Я решил побаловаться и решил пару простеньких дифференциальных уравнений чтобы найти при каком угле атаки коеффициент подъёмной силы максимален. Я впервые смог удачно сформулировать и решить хоть сколько-то комплексную проблему с помощю дифференцирования! Кстати, ответ: коеффициент максимален при угле = arcsin(sqrt(2/3)).
Когда я учился нам наводили пример не какого то вакууного насоса,приводили в пример работу сопла Лаваля и график изменения давления ,скорости и температуры воздушного потока в сечениях данного сопла.
На практике при постройке и проектировании крыла для конкретного самолёта в реальности применяют аэродинамическую трубу. Её применение значительно упрощает определение и вычисление всех сил, действующих на крыло самолёта.
Здравствуйте, на 5:51 вы сравниваете скорости на основе отношения площадей сечения, однако в закон Бернулли взаимосвязь между ними не входит (при выводе объем сокращается), значит вы неявно пользуетесь уравнением непрерывности здесь, т.е. это следует из него?
А как объяснить, что уравнение Бернули справедливо только для определенного соотношения площадей сечения? При превышении некотрого соотношения почему-то начинпется дросселирование. Почему только при определенном соотношении сечений????
А как объяснить, что уравнение Бернули справедливо только для определенного соотношения площадей сечения? При превышении некотрого соотношения почему-то начинпется дросселирование. Почему только при определенном соотношении сечений???? И почему это соотношение есть величина постоянная???
Добрый день, Павел Виктор! Хотелось бы разъяснить пару вещей: 1) в учебнике объяснение дают через то, якобы длины у верхней части крыла и меньшей не совпадают, следовательно скорости разные (так как пройти нужно разное расстояние воздуху), но не понятно, почему согласно этому утверждению воздух должен встретится в конце крыла (из-за этого и скорости разные, чтобы пройти один и тот же путь быстрее с одной стороны крыла), не пойму, с чего вдруг они должны там встретиться обязательно? Количество воздуха, набегающего на крыло самолёта и сбегающего с него равны согласно чему, кусочек воздуха не может отклониться от крыла и улететь, тогда они не сойдутся? 2) крыло обдувается воздухом вдоль, а давление создаётся воздухом вниз и вверх (соответственно крыльям), почему? Из-за того, что направление давления не зависит от направления скорости, так как давление во всех стороны со стороны воздуха (на молекулярном уровне это объяснить как то, что тепловое движение молекул, связанное с давление - молекулы в потоке двигаются хаотично, поэтому они ударяются в разных направлениях, а в сумме все летят вдоль крыла, верно ли?)
1. То, что верхние «кусочки воздуха» не соединяются с нижними в конце крыла, создает позади крыла завихрение, которое в конечном счете порождает циркуляционный поток вокруг крыла. 2. Вспомним закон Паскаля.
Павел Викторович, добрый день! Мне очень нравится как Вы объясняете! Я закончил авиационный институт, но даже сейчас, посмотрев Ваши лекции, мне многое стало понятно! У меня есть вопрос по аэродинамики, не смогли бы Вы мне помочь с ним? Буду очень Вам благодарен!
+Павел ВИКТОР Павел Викторович, я занимаюсь производством вентиляторов. Профиль лопасти постоянен по всей длине лопасти. Имея данные по лопасти (Су, Сх) и данные по скорости вращения вентилятора, как можно определить производительность вентилятора? Моя почта erick-shakirov@mail.ru Буду Вам очень благодарен за любую Вашу помощь!
Только это конечно не совсем правильное определение угла атаки, угол с горизонталью это угол тангажа, а угол с набегающим потоком угол атаки, В данном случае они равны.
+Иван Нохрин Честно говоря, я не очень понимаю, в чем вопрос. Хорда может быть любой, у прямоугольных крыльев она постоянная, у эллиптических и трапециевидных меняется по длине крыла. Для большей полноты картины можно заглянуть сюда: www.parkflyer.ru/ru/blogs/view_entry/483/
15:29 вы говорите "будем считать что расстояние между молекулами очень большое и можно считать что каждая молекула воздуха независимо ударяется о плоскость крыла" НО, теперь открываем учебник А.М. Мхитарян "АЭРОДИНАМИКА", где на 11 странице сказано ровно обратное вашим словам : "Несмотря на то, что газовая среда является дискретной средой, при изучении движения газа и особенно его взаимодействия с обтекаемыми телами газ обычно рассматривается как сплошная материальная среда в которой отсутствуют межмолекулярные промежутки" Таким образом вы формулы которыми вы пользуетесь описывают совершенно другие взаимодействия и не применимы для объяснения подъёмной силы крыла !
Данная модель может быть использована для разреженных газов, например, в стратосфере. Это единственная модель, доступная для анализа на школьном уровне.
