Что такое Подъемная сила крыла и куда она направлена на самом деле?

[Олег Владимирович Лавринович]

снижение давления над крылом, а потом искривление потока или искривление потока а потом снижение давления над крылом?

крыло улетает, место пустеет. Пустеет, значит давление понижается. А уж приложенная разность давлений между невозмущенным воздухом и пустотой над крылом приводит воздух в движение. То есть, сперва освободить место и понизить тем самым давление, потом движение газа и изменение иллюзии, траектории.

[Олег Владимирович Лавринович]

снижение давления над крылом, а потом искривление потока или искривление потока а потом снижение давления над крылом?

крыло улетает, место пустеет. Пустеет, значит давление понижается. А уж приложенная разность давлений между невозмущенным воздухом и пустолтой над крылом приводит воздух в движение. То есть, сперва освободить место и понизить тем самым давление, потом движение газа и изменение иллюзии, траектории.

Значит воздух стоял стоял на одном месте с нулевой скоростью и ждал: когда это крыло прилетит?

Так точно. Лежит себе невозмущенный мяч, а клюшка пролетела и , ага. Летит! Ну и вентилятор в помощь. Вот был невозмущенный, но крылья промчались и все пришло в движение.

[mpn2]

То есть, сперва освободить место и понизить тем самым давление, потом движение газа и изменение иллюзии, траектории.

---------------------------------------------------
Подытожим:
1. В начале крыло создает пониженное давление над крылом, а затем ...
2. Затем идет изменение траектории (искривление) потока.
---------------------------
Теперь попробуйте объяснить это тов. Илье, а то он не понимает в чем пирина, а в чем следствие (результат), т.к. у него все наоборот: у него искривленный поток создает пониженное давление над крылом.

Вот текст его статьи:


 ... ,а потом, после того как тов. Илья поймет что нельзя путать причинно-следственную связь, и переставлять ее местами, можно будет попробовать объяснить ему: что при РЕАЛЬНОМ полете самолета НИКАКОГО ПОТОКА НЕТ. И искривления ПОТОКА  нет, т.к. ПОТОКА нет и обтекания крыла ПОТОКОМ нет, т.к. ПОТОКА нет. И дальше может быть он поймет, что строить математическую формулу (методику расчета) на основании несуществующего в реальности физического процесса - ущербно и даже глупо!

[mpn2]

Мне это пустопорожнее перекидывание словами надоело.
Я прекращаю обсуждать здесь что-либо с вами до момента предоставления вами полноценной собственной методики расчёта ПАС, ПС и сопротивления полёту крыла, по которой вы сможете посчитать ПС профиля крыла с геометрией из моей статьи.

-------------------------------------
Ну что ж! Раз я обещал, то надо выполнять! Угла атаки я так и не дождался, поэтому определил его самостоятельно:
tg(20/100) = tg(0.2) = 11.3°, округлю до УА=+11° (По предварительной договоренности с Ильей, Площадь пластины S=1м²)



--------------------------------------
Формула расчета ПС на основании Ньютоновской теории о передачи импульса:

Fy = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Cos(b=13°) / 9.8Н * 5,6

Fy = 1/2*1,23 *70² * 1 * 0,1908 * 0,9743 / 9.8Н * 5,6 = 320кгс

Ответ: ПС=320кгс
-------------------------------------

Формула расчета СЛС:

Fх = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Sin(b=13°) / 9.8Н * 5,6

Fх = 1/2*1,23 *70² * 1 * 0,1908 * 0,2249 / 9.8Н * 5,6 = 74кгс

Ответ: СЛС=74кгс
-------------------------------------
К= 320/74=4,3

[mpn2]

посмотрим что у Ильи:







Fy = 240кгс против моих 320кгс
Fх = 47кгс против моих 74кгс
------------
Не дотягивает в среднем 1,4 раза. Наверно надо было "на глаз" или "с потолка" не на 10 параллельных слоев умножать, а на 14 
И с качеством крыла пластины Илья тоже схитрил:
  ..... взял направление ПАС как перпендикуляр к Хорде, поэтому у него угол (b) тоже получился 11°
К = ctg(b=11°) = 5.1
 
 .....а я  взял направление ПАС к Хорде = 88°, поэтому у меня угол (b) = 13°
К =  ctg(b=13°) = 4.3

[mpn2]

Уровень вашей физико-математической подготовки столь низок, что приходится опускаться на уровень обсуждения .......

