Так и я об этом. Ты же наверняка замечал некоторых любителей вломить вперёд чуть-ли не до упора!
ALZP2234
10.11.2021 в 19:46
3 минуты назад, EVH пишет:
Никогда ничего подобного на 737 не замечал при любых условиях. У нас в РЛЭ просто написано — легкое давление на штурвал вперёд. Не более того.
Конкретно по airbus.
Если резко тормоза отпускать, нос хорошо задирает, проверено.
Komthur1936
02.12.2021 в 14:19
4 минуты назад, Pavel_M пишет:
Вы что и вправду верите что ПС создает ровный ламинарный поток
Подъемная сила не создает никаких потоков. Она возникает как результат взаимодействия потока с крылом.
Pavel_M373
02.12.2021 в 14:21
2 минуты назад, Komthur пишет:
Вы в школе еще не проходили интегралы?
Интегралы в школе проходят в 1 классе.
Мне еще далеко…
Komthur1936
02.12.2021 в 14:22
1 минуту назад, Pavel_M пишет:
Как обычно — «центр давления».
Если силу, удерживающую самолет массой 100-200 тонн, приложить к точке, эту точку тут же вырвет из крыла)))
Pavel_M373
02.12.2021 в 14:27
5 минут назад, Komthur пишет:
Почему именно «удельную»? Вы знаете, что такое «удельная нагрузка на крыло»?
Так откуда берется разность давлений под и над крылом при нулевом угле атаки несимметричного профиля?
«удельная нагрузка на крыло» = «удельная сила на крыло» = «Давление на крыло на 1м²» например или «Давление на крыло на 1см²» или «Давление на крыло на 1мм²» = » разность давлений под и над крылом»
Разность давлений под и над крылом при нулевом угле атаки несимметричного профиля — берется из-за того, что разрежение воздуха под крылом немного меньше чем разрежение воздуха над крылом.
Pavel_M373
02.12.2021 в 14:28
5 минут назад, Komthur пишет:
Если силу, удерживающую самолет массой 100-200 тонн, приложить к точке, эту точку тут же вырвет из крыла)))
НЕСОМНЕННО!
Pavel_M373
02.12.2021 в 14:30
9 минут назад, Komthur пишет:
Подъемная сила не создает никаких потоков. Она возникает как результат взаимодействия потока с крылом.
Запоминайте:
В результате взаимодействия потока с крылом создается сила (R).
Freddievip6497
02.12.2021 в 14:30
7 minutes ago, Komthur said:
Если силу, удерживающую самолет массой 100-200 тонн, приложить к точке, эту точку тут же вырвет из крыла)))
Танки оснащают устройствами самоокапывания, а данный индивидуум оснащен устройством самозакапывания.
Komthur1936
02.12.2021 в 14:52
26 минут назад, Pavel_M пишет:
«удельная нагрузка на крыло» = «удельная сила на крыло» = «Давление на крыло на 1м²» например или «Давление на крыло на 1см²» или «Давление на крыло на 1мм²» = » разность давлений под и над крылом»
Как у вас все грустно. Удельная нагрузка на крыло — это отношение массы самолета к площади крыла, кг/м^2.
Цитата
Разность давлений под и над крылом при нулевом угле атаки несимметричного профиля — берется из-за того, что разрежение воздуха под крылом немного меньше чем разрежение воздуха над крылом.
А почему разрежение воздуха под крылом меньше? Откуда оно берется? Выходит, прав-таки старик Бернулли?
Edited by Komthur
Enzzovip1105
02.12.2021 в 15:15
Ну, на одном Бернулли действительно 100-200 тонн в воздух не поднимешь, должно быть что-то еще, и не практически полученные коэффициенты.
Паша топит за более универсальный подход (сто пудов у парашютов высмотрел ), который можно приложить как к аэродинамически обтекаемому крылу самолета, так и к сорванной ветром () крыше (где Бернулли и не пахнет).
Как-то так
Edited by Enzzo
Komthur1936
02.12.2021 в 15:27
10 минут назад, Enzzo пишет:
Паша топит за более универсальный подход (сто пудов у парашютов высмотрел ), который можно приложить как к аэродинамически обтекаемому крылу самолета, так и к сорванной ветром () крыше (где Бернулли и не пахнет).
На одном Бернулли и Як-52 с его симметричным профилем так себе летать будет)
Но сорванная крыша тут, бесспорно, во главе угла))
GORYNYCH11038
02.12.2021 в 15:47
А здесь сто мудрецов по прежнему пытаются образумить одного дурака….
Gladkov11568
02.12.2021 в 16:16
1 hour ago, Komthur said:
…Як-52 с его симметричным профилем…
Як-55. У Як-52 профиль самый что ни на есть такой, который показывают на схемах обтекания.