Тот яркий пример когда теория без практики мертва. Применение ур. Бернули он показывает в каком-то бурбуляторе !)) А про 100 примеров в насосном оборудование , котловом , бытовой технике, садовой, прочей, не говорит. Тот же бытовой самовсасывающий насос, типа "гидрофор", выпускается миллионами партий - имеет трубу вентуре . Обидно когда профессор из года в год читает заученное и не развивается ((
Это из графика для данной модели. Максимум у подъемной силы в 55°. Аксиома это исходное положение какой-либо теории. А+б=б+а - аксиома. А здесь всё выводится из формул, которые являются следствиями аксиом. Это для общего развития.
Именно с таким учителем в школе физика становится любимым предметом. Жду продолжения.
Дуже шкода, що нам так в школі не викладали. Слухаєш і реально розумієш. Дякую викладачу!!!
Как я завидую вашим ученикам... И думаю не только я.
Спасибо за урок. У вас отличный голос и подача информации. Сразу видно что вы любите свою работу)
Согласна
Это самый интригующий конец урока, который я видел
Был в предвкушении, а тут закончилось как в сериале.. Классные уроки
Прекрасны преподаватель! Смотрю ещё со школы, а уже в институте 😂
Вы просто золото! Очень благодарна Вам за вашу отдачу! Крепкого Вам здоровья!
Это даже не талантливый преподаватель, это гениальный преподаватель.
Супер! Очень ясно, доходчиво и интересно! Отличный преподаватель!
Браво, Учитель! Спасибо Вам за отличное объяснение!
Прекрасные уроки. А учиться никогда не поздно.
Точно
Zavzpomínal jsem na svá studia, děkuji. :-). Výborný, výklad, výborný pan profesor. :-)
Спасибо за видео хоть мне и 10 лет, но я много понял спасибо хорошо обьясняеете
@@alexkrab4035 Павел Андреевич не просто учит. Павел Андреевич объединяет целые поколения учёных - нынешних, будущих и простых любителей науки)))
Спасибо большое, классные лекции!
Благодарствую с поклоном! Пишу работу по авиации на НОЛ, помогли. Рассказ понятен даже для девятиклассника.
Спасибо большое! Очень емко и доступно!
Большое спасибо за урок, очень познавательно.
Если бы в нашей школе был такой преподаватель :(
Благодаря интернету можно выбирать лекторов.
если бы в университет был бы такой преподаватель.На уроках физики хотелось спать от скучной лекции
Вы лучший!
Я решил побаловаться и решил пару простеньких дифференциальных уравнений чтобы найти при каком угле атаки коеффициент подъёмной силы максимален. Я впервые смог удачно сформулировать и решить хоть сколько-то комплексную проблему с помощю дифференцирования! Кстати, ответ: коеффициент максимален при угле = arcsin(sqrt(2/3)).
Спасибо большое!
Шикарно
Спасибо!
спасибо
Когда я учился нам наводили пример не какого то вакууного насоса,приводили в пример работу сопла Лаваля и график изменения давления ,скорости и температуры воздушного потока в сечениях данного сопла.
Неплох
На практике при постройке и проектировании крыла для конкретного самолёта в реальности применяют аэродинамическую трубу. Её применение значительно упрощает определение и вычисление всех сил, действующих на крыло самолёта.
В аэродинамике Сxa и Cya в скоростной системе координат соответствуют скоростному напору RoV*V/2
Добрый вечер!
Подскажите, в какой проекции, Вы начертили крыло? Это вид сбоку, или фронтальный вид?
Это вид сбоку, в профиль.
Здравствуйте, на 5:51 вы сравниваете скорости на основе отношения площадей сечения, однако в закон Бернулли взаимосвязь между ними не входит (при выводе объем сокращается), значит вы неявно пользуетесь уравнением непрерывности здесь, т.е. это следует из него?
Именно так.
А как объяснить, что уравнение Бернули справедливо только для определенного соотношения площадей сечения? При превышении некотрого соотношения почему-то начинпется дросселирование. Почему только при определенном соотношении сечений????
Подъемная сила крыла самолета (ч.2) - очень охота послушать!!!
А почему формулы, которые вы вывели не работают при сверхзвуковых скоростях
Там другой механизм взаимодействия крыла с потоком воздуха.
В выражениях подъёмной силы и лобового сопротивления потерялся коэффициент 1/2:
Fy = Cy S ρv²/2.
Это обсуждалось в предыдущих комментариях.
А как объяснить, что уравнение Бернули справедливо только для определенного соотношения площадей сечения? При превышении некотрого соотношения почему-то начинпется дросселирование. Почему только при определенном соотношении сечений???? И почему это соотношение есть величина постоянная???
Почему в узкой части скорость потока увеличивается?
Потому что за одно и то же время через широкое и узкое сечение потока должен пройти одинаковый объём жидкости.
