Действительно гениальный. Оказывается шарик с гелием взлетает вверх от того, что давление воздуха вокруг его центра меньше давлению воздуха снизу.... Единственное, что забыл объяснить гениальный лектор - почему чугунные гири не взлетают в верх. Наверное, вокруг их верха давления воздуха больше или равно давлению воздуха рядом с низом. Загадка для гения: в атмосфере воздуха где искусственно (магией) создана противоположная разница давлений(давление около верха шарика чуть выше давления около низа) . Куда полетит шарик заполненный гелием? Самое важное, что никто из присутствующих не поправил гения - видать в аудитории уже взрощена достойна смена не уступающая в гениальности.
@@user-fp5nn1np7y, умник, зачем сарказмируешь?) Всё правильно Павел Андреевич рассказал. И ты неверно процитировал его: не вокруг центра, а сверху и снизу. Давление - это отношение силы к площади поверхности. В случае шарика с гелием равнодействующая сил давлений сверху и снизу на шарик гораздо больше силы тяжести, действующей на шарик, и поэтому он взлетает. А в случае гири этой разности уже недостаточно, т.к. сила тяжести гири гораздо больше силы тяжести шарика с гелием. Может, никто из присутствующих не поправил гения именно потому, что шарят очевидное?)
@@user-ue8sg6fr7z ну да. Верх и низ... Вы случаем не из тех уникумов считающих, что если круглый шарик наполненный гелием вытянуть в 10 раз(с сохранением объёма) - в 10 увеличить разность давлений сверху и снизу шарика, то подъёмная сила возрастёт?
@@user-ue8sg6fr7z наверное если заменить латекс на более жёсткий материал лучше держащий форму, то можно вытянуть шарик с гелием настолько сильно (сотни километров), то его его можно будет использовать если как межзвёздный двигатель, то хотя бы как разгонный блок для вывода спутников на орбиту))).
@@user-fp5nn1np7y, с сохранением объёма тела сила не изменится. Вытягивая шарик в 10 раз, скажем, в длиннющую симметричной формы (верхняя половина - такая же как нижняя) сигару, и помещая её на глубину в 10 раз большую прежней (ну, представим, что атмосфера увеличила свою толщину в 10 раз), мы получим то же значение подъёмной силы. Здесь ведь всё очевидно на школьном уровне: сила Архимеда зависит только от плотности среды, ускорения свободного падения и объёма погружённой части тела. С плотностью воздуха, конечно, не так всё гладко, как с плотностью воды. Но для вашего эксперимента, думаю, мы смело можем пренебречь её изменяемостью с увеличением высоты над уровнем моря. Если более детально рассматривать это самое "рожэвэ", то оно и получается из разности давлений, помноженной на площадь поверхности тела (вернее - двух поверхностей), к которой приложены силы верхнего и нижнего давлений - я этот вывод ещё то ли в 7-ом, то ли в 8-ом классе писал + изображал пояснительный рисунок с погружённым в воду прямоугольным телом. Ну это в случае симметричной относительно верха и низа формы тела - квадратной там, или круглой. Для тел каких-то сложных, неправильных форм смысл подъёмной силы остаётся тем же - в разности давлений. Но детализация красивой формулы "рожэвэ" для таких тел будет сложнее. Самое главное, что в шарике - гелий, а не обычный воздух. Без гелия никакой подъёмной силы не было бы. Ибо сила тяготения Земли.
Учёные бывают разные . Он может быть гениальным ... сам в себе . Сделает массу открытий ... но с учениками - беда . Он великий , но знания передать не может . Этот преподаватель может и не самый великий учёный , но он - Гений в плане передачи знаний ... спокойно , в ровном темпе , доходчиво , на примерах даёт материал . Студентам ,кому он читает лекции - чрезвычайно повезло , ибо такие преподы - от Бога ...
Офигеть! Очень интересно и познавательно! Я интересуюсь очень авиацией и всегда любил физику, но не математику... :) Узнал очень многое! Специально зашёл, так как возможно информация эта пригодится при постройки на новой работе беспилотников самолётного типа. НУжно разработать "от и до" . Спасибо за инфу!
Господи почему у меня в своё время не было таких преподавателей. Это дар от Бога так преподносить материал. А как поставлена речь никаких слов паразитов мммм ээээ как бы типа итд. Счастливые учиники
Хотелось бы сделать маленькое замечание: 1. Для сваливания самолета в штопор выход на закритические углы атаки является необходимым, но недостаточным условием. В такой ситуации (в идеальной атмосфере) самолет будет только парашютировать. Для сваливания в штопор необходимо создать еще и скольжение самолета (грубо говоря повернуть самолет "боком" к набегающему потоку за счет педалей). В этой ситуации скорость обтекания потоком воздуха на левом и правом "полукрыле" будет разной и как следствие величина подъемной силы на левом и правом "полукрыле" будет разной. Именно поэтому (за счет скольжения) происходит "опускание" в ту сторону, на "полукрыле" которой подъемная сила меньше. Сочетание этих двух факторов ( закритический угол атаки и скольжение) и приводит к штопору. Такое поведение самолета неоднократно я проверял на практике. Пример: скорость ввода в штопор Як-52 - 120 км/ч. В спокойной атмосфере, без скольжения, мне удавалось удерживать самолет в горизонте вплоть до 70 км/ч, но если дать педаль (создать скольжение) самолет тут же закручивается и начинает штопорить. Лекция просто замечательная, посмотрел с удовольствием. С меня лайк и подписка.
