Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

Привет!

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой  аэродинамических определений  нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… :-) Итак начнем.

угол атаки

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам профиле крыла, и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей  мы говорили о подъемной  силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания  параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло ( т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему.  Таким образом существует такое очень важное понятие, как угол атаки. Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α. Поток при этом рассматриваем  спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

угол атаки

Аэродинамическая сила

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-) . На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия угол атаки возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток  как бы скашивается и приобретает некоторое  движение  вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили здесь.

При обтекании профиля (как несимметричного, так и любого другого) эти два вида подъемной силы как бы дополняют друг друга, причем решающую роль (по величине) теперь играет сила, возникающая в результате наличия угла атаки. Подъемная сила, возникающая согласно закону Бернулли играет уже второстепенную роль, что и происходит на реальном самолете.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится  непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается угол атаки.

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука  настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… :-)

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

P.S.S. Две иллюстрации, использованные в этой статье взяты с ресурса http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile. Спасибо их автору Константину Бочкову.

{lang: 'ru'}
Вам было интересно? Расскажите об этом друзьям:
Приглашаю к общению:

Related posts:

  1. Откуда берется подъемная сила?
This entry was posted in АЭРОДИНАМИКА. ЭЛЕМЕНТАРНО. and tagged , , . Bookmark the permalink.

63 Комментариев: Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

  1. Александр говорит:

    Здравствуйте!
    1. Передал ссылку на Ваш сайт студентам авиационного института.
    2. Сайт встречен с интересом.

  2. Марина говорит:

    Хорошая статья. Начинаю понимать физику. Жаль, что вас не было в школе .

  3. Александр говорит:

    Нашел первый блог по авиационной тематике. Я в молодости работал на заводе, где собирали МИГи и любовь к таким титановым хищникам осталась на вcю жизнь.
    Внесу сайт в закладки, буду к нему возвращаться.

  4. Андрей говорит:

    Серьезная тема такую мог затронуть только очень знающий человек

  5. Ната говорит:

    Хм,сайт будет очень интересен авиационным Вузам.Доходчиво написано,хоть я в физике и не сильна.Покажу брату-он в авиационный собирается поступать.

    • admin говорит:

      На самом деле я очень стараюсь не усложнять. Девиз сайта – простота и чтобы интересно было всем. Как любителям, так кстати и “нелюбителям” авиации :-) . Все это в планах. Заходите в гости…

  6. евгений говорит:

    Эта статья сразу напомнила мне детство. Занимался в кружке авиамоделизмом. Эту теорию тоже проходили.Было интересно и главное – они летали!

  7. Мария говорит:

    Интересный сайт.Успехов

  8. irinasalaeva говорит:

    Интересно!! Мужу покажу, он любитель этого дела!

  9. Татьяна говорит:

    Да согласна сайт не для простых людей. Хотя мне тоже бы интересно. Спасибо.

    • admin говорит:

      Да ладно, Таня :-) . Мы все простые люди :-) . А интересно, я думаю, будет всем. Кому-то теория, кому-то интересные приключения…

  10. Игорь говорит:

    У вас удивительный талант рассказывать о сложных вещах простым и понятным языком! Интересная, познавательная и доходчивая статья, спасибо!

    • admin говорит:

      Вам спасибо! :-) Заходите. Статьи у меня не так часты, как хотелось бы, но будут появляться регулярно. Надеюсь будет интересно :-)

  11. kris1961 говорит:

    Как всегда отличная стать. Ждем новых работ.

  12. Людмила говорит:

    Теперь будем с внуком правильно запускать летающие тарелки, используя ваши объяснения.

  13. Сергей говорит:

    Здравствуйте! Может для Ваших статей подойдут такие пояснения: http://www.el-aero.ru/download/Produvka_vinta_777.07.1.jpg
    Просто и наглядно. Буду рад – если оказался полезен.

  14. Владимир говорит:

    От студентов Санкт-Петербургского Государственного Университета Гражданской Авиации большое спасибо!

  15. тристар говорит:

    Конечно огромная благодарность за сайт!
    Такого количества интересной информации трудно найти в одном месте.
    В то же время привожу определение хорды крыла по книге В.Л.Готтесмана:
    Хордой крыла называют условную линию, проводимую на профиле. Отно-
    сительно хорды делают отсчеты, необходимые при аэродинамическом расчете, а также ведут построение профиля. В зависимости от формы профиля различают в н у т р е н н ю ю хорду (для двояковыпуклых профилей) и в н е ш н ю ю (для остальных).
    Внутреннюю хорду проводят через две НАИБОЛЕЕ УДАЛЕННЫЕ точки профиля (фиг.17,а), а внешнюю – через хвостик профиля касательно к нижней его поверхности (фиг.17,б).
    Длину хорды определяют как расстояние между перпендикулярами к ней, проведенными через носик и хвостик профиля.
    Прошу без обид, даже можно не выставлять в комментариях, но в определении хорды все же должны быть уточнения.
    С большим уважением к проводимой Вами работе.

    • admin говорит:

      Да ну, какие же обиды :-) … Мы оба правы, просто моя вариация более упрощена (по определению сайта). Читатели прочтут и мою простую версию и Вашу дополненную. Как говорится, все для общей пользы :-) . Спасибо.

  16. Николай Китаев говорит:

    Удивительное дело – не смотря на то, что и сам специалист в этой области, а все таки нашел для себя кое-что новое.

    У вас очень легкий стиль изложения. Это дорого стоит.

    А еще говорят, что настоящий знаток всегда сможет объяснить простым языком так, чтобы его поняли. У вас получается.

    Спасибо!

    • admin говорит:

      Не за что :-) .. Приятно слышать, особенно от людей компетентных, что получается объяснить просто. В этом и цель… Жаль, что все знать невозможно :-) . Но стремиться к этому конечно нужно, особенно, если интересно…

  17. Александр говорит:

    Если можно, то ответьте пожалуйста на такой вопрос: индикатор “сваливание” загорается в случае если скорость мала (близка к скорости сваливания) или это зависит и от угла пикирования. Например, при очень крутом пикировании.
    И второй вопрос: при повороте штурвала( например,влево), на педаль не нажимаем, ВС даёт левый крен с поворотом влево. Чтобы “помахать” крыльями, вероятно, надо парировать возникающий одновременно с креном поворот соответствующей педалью? Мне кажется, что только поворотом штурвала “помахать” крыльями не получится. Или будет рыскание.

  18. Владимир говорит:

    Спасибо. И для любителей, и для профессионалов есть много интересного. И самое главное, всё очень доходчиво излагаете. Не каждый так смог бы. Читал статьи и вспомнил нашу КАЧУ, там только так просто могли рассказывать о сложном.

  19. Максим говорит:

    Здравствуйте Юрий! Мне хотелось бы понять как принято рассуждать о угле атаки крыла. Вопрос 1. Я понимаю так: если взять профиль крыла и провести по крылу горизонтальную линию с точкой 0 в центре крыла(чтобы мне понять возьмём слева от точки -”тупая” часть крыла, справа-”острая”), то положительный угол атаки(“тупой” части крыла) это-вверх(когда самолёт взлетает),отрицательный-вниз. Верно или нет?
    Вопрос 2. Когда говорят “увеличить” угол атаки крыла-это значит крыло вверх(когда наш самолёт взлетает)? Я правильно мыслю?
    Вопрос 3. Увеличение или уменьшение угла атаки крыла происходит по сравнению с чем? Или лучше так-относительно чего?
    Задаю вопрос потому, что читая старую “советскую” книжку по аэродинамике плохо разобрался с точностью понимания именно про + и – угол атаки. А так же из беседы с бывшим лётчиком на работе. Хочу узнать что я неверно понял, чтобы не показаться тупым перед человеком спрашивая его по сто раз.
    С уважением, Максим.

    • Юрий говорит:

      Прошу прощения за поздний ответ. Был в отъезде.
      В общем-то все правильно Вы говорите. Линия через профиль крыла – это так называемая хорда профиля (только точка 0 на ней в этом вопросе нам не нужна). Угол между хордой и направлением скорости набегающего потока – это и есть угол атаки. Для летательного аппарата скорость набегающего потока заменяют на скорость полета (что в общем то же самое, только направление противоположное). Увеличить угол атаки – носок крыла (тупой) вверх, уменьшить – вниз. Так рассуждают обычно при положительных углах атаки, которые бывают при нормальных режимах полета. Когда хорда совпадает (по наклону) со скоростью полета, угол атаки равен нулю. Далее, говоря простым языком, когда хорда отклоняется вверх, т.е. над вектором скорости полета образуется положительный угол атаки, если вниз, т.е. под вектором скорости – отрицательный угол (т.е. это угол с вершиной в “острой” законцовке профиля, одна его сторона – хорда, вторая – вектор скорости).
      Уменьшение и увеличение угла атаки происходит именно по отношению к скорости полета.
      Вот как-то так :-) … Если что-то еще непонятно – пишите, разберемся..

  20. Максим говорит:

    Юрий, извините если пропустил тему, но листая сайт не нашёл ничего про классификацию самолётов. Я слышал такие слова как: монокок, высотоплан, низкоплан, биплан, триплан. Очень хотелось бы про это узнать.

  21. Максим говорит:

    Кстати Юрий, многим бы было интересно почитать, а лучше посмотреть, про элементы высшего пилотажа и немного раскрыть секреты их выполнения. Подумайте как будет время. Заранее спасибо.

  22. tim говорит:

    Здравствуйте, Юрий. У меня есть пару вопросов. Буду очень благодарен, если проясните для меня.
    1. Как происходит отрыв самолета от ВПП? Правильно я понимаю, что на определенной скорости пилот воздействует на руль направления, из-за чего создается момент, который поднимает нос самолета, тем самым увеличивая угол атаки и создавая высокую по величине подъемную силу?
    2. Является ли угол атаки постоянной величиной во время полета? Т.е. зависит ли он от угла тангажа? По сути же самолет летит в то направление, куда он “смотрит”, а значит и поток воздуха относительно профиля крыла не меняется, т.е. угол атаки остается постоянным.
    3. Почему самолеты при взлете используют довольно большие углы? И как вообще возможен такой взлет, как на этом видео https://www.youtube.com/watch?v=EniTCmJlVEo ?
    Почему не происходит срыв потока? Ведь если подъемная сила перпендикулярна направлению движения, то при таких углах она будет толкать самолет “назад” сильнее, чем “вверх”. Такое ощущение, боинг на этом видео поднимается исключительно за счет реактивной тяги :)

    Спасибо!

    • Юрий говорит:

      Здравствуйте! 1. Правильно. Но главная цель отклонения руля направления – это изменение направления вектора тяги двигателя (а значит и направления движения – вверх), хотя подъемная сила тоже конечно меняется. Теоретически самолет может взлететь и без подъема переднего колеса (если позволит масса и длинна ВПП). Вертикальная составляющая тяги при отклонении руля направления помогает при взлете. 2.Нет не является. Угол атаки зависит от направления потока по отношению к крылу, т.е. зависит от тангажа тоже. Не обязательно “куда смотрит”, все зависит от режима полета. Видели, наверное, на авиашоу полеты на больших углах: смотрит вверх, а летит прямо. 3. В принципе для более быстрого взлета, освобождения полосы и пространства вокруг полосы, более быстрого освобождения зоны аэропорта, набора положенной высоты. А в общем многое зависит от условий аэропорта, свойств самолета, обученности экипажа и др. Показанное в ролике – это конечно для шоу. В штатном варианте так круто не делается, здесь близко к предельным режимам. Такой взлет возможен при наличии эффективной механизации крыла и большой мощности двигателей. Возможность летать на больших углах дают в первую очередь предкрылки, плюс различные технические устройства для управления пограничным слоем. Они отодвигают возможность срыва на более низкие скорости. А подъемная сила вовсе не обязательно перпендикулярна направлению движения, даже чаще всего именно не перпендикулярна. Все зависит от распределения сил давления и разрежения на пофиле. На больших углах атаки (тангажа) она чаще всего наклонена именно вперед. Для того, чтобы понять, как будет лететь самолет нужно рассматривать все силы, на него действующие в комплексе. На видео боинг движется по такой траектории по большей части именно за счет тяги, при этом в воздухе его держит подъемная сила, величину которой (срыв) контролирует механизация крыла.