------------------------------
дорогой Илья!
Не говорите "гоп" пока не перепрыгните!
Дело в том, что СИЛА имеет единицу измерения = [НЬЮТОН] или [кгс] (если Ньютоны разделить на 9,8Ньютонов)
Но не как у вас в вашей статье [Н/м.п.] 
...... такой единицы измерения в ФИЗИКЕ не существует!!! .... есть [Н/м.кв.] или [кгс/м.кв.] но это уже не СИЛА, а Удельная Сила, т.е. ДАВЛЕНИЕ!

------------------
в общем и целом имейте совесть!
если вы озвучиваете, что у вас давление в Паскалях, то потрудитесь для начала выучить, что Паскаль - это Ньютон деленный на 1м²
                                                                                  [Па] =  [Н/м²]

[Монин Илья]

---------------------------------------------------
Подытожим:
1. В начале крыло создает пониженное давление над крылом, а затем ...
2. Затем идет изменение траектории (искривление) потока.
---------------------------
Теперь попробуйте объяснить это тов. Илье, а то он не понимает в чем пирина, а в чем следствие (результат), т.к. у него все наоборот: у него искривленный поток создает пониженное давление над крылом.

Вот текст его статьи:


 ... ,а потом, после того как тов. Илья поймет что нельзя путать причинно-следственную связь, и переставлять ее местами, можно будет попробовать объяснить ему: что при РЕАЛЬНОМ полете самолета НИКАКОГО ПОТОКА НЕТ. И искривления ПОТОКА  нет, т.к. ПОТОКА нет и обтекания крыла ПОТОКОМ нет, т.к. ПОТОКА нет. И дальше может быть он поймет, что строить математическую формулу (методику расчета) на основании несуществующего в реальности физического процесса - ущербно и даже глупо!

-------------------------------------
Ну что ж! Раз я обещал, то надо выполнять! Угла атаки я так и не дождался, поэтому определил его самостоятельно:
tg(20/100) = tg(0.2) = 11.3°, округлю до УА=+11° (По предварительной договоренности с Ильей, Площадь пластины S=1м²)



--------------------------------------
Формула расчета ПС на основании Ньютоновской теории о передачи импульса:

Fy = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Cos(b=13°) / 9.8Н * 5,6

Fy = 1/2*1,23 *70² * 1 * 0,1908 * 0,9743 / 9.8Н * 5,6 = 320кгс

Ответ: ПС=320кгс
-------------------------------------

Формула расчета СЛС:

Fх = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Sin(b=13°) / 9.8Н * 5,6

Fх = 1/2*1,23 *70² * 1 * 0,1908 * 0,2249 / 9.8Н * 5,6 = 74кгс

Ответ: СЛС=74кгс
-------------------------------------
К= 320/74=4,3

А теперь к вам вопросы!
1. Если "потока" нет, то какую скорсть вы используете в ваших вычислениях и в какой системе координат?
2. Откуда вы взяли давление "полного торможения потока" равное Р=qV^2/2, если у вас воздух неподвижен и тормозить просто нечему?
3.Угол вы каким образом приложили к "потоку", которого нет?
4.Как вы этими формулами вычислили отрицательное давление  на верхней части крыла?
3. зачем вам площадь крыла, если вычисляете давление, которое никак от площади крыла у Вас не зависит?

[mpn2]

35. зачем вам площадь крыла, если вычисляете давление, которое никак от площади крыла у Вас не зависит?