То есть вы реально верите в какие-то "циркуляционные потоки" вокруг крыла, скорости циркуляции и проч? Ой ли? Посмотрите, я там выше писал, сверху на косой парус яхты. Это идеальное крыло, хотя толщина его всего в парусину, создаёт неслабую подъёмную силу. Расстояние с обеих сторон паруса практически одинаково, разница в миллиметры- и тем не менее. Так почему же создаётся подъёмная сила? Да потому, что помещённая в поток изогнутая поверхность заставляет поток изгибаться, двигаться по окружности. А любое тело, как известно, и молекулы воздуха тоже, стремятся сохранять прямолинейное движение. На препятствие, отклоняющее их от прямолинейного движения, воздух будет оказывать давление, замедляясь при этом. А с внешней стороны давление будет падать и скорость потока возрастать. Вот эта разница давлений и создаёт подъёмную силу птиц, яхт, самолетов, буеров. И никакой воздух там вокруг крыльев и парусов не крутится, упаси Господи. Что ж касается вихрей, то вы, как лётчик, прекрасно знаете- подальше бы от них. Идеально вообще иметь ламинарный поток до, вокруг и после крыла, потому как турбулентность, вихри всякие требуют много энергии и соответсвенно топлива.
@@vladimiriashvili7471 Меня учили в институте простому правилу: Любая теория верна, если результаты полученные расчетным путем с применением данной теории можно неоднократно повторить на опыте с заданной точностью. Это называется научный подход. Могу предположить что наличие или правильнее будет сказать использование, употребление "циркуляции" в данном случае это всего лишь математический способ (уловка или прием) используя который можно получить достаточно достоверную теоретическую модель. С большой долей вероятности (уверен 100%) эта модель и парус описывает достаточно точно. В то же время причина возникновения такой "циркуляции" это вопрос для нашей дискуссии : является это следствием криволинейного движения молекул над и под крылом, или следствием "божественной силы" или еще чего либо :))). Лично мне больше импонирует теория криволинейного движения воздуха. Для лектора, если он читает комментарии, хочу еще заметить, что концевые вихри о которых упоминалось в лекции, это результат перетекания воздуха из под нижней поверхности крыла (зоны высокого давления) через законцовки в область над крылом (зона пониженного давления) а не "циркуляция".
@@pilotbaster4235 Меня удивили несколько моментов лекции. Во-первых, лектор рассматривает всю систему потоков над и под крылом как единое целое, опираясь на уравнение Бернулли. На самом деле в уравнении Бернулли нет никакой связи между разными потоками. А передняя кромка крыла как раз и разделяет однородный набегающий поток на два разных потока, никак между собой кинематически не связанных. Лектору как-то нужно выйти из положения, что две рядом расположенные частицы А и Б, налетая на переднюю кромку, изменяют направление движения- одна вверх, другая вниз. Но за крылом эти частицы не встречаются - верхняя всегда обгоняет нижнюю. Чем заполнить разрыв? Вопрос… Ответ- да ничем, это разные потоки. Потом будут вихревые движения, выравнивание скоростей и давлений- но потом, и это уже к подъёмной силе не будет иметь никакого отношения. А заявить, что вот если где-то там далеко есть вихрь против часовой стрелки, то вокруг крыла должно быть такое же движение по часовой- ну, знаете… это уже слишком. Ну а придумали эту штуку (нигде и никогда не наблюдаемую), чтобы разрешить парадокс Даламбера. Это все равно, что заявить- если есть ураган, движущийся от экватора на север, то обязательно должен быть точно такой же ураган, движущийся на юг и вращающийся в противоположную сторону. Как-то мне это не очень…
Увы, не в этот раз. Неправильная трактовка аэродинамики крыла! спутный вихрь не так располагается в пространстве. Он начинает закручиваться с концов крыла из-за разности давления на верхней и на нижней поверхности крыла и ось его вращения параллельно фюзеляжу самолета, что хорошо видно на фотографиях, приведённых лектором. И, так как образуется два вихря с противоположным направлением вращения, то их момент количества движения равен нулю. Подъёмная сила возникает не за счёт циркуляционного потока вокруг крыла, а за счёт того, что путь поверх крыла больше пути по нижней поверхности, а значит скорость потока воздуха больше на верхней части крыла и по закону Бернулли давление на ней меньше, чем на нижней поверхности, те таким образом создаётся подъёмная сила. Есть классический опыт по обтеканию профиля крыла в струях горячих паров масла и там не видно никаких циркуляционных вихрей за крылом ;)
@@vladislav1987 буду ли я прав если скажу что разность скоростей возникает не из-за разности путей, а благодаря особой кривизне крыла и небольшой сжимаемостью воздуха, почти не влияющей на давление в непосредственной близости с крылом, но позволяющей давлению оставаться постояному на некотором расстоянии под и над крылом? Я пытюсь уложить в голове эту тему и я слышал в одной лекции и паре роликов, что аргументация с помощью утверждения равности (даже и примерной) времени транзита под и над крылом неверна (основываясь на экспериментах и хотя бы на том, что даже изогнутый, очень тонкий парус корабля тянет целое судно тем же самым образом, что и крыло - самолёт, хотя воздух и проходит практически одинаковые пути с двух сторон паруса). Но я не могу быть уверен, что моя интерпретация, основанная на гидродинамической неидеальности восдуха, совпадает с реальностью. Совпадает ли?
