Pavel_M

Так поправь его, что ты там увидел некорректного? Внеси предложение! Я прочту и учту, а вдруг ты прав! Кстати! вы любите смеяться над моими приземлениями . . . . я вот тут в Смоленск съездил на показуху, сделал 3 прыжка, сезон открыл: https://disk.yandex.ru/i/NhqEcjDTkpDGtw

Интересная постановка вопроса: Заявляешь, что мое определение ФУА неверно, а как верно не знаешь. А как тогда ты узнал, что оно неверно ты с чем сравнил? т.е. 2*2 = 5 это неверно. А как верно? Не знаю! А как ты узнал тогда, что 2*2 = 5 это неверно? - - - - - - - Скрипалей отравили "новичком" А вы как узнали что это "новичок"? У вас есть образцы "новичка" нет "новичка" у нас нет - - - - - - Ммм-да! Я честно говоря в шоке! До понедельника!

ФАУ - это тоже УА! ЛЮДИ! АУ! Я не пойму - чего он хочет. Прошу помощь зала!!!

Так поправь, а не закатывай истерику как на рынке. Я ошибку не вижу. Что такое "чего него"? Потому что УА используется при расчете Силы (R) через Sin(УА) Минимальное значение Синуса - это Sin(0) = 0 Максимальное значение Синуса - это Sin(90°) = 1 Получаем: в диапазоне углов от 0 до 90 имеем значения от 0 до 1. Все остальные углы - циклическое повторение. Sin(31º) = 0.5150 Sin(149º) = 0.5150 Углы атаки определяются для их дальнейшего применения в Синусах, а синус по своему определению - это СИНУС ОСТРОГО УГЛА, а ОСТРЫЙ УГОЛ это угол до 90°. Мне вообще не понятно зачем ты в эти дебри полез и пытаешься еще хамить.

Вот с этого и начни, что ты НОЛЬ! Определение угла - это определение того, между какими ДВУМЯ линиями или плоскостями он находится (угол между чем и чем). УА по Хорде - это угол между вектором скорости и хордой. ФУА - это угол между вектором скорости и физической (рассматриваемой) плоскостью тела с которой контактирует воздух (поток). Читай внимательно определение, ДЯТЕЛ! В реальном полете ПОТОКА нет, поэтому я это слово стараюсь не употреблять или пишу его в кавычках. Когда захочешь начать изучать аэродинамику и УА, начни вот с этого графика:

То что ты написал, означает только одно: большая обида на то, что все твои познания в аэродинамике, которыми ты гордишься - это ТУФТА, лапша на твоих ушах! Лично для меня глубину своего невежества демонстрирует вот этот заместитель директора ЦАГИ, который читает ЧУШЬ студентам. Его невежество состоит в том, что он отнимает повышенное давление над крылом от пониженного под крылом и тем самым получает ПС. За такие лекции надо увольнять с работы. Но такие как этот препод процветают и воспитывают таких дураков как ты.

Я не спрашиваю: нужен ли ФУА или нет, как летает самолет и т.д., это все за рамками вопроса. Просто отвесть на вопрос, почему уго 31 не 149? Меня учили, что УА больше 90° при расчете скоростного напора не бывает, а как это объяснить вам я не знаю, у меня нет медицинского образовании в области психики! Попробую так: Если взять УА=6° то результат расчета получиться правильным, а если взять УА=84° (90-6) то результат расчета получиться в 8 раз больше. Если взять УА=6° или 174° (180-6) то результат расчета будет одинаковым. Еще в аэродинамике применяются УА от 0 до 360°, но связано это только с круговой продувкой профилей, для того чтобы можно было определить положение крыла в пространстве и понять откуда на крыло идет поток. Но и там максимальная сила (R) возникает на УА=90°

Отвечаю дальше, чтобы вы поняли, что ФУА в аэродинамике нужен, т.к. он даст вам ответ на вопрос как летает самолет, т.е. он даст вам ответ, где на крыле создается зона пониженного давления, а где повышенного: 1. Теперь надо снизу и сверху подвести к крылу две линии ПАРАЛЛЕЛЬНЫЕ ПОТОКУ!!!, и вы получите две точки А и Б. Эти точки будут создавать "давление-раздел": Зона спереди потока между точками А и Б будет зоной повышенного давления (там воздух будет сжиматься), т.к. это зона ПОЛОЖИТЕЛЬНЫХ ФУА. Зона сзади от потока между точками А и Б будет зоной пониженного давления (там воздух будет разжиматься), т.к. это зона ОТРИЦАТЕЛЬНЫХ ФУА. ВСЕ! Это вся аэродинамика! Дальше термех и сопромат.

Ну вот так хорошо общались и на тебе! Я просто хотел узнать что вам по данному поводу в били в голову. Если вику .. . . . . жаль конечно!