Добрый день, Павел Виктор! Хотелось бы разъяснить пару вещей: 1) в учебнике объяснение дают через то, якобы длины у верхней части крыла и меньшей не совпадают, следовательно скорости разные (так как пройти нужно разное расстояние воздуху), но не понятно, почему согласно этому утверждению воздух должен встретится в конце крыла (из-за этого и скорости разные, чтобы пройти один и тот же путь быстрее с одной стороны крыла), не пойму, с чего вдруг они должны там встретиться обязательно? Количество воздуха, набегающего на крыло самолёта и сбегающего с него равны согласно чему, кусочек воздуха не может отклониться от крыла и улететь, тогда они не сойдутся? 2) крыло обдувается воздухом вдоль, а давление создаётся воздухом вниз и вверх (соответственно крыльям), почему? Из-за того, что направление давления не зависит от направления скорости, так как давление во всех стороны со стороны воздуха (на молекулярном уровне это объяснить как то, что тепловое движение молекул, связанное с давление - молекулы в потоке двигаются хаотично, поэтому они ударяются в разных направлениях, а в сумме все летят вдоль крыла, верно ли?)
1. То, что верхние «кусочки воздуха» не соединяются с нижними в конце крыла, создает позади крыла завихрение, которое в конечном счете порождает циркуляционный поток вокруг крыла.
2. Вспомним закон Паскаля.
17:10
Павел Викторович, добрый день! Мне очень нравится как Вы объясняете! Я закончил авиационный институт, но даже сейчас, посмотрев Ваши лекции, мне многое стало понятно! У меня есть вопрос по аэродинамики, не смогли бы Вы мне помочь с ним? Буду очень Вам благодарен!
+Эрик Шакиров Я не профессионал в аэродинамике, но если смогу, постараюсь ответить.
+Павел ВИКТОР Павел Викторович, я занимаюсь производством вентиляторов. Профиль лопасти постоянен по всей длине лопасти. Имея данные по лопасти (Су, Сх) и данные по скорости вращения вентилятора, как можно определить производительность вентилятора? Моя почта erick-shakirov@mail.ru Буду Вам очень благодарен за любую Вашу помощь!
привет группе С-21.156
А как? Давление это скаляр
Только это конечно не совсем правильное определение угла атаки, угол с горизонталью это угол тангажа, а угол с набегающим потоком угол атаки, В данном случае они равны.
напишите пожайлуста формулу для нахождения хорды крыла
+Иван Нохрин Честно говоря, я не очень понимаю, в чем вопрос. Хорда может быть любой, у прямоугольных крыльев она постоянная, у эллиптических и трапециевидных меняется по длине крыла.
Для большей полноты картины можно заглянуть сюда:
www.parkflyer.ru/ru/blogs/view_entry/483/
спасибо
Что с продолжением?
TheEmaxya В августе непременно закончу. Форс-мажор, сам не ожидал...
У вас формула подъемной силы и лоб сопротивления не совсем верная. Должно быть Y=Cy*(pV^2/2)*S
он же сказал, что зависимости с_у и с_х получены для рассматриваемого крыла, а в учебниках рассматривают другое крыло
почему вода поднимается по капиллярам дерева в верх
Из-за поверхностного натяжения. В уроке 199 затрагивается эта тема. ruclips.net/video/OWxJI0AC1RY/видео.html
15:29 вы говорите "будем считать что расстояние между молекулами очень большое и можно считать что каждая молекула воздуха независимо ударяется о плоскость крыла"
НО, теперь открываем учебник А.М. Мхитарян "АЭРОДИНАМИКА", где на 11 странице сказано ровно обратное вашим словам :
"Несмотря на то, что газовая среда является дискретной средой, при изучении движения газа и особенно его взаимодействия с обтекаемыми телами газ обычно рассматривается как сплошная материальная среда в которой отсутствуют межмолекулярные промежутки"
Таким образом вы формулы которыми вы пользуетесь описывают совершенно другие взаимодействия и не применимы для объяснения подъёмной силы крыла !
Данная модель может быть использована для разреженных газов, например, в стратосфере. Это единственная модель, доступная для анализа на школьном уровне.
Без ударения молекул о крыло не будет никакой подъемной силы
Как быть с такой точкой зрения? ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html
Если учителя заставят перейти на украинский язык, это будет беда для слушателей из России.
Яка трагедія. Ми чимось можемо допомогти?😂
Тот яркий пример когда теория без практики мертва. Применение ур. Бернули он показывает в каком-то бурбуляторе !)) А про 100 примеров в насосном оборудование , котловом , бытовой технике, садовой, прочей, не говорит. Тот же бытовой самовсасывающий насос, типа "гидрофор", выпускается миллионами партий - имеет трубу вентуре . Обидно когда профессор из года в год читает заученное и не развивается ((
Так предыдущий урок вы не смотрели, что ли? Это же там было сказано.
Вы б ещё весь школьный курс в один урок запросили!
Подскажите, пожалуйста, откуда получили 77 и 55 градусов в последней задаче? это аксиома?
Это из графика для данной модели. Максимум у подъемной силы в 55°.
Аксиома это исходное положение какой-либо теории. А+б=б+а - аксиома. А здесь всё выводится из формул, которые являются следствиями аксиом. Это для общего развития.
Спасибо!