@@timothymattnew как я понимаю картина образования подъёмной силы на крыле не проста. Подьемная сила возникает не только за счёт разности скорости на верхней и нижней части профиля крыла из-за разности пути, но также ещё из-за 2х, как минимум факторов, а именно, из-за угла атаки набегающего потока, а также за счёт образования турбулентных зон на верхней части крыла. Так на верхней части крыла даже делают специальные источники турбуленции (читал, что, например Боинг делает нижнюю часть крыла «гладкой», а верхнюю относительно «шершавой» в определенных зонах крыла). А кривизна профиля крыла сильно влияет на распределение давления по образующей крыла. Наибольшие давления возникают в носке профиля. Сам я изучал аэродинамику в институте, но это было уже давно и она не являлась моим профильным предметом. Надо попробовать поискать советский учебный фильм по теме аэродинамика крыла. Была целая серия научных учебных черно-белых фильмов (киностудия Науч-фильм?) где четко и строго без лишней воды освещаются различные научные темы. ruclips.net/video/yUbtCQp6bgw/видео.html. Вот нашёл , там есть и про крыло. Вот ещё специалист подробно объясняет ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html
Павел Андреевич) Я пересмотрел урок как раз находясь в состоянии поиска способа найти Cx и Cy без необходимости собирать все необходимые профили и нести их в аэротрубу, а на 27:30 говорите что не будете это решать :D В целом вообще удивлен. Не помню чтобы мы в лицее проходили Поляру. Я бы первую часть и эту рекомендовал начинающим конструкторам
спасибо большое за циркуляционный эффект, я долго пытался разобраться, найти истинную причину возникновения подъёмной силы и тут вы всё так прекрасно объяснили.
Неправильная трактовка аэродинамики крыла! спутный вихрь не так располагается в пространстве. Он начинает закручиваться с концов крыла из-за разности давления на верхней и на нижней поверхности крыла и ось его вращения параллельно фюзеляжу самолета, что хорошо видно на фотографиях, приведённых лектором. И, так как образуется два вихря с противоположным направлением вращения, то их суммарный момент количества движения равен нулю. Подъёмная сила возникает не за счёт мифического циркуляционного потока вокруг крыла, а за счёт кривизны профиля крыла и угла атаки набегающего потока. Хотите разобраться в аэродинамике крыла берите специальную литературу и читайте. Там все уже объяснено , не надо изобретать велосипед ;)
Лекция замечательная. Но вопросы возникают. Заправка топливом в полете? Благодарю за лекции. Чётко , понятно , ясно в голове всё у укладывается без тумана.👍👍👍
Все изложено теоретически правильно но есть некоторые нюансы.Прежде чем рассматривать работу крыла надо вспомнить сопло Лаваля эффект которого присутствует в работе крыла.И о подьемной силе.Для расчета оной существует атлас профилей таких к примеру как ЦАГИ и NASA.В этом атласе есть координаты постройки профиля и поляра этого профиля по которой зная угол атаки, коеффициент подъемной силы,плотность воздуха на высоте полета, скорость полета и площадь крыла можно рассчитать подъемную силу для каждого угла атаки.При расчете в аєродинамике плотность воздуха используют не 1,225 ,а 0,125 где подъемная сила не в ньютонах,а в килограммах.
Спасибо Вам, Павел Андреевич. Как всегда великолепная подача материала. Можно вопрос? Когда Вы вводили уравнение Бернулли, то было отмечено, что эта величина постоянна в пределах одной линии тока (или трубки тока). Теперь же, вычисляя подъёмную силу крыла, уравнение Бернулли для процессов над крылом, было приравнено к аналогичному процессу под крылом. Вопрос в следующем: разве пространство над крылом и пространство под ним - это одна трубка тока, чтобы ставить равенство между её отдельными точками? Заранее благодарю.
ну мы в начале сказали, что экспериментально вокруг крыла циркулирует воздух (по часовой стрелки, возникает из-за того, что рядом возникают движения воздуха против часовой + законы сохранения импульса (причем вращательного импульса, поидее)) тогда мы рассматриваем молекулу воздуха, которая циркулирует вокруг крыла. Когда она сверху, она дает одно давление на крыло, когда снизу - другое. Т.к. это одна молекула, то мы ее рассматриваем в одной трубке тока
Все хорошо, но в формуле для подъемной силы и сопротивления потерян коэффициент 1/2. В аэродинамике p*v^2/2 (ро вэ квадрат пополам) носит специальное название - скоростной напор.
@@pvictor54 Вы не поняли, я говорю Вам как профи. Значение Сх и Су, как и всех других аэродинамических коэффициентов не может зависеть от "источников". Y= Cy*q*S, где q - это скоростной напор. q= 1/2*р*v^2.(р-это плотность "ро"). Извините, что влез, но мне Ваше изложение очень понравилось и мне не хотелось бы, чтобы можно было к чему-то придраться. :))
Хоть автор в свое время и не до конца ответил на мой вопрос о моменте импульса, тем не менее из всего что я находил на сей счет на Ютубе - это видео, похоже, самое толковое. И все-таки хотелось бы доразобраться, если не с моментом импульса то хотя бы с остальными моментами (потому что очень много недоразумений возникает). 1. Если сравнивать модель Жуковского и модель Ньютона (змея) то из слов автора не совсем ясно, речь идет о двух подъемных силах или все-таки о двух разных объяснениях подъемной силы? 2. Силы давления на разные части поверхности крыла направлены по-разному (то есть не везде вертикально), следует это учитывать. Результат получится в итоге таким же, но все же. Под S в этом случае нужно понимать некоторое сечение крыла перпендикулярное изображенному на рисунке. Но таких сечений может быть много, тогда под каким углом оно направлено к горизонту? Не есть ли это тот самый угол атаки?