Для простоты: Когда крыло самолета Ан-2 стоит на УА по Хорде = +6°, то Верхняя плоскость крыла стоит на ФУА = -11°, а Нижняя плоскость крыла стоит на ФУА = +3°. Понятно? Воздух не контактирует с Хордой, хорда это вспомогательная мулька для определенных расчетных формул и правильного выставления крыла там где это требуется. А физическое взаимодействие воздуха и создание сил происходит при контакте с обшивкой крыла, поэтому надо рассматривать углы потока с обшивкой (с плоскостями). И именно поэтому, надо вводить в аэродинамику такое понятие как ФУА.

Просто своими словами, то что в голове!

Не спешите мы все проверим! Что такое ламинарный поток?

А вот как раз и ответ! Отлично, меня вполне устраивает! Вы нарисовали все АБСОЛЮТНО правильно! 10 баллов!

Ага! ответ подвис. Ну тогда проставлю скорости сам: 50, 100, 150, 200. Итак вопрос: Кто смелый? Напишите два уравнения неразрывности струи для точек 1 и 3 и для точек 4 и 2. - - - - - - - - Это все я вам всем к тому, что запоминать бездумно тексты теории может каждый, а вот если начать углубляться в проблему, то оказывается, что не все так просто, как кажется на первый взгляд. В общем мы попали в полный запердон: мы теперь не знаем как именно происходит ускорение и где именно оно происходит?. И также мы не сможем ответить на вопрос: как именно происходит ускорение и где именно происходит ускорение над крылом?. Т.е. болтать про ускорение мы можем, а вот создать четкую схему и понимание как и где именно это происходит - мы не имеем ни малейшего понятия.

V1 = 50 м/с, V2 = 200 м/с Итак поток ускоряется от точки 1 к точке 2. Делим это расстояние на три равные части: проставьте скорости в точках 3 и 4 на ваше усмотрение.

Рисунок и вопрос выше.

Итак поток ускоряется от точки 1 к точке 2. Делим это расстояние на три равные части: проставьте скорости в точках 3 и 4 на ваше усмотрение.

Вот тут то есть один интересный прикол, к которому я вас и подвожу. "только и всего"? Уверены? Возьмите мой рисунок с трубами разного сечения за основу и проставьте скорости в точках 1 и 2 на ваше усмотрение, а я вам один очень интересный вопрос задам.

Все верно! Пять с плюсом! В реальности поток в аэротрубе со скоростью 50м/с при встрече с крылом затормозится, например до 30м/сек, за счет уменьшения скорости, в этой части возрастет давление, которое и ускорит поток над крылом опять до 50м/с в узкой части над крылом. Т.е. рассматривая весь процесс целиком и поставив датчики скорости, вы с удивлением для себя обнаружите, что по факту никакого ускорения потока над крылом не происходит. Вся теория о том, что разность скоростей над и под крылом создает разность давлений - это бред. Открою вам секрет: Скорости тут вообще не при чем, т.к. разность давлений образуется совсем по другой причине.

Не совсем так. Здесь два аспекта: 1. это когда мы рассматримаем один поток относительно другого. 2. это когда мы рассматриваем скорости потоков относительно земли. Так вот: В аэродинамике рассматривается 2-я точка зрения. Вам внушают, что над крылом из-за сужения струек тока поток именно ускоряется относительно земли. Т.е. нижний поток остается прежним: например 50м/сек, а в верхний поток ускоряется: например 60м/сек и именно из-за разности скоростей и возникает ПС. И такую же точку зрения вам рисуют в аэротрубе. Т.е. "уравнение неразрывности струи" в аэродинамике со 2-й точкой зрения является доказательством "ускорения" потока над крылом, "ускорения" которого на самом деле нет.

Все верно! Мы об этом сегодня поговорим.

Да погодите вы с расчетами. Вначале надо понять процесс, который происходит, а иначе вы пургу посчитаете. Вот два рисунка: 1. в трубе ничего нет и она одного сечения, вентилятор разогнал поток 50м/сек. 2. затем мы заузили трубу в 4 раза по сечению. Какая скорость в точке "2" по вашему мнению теперь будет?

Вот эта ваша фраза тоже интересна, можем обсудить и ее. Тут тоже много приколов. Точки о которых вы говорите нарисовать сможете? Как только вы начнете разбираться: "А где именно начинает происходить изменение скорости" - вы попадете в такой запердон, что у вас будет полный ступор!

Начните с самого начала! Я понимаю что вы все поняли, поэтому успокойтесь. Теперь вы знаете, что вода не ускоряется в тонком сечении при заужении сечения, а замедляется в толстом и поэтому "уравнение неразрывности струи" не является доказательством того, что поток над крылом ускоряется. Тем более, что он там расширяется а не сужается.

Этого и не надо. Любой грамотный человек знает, что УА вводится в скоростной напор в расчет, т.е. он изначально для расчета и он не может быть больше 90°. Во многих учебниках физики говориться о том, что максимальное значение скоростного напора возникает тогда, когда плоскость стоит под нормалью к потоку. Поэтому у грамотного человека вот такого вопроса не возникнет: