"...Даже шестиклассник догадается, что в результате получается подъемная сила в килограммах (или даже в тоннах, как выше требовали для Мрии)..."

Увы, я не шестиклассник, возможно поэтому не могу понять, откуда скоростной напор может взять силу, на порядок превышающую тягу двигателей.

Выше, Корсэйр уже пытался это объяснить, попробую ещё раз, на другом примере и другими словами.
Берём конкретный самолёт, из практической аэродинамики Ил-86: Макс. взл. вес - 215 тонн. Тяга двигателей - 4х13000 = 52000 кгс.
Для начала вспоминаем Ломоносова: "Ничто не берётся из ниоткуда..."
Значит, скоростной напор не может быть больше тяги двигателей. Даже если бы, он весь, давил на крыло снизу вверх, перпендикулярно горизонту, его энергия никак не может быть эквивалентна 215 тоннам. Так что тогда поднимает эти 215 тонн в воздух?
Ответ:
То, образованию чего и способствует скоростной напор (если хотите, его составляющие - плотность воздуха и скорость), наряду с другими, не мене важными, участниками формулы - коэффициентом Су( в свою очередь зависит от угла атаки, ПРОФИЛЯ КРЫЛА и числа Рейнольдса) и S - площади крыла. А способствует всё это одному - появлению разницы давлений на плоскостях крыла. Точка.

Тупики аэродинамической науки.

После открытия современных профилей все эти пластины, дужки, желобки,
их графики, таблицы и поляры остались в тупике научного развития
аэродинамики.
Единственное зерно извлеченное из этого тупика то, что и для тел
обтекаемой, каплеобразной формы, сопротивление которых в тридцать раз
меньше сопротивления ПЛАСТИНЫ, при равном миделе, зависимость
аэродинамических сил оказалась пропорциональной квадрату скорости
потока. Квадратичная зависимость указывала на то, что силы
возникают за счет кинетической энергии потока.
Вот тут и вспомнили старика Бернулли... И впали во второй тупик, когда
полеты на ОКОЛОЗВУКОВЫХ скоростях попытались описать при помощи его
теории. Ну хотя бы водные лыжи вспомнили. )))

СКОРОСТНОЙ НАПОР, Су и Угол Атаки

В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета.

Y = G

Во всех учебниках Практической аэродинамики вы найдете
формулу подъёмной силы самолета:

Y = 1/2Cy*p* V2*S

где:
Сy — коэфициент подъемной силы
р — плотность воздуха
V — скорость набегающего потока
S — площадь крыла

Иногда встречается и такая формула:

Y = Cy q S

где q — скоростной напор: q = ½ ρ V2

Из курса физики мы помним формулу кинетической энергии движущегося тела:

Е кин. = ½ m V2

где m — масса тела

А что такое плотность? Это как раз и есть масса — масса одного кубического метра воздуха!

Следовательно скоростной напор — это ни что иное как кинетическая энергия единичного
объема воздуха!

Выходит, что крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу. Но каким образом и насколько эффективно?

Каким образом — пусть вам объясняют приверженцы различных теорий — от уравнения Бернулли и до «скоса потока», А ВОТ НАСКОЛЬКО ЭФФЕКТИВНО — ПОПРОБУЕМ РАЗОБРАТЬСЯ САМИ.

И так, мы имеем: Y = Cy q S Очевидно, что «собака зарыта» в коэффициенте подъемной силы!
Казалось бы — ничего сложного: скоростной напор подсчитать не трудно. Величину подъемной силы определим продувкой крыла в аэродинамической трубе.
Площадь крыла величина постоянная. Получается уравнение с одним неизвестным:

Cy = Y/qS

Да, с одним неизвестным, но … при постоянном угле атаки. Вот и приплыли! Оказывается «собака зарыта» совсем в другом месте — коэффициент подъемной силы есть функция угла атаки (УА): Cy= f (УА)

С другой стороны и не плохо — мы узнали «прародителей» подъемной силы — СКОРОСТНОЙ НАПОР и УГОЛ АТАКИ!