1. И первое объяснение(змей) и второе (жуковский) следуют из закона Бернулли (уравнения Навье-Стокса), только в разных физических ситуациях. Первое объяснение: когда поток воздуха под крылом много больше потока над крылом, что случается в верхних слоях атмосферы. Второе объяснение: когда плотности одинаковые, но крыло обладает сложной формой. 2. Вы правильно пишите, при точном решении нужно учитывать разное направление локальных давлений, а так же что сечения S имеют сложную форму. Поэтому при проектировании надо все учитывать (а это аналитически невозможно) и задачи о аэродинамике крыльев решаются на компьютерах. Данное видео рассказывает об основных физических принципах аэродинамики не углубляясь в детали.
изучал в МАИ аэродинамику но не помню чтобы нам про циркуляцию вокруг профиля говорили. При малейших углах атаки внизу зона повышенного давления, как туда может поток сверху заворачивать?
Это было в начале курса. С циркуляции начинают изучение обтекания тел и в том числе профиля крыла в любом институтском курсе. Видимо "пропустил" пару первых лекций... :)
Циркуляционній єффект Это все мура,нет практических доказательств этого эффекта.Я тоже учил в свое время аэродинамику то нам совсем по другому преподавали.Разность давления над крылом и под крылом вызывает подъемную силу,а эта разность возникает благодаря профилю крыла.Есть атлас профилей крыла с координатами построения,а так же полярой крыла с этим профилем по которым можно рассчитать подъемную силу и лобовое сопротивление на всех углах атаки и высотах полета ЛА.Здесь стало модным наводить примеры теории и профиля крыла Жуковского но практически нет доказательств оных.
Здравствуйте, благодаря своему учителю и вашим урокам я смог занять первое место на НПК по физике, я бы хотел спросить у вас есть материалы связанные с аэродинамикой? Я бы хотел продолжить свой проект.
Все хорошо объяснили только вот сопротивление не "Лобовое", а "Профильное" так как лобовое это "Профильное"+"Индуктивное". "Индуктивное" возникает за счет перетекания воздуха из под крыла на крыло поэтому на крыле ставят "законцовки " или "винглеты" ну и много еще чего в форме крыла меняют. Еще на поляре есть угол атаки при котором Су будет равен 0 он просто будет отрицательным. Этот угол называется "начальным летным" или "Нулевым углом" .
Павел Виктор Матан это хорошо. Но можно в двух словах объяснить о "циркуляционном эффекте". Не все учатся на физиков. Есть мимокрокодилы которым просто интересна авиация и принципы полета. Спасибо
Может что-то изменили в аэродинамике, но на самолёте "крылья" только у биплана, триплана и т.д. , у моноплана "крыло", и соответственно правая и левая часть "крыла", на сколько я помню. А в остальном, замечательно.
А чем различаются формулы , которые вы вывели на прошлом уроке и на этом для подъемной силы ? И еще, циркулирующий воздух вокруг крыла возникает за счет того воздуха ,который поступает впереди крыла. И какую роль выполняют турбины?
Как только попробуете поискать сылы, которые заставляют изменяться скорости вокруг профиля и какие силы возникают в результате изменения скоростей и от чего зависят эти силы, может тогда это станет действительно Теорией, не противоречащей другим законам физики?? Даю наводку... - разрежение на наклонной поверхности крыла, радиус закруглений, центробежные силы и центростремительные ускореня, толщина ускоренного потока над крылом и его устойчивость в зависимости от радиусов обтекания, измененение толщины и скорости потока в результате захвата приграничных масс.... Ну и другие моменты логично истекающие при решении указанных вопоосов. В т. ч. И эффект Магнуса и резкое падение ПС при скокоростях более чем в 1,41 раза меньше скорости звука. И срыв потока при углах атака больше критического. На нижней поверхности все много проще. По моей теории можно сделать крыло не теряющее ПС при углах атаки вплоть до 90 град, праада уменьшающаяся.
дело вовсе не в разности скоростей над крылом и под крылом, а в дугообразном движении потока и как следствие низком давлении в области изгибания потока. Тоже самое с вихрем за крылом - в центре вихря область низкого давления.
Что-то мне подсказывает, что система не раскрыта полностью. Вот к примеру такой мысленный жксперимент: Возьмите огромную трубу диаметром 1 км В невесомости С обоих концов заглушенную Наполненную воздухом, давлением 1 атмосфера На миллионы километров удоленную от всех гравитационных объектов - типа планет и звезд Помнстим крыло в эту трубу Начнем её двигать относительно того воздуха, который в трубе Это создаст подъемную силу, при указанных выше эффектов? Такую же, как на Земле или любую другую?
К сожалению, эта теория устарела. Хольгер Бабинский. Как работают крылья. Общее заблуждение о подьемной силе.(про шарик совсем зря(гелий менее плотный, поэтому и летит вверх)). Но преподавателю в любом случае респект за подачу!
Добрий день, дякую за вашу лекцію, ви цікаво розказуєте. Я зустрічав в різній літературі, радянській і американській по авіамоделюванню різні фокмули: L (кг) = Cℓ·ρ·S·V², де ρ = 0.125 (1); L (uz) = (Cℓ·ρ·S·V²)÷3519 (2); L (N) = ½·Cℓ·ρ·S·V² (3). Перша з радянської книжки по авіамоделюванню за 46 р., друга з американської книжки по авіамоделюванню, третя з сайту НАСА. Хочу зрозуміти, яка з них правильна, звідки з'явилась ½?
@@pvictor54 дяккю за відповідь, під кожну формулу треба вибирати таблицю коефіцієнтів, яка їм відповідна ( я ще третю ф-лу навів, як приклад. З нею також так працює?)
Имхо причины разницы скоростей потока под крылом и над крылом раскрыты очень плохо. Гораздо яснее, опять таки, по моему мнению, пояснить это через применение 2-ого закона ньютона к искривленному потоку. Понятно, что много разных школ... но разъяснение Бабинского кажется мне гораздо более ясным и интуитивным. ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html Например, есть неоднозначный вывод: 23:35. Якобы, подъёмная сила появляется только у "несимметричного крыла". И тут есть момент лукавства. Несимметрично относительно чего? Я к тому, что если взять крыло, которое полностью симметрично относительно вертикальной оси и представляет собой сегмент поверхности цилиндра, то подъемная сила будет и ещё какая. Конечно, лектор мог иметь в виду "несимметрично относительно любой из линий потока", что верно, но из его слов это не ясно и может сложиться ЛОЖНОЕ представление о том, что у крыла обязательно должно быть утолжение впереди и сужение сзади, что не верно. Я нисколько не критикую ценность модели, в которой опорной величиной является так называемая "скорость циркуляции". Я говорю только об интуитивности и прозрачности разъяснения процесса, механики обтекания профиля потоком.
не знаю почему, но вроде как применяют формулу 0,5 Х 0,125 (массовая плотность воздуха) Х 50 м.кв.Х 290 м/с в квадрате Х на разницу коофициента подьемной силы и силы лобового сопротивления. Короче, у меня получилося если округлить коофициент подьемной силы до 1 то вышло 262 тонны. Обьясните пожалуйста, че не так считаю. Заранее благодарен за ответ.
Ответ подписчику Илье если позволите Павел Циркуляционный мезанизм это математическая абстракция применяемая для представления подъёмной силы как векторного произведения этой циркуляции и скорости крыла К аэродинамике взлёта и крейсерского полёта отношения не имеет Нет ни единого эксперимента который бы подтверждал этот мезанизм Практика ажродинамики подтверждает другой мезанизм ПС Простой понятный и подкрепляемый баковыми законами аэродинамики Принципом Бернулли в том числе Однако главной причиной возникновения ПС является рост продольной (линейной») плотности воздуха - при набегании на него закрылка или наклонного крыла ( в самолётах первого поколения типа «кукурузник») Рост линейной плотности - линейное сжатие с одновременным поперечным расширением воздуха под крылом при разгоне - и генерирует подъёмную силу крыла Этот эффект многократно подтверждён практикой Даже учебные фильмы делали ещё в советское время чтобы наглядно показать этот мезанизм ПС Есть также эффект «разряжения над крылом за счёт принципа Бернулли который вызывает обратный подкрыльному» эффект линейного расширения воздуха над плоскостью крыла и соотв падения статического давления Однако « взнос» этого эффекта в генерацию подъёмной силы - несколько ниже нежели линейное уплотнение и поперечное расширение воздуха под крылом Этот мезанизм также определяет и эффект опрокидывания при достижении критического угла взлёта (тангажа) при заданной предельной мощности Эффект возникает от того что ПС всегда приложена к плоскости крыла, а против гравитации работает только вертикальная проекция ПС Значит при определённом наклоне эта проекция просто делается равной а затем и меньшей чем сила тяжести Происзодит так называемый «свал крыла» и даже его опрокидывание Этот эффект возникает при попытке увеличить режим мощности (Форсаж) особенно при ещё большем опускании закрылков (штурвал на себя» и газ до полика) В таком режиме ПС увеличивается и именно это увеличение приводит к ещё большему наклону крыла а значит к уменьшению вертикальной проекции ПС которая только уменьшается и делается еще меньше силы тяжести Жффект разгоняет как бы сам себя Опытные пилоты если оказываются в режиме закритического тангажа - наоборот разворачивают самолётик взлетного (носом ваерх) в максимально горизонтальное положение и только после этого увеличивают мощность взлёта регулируя закрылками и прелкрылками оптимальный угол взлёта Хорошо что вы задали Илья этот вопрос Умение мыслить критически цепляться к каждой детали и стремление найти максимально простой мезанизм явления или эффекта - отличает настоящих специалистов Всего доброго
я вот только не понял : - чего йто над крылом скорость больше? Там ведь поток тоже уплотняется самим крылом соответственно должен распихать в стороны наименьшего сопротивления частицы воздуха проделав при этом определенную работу ?
А вот здесь скорость потому больше,потому что действует закон сопла Лаваля где в критическом сечении скорость потока воздуха увеличивается ,а давление уменьшается,отсюда и разность давления над крылом и под крылом.
на большой скорости и высоте, но только там где будет минимальная потребная плотность атмосферы ( в т.ч. и для работы движков) и оптимальный угол атаки, равный углу м\у касательной проведённой к поляре и осью У. Мрия и Русланы летают же на больших высотах где и пассажирские самоли....и ничё...
0 от земли. чем больше скорость, тем больше потерь на сопротивление по итогу. хочешь экономить на топливе вези медленно, это понятно в идеале, с тз физики. но у экономики и прочих вещей свои законы, они не про экономию, они про прибыль :) тут не важно сколько сожжешь топлива, важно сколько с этого наваришь.
Если совсем по простому: толстый профиль менее скоростной, но более грузоподъёмный. Тонкий провиль- наоборот. Т е условно говоря при одной и той же мощности движка мы можем или доставить 10 человек и пару чщиков коньяка в тайгу или покрутить пилотаж но с 1-2 человека и на борту. Без коньяка.
Добрый день! в молодости тоже вёл курс аэродинамики и "теорию и тактику парящих полётов" в аэроклубе и тоже говорил примерно тоже что и лектор здесь, про циркуляцию, про закон Бернулли... посмотрите вот здесь ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html время от времени приходится делать ревизию своих убеждений,
А плотность в формуле подъёмной силы, это только мало отличающееся плотность под и над крылом? А плотность на разных высотах будет влиять на подъёмную силу?
Плотность над и под крылом различаются очень мало. На подъемную силу плотность, естественно, влияет. Если бы этого не было, "кукурузники" могли бы летать в стратосфере.
@@pvictor54 я правильно понимаю. Допустим высота 3000 м в этой точке определенное давление и плотность. Теперь представим, что через эту точку пролетает самолёт, и он создаёт в этой точке (около крыльев) чуть другое давление и плотность. Которое чуть отличается под и над? А можно сравнивать самолёт, который находится в горизонтальном полете , как устойчивое равновесие тела находящегося на опоре (т.е чем выше будет центр тяжести, тем больше будет смещаться вектор к краю крыла самолета?
Ошибки 1) угол атаки на рисунке не нулевой! угол измеряется между ХОРДОЙ профиля и вектром скорости набегающего потока. 2) Плоская пластина тоже создает вихри ( смотрите видео обтекания разных тел на видео ruclips.net/video/LSM-p3FCKF8/видео.html ) при ненулевом угле атаки.
как вы относитесь к теории, что подъемная сила возникает из-за того, что поток воздуха изгибается, повторяет крыло, из-за этого появляется ускорение, а следовательно и подъемная сила?
З методичної точки зору Хольгер Бабинський ( ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html ) краще викладає. Якби лектор почав з того, що дуже зрозуміло пояснює Бабинський, а вже потім перейшов до циркуляційної моделі - фізична суть її була б набагато зрозумілішою.
Вопрос первый, по первой части: почему под импульсом набегающего воздуха даётся изменения направления а не.модуля скорости Если модуль не меняется значит не работает Закон сохранения энергии И непонятно: как кинетическая энергия потока переходит в упругую энергию воздуха под крылом А происходит ровно это: есть масса теоретических и практических исследований на эту тему
Здравствуйте.Скажите пожалуйста, почему тогда максимально допустимый угол находится не на максимуме графика , ведь до этого момента подъемная сила растет ,следовательно самолет не должен заваливаться в штопор.
Нужен запас не устойчивости, а запас подъемной силы, потому, что в полете может произойти воздействие турбулентности, сдвига потока, скачки температуры-плотности, ну и пилот может создать усилие на штурвале. Соответственно чтобы самолет в этих случаях не падал и нужен запас по подъемной силе. Потому, что уход за Cу мах б удет означать неустойчивое падение. Для восстановления полета понадобится перевести самолет в пикирование, а эффективности органов управления уже может не хватить если самолет реактивный и рули не находятся в обдуве.
Перейди в СО, связанную с крылом. Пусть крыло поднимается. Значит, появляется поток воздуха сверху вниз относительно крыла. Он прибавляется (векторно) к потоку воздуха, набегающего на крыло. В результате поток воздуха относительно крыла отклоняется вниз. Это и есть уменьшение угла атаки.
Достойное видео, отличный лектор! Мой респект! Один момент все же хотелось бы уточнить. Может сложиться такое впечатление, что при отсутствии циркуляции подъемной силы не будет. А ведь как раз по "школьному" объяснению различие в скоростях потока возникает вовсе не из-за циркуляции, а из-за различия путей под и над крылом - такой режим ведь тоже возможен? Или Вы имели в виду, что любые скорости (под и над крылом) можно задать как суперпозицию скорости обтекания и циркуляции? Поэтому и такой "безциркуляционный" случай охватывается этим методом.
Различие путей над и под крылом - это упрощенный способ выразить тот же самый факт. Раз скорости над и под крылом различны, то, значит, над крылом что-то прибавляется к среднему значению скорости, а под крылом это же значение вычитается. Это значение и есть скорость циркуляции.
