран".


mpn
neustaf
и заглянули бы на страничку, там практические Су и Сх, которые люди 100 лет назад определяли, http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ...
Так Вы же спалились. Вы ничего не считали.
16.06.2017 12:35


вы малограмотный, необразованный, не имеющий элементарной логики хамовитый троль, но может милее вашего собственное определение для самого себя

mpn= "Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх."

Ур-е Бернулли справедливо для линии тока и пространству не имеет отношение. В случае потенциального течения прекрасно работает. Но я согласен, что использование ур-я Бернулли к определению ПС это не совсем корректно и используют его для простого объяснения.


т.к. по уравнению Бернулли Полное давление есть Constanta.

Ага. И при увеличении скорости давление падает. Это подтверждает не только Бернулли.

это подгонка теоретического убогово расчета под ответ на основании практических данных из трубы.

И что же это за подгонка такая? Первый раз слышу. По вашей логике и число Рейнольдса это подгонка.



Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх.

Как по вашему считают это ваше обтекание в реальности фирма Боинг и Аэрбус?

to mpn

Всегда в любой точке пространства есть только Полное давление как сумма Статики и Динамики.

и что вас смущает? Возьмем трубу в которой бежит вода. Труба сужается, что будет происходить и что говорит Бернулли?

armordillopx4
По вашей логике и число Рейнольдса это подгонка.


не пугайте человека, у него классов 5 максимум за плечами, для него поляра уже неподъемная вещь, а вы Рейнольдс.

neustaf = "Почитайте комментарий «neustaf» (еще до Вашего расчета), где он НАШЕЛ Су = 0, 6, а я его поправил на Су = 0, 58"

armordillopx4 = "Сижу я значит возле трубы и меряю подъемную силу. ПОСЧИТАЛ там значит свои коэффициенты."

Попробую еще раз (в последний) объяснить упертым УМНЫМ СОВАМ, что Су и Сх не рассчитываются.
Под словом "НАШЕЛ Су = 0, 6, а я его поправил на Су = 0, 58" надо понимать что «neustaf» не рассчитывал Су, а взял готовый СУ из чужой таблице из таблице которую составил другой человек который к примеру занимался исследованиями в аэротрубе и свои исследования по нахождению Су из экспериментальных данных оформил в виде таблицы.
"я его поправил на Су = 0, 58" - надо понимать что я «mpn» не рассчитывал Су, а взял готовый СУ из "учебника" по аэродинамики который написал другой человек, который к примеру занимался исследованиями в аэротрубе и свои исследования по нахождению Су из экспериментальных данных оформил в "учебнике". НИКТО НИЧЕГО НЕ РАССЧИТЫВАЛ! Тупо взяли готовое.

Теперь еще раз объясню что такое Су. Вы делаете расчет по классической формуле и для плоской пластины площадью 72м2 под углом 6° при скорости потока 50м/сек - получаете подъемную силу 1174кгс. Это то, что Вам удалось посчитать! Затем Вы помещаете данную пластину в аэротрубу, ставите ее под под углом 6° и даете скорость потока 50м/сек - и о ЧУДО!!! Аэродинамические весы показывают 6570кгс.
И все! Можете строить самолет с крылом 72м2 ставить его под углом 6°по хорде и на скорости 50м/сек будите прекрасно летать. Самолет кстати называется Ан-2. Вам нахрен не нужен Су. Все что нужно, Вы уже получили в аэротрубе. И ускоряется поток над крыло или нет Вам тоже не нужно, и есть ли там струйки тока переходящие в трубки тока, число Рейнольдса и вся остальная хрень.


Но если Дальше вы захотите обосновать как летает ваш самолет с точки зрения теории, то первое что необходимо это привести расчет к практике, т.е. ввести поправочный коэффициент, а именно: Практику(6570)делят на расчет(1174) и получают 5, 6раза.
И ваша формула получит вид: Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* sin(α) * cos(β) / 9, 8Н * 5, 6- в [кгс], где

½*ρ*V² = q - скоростной напор или давление (P) потока в [кгс/м²],
Sкр.* sin(α) – расчетная площадь (S) (проекция площади на ось Y), с учетом угла атаки.
cos(β) – Перевод ПАС в ПС
/ 9, 8Н - перевод Ньютонов в [кгс]
5, 6 - Настоящий Су или подгонка задачи под ответ.
Но тут вам становиться стыдно за свою «кривую» формулу, которую нужно увеличить почти в шесть раз. И Вы придумываете финт ушами: Вы объединяете (sin(6°) * cos(6°)* 5, 7) и говорите вот это Су = 0, 9945 *0, 1045 * 5, 6 = 0, 58 и Ваша формула принимает вид:

Fy = ½*ρ*V² * Sкр.* Су / 9, 8Н - в [кгс]

Потом Вы подтягиваете лже-вывод из уравнения Бернулли, придумываете что верхний поток повторяет верхний профиль крыла, придумываете что потоки встречаются на задней кромки в одно и тоже время чтобы применить формулу V= L/T. Потом струйки тока переходящие в трубки тока. Обвешиваете весь этот бред красивыми словами: ламинарность , турбулентность, симметричное и несимметричное обтекание, вихри , циркуляция потока и т.д.
Потом пишите «учебник» по аэродинамики и запихиваете свою бредовую теорию туда и все, начинаем плодить идиотов! А идиоты уже даже не понимают, что L/T не может дать скорость. Скорость может дать только Сила. Идиоты уже не понимают, что поток не может просто так взять и ускориться, для ускорения потока нужна дополнительная Сила. Но самое главное что Вы как не знали почему подъемная сила возрастает почти в шесть раз так и не знаете. Вам тупо спускают Су как по разнарядке и вы им машете всем перед носом, а то что Су завышен в шесть раз ….. а нахрена Вам это?
А потом еще появляются очень умные которые заявляют, что они могут "посчитать" Су !!!

mnp
Под словом "НАШЕЛ Су = 0, 6, а я его поправил на Су = 0, 58" надо понимать что «neustaf» не рассчитывал Су, а взял готовый СУ из чужой таблице из таблице которую составил другой человек который к примеру занимался исследованиями в аэротрубе и свои исследования по нахождению Су из экспериментальных данных оформил в виде таблицы.
"я его поправил на Су = 0, 58" - надо понимать что я «mpn» не рассчитывал Су, а взял готовый СУ из "учебника" по аэродинамики который написал другой человек, который к примеру занимался исследованиями в аэротрубе и свои исследования по нахождению Су из экспериментальных данных оформил в "учебнике". НИКТО НИЧЕГО НЕ РАССЧИТЫВАЛ! Тупо взяли готовое.


о завертелись как уж на сковородке? уже берете готовенькое, а пару недель назад так любили считать, как же бысто вы от любви к расчетам отказались

mpn
Вот если корвалол окажет честь и решит мою задачку, а armordillopx4 примет вызов и тоже решит задачку, то мы сможем поспорить о расчетах. Я очень люблю расчеты!
16.06.2017 10:46


и считали с упоением


mpn
что Коэффициент качества, это отношение cos(6°)/Sin(6°), где 6° - это угол ПАС к вертикали.
Fy = F * cos(6°)
Fx = F * Sin(6°)?
К = Fy / Fx = Cos(6°)/Sin(6°) = 0, 9945/0, 1045 = 9, 5
А чтобы коэффициент был 4 (как у Вас) угол ПАС к вертикали должен быть 14° или 82° к плоскости пластины, а не 90° (вот это смешно).
Будите пересчитывать на крыло, или боитесь?
19.06.2017 12:03

mpn
Теперь еще раз объясню что такое Су.

а вы даже не знаете, что такое Су, но точно максимум 5 класс.

mpn
Вы объединяете (sin(6°) * cos(6°)* 5, 7) и говорите вот это Су = 0, 9945 *0, 1045 * 5, 6 = 0, 58


вот видите, как вы в очередной раз умело подсчитали Су

и в очереной раз с блеском доказали, что вы


mpn= "Только полный баран может заявить что он может посчитать Су и Сх."

to mpn

Обьясняю как считают Су в реальности.


1. Меряют подьемную силу в трубе и делят на скоростной напор, дабы нормализовать. Называется это все теория подобия и анализ размерностей. Работать с этим очень удобно.

2. Решают ур-я движения жидкости и получают ПС путем интеграции давления и напряжений сдвига. Далее делят на скоростной напор, дабы нормализовать, как и в первом случае.


Все. При качественном эксперименте и расчете, Су будут почти одинаковы.

Никаких подгонок и констант тут нет и не было.

mnp
Но самое главное что Вы как не знали почему подъемная сила возрастает почти в шесть раз так и не знаете. Вам тупо спускают Су как по разнарядке и вы им машете всем перед носом, а то что Су завышен в шесть раз ….. а нахрена Вам это?