Примечание.
Угол атаки крыла — это угол между вектором набегающего потока воздуха и хордой крыла. В прямолинейном полете угол атаки можно измерять от линии траектории полета. В случае криволинейного движения — от касательной к траектории в заданной точке.

А теперь засучим рукава и начнем все сначала:
- устанавливаем угол атаки крыла
- запускаем аэродинамическую трубу
- замеряем подъемную силу
- вычисляем Су…
устанавливаем… замеряем… вычисляем… и т.д. Результаты сводим в таблицу и рисуем график зависимости Су от угла атаки.

По такому же алгоритму определяется зависимость Сх от угла атаки…
откуда рукой подать до Поляры крыла.

http://i053.radikal.ru/1608/1b ...
http://s016.radikal.ru/i336/16 ...

Коллеги завязывайте про формулу подьемной силы. Ибо из нее все очень ясно.
Скоростной напор не что иное как выражение показывающее какой кинетической энергией обладает поток.
Коэффициент Сl или Cу (коэффициент подъемной силы) по факту это коэффициент с которым эта кинитическая энергия преобразовывается в подъемную силу(то есть то как поток отклоняется)
Сам Cl напрямую зависит от угла атаки.
Площадь дает нам понять сколько всего той самой силы мы можем собрать с потока.

Страницу не обновил. Выше почти тоже самое =)

corsair75: Благодарю. Очень убедительно. Я про 1/20, они же искомые 5%,
они же всего 38 мм.рт.ст. Логика железная.
Однако, спрошу ваше мнение. Если на Ан-12 уменьшить угол установки крыла так, что бы нижняя поверхность крыла была бы горизонтальной - параллельно горизонтальной ВПП. Как думаете ? Взлетит? Нет ? За счёт разницы давлений ? А ведь ещё и скос потока частично останется.
А что если, для чистоты эксперимента, придать крылу небольшой отрицательный угол, при котором скос потока будет, но минимально возможный. Как думаете ? Взлетит/нет ? Какая скорость потребуется ? Какая длина ВПП ?
И ещё. Ну очень прошу. Хотя бы мысленно, встаньте под зависающий в-т. И скажите, пожалуйста, за счёт чего же он, собака такая, взлетает ???????

corsair75:
"Выходит, что у ЛА весом, например, 60 т. потребная тяга ГП равна всего лишь четырем тоннам".
А по-моему, Вы и сами знаете, что так не бывает. Приложить усилие в 4 тонны, а получить 60т.
И Су выскакивает не как чёрт из табакерки, а в том числе и как результат скоса, точнее-отбрасывания потока вниз. Вот это отбрасывание вниз, не в идеальном измерении, а в принципе, и даёт недостающее усилие в 54 т. Иначе ваш самолёт просто не взлетит никогда. Пишу, - не в идеальном измерении, - потому, что да, это не чистая физика(шар в шар), это аэродинамика. Потому этот вопрос требует дальнейшего глубокого осмысления и исследования.
Но факт остаётся фактом: невозможно в чистом виде получить усилие в 60 тонн, приложив только 4 т.
Всё дело в искривлении и изменении скорости потока. Перепад давлений, да. Существует и свою роль выполняет. И с этим никто и не спорил. Но и скос потока играет роль как раз потому, что V квадрат. Квадрат скорости преобразуется в Су. Скорость 500 км/час, а отдачу можно снять как с 250.000 км/час. Частично за счёт разницы давлений и частично за счёт искривления потока. С этим, в принципе, согласны ?

Большое спасибо!

Раздумывал, отвечать Вам на предыдущий пост или нет. Спасибо, Шурик.
Вы избавили меня от сомнений. Учите аэродинамику.

Тяга потребная для ГП равна силе тяжести (весу) деленному на
аэродинамическое качество:

Р потр. = mg/ K аэр.

И это практикующими пилотами не обсуждается.

Удачи!

shurik25753
"Квадрат скорости преобразуется в Су" ....

Феноменально!
Достойно присвоения "Эффект Шурика" и выдвижения на Шнобелевскую премию!

Тут каждый второй - номинант на Шнобеля.

corsair75: Ограничились подсказкой учить аэродинамику ? Хорошо. Приму к сведению.
Жаль только. Я к Вам со всем уважением. Очень мне ваши доводы понравились. И я их принял.
Жаль, что даже мысленно Вы не желаете встать под в-т, предположить установку крыла на минимальный скос потока. Ну и т.д. Гнёте железно то, что прочитали в учебниках, а шаг влево-вправо считаете за побег. Вспомните, ведь раньше земля стояла на трёх китах. А уж про аэродинамику и говорить страшно. Я вполне понимаю, что мои рассуждения спорны, не точны, не корректно сказаны. Думал, - Вы поймёте и разговор пойдёт о сути, а не о формулировках.
Р потр. = mg/ K аэр. Пусть так. А К аэр откуда ? За счёт чего ?
Можете не отвечать. А жаль.

РS.
Самым фундаментальным открытием в теории и практике летного обучения
стало то, что знание пилотом причины возникновения подъемной силы на
крыле является избыточным и никак не влияет на безопасность полетов.

Ваш полемический задор и категоричность в суждениях, при ПОЛНОМ
отсутствии зачатков аэродинамических знаний, как-то не располагает
к дискусу. Извините за прямоту.

WWW и corsair75: Хорошо. Спасибо. Мне премия Шнобеля. Какие ещё премии Вы знаете ? И как думаете ? А какой премии от форумчан достойны Вы, если вычислили, что на форуме каждый второй есть номинант ? Это Вас в ваших ВУЗах учили вычислять номинантов ? Браво !
Исправляюсь. Скоростной напор встречает сопротивление миделя крыла. При обтекании профиля крыла скоростным напором создаётся разность давлений над и под крылом. Разница давлений и есть Су профиля крыла. Так правильно ? А если просто сказать: Скоростной напор создаёт Су, причём зависимость квадратичная ?
Я начинаю так понимать, что встать мысленно под в-т Вам слабо, а поставить крыло в линию полёта, вообще, западло. Учите, продолжайте учить аэродинамику ! Знания-сила И пусть Вам светит счастье.

Corsair, интересно Вы пишите.

Глянул сейчас АТПЛ учебники (для самолётчиков), по которым западные пилоты теорию сдают. В обоих написано, что подъёмная сила происходит из-за разницы давления над и под крылом.

Хотя да, если не вдаваться в подробности, то интуитивно кажется, что самолёт летит как-бы "опираясь" о воздух (3-й закон Ньютона), ну или же аналогия крыла с водными лыжами тоже приходит на ум.

То есть такое сравнение вообще получается неверным?

А что с вертолётом? Какую роль играет в подъёмной силе отбрасываемый вниз поток?

При обтекании профиля крыла скоростным напором создаётся разность
давлений над и под крылом. Разница давлений и есть Су профиля крыла.

Не путайте подъемную силу с её коэффициентом, плиз!

мужики, отбрасывание потока и разность давлений вещи взаимообусловленные. Нет такого противопоставления. Из-за того, что крыло поток отклоняет, на нем создается разность давлений, и скорость потока разная на верхней и нижней стороне. Это один и тот же эффект. Ровно то же самое с сечением винта. Что вы тут выясняете непонятно. Невозможно разделить сиамских тройняшек.

corsair75:"Ваш полемический задор и категоричность в суждениях, при ПОЛНОМ
отсутствии зачатков аэродинамических знаний, как-то не располагает
к дискусу."
А Вы палку не перегибаете ? По практической аэродинамике в-тов с училища и до последнего УТО у меня были круглые пять баллов. Так что на счёт ПОЛНОГО отсутствия зачатков Вы ошиблись.
1:0. Далее о категоричности. Я с удовольствием читал и принял ваши доводы о 5% И даже и спорить не стал. Какая ж тут категоричность? Принял ваш совет изучать аэродинакмику...2:0
Я конкретно просил знатока аэродинамики, имеющего ПОЛНОЕ присутствие зачатков и выше аэр. знаний объяснить что это за воздушный поток под несущим винтом, как он влияет/связан с Су ?Что будет если крыло установить в линию полёта ?
Вместо этого получил премию и научное обоснование о количестве номинантов. 3:0.
Мало ? Могу ещё. Но не хочу. И не буду. Оно нам надо ? Предлагаю говорить о деле.

Про вертолеты без меня.

ИМХО, на малых скоростях рулит теория Бернулли. На околозвуковых скоростях
все больше проявляется эффект скольжения и "дебри" связанные с уменьшением
импульса силы крыла и фюзеляжа на подстилающую поверхность. Влияние СП
преувеличено и не стыкуется с Ньютоновской Механикой. Одно время
выкладывал расчеты сейчас ищу...

П Р О Е Х А Л И !!!

Дима, привет! Соскучились.
Я попытался отделить самолет от вертолета - обижаются)))

"Чудеса подъемной силы." (незавершенная статья):
https://professionali.ru/Soobs ...

Джентльмены, я конечно, дико извиняюсь, но ветка вызывает ассоциации с известной песней известного коллектива: "...эта музыка будет вечной, если я заменю батарейки..."
К чему этот наукотезированный треп, если пилоты не понимают разницы между управлением и балансировкой? Может потратим чутка лучистой энергии, чтобы попытаться объяснить (целому сформировавшемуся пласту суперпрофи) в чем опасность такого заблуждения и выработка крайне опасного навыка - управления ВС через средства балансировки, вместо средств управления?(кстати, тема весьма объемная и включает в себя не только аэродинамический, но и психофизиологический и процедурный, и в конечном счете, юридический аспекты.
Катастрофы уже пошли по этой нелепой причине...
Может полезное дело сподвигнем, вместо состязания в изящности копирования множества сущностей одного целого? (а там, пойдет, поедет ... кстати, Бернулли на Западе уже не учат... нахрен он не нужен "умным ребятам из NASA"(они на Марсы летают)... результат - налицо- данная ветка).

Я вам похлеще примеру приведу. В авиации неоднократно были случаи, когда пилот после установки нового винта жаловался на недостаток тяги в полете, потом оказывалось что винт наоборот установлен. Были случа на заре авиации, когда ротативные двигатели запускали не в ту сторону и все прекрасно летало

Таки немного неправильно про двигатель.. Только тяга двигателя заставляет самолет двигаться вверх( помимо горизонтального полета)

кстати, Бернулли на Западе уже не учат...

Учат и еще как.

То armordillopx4:
ТоварисЧ курсант-гастербайтер, Вам показалось, что учат. (поверь меню - нет).

Мне ничего не кажется. Учат, по крайней мере в профильных вузах на машиностроеителей, аэрокосмических и ижи с ними. За другие не скажу.

"...профильных вузах на машиностроеителей, аэрокосмических и ижи с ними..."

Форумом не ошиблись, товарисЧ?
Пилоты, которые проникают в кабины суперсовершенных лайнеров... о них речь.

На форуме не только пилоты сидят. ИТР тоже хватает.
Если речь только о пилотах, то вопросов не имею. Я подумал, что речь о всех кто связан с темой.

То armordillopx4:
Связаны темой все, включая тех, кто вообще не в теме, когда мерно сидят в пассажирских креслах лайнера, несущегося со скоростью 950 км/ч(истинной) , на высоте 11 км (для примера), и ни о чем не подозревают :-)

Здравствуйте, Алексей Андреевич!

Это правильно. Имхо, сначала надо чисто сопротивление объяснять, потом силу наклонить и перейти к крылу, только уж после этого винто-моторная группа. А как станет ясен винт, тогда можно и к вертолету. Вертолет слишком сложная штука.

Сопротивление даст понятия разницы давлений, вязкости, отрыва, пояснить картинками, появится представление о таком явлении, как обтекание... потом, основываясь на этом, удобообтекаемое тело под УА (тут всплывут Бернулли и третий закон), затем добавим вращение - винт и тяга, и так далее. И можно без особой математики обойтись, если грамотно, пользуясь обыденными примерами и хорошими картинками течений, формулировать. Мне так кажется...

Были раньше люди типа того же Жаброва в 30-х, умели изложить (хотя подъемную силу он по Бернулли, но общий стиль изложения у Жаброва очень хороший). Куда все девалось, в формализм перешло - непонятно. Dysindich вообще страшные вещи рассказывает ("проникают" в кабины стабы крутить).