Ну то есть, другими словами реальные скорости под и над крылом, мы все-таки можем формально получить как линейные комбинации скорости набегания (в Вашей терминологии средней) и скорости циркуляции. По поводу "упрощенный способ выразить тот же самый факт" не до конца понятно: пока не вижу принципиальных запретов на то, чтобы при одинаковых различиях путей получить разные скорости циркуляции - подъемная сила, при этом, очевидно, будет разной. Но есть еще один момент, до меня он только что окончательно дошел (уже хотя бы поэтому спасибо за ответ:)). Отправным моментом идеи присоединенных вихрей было наличие вихрей реальных, образующихся позади крыла. А если их нет? То есть мы имеем чисто ламинарное течение. Тогда наша циркуляция - чисто формальная штука. Или поскольку движения воздуха можно разложить на поступательное и циркуляцию, вихрь за крылом будет по-любому? Честно говоря, пока не понимаю.
При ламинарном течении присоединенного вихря не будет, так как этому помешают силы вязкости (энергия вихря попросту перейдет в тепловую). В случае, если вязкость нулевая, то вихрь обязательно появится. Именно такое приближение и обсуждается на уроке.
Всё определяется числом Рейнольдса. В нем вязкость стоит в знаменателе. При больших числах Рейнольдса обтекание будет турбулентным, при малых (меньше 1) ламинарным.
@@pvictor54 www.paraplanoff.net/polezno_znat/polyara__pro_terminologiu/, если исходить из этого графика, то при альфа 0.5°, самолёт будет прижимать к земле? Какой график вы считаете более правильным?
даже в институте не было преподавателей способных провести лекцию по аэродинамике на таком уровне.большого здоровья!
А у меня были такие преподаватели.
Гениальный лектор, его лекции можно принять за эталон педагогической работы.
Действительно гениальный. Оказывается шарик с гелием взлетает вверх от того, что давление воздуха вокруг его центра меньше давлению воздуха снизу....
Единственное, что забыл объяснить гениальный лектор - почему чугунные гири не взлетают в верх. Наверное, вокруг их верха давления воздуха больше или равно давлению воздуха рядом с низом.
Загадка для гения: в атмосфере воздуха где искусственно (магией) создана противоположная разница давлений(давление около верха шарика чуть выше давления около низа) . Куда полетит шарик заполненный гелием?
Самое важное, что никто из присутствующих не поправил гения - видать в аудитории уже взрощена достойна смена не уступающая в гениальности.
@@user-fp5nn1np7y, умник, зачем сарказмируешь?) Всё правильно Павел Андреевич рассказал. И ты неверно процитировал его: не вокруг центра, а сверху и снизу. Давление - это отношение силы к площади поверхности. В случае шарика с гелием равнодействующая сил давлений сверху и снизу на шарик гораздо больше силы тяжести, действующей на шарик, и поэтому он взлетает. А в случае гири этой разности уже недостаточно, т.к. сила тяжести гири гораздо больше силы тяжести шарика с гелием. Может, никто из присутствующих не поправил гения именно потому, что шарят очевидное?)
@@user-ue8sg6fr7z ну да. Верх и низ...
Вы случаем не из тех уникумов считающих, что если круглый шарик наполненный гелием вытянуть в 10 раз(с сохранением объёма) - в 10 увеличить разность давлений сверху и снизу шарика, то подъёмная сила возрастёт?
@@user-ue8sg6fr7z наверное если заменить латекс на более жёсткий материал лучше держащий форму, то можно вытянуть шарик с гелием настолько сильно (сотни километров), то его его можно будет использовать если как межзвёздный двигатель, то хотя бы как разгонный блок для вывода спутников на орбиту))).
@@user-fp5nn1np7y, с сохранением объёма тела сила не изменится. Вытягивая шарик в 10 раз, скажем, в длиннющую симметричной формы (верхняя половина - такая же как нижняя) сигару, и помещая её на глубину в 10 раз большую прежней (ну, представим, что атмосфера увеличила свою толщину в 10 раз), мы получим то же значение подъёмной силы. Здесь ведь всё очевидно на школьном уровне: сила Архимеда зависит только от плотности среды, ускорения свободного падения и объёма погружённой части тела. С плотностью воздуха, конечно, не так всё гладко, как с плотностью воды. Но для вашего эксперимента, думаю, мы смело можем пренебречь её изменяемостью с увеличением высоты над уровнем моря. Если более детально рассматривать это самое "рожэвэ", то оно и получается из разности давлений, помноженной на площадь поверхности тела (вернее - двух поверхностей), к которой приложены силы верхнего и нижнего давлений - я этот вывод ещё то ли в 7-ом, то ли в 8-ом классе писал + изображал пояснительный рисунок с погружённым в воду прямоугольным телом. Ну это в случае симметричной относительно верха и низа формы тела - квадратной там, или круглой. Для тел каких-то сложных, неправильных форм смысл подъёмной силы остаётся тем же - в разности давлений. Но детализация красивой формулы "рожэвэ" для таких тел будет сложнее.
Самое главное, что в шарике - гелий, а не обычный воздух. Без гелия никакой подъёмной силы не было бы. Ибо сила тяготения Земли.
вот это да! Павел Андреевич, вы просто волшебник! я в таком восторге, будто передо мной новый мир открыли! было очень интересно, спасибо огромное!!!
честно очень завидую ребятам в аудитории. лектор - великий. спасибо Вам за Вашу работу и за возможность эту работу посмотреть в любой точке мира
Учёные бывают разные . Он может быть гениальным ... сам в себе . Сделает массу открытий ... но с учениками - беда . Он великий , но знания передать не может . Этот преподаватель может и не самый великий учёный , но он - Гений в плане передачи знаний ... спокойно , в ровном темпе , доходчиво , на примерах даёт материал . Студентам ,кому он читает лекции - чрезвычайно повезло , ибо такие преподы - от Бога ...