  23. наталия говорит:

    Юрий, добрый день. Очень хочу попросить Вас также доступно объяснить вопрос набора высоты самолетом(снижение) посредством изменения угла тангажа и при этом необходимости балансировочного положения.Совсем запуталась, требуется помощь….Спасибо.

    • Юрий говорит:

      Упрощенно, я думаю, будет так… Самолет в прямолинейном полете. Сбалансирован. Для перехода в набор отклоняется стабилизатор (руль высоты). Появляется управляющая сила, которая поворачивает самолет вокруг поперечной оси. В процессе этого поворота самолет поднимает нос (тангаж) до тех пор пока сила эта не будет скомпенсирована и самолет опять не окажется сбалансированным в таком положении. При этом тяга двигателя, направленная вдоль продольной оси самолета меняет свое направление на угол, равный углу тангажа. Ее вертикальная составляющая поднимает самолет вверх, а горизонтальная продолжает двигать вперед. Самолет набирает высоту с углом тангажа (если конечно тяга достаточна по величине для этого).
      Как-то так :-) . Если есть вопросы пишите.

  24. svats говорит:

    профи пилоты не врубаются в эту тему гы гы гы:))
    http://www.forumavia.ru/forum/0/2/606194436532157534941427449302_6.shtml

  25. svats говорит:

    тема Скорость А-320 при пикировании под углом 45 градусов

  26. svats говорит:

    особенно неустав там такие корки мочит:)))

    • вован говорит:

      прочитал это чтото с чем то а тот самый ANDR походу вообще не в теме только щеки пытается надувать

  27. svats говорит:

    летит себе самолет в ГП с какой то скоростью (неустав скорость вертикальная =о:|) захотел пилот лететь в ГП на меньшей сккорости прибрал режим-увеличился угол атаки и летит себе на этой скорости (неустав скорость вертикальная =о:|) потом приспичело пилоту подняться повыше на этой скорости он засуропил газу до отказу и еще увеличил угол атаки появилась сила (дополнительная подъемная сила неустав и вертикальная скорость)
    это на первый кажется что все из за того что режим засуропил пилот вроде как причинно-следственные связи наблюдаются при этом
    но тогда зачем же крылья если и сила (подъемная сила неустав и вертикальная скорость) зависят от двигателя и только?
    А конструкторы то этого и не ЗНАЮТ! и уродуются выдумывая новые крылья чтобы у них сила
    (да подъемная сила неустав, сколько можно повторять) была больше при такой скорости:))
    (cкорости до какой его двигло разгонит, неустав, а не поднимет)

    и вот еще
    собирайтесь тупицы в кучу я пример вам замандючу!!!

    водный лыжник зацепился за лодкой за трос
    лодка поташила его по воде пока скорость лодки маленькая лыжник по пояс в воде какой там двигатель почерту пусть такой что даже баржу груженую таскать сможет
    лыжник не дурак был и увеличил угол атаки и ой ля ля вышел на поверхность
    а потом скинул(крылья) лыжи и на ногах решил прокатиться и как не пытался не поучилось у него пока скорость лодка не увеличила
    так что его вверх толкает?:)) нет не избыток тяги а избыток скорости преобразуется в избыток подъемной силы

  28. temimark говорит:

    2 svats: Ваш комментарий является наглядным примером профанизации и непонимания законов аэродинамики. Вы не знаете даже историю возникновения аэродинамики как науки… Может поинтересуетесь сколько авиаторов начала 20-го века погибли на первый самолётах именно из-за “неправильности” профиля крыла, а точнее в виду отсутствия его как такового. Лететь используя только угол атаки – это как ходить по краю пропасти. В прямолинейном полёте – не критично, но как только начинается любой манёвр, начинается и игра со смертью.
    Вы и вправду считаете себя умнее авиаконструкторов? :) )) Тут и до диагноза недалеко. Кстати, приведённые вами примеры и пренебрежение другими параметрами полёта приводят к авиакатастрофам. (Примеры: катастрофа при уходе на второй круг 2012 в Татарстане B-737; катастрофа Ту-154 под Донецком в 2006 году) Именно грубейшие ошибки пилотирования привели к этим катастрофам. Те действия пилота которые вы описали в посте от 10.04.2015 в 3:53 могут привести к катастрофе в критической ситуации. Очень страшно когда пилоты имеют знания как водители автобусов…. Не в обиду водителям автобусов, но там просто аэродинамика ненужна. Итог – всё очень плохо

  29. Д говорит:

    Было бы не лишне (имхо) добавить в статью поляру крыла, наглядная и полезная для понимания штука.

    • Юрий говорит:

      Вы правы, конечно, насчет поляры. Вещь действительно очень полезная. Однако, я в свете политики сайта (максимальное упрощение) решил, что это лишняя сложность… Вероятно это не совсем правильно, уже сам раздумываю. Видимо придется ее как-то вводить “в оборот”, может через другие статьи….

  30. Федор говорит:

    Вы считаете, что подпор воздуха снизу крыла, находящегося под углом атаки, составляет основу подъемной силы, превышая эффект Бернулли на верхней поверхности крыла?
    Если так, то позволю себе не согласиться. Основная составляющая подъемной силы – это разряжение в верхней части крыла, возникающая за счёт сильного падения статического давления в потоке на верхней части крыла. А в это время, на нижнюю поверхность крыла, воздух создает давление в 1 амосферу…
    По сути, для создания подъемной силы, можно не разгонять крыло, а просто его обдувать безвихревым потоком воздуха.

    • Юрий говорит:

      Согласен… За исключением 1-ой атмосферы. Если присутствует угол атаки либо профиль не плоский (либо и то, и другое) то давление заторможенное, то есть статика плюс динамика, зависящая от скорости и плотности потока….

  31. Федор говорит:

    Другое дело, что плохая аэродинамическая форма приведет к срыву потока из-за сильного разряжения позади крыла и, соотв., подсоса воздуха на верхнюю кромку крыла, устраняющее образовавшееся разряжение…

  32. Артур говорит:

    У нас на лекциях угол атаки определялся как разность между a и a0. Где а0 – это угол между хордой и потоком, при котором подъёмная сила равна нулю. Получается ваш вариант подходит только для плоского крыла :D или это просто разность в терминологии?

    • Юрий говорит:

      Это не “мой вариант”. Это обычное упрощенное объяснение сути угла атаки для людей, малосведущих в авиации (плоский профиль тут не при чем). Такова политика сайта. Если вы хотите здесь найти всесторонне точное (да еще, не дай бог :-) , с математическим обоснованием) определение, то Вы его не найдете. Это же не вузовская программа, а как раз наоборот….

  33. Артем говорит:

    Юрий доброго времени суток. Является ли на поляре крыла (Acxmin)=(Aэк)?

    • Юрий говорит:

      В общем случае на поляре крыла экономический угол атаки соответствует углу атаки при котором сопротивление крыла минимально, что позволяет достичь большей скорости при прочих равных условиях.