я конечно понимаю , что ваша персональная дремучесть бесконечна, но вот все таки интересно как по вашему первые экперементаторы (Эйфель, Прандтль, Бетц)
получали Су и Сх http://rosinmn.ru/VETRO_plasti ... ? Каков был процесс в вашем понимании?

to mpn

Потом Вы подтягиваете лже-вывод из уравнения Бернулли, придумываете что верхний поток повторяет верхний профиль крыла, придумываете что потоки встречаются на задней кромки в одно и тоже время чтобы применить формулу V= L/T.

Потоки не встречаются и никто в здравом уме такую формулу не применяет



Обвешиваете весь этот бред красивыми словами: ламинарность , турбулентность, симметричное и несимметричное обтекание, вихри , циркуляция потока и т.д.

Есть определенные термины и определенный аппарат, каким должен владеть человек, который берется опровергнуть теорию. Но в данном случае опровергать нечего. Вы не знаете от чего зависит Сх и как он связан с ламинарным или турбулентным погранслоем, например.

armordillopx4
И, что я сказал что везде? Или вы как-то по своему понимаете выражение "Бернулли работает для струек тока без теплообмена и трения. И неплохо работает для остальных случаев" ??

Приведите пример на планете Земля, где что-то может работать "без теплообмена и трения"?
Приведите пример хотя-бы одного "остального случая"?

Весь во внимании!!!

to mnp
ну что расчетчик Су - как определяется Су на практике ответить слабо?
очередной слив как и с ПАС перпендикуряной хорде.
редкой вы дремучести персонаж.

armordillopx4
и что вас смущает? Возьмем трубу в которой бежит вода. Труба сужается, что будет происходить и что говорит Бернулли?


Даже если предположить что скорость в тонкой трубе возрастет, то Полное давление в тонкой и толстой трубе буде одинаковым - вот что говорит Бернулли. А чтобы это сказать он и ввел условие Несжимаемости жидкости. Условие Несжимаемости жидкости - это и есть запрет на изменение давления.

Но Вы врядли это поймете, пока не встаните на позиции того, что давление - это производная от межмолекулярного расстояния между молекулами.
Я уже не буду Вам говорить о том, что скорость в тонкой трубе не возрастет. На самом деле упадет скорость в толстой.Но так как в трубах бежит не идеальная жидкость от Бернулли, а реальная от планеты Земля, то скорость ламинарного потока в средней части труб и толстой и тонкой будет одинаковая. но это Вам читать нельзя, иначе у вас будет взрыв мозга.

mpn
взрыв мозга.


судя потому что вы тут пишите,
"К = Fy / Fx = Cos(6°)/Sin(6°) = 0, 9945/0, 1045 = 9, 5"
"Теперь еще раз объясню что такое Су. Вы делаете расчет по классической формуле и для плоской пластины площадью 72м2 под углом 6° при скорости потока 50м/сек - получаете подъемную силу 1174кгс. Это то, что Вам удалось посчитать! Затем Вы помещаете данную пластину в аэротрубу, ставите ее под под углом 6° и даете скорость потока 50м/сек - и о ЧУДО!!! Аэродинамические весы показывают 6570кгс.
И все! Можете строить самолет с крылом 72м2 ставить его под углом 6°по хорде и на скорости 50м/сек будите прекрасно летать. Самолет кстати называется Ан-2. Вам нахрен не нужен Су"
вы свой давно взорвали за ненадобностью

armordillopx4
Запомните на всю жизнь. Что подъемная сила, это разница давлений. Нет разницы, нет подъемной силы. Фундаментально это разница скоростей сверху и снизу. Именно разница скоростей дает разную картину давлений и наоборот.

ВОТ ВОТ ВОТ
Вот сами того не понимая Вы очень емко и точно сформулировали весь фундаментальный бред аэродинамики, а именно!
Написав все это как истину в первой инстанции и как некую общность, Вы не понимаете что смешали "мух с котлетами" в одну банку.
Потрачу на Вас кой какое время еще, думаю что Вы не тупой и вдруг у вас включится мозг?

ПЕРВОЕ!
«Запомните на всю жизнь. Что подъемная сила, это разница давлений. Нет разницы, нет подъемной силы.»

Эта фраза является ИСТИНОЙ и с ней никто не спорит, поэтому я давно запомнил ее на всю жизнь и еще раньше вас. И скажу больше:
Под крылом создается повышенное давление (для Ан-2) это примерно +40кгс/м² и давление становится 10 330+40 = 10 370 кгс/м².
Над крылом создается пониженное давление (для Ан-2) это примерно -30кгс/м² и давление становится 10 330-40 = 10 300 кгс/м².
Разница давлений 10 370 – 10 300 = 70 кгс/м². Этого достаточно чтобы Ан-2 летел:
F = P * S = 70 кгс/м² * 72м² = 5040кгс, а Ан-2 весит 3500-5500кг. (ЭТО Котлеты)

ВТОРОЕ!
«Фундаментально это разница скоростей сверху и снизу. Именно разница скоростей дает разную картину давлений и наоборот».