-------------------------------------
Здравствуйте Илья! С возвращением! Предлагаю перейти к конструктиву, т.к. это гораздо интереснее чем собачиться!
Отвечать буду стараться кратко, если что не понятно, то переспрашивайте! )*<

В моей формуле площадь присутствует и она с вами согласована и равна 1м². Поэтому у меня Fy и Fx не Давление, а Сила в [кгс].
Fy = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Cos(b=13°) / 9.8Н * 5,6
Fх = 1/2pV² * S * Sin(a=11°) * Sin(b=13°) / 9.8Н * 5,6

[mpn2]

4.Как вы этими формулами вычислили отрицательное давление  на верхней части крыла?

------------------------------------------
НИКАК! Эта формула не вычисляет отдельно давление над крылом и отдельно давление под крылом.
Эта формула дает уже сразу общий перепад давления над и под крылом. Но в ней по умолчанию заложено, что увеличение давления под крылом РАВНО уменьшению давления над крылом. Это так же и у вас и к этому нас призывает и уравнение Бернулли (которое к аэродинамике отношения не имеет но имеет отношение к ФИЗИКЕ). Особенно это справедливо для нашей с вами плоской пластины!!!

[mpn2]

3.Угол вы каким образом приложили к "потоку", которого нет?

-----------------------------
Поток есть в аэротрубе, т.к. он там искусственно создан. Но потока нет в реальном полете самолета.
Физические процессы которые протекают в аэротрубе и в реальном полете - это СОВЕРШЕННО разные физические процессы (жалко что Вы этого не хотите понимать). Но эти разные физические процессы приводят к одному результату - к появлению на крыле ПАС.
Ваша беда в том что вы ставите равенство между физическими процессами и РЕЗУЛЬТАТОМ - это удел математиков, а Физик не имеет право так делать!!!

Поэтому лично я при объяснении физического процесса в аэротрубе использую слово ПОТОК,
а при объяснении физического процесса в реальном полете использую слово ПОТОК в кавычках вот так "поток", тем самым подчеркиваю что потока НЕТ. А под "потоком" я подразумеваю СКОРОСТЬ перемещения самолета (крыла), т.е. и скаляр скорости и вектор скорости (направление).
Поэтому для меня Угол Атаки - это угол между вектором Скорости ЛА и Хордой крыла.

[mpn2]

2. Откуда вы взяли давление "полного торможения потока" равное Р=qV²/2, если у вас воздух неподвижен и тормозить просто нечему?

--------------------------------------
Это не формула "торможения потока" - эту дурь вам вбили в голову математики.
Это формула Ньютона из его теории о ПЕРЕДАЧИ ИМПУЛЬСА (количества движения).
А импульс может передавать как крыло - атакующее стоячий воздух, так и воздух (поток или ветер) атакующий стоячее крыло. А результат один: появление Давления между крылом и воздухом в точке взаимодействия, физические процессы просто разные.
-------------------------------------
Вот довольно толково написано:

-------------------------------------
Т.е. данная формула из теории Ньютона основана на изменении импульса: Р=m*V
т.е. сила F, которая возникает в результате передачи импульса ЗАВИСИТ от ОДНОВРЕМЕННОГО изменения и массы воздуха и скорости. 
F=1/2Р = 1/2*m*V
.....и все равно данная формула получилась "кривая", т.к. ее еще надо увеличивать почти в "ШЕСТЬ" раз.

Ваша грубейшая ошибка в том, что вы за основу взяли не формулу изменения импульса, а формулу частного случая: формулу изменения только Скорости, где масса есть КОНСТАНТА. F=m*a.
мало того что у вас не меняется масса, так у вас еще при полете самолета с постоянной скоростью (без ускорения) не будет СИЛЫ.
Поэтому вы цепляетесь за "искривление потока", которое вам обеспечивает иллюзию наличия ускорения. И даже при обдуве ровной плоской пластины вы все равно будете вынуждены придумать "искривление потока" - которого нет.
Именно потому что в вашей формуле не происходит увеличения массы воздуха от скорости и кривизна взята "на глаз" вы вынуждены умножать свою формулу в "десять" раз. А по хорошему надо умножить в "тринадцать" раз. (320кгс/24кгс=13,3раза)

Ваша проблема в том, что вы не видите что такой профиль как NACA 0015 (к примеру) на УА=11° и на скорости 70м/сек., будет создавать удельную силу Fy=322кгс/м²

[mpn2]

1. Если "потока" нет, то какую скорость вы используете в ваших вычислениях и в какой системе координат?

--------------------------
Скорость ЛА относительно неподвижного воздуха относительно неподвижной планеты ЗЕМЛЯ, т.к. я рассматриваю полет самолета на планете Земля!
Кривизну поверхности - не учитываю (т.к. не страдаю маразмами). Поэтому СК у меня всегда только классическая: Вертикально-Горизонтальная, еще ее называют "Земная СК".  Кстати в этой СК прекрасно выполняются 2-й и 3-й законы Ньютона.

[Монин Илья]

--------------------------------------
Это не формула "торможения потока" - эту дурь вам вбили в голову математики.
Это формула Ньютона из его теории о ПЕРЕДАЧИ ИМПУЛЬСА (количества движения).
А импульс может передавать как крыло - атакующее стоячий воздух, так и воздух (поток или ветер) атакующий стоячее крыло. А результат один: появление Давления между крылом и воздухом в точке взаимодействия, физические процессы просто разные.
-------------------------------------
Вот довольно толково написано:

-------------------------------------
Т.е. данная формула из теории Ньютона основана на изменении импульса: Р=m*V
т.е. сила F, которая возникает в результате передачи импульса ЗАВИСИТ от ОДНОВРЕМЕННОГО изменения и массы воздуха и скорости. 
F=1/2Р = 1/2*m*V
.....и все равно данная формула получилась "кривая", т.к. ее еще надо увеличивать почти в "ШЕСТЬ" раз.

Ваша грубейшая ошибка в том, что вы за основу взяли не формулу изменения импульса, а формулу частного случая: формулу изменения только Скорости, где масса есть КОНСТАНТА. F=m*a.
мало того что у вас не меняется масса, так у вас еще при полете самолета с постоянной скоростью (без ускорения) не будет СИЛЫ.
Поэтому вы цепляетесь за "искривление потока", которое вам обеспечивает иллюзию наличия ускорения. И даже при обдуве ровной плоской пластины вы все равно будете вынуждены придумать "искривление потока" - которого нет.
Именно потому что в вашей формуле не происходит увеличения массы воздуха от скорости и кривизна взята "на глаз" вы вынуждены умножать свою формулу в "десять" раз. А по хорошему надо умножить в "тринадцать" раз. (320кгс/24кгс=13,3раза)

Ваша проблема в том, что вы не видите что такой профиль как NACA 0015 (к примеру) на УА=11° и на скорости 70м/сек., будет создавать удельную силу Fy=322кгс/м²

Замечательно!!!
 То есть летящяя сквозь неподвижный воздух пластин как ножом сдвигает слой воздуха толщиной Н= В*sinA, и при этом придаёт этому слою скорость с вертикальной составлящей dV=V*sinA.
За секунду полёта крыло срезает объём воздуха  с масссой М=q*V*1c*q*V*1c*L*B*sinA*sinA, где L*B=S
При этом создаётся сила F= dV*M=V*sinA*q*V*L*B*sinA=q*V^2*S*(SinA)^2

Кстати, СИНУС В КВАДРАТЕ потерян на картинке со страницей  учебника, то есть в ввыводе формылы ПС по Ньютону вставлена заведомая ошибка!!!

А теперь посмотрите на формулу в моей статье и найдите всего одно отличие!
В моей формуле синус стоит в первой степени, а не в квадрате.

Это связано с тем, что зону влияния (толщину срезаемого слоя) я назначил равной ширине крыла В всегда, вне зависимости от  лобовой проекции пластины от угла атаки.
Угол атаки Ак у меня определяет лишь вертикальную составляющу приобретаемой скорости срезаемого слоя, но не толщину отбрасываемого вниз слоя.
Имено по этой причине моя формула даёт значительно большую величину ПАС, чем традиционная Ньютоновская с вашей картинки.
Именно по этой причине моя интерпретация ПС ближе к реальным цифрам из экспериментов.

Почему тощина слоя влияния равна именно Хорде крыла В?
Да потому, что сдвигаемый слой  по лобовому сечению крыла и сам толкает перед собой ещё слой воздуха, пока избыточное давление под крылом не сойдёт на ноль в далёких слоях.
При этом на скорости 70м/с избыточное давление скоростного напора Р=qV^2/2 даёт всего 3% от атмосферы, что в отношении малых углов атаки (2-5%) тонкого крыла даёт полное компенсирование поджатия потока на толщине слоя сопостовимой с величиной В=Н*(20-50)

[mpn2]

То есть летящяя сквозь неподвижный воздух пластин как ножом сдвигает слой воздуха толщиной Н= В*sinA, и при этом придаёт этому слою скорость с вертикальную составлящей dV=V*sinA.
За секунду полёта крыло срезает объём воздуха  с масссой М=q*V*1c*q*V*1c*L*B*sinA*sinA, где L*B=S
При этом создаётся сила F= dV*M=V*sinA*q*V*L*B*sinA=q*V^2*S*(SinA)^2
Кстати, СИНУС В КВАДРАТЕ потерян на картинке со страницей  учебника, то есть в ввыводе формылы ПС по Ньютону вставлена заведомая ошибка!!!

-----------------------------
СИНУС В КВАДРАТЕ НЕ потерян на картинке со страницей  учебника - я его стер, т.к. считаю его ошибкой! Я думал что вы в этом не разбираетесь и потому не стал вам парить мозг.
Но раз вы считаете, что вы в этом разбираетесь, то давайте и поговорим об этом. Мне данная тема очень даже интересна.
Итак вопрос: Так Синус должен быть в квадрате или нет? Что говорит ваша точка зрения на данный вопрос?

Вот оригинал:

[Монин Илья]

-----------------------------
СИНУС В КВАДРАТЕ НЕ потерян на картинке со страницей  учебника - я его стер, т.к. считаю его ошибкой! Я думал что вы в этом не разбираетесь и потому не стал вам парить мозг.
Но раз вы считаете, что вы в этом разбираетесь, то давайте и поговорим об этом. Мне данная тема очень даже интересна.
Итак вопрос: Так Синус должен быть в квадрате или нет? Что говорит ваша точка зрения на данный вопрос?

Вот оригинал:

В этой Ньютоновской  постановке задачи синус ОБЯЗАН быть в квадрате, так как он используется дважды для разных составляющих  уравнения:
1. Синус определяет толщину слоя по величине лобовой проекции наклонной пластины.
2. Синус определяет величину создаваемой вертикальной скорости на сдвигаемом слое воздуха от летящей наклонной пластины.

Так вот в моей модели ПС главное отличие от теории Ньютона именно в отсутсвии дополнительного синуса угла Ак, обеспечивающего расчёт толщины слоя.
В моей версии толщину отклоняемого слоя определяет исключительно сама ширина крыла при малых углах атаки.
Именно из-за отсутсвия повторного умножения на синус малого угла у меня получаются в разы большая по ввеличине подъёмная сила, чем это даёт теория Ньютона.

[mpn2]

Так вот в моей модели ПС главное отличие от теории Ньютона именно в отсутсвии дополнительного синуса угла Ак

------------------------------
Т.е. наличие синуса в квадрате в формуле Ньютона вы считаете ошибочным!
Отлично! я тоже считаю это ошибкой!
Теперь вопрос такой:
А кто эту ошибку допустил? Вы считаете что это был Ньютон?
----------------------------
Да и не цитируйте меня целиком, я же помню что я написал. Выделяете из того что я написал самое главное на ваш взгляд и давите кнопку "цитировать (выделенное)". )*<

[Монин Илья]

------------------------------
Т.е. наличие синуса в квадрате в формуле Ньютона вы считаете ошибочным!
Отлично! я тоже считаю это ошибкой!
Теперь вопрос такой:
А кто эту ошибку допустил? Вы считаете что это был Ньютон?

Вы НЕПРАВИЛЬНО меня поняли!
 В задаче с Ньютоновской постановкой Синус ОБЯЗАН быть в квадрате!
Но этот синус резко снижает расчётную ПС крыла.

Моё физическое объяснение ПС крыла несколько глубже рассматривает процесс формирования сдвигающего усили на воздух от наклонной пластины крыла.
А потому я сам себя не наказываю лишним синусом, который портит конечные цифры и ломает физический смысл картины полёта крыла.

[mpn2]

В задаче с Ньютоновской постановкой Синус ОБЯЗАН быть в квадрате!

-------------------------------
Давайте пока не будем мешать в кучу формулы Ньютона и вашу теорию. Давайте вашу теорию и вашу точку зрения на создание ПС пока оставим в покое, мы к ней еще вернемся.
Давайте разберемся с формулой Ньютона!!!
Итак вопрос вот какой:
В учебниках Ветровой напор прописывают вот так: Q=1/2pV². Но это, когда поток действует на пластину под УА=90°, а Sin(90°) = 1.
Как только появляется УА отличный от 90° формула принимает вот такой вид:
             Q=1/2pV²*Sin(a), где (a) = УА
а в некоторых учебниках формула принимает вот такой вид: 
             Q=1/2pV²*Sin(a)²
-------------------------------
Вот и скажите мне: какая формула с точки зрения ФИЗИКИ правильная? Первая или вторая. 
Меня не интересует точка зрения Ньютона и то что он писал или имел ввиду.... меня интересует ваша личная точка зрения основанная на базе ваших знаний.

[Монин Илья]

-------------------------------
Давайте пока не будем мешать в кучу формулы Ньютона и вашу теорию. Давайте вашу теорию и вашу точку зрения на создание ПС пока оставим в покое, мы к ней еще вернемся.
Давайте разберемся с формулой Ньютона!!!
Итак вопрос вот какой:
В учебниках Ветровой напор прописывают вот так: Q=1/2pV². Но это, когда поток действует на пластину под УА=90°, а Sin(90°) = 1.
Как только появляется УА отличный от 90° формула принимает вот такой вид:
             Q=1/2pV²*Sin(a), где (a) = УА
а в некоторых учебниках формула принимает вот такой вид: 
             Q=1/2pV²*Sin(a)²
-------------------------------
Вот и скажите мне: какая формула с точки зрения ФИЗИКИ правильная? Первая или вторая. 
Меня не интересует точка зрения Ньютона и то что он писал или имел ввиду.... меня интересует ваша личная точка зрения основанная на базе ваших знаний.

1. Те, кто пишет синус без квадрата не понимают физической сути модели Ньютона, а просто подгоняют общеизвестную формулу из набора базовых параметров (скоростной напор*S*синАк) под результат натурных экспериментов.

2. Кто пишет Синус в Квадрате, те честно записывают модель по Ньютону, но вынуждены тут же оговаривать, что модель Ньютона даёт в разы заниженные значения ПС крыла на малых УА в сравнении с экспериментом.

Вам какой вариант больше нравится?

[mpn2]

Вам какой вариант больше нравится?

---------------------
Я считаю что первый вариант правильный: Синус должен быть без квадрата.Синус идет как поправка на объем воздуха.
Я считаю что второй вариант, где Синус применяют повторно как поправку на скорость "улета" - его написали идиоты!
---------------------
Так вы не ответили на мой вопрос: Ваша точка зрения какова?
Мы так и будем общаться? да? Я вам по три раза буду задавать один и тот же вопрос, а вы будите от него уклоняться:
Вместо фразы:  "Я считаю, что ...."
Вы мне будете отвечать:  "Есть люди, которые ...."