To Dysindich:

Нельзя объять необъятное. /Козьма Прутков/

Вам не кажется, что ваш вопрос заслуживает
отдельной ветки в разделе "Авторский форум"?
"Бернулли на Западе уже не учат" - Учат!
Водопроводчики, а у нас гидравлики в МАИ)

BLASIUS
...Были раньше люди типа того же Жаброва в 30-х, умели изложить (хотя подъемную силу он по Бернулли, но общий стиль изложения у Жаброва очень хороший). Куда все девалось, в формализм перешло - непонятно...
-----------
Тут можно только полностью согласится! Великолепное знание темы и великолепный русский язык, поэтому всё ясно и понятно. Сейчас гуголевская кастрация рулит :)

Dysindich
...К чему этот наукотезированный треп, если пилоты не понимают разницы между управлением и балансировкой? Может потратим чутка лучистой энергии, чтобы попытаться объяснить (целому сформировавшемуся пласту суперпрофи) в чем опасность такого заблуждения и выработка крайне опасного навыка - управления ВС через средства балансировки, вместо средств управления?...

Андрей Михайлович, читаю смеюсь и плачу, но тут скорей надо плакать (и уже плачут). Печальный факт, который имеет место быть. Устойчивость, управляемость, балансировка - три кита, о которых надо хоть что-то знать пытающему залезть в кабину. Про предел центровок и отрицания фокуса я промолчу. Какие-то аэродинамические "догмы" у пайлотов должны быть в голове. Или хотя бы могли объяснить лётные ограничения вверенного ему самолёта через элементарную аэродинамику.

Для отрицателей закона дядюшки Бернулли

Обледенение передней кромки крыла?лопасти НВ?

Почему резко падает подьемная сила?

Подумайте за 3х литровой банкой подмосковного Хенеси

Добавлю

Даже незначительное обледенение

А предкрылки, действующие на закритических углах атаки? Для чего они придуманы?
От неХчего делать?

А что тут думать, лобовое сопротивление растет, ламинарность нарушается, соответственно поток не откланяется так эффективно как было рассчитано из-за того, что пропадает эффект Коанда.
Предкрылки и щелевые закрылки созданы для того же, что-бы как можно дольше сохранить эффект Коанда(добавить "энергии в тормозящийся поток").
Заметте, обледенение снизу крыла не так критично, ибо там поток откланяется "наклонной плостокстью" а вот обледенение носка и тем более верхней кромки, приводит к тому, что поток перестает огибать кривую поверхность. Тоесть эффект Коанда пропадает.
=)))

Кажется, спорить больше не ОХчем

Предлагаю для выяснения истины двигаться поэтапно. По Дерибасовской гуляют постепенно )

И начать с железной дороги. Значит по местной логике для того чтобы тащить вагон 60 тонн нужно такое же усилие локомотива?

--------
Почему у птиц есть перья?

Строение и размеры перьев зависят от того образа жизни, который ведет птица. Перья совы, к примеру, мягкие и пушистые, они позволяют ей летать тихо, но не быстро. С другой стороны, у ястреба они короткие и близко прилегают к телу, так что из-за маленькой сопротивляемости воздуха он может лететь с большой скоростью. Перья водоплавающих смягчаются маслянистой жидкостью, что делает их водонепроницаемыми.

А почему в самолете нет кресел I?

777
ABC DEFG HJK
алфавит
ABC DEFG HIJK

?

открыл принципы полета, европейский учебник, изданный UK академией авиации, везде лифт- это сила, возникающая из-за разности давлений над и под.

А почему в самолете нет кресел I?
===
а в самолетах по 2 кресла через проход, те по 4 в ряд нет В и Е. Наверное это зависит от точного общепринятого месторасположения, ну, к примеру, А это у окна, В посередине, С с краю. Если кресла отсутствуют, то и букв нет.

нет, тут что не так )))

767
AB DEF GH нет С

737
ABC DEF

747
ABC DEFG HKL нет I и J

SSJ-100
AC DEF нет B

Ил-96
ABC DEF GHJ нет I