Это фраза является ЛОЖЬЮ и именно с ней я спорю и именно ее считаю наитупейщей придумкой дибилоидов от аэродинамики.
Нет никакой разницы в скоростях вообще, и она вообще не нужна крылу для создания разницы в давлениях.
Под крылом создается повышенное давление от потока 50м/сек (для Ан-2) это примерно +40кгс/м² за счет положительного угла атаки +6°. Это то, что мы называем Динамическим давлением, через которое ищем Силу по формуле: F = ½*ρ*V² * S* sin(6°).
А над крылом создается пониженное давление от этого же потока 50м/сек (для Ан-2) это примерно -30кгс/м² за счет отрицательного угла атаки -12°. Это то, что мы называем снижением Статического давления (атмосферного). Это и есть отработка эффекта Эжекции, вот только формулы еще не придумали аэродинамические бездельники. Некуда Вам подставить 50м/сек, чтобы получить -30кгс/м² и некуда Вам подставить sin(-12°).

Так нахрена вам ускорение потока до 52м/сек, что мало 50м/сек?. Или Вы серьезно полагаете, что поток в 52м/сек будет создавать разряжение над крылом, а поток в 50м/сек не оказывает на крыло никакого действия? Очнитесь поток в 30-35м/сек уже крыши домов сносит нахрен. Откройте клапан в своей голове и слейте то дерьмо, которое вам туда напихали. Крылу не нужно никакого ускорение потока, крылу достаточно той скорости с которой поток над крылом летит. Разряжение над крылом создается НЕ разностью скоростей, а той скоростью которая ЕСТЬ и это разряжение начинается с первых секунд разбега самолета по ВВП. Вот что означает фраза: Чем больше скорость тем меньше Статическое давление (тем больше разряжение). Но это не надо ввязывать со скоростью под крылом, это относится только для «над крылом» т.к. именно там отрицательный угол атаки и именно из-за него создается разряжение. Эту фразу надо понимать как увеличение скорости над крылом от 0 до 50м/сек. Включите мозг !!!
Ваше зомбирование про разность скоростей это МУХИ. Так что насчет фундаментальности данного утверждения можете шепотом, как бы не было потом стыдно за распространение всеобщих глупостей.

...mpn, чО сторонников-то у вас почти нет, неужто все в дебилах ходят :))

kovs214
...mpn, а вы, не ОН? ;)
https://professionali.ru/Soobs ...

Нет это не я. В общем и целом он говорит о тех жи проблемах о которых и я, но я с ним не согласен в том, что он обвиняет Уравнение Бернулли в неправильности. Уравнение Бернули правильно и справедливо и даже можно сказать гениально. Проблема в другом. Нас неправильно ему учат и делают неправильный из него вывод. Я посмотрел около 10 видео лекций в ВУЗах, слов нет - это общий маразм. И статья в Википедии тоже наполовину тупая. Думаю сам Бернулли здесь не причем. Скорее всего его последователи, которые после его смерти решили вставить его уравнение в образовательную программу не разобрались что есть что. И теперь нас учат не уравнению Бернулли а полному бреду. Я думаю что если Бернулли слышат как преподают его уравнение в Вузах, то он крутится в гробу как вентилятор.
Кстати я просмотрел учебники за 7-11класс - уравнения Бернулли там нет. Так что проходят его в ВУЗах и то в технических.
И в "учебниках" по аэродинамики его тоже нет. Там только тупой вывод: "там где скорость больше - давление меньше". В уравнении Бернулли этой фразы НЕТ. Так что ВЫ все мои дорогие "аэродинамисты" знаете уравнение Бернулли через "сарафанное радио" и не более того.

Так чО дебилами всех называть? Короткая лекция от вас и все все поймут. Ручку и бумагу я приготовил.

kovs214
...mpn, чО сторонников-то у вас почти нет, неужто все в дебилах ходят :))

Ха! - Это где я должен найти сторонников на авиафоруме. Да к вам нормальный человек сюда в жизни не зайдет. Вы же его поносом в первый день обольете. С вами даже обсудить нечего. Если вы ставите под сомнение, что угол падения равен углу отражения и поэтому результирующая сила как биссектриса данного угла всегда будет перпендикуляром к плоскости на которую действует сила, то о чем можно разговаривать?
Все виды спорта основаны на этом законе: футбол, тенис, хоккей, биллиард. А у вас "Крыло" - и все законы физики не действуют, круто, слов нет!