      • Артем говорит:

        Просто в двух источниках таких как “Николаев АД Транспортных Самолетов” и ” Богославский АД Ан-24″. При рассмотрении поляры крыла не указывается что Аэк есть Асхмин. И на кривых Жуковского полет на Аэк и Амакс скорости два разных угла и соответственно разные скорости. И у Николаева пишут что, если крыло не имеет крутки то Асхмин может совпадать с А0Y

  34. Илья говорит:

    Вопрос такой. Есть оптимальный угол атаки крыла, где-то половина критического, ну допустим около 7 градусов. Как вообще регулируется угол атаки крыла? Крыло ведь жестко соединено с фюзеляжем? То есть получается единственный способ с помощью тангажа. Или есть определенный угол между фезюляжем и крылом? В кабине есть прибор, показывающий угод атаки крыла?

    • Юрий говорит:

      Крыло жестко закреплено на фюзеляже и уже расположено под определенным углом по отношению к продольной оси фюзеляжа. Этот угол расчетный и подобран обычно из соображений расчетного прямолинейного полета (экономичность + скорость + подъемная сила + наименьшее сопротивление и т.п.). Все остальные углы принимаются в процессе пилотирования и с его помощью, то есть изменением тангажа. В кабине многих самолетов предусмотрен прибор указывающий угол атаки. При этом установочный угол крыла на фюзеляже принимается обычно за ноль (на шкале прибора). Такой прибор часто совмещают с указателем вертикальной перегрузки, он имеет обозначенные красные зоны критических углов и перегрузок, что важно для пилотажа.

    • Юрий говорит:

      Да, еще стоит добавить, что были в истории авиации самолеты с изменяемым углом атаки крыла. правда очень мало :-) . Серийный известен один – американский Vought F-8 Crusader.

  35. Михаил говорит:

    Все-таки, насколько я могу судить, в действительности речь идет не о двух подъемных силах, а о двух способах объяснения подъемной силы.

    • Юрий говорит:

      Все же нет. Речь не о двух способах объяснения, а о двух источниках ее возникновения. Так наиболее верно будет сказать. Они даже свое название имеют. Основанный на законе сохранения импульса – эффект воздушного змея. Здесь для получения подъемной силы нужен угол атаки и силу эту сможет создавать даже плоская пластина. Однако при нулевом угле атаки подъемной силы у плоской пластины не будет. Чтобы ее получить пластина уже должна быть не плоской, а иметь специальный аэродинамический профиль. Здесь задействован эффект Бернулли, и так как скорость потока над профилем больше, а под ним меньше, то давление под профилем больше, а над ним меньше – возникает подъемная сила. Разность скоростей над и под профилем объясняется более точно (математически) с использованием явления циркуляции воздуха вокруг профиля (возникновение циркуляции также объясняется с использованием закона сохранения импульса). Поэтому этот второй, основанный на эффекте Бернулли, называют еще циркуляционным эффектом. Силы этих обоих источников математически описываются одинаково и физически зависят от одних и тех же параметров. Только коэффициенты (Сх и Су) в первом случае определяются проще, во втором значительно сложнее…. В статьях я не упоминал о циркуляции из соображений максимального упрощения. Но видимо уже давно настала пора написать что-либо более серьезное :-)

      • Михаил говорит:

        Поток воздуха не может одновременно и отскакивать под углом набегания и обтекать крыло вдоль профиля. В действительности происходит второе. Поэтому, все же да. И процесс приемлемо описывается только уравнением Бернулли Даже для воздушного змея, как ни странно. Пересмотрите выложенное Вами же видео крыло там симметрично (ну чем не змий?), а поток – нет. Подход Ньютона дает лишь качественное описание и заведомо неверные коэффициенты. Впрочем в Бернулли их получение – весьма нетривиальная задача.

        • Юрий говорит:

          Поток обтекает профиль и при этом отклоняется в своем течении под тем самым углом набегания. И видел это очень неплохо иллюстрирует. Оно же иллюстрирует тот факт, что воздушный змей при нулевом угле атаки подъемной силы не создает, как впрочем и симметричный профиль. И все же нет…

          С наступающим Новым Годом! :-)

Оставить комментарий

Ваш email не будет опубликован. Обязательные поля отмечены *

*

Вы можете использовать это HTMLтеги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>