Komthur1936
02.12.2021 в 16:31
13 минут назад, Gladkov пишет:
Як-55. У Як-52 профиль самый что ни на есть такой, который показывают на схемах обтекания.
Прошу прощения, спутал. Никогда не интересовался пилотажниками.
apxeonmepukc11329
02.12.2021 в 17:25
3 часа назад, ALZP пишет:
Без придачи ей ускорения? Если пнуть ежа, то он низко полетит, к дождю.)
Да, если сбалансировать стрелу на некотором угле атаки, то за счет того, что её несущая поверхность равна проекции на горизонтальную плоскость, стрела улетит дальше. Бумеранги, к примеру, тоже без моторчиков, а рекорд дальности полета =238 метров.
disp-nrsk1392
02.12.2021 в 17:36
3 часа назад, Komthur пишет:
А почему разрежение воздуха под крылом меньше? Откуда оно берется?
Это тот вопрос, который он упорно обходит молчанием. Это у него само собой разумеющееся и существующее само по себе. Ну так он решил. Если вернуться на несколько страниц назад — там и потока нет, и обтекания, и ПС не существует… Сплошь проекции и векторы.
Edited by disp-nrsk
Pavel_M373
02.12.2021 в 18:52
3 часа назад, Komthur пишет:
А почему разрежение воздуха под крылом меньше? Откуда оно берется? Выходит, прав-таки старик Бернулли?
Ну, во-первых, вы не знаете о чем уравнение Бернулли на самом деле, поэтому зря вы его так часто упоминаете.
По уравнению Бернулли все полеты под запретом и даже полеты мух. Поэтому человек, который затащил у.Бернулли в аэродинамику был с полным отсутствием головного мозга.
Второе: У несимметричного профиля на нулевом УА нижняя обшивка (плоскость) крыла стоит на более маленьком отрицательном УА по плоскости чем верхняя обшивка крыла. Поэтому эффект Эжекции над крылом отрабатывает более интенсивно чем под крылом. Что и приводит к более большому разрежению над крылом.
Но вы особо не радуйтесь, т.к. на нулевом УА ПС в 5 раз меньше потребной и поэтому самолет на нулевом УА летать не может! Хвалебные оды нулевому УА — это просто дань моде, ну так потрепаться, когда делать нечего! А толку от него как от козла молока.
Excalibure116
02.12.2021 в 19:30
5 часов назад, Komthur пишет:
Если силу, удерживающую самолет массой 100-200 тонн, приложить к точке, эту точку тут же вырвет из крыла)))
На практике обычно рассматривают а) ось жёсткости, б) ось распределённой а-д нагрузки, в) ось распределённой массы.
В принципе перейти через интегрирование от распределённых величин к функциям сил и далее к функциям моментов нет ничего сложного, единственное — нужно понимать, какая часть квадратной (кубической) параболы, работает на данном отрезке…. Чтоб получить значение погонной а-д нагрузки в данном сечении нужно взять кольцевой интеграл 2 рода от значений скоростного напора (динамическая составляющая у-ния Бернулли) по контуру данного сечения, потом развернуть результат на pi/2 и проинтегрировать по dz, пологая что на i отрезке линейный закон распределения (т.е. линейно интерполировать результаты). Моменты же просто интегрируются от погонной силы по dz. Т.е. когда вы получяаете непосредственно цифры, то это значение силы в данной точке.
Приведёно можно утверждать, что при прямолинейном полёте с постоянной скоростью сумма всех сил равна нулю. Но я так понимаю, что по мнению некоторых форумчан не только Жуковский был бараном, но и Ньютон тоже, а так же вся векторная алгебра — это ересь и мракобесие (соответственно и Гаус и Кронекер и т.д….).
Ну и естественно, если вес ЛА сконцентрировать в точке, то она тоже разорвёт самолёт. По этому здесь можно говорить о распределении нагрузке и значении определённого интеграла…
14 часов назад, damirjun пишет:
Аеродинамика — наука жёсткая.)
Учту!)
4 часа назад, Enzzo пишет:
и не практически полученные коэффициенты.
…которые называются либо циркуляцией, либо коэффициентами давления… в зависимости от топологии того, что вы считаете.
Edited by Excalibure
vladkvip2925
02.12.2021 в 23:17
11 hours ago, Komthur said:
Скорость может быть избыточно высока настолько, что запаса по перегрузке при энергичном маневре (взятии ручки «на себя») достаточно, чтобы самолет, имея скорость, значительно превышающую…
Не так много и надо запаса. У C172 предельная перегрузка +4. Попробуйте сделать вираж без снижения с креном 60 градусов (2g всего-то) на скорости узлов 60-65 (в «в горизонте» срывом ещё и не пахнет). Сорвётся как миленькая.