Просто у меня сейчас работы мало, вот я и решил посмотреть, есть ли на авиафорумах люди которые хоть чуть чуть знают физику? Ответ нет таких!
Честно говоря Вы меня потрясли когда на полном серьезе стали мне доказывать, что в условиях действия силы трения тело может двигаться по инерции и что для поддержания скорости не нужна дополнительная сила... - это писк!!!

Приведите пример на планете Земля, где что-то может работать "без теплообмена и трения"?

Расчет сверхзвуковоко обтекания ведут по ур-ям Эйлера, я уже сказал и не плохо так с практикой связывается. Как думаете, что в них отсутствует?

kovs214
Так чО дебилами всех называть? Короткая лекция от вас и все все поймут. Ручку и бумагу я приготовил.

Опять ХА! Чтобы описать Правильное понимание уравнение Бернулли, надо написать статью листов так на 30 с картинками. потому как теперь надо писать не только что и как правильно но и то где и как нас обманывают.
Во вторых это тянет за собой разоблачение МКТ и понимания что такое давление из учебников за7 класс, а для начала Вам надо объяснить что давление это не высота водяного столба а Сила на опору, поэтому Паскаль не мог разорвать бочку стаканом воды.
Так что на данном форуме я врядли буду перед вами распинаться. И врядли вы что-то сможете понять.

Даже если предположить что скорость в тонкой трубе возрастет, то Полное давление в тонкой и толстой трубе буде одинаковым - вот что говорит Бернулли.

Тут и предполагать нечего, это факт. Статическое давление в трубки Вентури падает с увеличением скорости.


А чтобы это сказать он и ввел условие Несжимаемости жидкости. Условие Несжимаемости жидкости - это и есть запрет на изменение давления.

Условие несжимаемости жидкости звучит не так и вполне конкретно описывается математически. Течение газов в камере сгорания газотурбинного двигателя это тоже несжимаемая жидкость, если вы не знали. Не совсем конечно, но работают именно как с несжимаемой.


Я уже не буду Вам говорить о том, что скорость в тонкой трубе не возрастет.

Это ахинея без комментариев.


то скорость ламинарного потока в средней части труб и толстой и тонкой будет одинаковая.

Еще одна ахинея.

to mpn

Фундаментально это разница скоростей сверху и снизу. Именно разница скоростей дает разную картину давлений и наоборот

Это фраза является ЛОЖЬЮ и именно с ней я спорю и именно ее считаю наитупейщей придумкой дибилоидов от аэродинамики.



То есть вы тут сказали, что все ученые в этом мире, чот считали и меряли обтекание крыла, намеряли непонятно, что??? Н екажется ли Вам, что если 1е6 ученых и инженеров говорят вам то, что говорят, а вы им не верите, то проблема в вас, а не в них?

mpn
Динамическим давлением, через которое ищем Силу по формуле: F = ½*ρ*V² * S* sin(6°).

у вас какая то мания на почве дремучести к УА = 6 , а какой будет У профиля крыла Р-IIС—14% Ан-2 при угле атаки равному нулю сможете подсчитать?
Хотя вы настолько темны в вопросах физики, что это задача для вас неразрешима - верно?

to mpn

Опять ХА! Чтобы описать Правильное понимание уравнение Бернулли, надо написать статью листов так на 30 с картинками. потому как теперь надо писать не только что и как правильно но и то где и как нас обманывают.

Не надо ничего писать. Ур-е Бернулли получается интегрированием ур-я Эйлера. Еще можно через первый закон термодинамики сделать в две строчки. Можете тут показать сами хоть через Эйлера, хоть через первый закон.

armordillopx4
Расчет сверхзвуковоко обтекания ведут по ур-ям Эйлера,

Давайте закончим этот треп. Я потратил 3 года жизни чтобы разобраться как летает самолет на дозвуке (по классической физике) и разобрался. А как и кто там считает на сверхзвуке мне ПОХРЕНУ!!!
Я Вас просил привести "пример" работы чего нибудь в Земных условиях без теплоотдачи и трения. На ХРЕНА мне ваши расчеты! Вы обижаетесь что я называю вас баранами, но слово "ПРИМЕР" и слово "РАСЧЕТ" только для баранов одинаковые!

...похоже он из 6-ой ;)

mpn, там рядом Наполеонов нет?