Enzzovip1105
03.12.2021 в 02:39
13 часов назад, Pavel_M пишет:
Еще раз объясняю для тех кто в танке:..
(R) — это СУММА всех распределенных давлений по всему контуру крыла. F = P * S
Я в танке! Тезис принимается, поэтому возвращаемся к рис.3
А на рис.3 у нас (по заданным условиям) тонкая, плоская, безпрофильная пластинка. Силы R физически не существует, т.к. она СУММА. Раз сила, значит сумма векторная всех элементарных сил действующих на каждый участок пластинки. Так куда могут быть в принципе направлены эти элементарные силы и куда мб в принципе направлена их векторная сумма?
Мне лично это и без интегралов понятно, а вам?
vladkvip2925
03.12.2021 в 05:02
2 hours ago, Enzzo said:
Я в танке! Тезис принимается, поэтому возвращаемся к рис.3
Не… Там кнопка «редактировать» опять пропала («репа» < -50), и уже все потеряли всякий интерес её поднимать… Я думаю, что тут уже ДОСВИДОС окончательный.
Enzzovip1105
03.12.2021 в 05:21
28 минут назад, vladk пишет:
Не… Там кнопка «редактировать» опять пропала («репа» < -50), и уже все потеряли всякий интерес её поднимать… Я думаю, что тут уже ДОСВИДОС окончательный.
Та не-е-е… Он на крючке. Сколько ни крепись, подсаженный мозг потребует свою «дозу».
8 лет — стаж, как-никак
PS
У меня есть, чем ускорить процесс ))
Edited by Enzzo
vladkvip2925
03.12.2021 в 05:26
2 minutes ago, Enzzo said:
Та не-е-е… Он на крючке. Сколько ни крепись, подсаженный мозг потребует свою «дозу».
Ну, да… Угол атаки нижней плоскости крыла чуть отрицательный… А у заклёпки торчащей, их три! Спереди, сзади и сбоку! Я, кстати, про три угла атаки холма только сейчас и понял, когда про заклёпку подумал… Не, полный ДОСВИДОС! Дальше уже неинтересно…
Enzzovip1105
03.12.2021 в 05:35
В 30.11.2021 в 11:55, Pavel_M пишет:
А вот что мне действительно интересно, так это то: Сможет ли мозг нормального человека, который был прозомбирован теоретической аэродинамикой вернуться в нормальное состояние?
На сей момент этот вопрос должен звучать так: «Достанет ли на этом форуме глупцов, тупо поверящих мне на слово?»
Так и я об этом. Ты же наверняка замечал некоторых любителей вломить вперёд чуть-ли не до упора!
Конкретно по airbus.
Если резко тормоза отпускать, нос хорошо задирает, проверено.
Подъемная сила не создает никаких потоков. Она возникает как результат взаимодействия потока с крылом.
Интегралы в школе проходят в 1 классе.
Мне еще далеко…
Если силу, удерживающую самолет массой 100-200 тонн, приложить к точке, эту точку тут же вырвет из крыла)))
«удельная нагрузка на крыло» = «удельная сила на крыло» = «Давление на крыло на 1м²» например или «Давление на крыло на 1см²» или «Давление на крыло на 1мм²» = » разность давлений под и над крылом»
Разность давлений под и над крылом при нулевом угле атаки несимметричного профиля — берется из-за того, что разрежение воздуха под крылом немного меньше чем разрежение воздуха над крылом.
НЕСОМНЕННО!
Запоминайте:
В результате взаимодействия потока с крылом создается сила (R).
Танки оснащают устройствами самоокапывания, а данный индивидуум оснащен устройством самозакапывания.
Как у вас все грустно. Удельная нагрузка на крыло — это отношение массы самолета к площади крыла, кг/м^2.
А почему разрежение воздуха под крылом меньше? Откуда оно берется? Выходит, прав-таки старик Бернулли?
Edited by Komthur
Ну, на одном Бернулли действительно 100-200 тонн в воздух не поднимешь, должно быть что-то еще, и не практически полученные коэффициенты.
), который можно приложить как к аэродинамически обтекаемому крылу самолета, так и к сорванной ветром (
) крыше (где Бернулли и не пахнет).
Паша топит за более универсальный подход (сто пудов у парашютов высмотрел
Как-то так
Edited by Enzzo
На одном Бернулли и Як-52 с его симметричным профилем так себе летать будет)
Но сорванная крыша тут, бесспорно, во главе угла))
А здесь сто мудрецов по прежнему пытаются образумить одного дурака….
Як-55. У Як-52 профиль самый что ни на есть такой, который показывают на схемах обтекания.
Прошу прощения, спутал. Никогда не интересовался пилотажниками.
Да, если сбалансировать стрелу на некотором угле атаки, то за счет того, что её несущая поверхность равна проекции на горизонтальную плоскость, стрела улетит дальше. Бумеранги, к примеру, тоже без моторчиков, а рекорд дальности полета =238 метров.
Это тот вопрос, который он упорно обходит молчанием. Это у него само собой разумеющееся и существующее само по себе. Ну так он решил. Если вернуться на несколько страниц назад — там и потока нет, и обтекания, и ПС не существует… Сплошь проекции и векторы.
Edited by disp-nrsk
Ну, во-первых, вы не знаете о чем уравнение Бернулли на самом деле, поэтому зря вы его так часто упоминаете.
По уравнению Бернулли все полеты под запретом и даже полеты мух. Поэтому человек, который затащил у.Бернулли в аэродинамику был с полным отсутствием головного мозга.
Второе: У несимметричного профиля на нулевом УА нижняя обшивка (плоскость) крыла стоит на более маленьком отрицательном УА по плоскости чем верхняя обшивка крыла. Поэтому эффект Эжекции над крылом отрабатывает более интенсивно чем под крылом. Что и приводит к более большому разрежению над крылом.
Но вы особо не радуйтесь, т.к. на нулевом УА ПС в 5 раз меньше потребной и поэтому самолет на нулевом УА летать не может! Хвалебные оды нулевому УА — это просто дань моде, ну так потрепаться, когда делать нечего! А толку от него как от козла молока.
На практике обычно рассматривают а) ось жёсткости, б) ось распределённой а-д нагрузки, в) ось распределённой массы.
В принципе перейти через интегрирование от распределённых величин к функциям сил и далее к функциям моментов нет ничего сложного, единственное — нужно понимать, какая часть квадратной (кубической) параболы, работает на данном отрезке…. Чтоб получить значение погонной а-д нагрузки в данном сечении нужно взять кольцевой интеграл 2 рода от значений скоростного напора (динамическая составляющая у-ния Бернулли) по контуру данного сечения, потом развернуть результат на pi/2 и проинтегрировать по dz, пологая что на i отрезке линейный закон распределения (т.е. линейно интерполировать результаты). Моменты же просто интегрируются от погонной силы по dz. Т.е. когда вы получяаете непосредственно цифры, то это значение силы в данной точке.
Приведёно можно утверждать, что при прямолинейном полёте с постоянной скоростью сумма всех сил равна нулю. Но я так понимаю, что по мнению некоторых форумчан не только Жуковский был бараном, но и Ньютон тоже, а так же вся векторная алгебра — это ересь и мракобесие (соответственно и Гаус и Кронекер и т.д….).
Ну и естественно, если вес ЛА сконцентрировать в точке, то она тоже разорвёт самолёт. По этому здесь можно говорить о распределении нагрузке и значении определённого интеграла…
Учту!)
…которые называются либо циркуляцией, либо коэффициентами давления… в зависимости от топологии того, что вы считаете.
Edited by Excalibure
Не так много и надо запаса. У C172 предельная перегрузка +4. Попробуйте сделать вираж без снижения с креном 60 градусов (2g всего-то) на скорости узлов 60-65 (в «в горизонте» срывом ещё и не пахнет). Сорвётся как миленькая.
Я в танке! Тезис принимается, поэтому возвращаемся к рис.3
А на рис.3 у нас (по заданным условиям) тонкая, плоская, безпрофильная пластинка. Силы R физически не существует, т.к. она СУММА. Раз сила, значит сумма векторная всех элементарных сил действующих на каждый участок пластинки. Так куда могут быть в принципе направлены эти элементарные силы и куда мб в принципе направлена их векторная сумма?
Мне лично это и без интегралов понятно, а вам?
Не… Там кнопка «редактировать» опять пропала («репа» < -50), и уже все потеряли всякий интерес её поднимать… Я думаю, что тут уже ДОСВИДОС окончательный.
Та не-е-е… Он на крючке. Сколько ни крепись, подсаженный мозг потребует свою «дозу».
8 лет — стаж, как-никак
PS
У меня есть, чем ускорить процесс ))
Edited by Enzzo
Ну, да… Угол атаки нижней плоскости крыла чуть отрицательный… А у заклёпки торчащей, их три! Спереди, сзади и сбоку! Я, кстати, про три угла атаки холма только сейчас и понял, когда про заклёпку подумал… Не, полный ДОСВИДОС! Дальше уже неинтересно…
На сей момент этот вопрос должен звучать так: «Достанет ли на этом форуме глупцов, тупо поверящих мне на слово?»