Дело в том, что это школа у них...при том это вроде 9 класс))
А так полностью поддерживаю
Ваша работа очень важна для начинающих авиаторов. Так держать!
боже упаси летать на вашем самолёте..
Это было великолепно! Так доступно для понимания! Спасибо Вам!
Это здорово, что так просто, перед сном, можно поприсутствовать на лекции и повторить основы аэродинамики. Лектор супер!
Точно
Огромное спасибо! Лекция очень доступна в понимании!
Превосходно! Так за несколько лекций и всю аэродинамику можно изучить, без отрыва от...пенсии :)
Офигеть! Очень интересно и познавательно! Я интересуюсь очень авиацией и всегда любил физику, но не математику... :) Узнал очень многое! Специально зашёл, так как возможно информация эта пригодится при постройки на новой работе беспилотников самолётного типа. НУжно разработать "от и до" . Спасибо за инфу!
Господи почему у меня в своё время не было таких преподавателей. Это дар от Бога так преподносить материал. А как поставлена речь никаких слов паразитов мммм ээээ как бы типа итд. Счастливые учиники
Я очень интересуюсь таких уроков.привет из Кыргызстана.
Хотелось бы сделать маленькое замечание:
1. Для сваливания самолета в штопор выход на закритические углы атаки является необходимым, но недостаточным условием. В такой ситуации (в идеальной атмосфере) самолет будет только парашютировать. Для сваливания в штопор необходимо создать еще и скольжение самолета (грубо говоря повернуть самолет "боком" к набегающему потоку за счет педалей). В этой ситуации скорость обтекания потоком воздуха на левом и правом "полукрыле" будет разной и как следствие величина подъемной силы на левом и правом "полукрыле" будет разной. Именно поэтому (за счет скольжения) происходит "опускание" в ту сторону, на "полукрыле" которой подъемная сила меньше. Сочетание этих двух факторов ( закритический угол атаки и скольжение) и приводит к штопору.
Такое поведение самолета неоднократно я проверял на практике. Пример: скорость ввода в штопор Як-52 - 120 км/ч. В спокойной атмосфере, без скольжения, мне удавалось удерживать самолет в горизонте вплоть до 70 км/ч, но если дать педаль (создать скольжение) самолет тут же закручивается и начинает штопорить.
Лекция просто замечательная, посмотрел с удовольствием. С меня лайк и подписка.
То есть вы реально верите в какие-то "циркуляционные потоки" вокруг крыла, скорости циркуляции и проч? Ой ли? Посмотрите, я там выше писал, сверху на косой парус яхты. Это идеальное крыло, хотя толщина его всего в парусину, создаёт неслабую подъёмную силу. Расстояние с обеих сторон паруса практически одинаково, разница в миллиметры- и тем не менее. Так почему же создаётся подъёмная сила? Да потому, что помещённая в поток изогнутая поверхность заставляет поток изгибаться, двигаться по окружности. А любое тело, как известно, и молекулы воздуха тоже, стремятся сохранять прямолинейное движение. На препятствие, отклоняющее их от прямолинейного движения, воздух будет оказывать давление, замедляясь при этом. А с внешней стороны давление будет падать и скорость потока возрастать. Вот эта разница давлений и создаёт подъёмную силу птиц, яхт, самолетов, буеров. И никакой воздух там вокруг крыльев и парусов не крутится, упаси Господи. Что ж касается вихрей, то вы, как лётчик, прекрасно знаете- подальше бы от них. Идеально вообще иметь ламинарный поток до, вокруг и после крыла, потому как турбулентность, вихри всякие требуют много энергии и соответсвенно топлива.
@@vladimiriashvili7471 Меня учили в институте простому правилу: Любая теория верна, если результаты полученные расчетным путем с применением данной теории можно неоднократно повторить на опыте с заданной точностью. Это называется научный подход. Могу предположить что наличие или правильнее будет сказать использование, употребление "циркуляции" в данном случае это всего лишь математический способ (уловка или прием) используя который можно получить достаточно достоверную теоретическую модель. С большой долей вероятности (уверен 100%) эта модель и парус описывает достаточно точно. В то же время причина возникновения такой "циркуляции" это вопрос для нашей дискуссии : является это следствием криволинейного движения молекул над и под крылом, или следствием "божественной силы" или еще чего либо :))). Лично мне больше импонирует теория криволинейного движения воздуха. Для лектора, если он читает комментарии, хочу еще заметить, что концевые вихри о которых упоминалось в лекции, это результат перетекания воздуха из под нижней поверхности крыла (зоны высокого давления) через законцовки в область над крылом (зона пониженного давления) а не "циркуляция".
@@pilotbaster4235 Меня удивили несколько моментов лекции. Во-первых, лектор рассматривает всю систему потоков над и под крылом как единое целое, опираясь на уравнение Бернулли. На самом деле в уравнении Бернулли нет никакой связи между разными потоками. А передняя кромка крыла как раз и разделяет однородный набегающий поток на два разных потока, никак между собой кинематически не связанных. Лектору как-то нужно выйти из положения, что две рядом расположенные частицы А и Б, налетая на переднюю кромку, изменяют направление движения- одна вверх, другая вниз. Но за крылом эти частицы не встречаются - верхняя всегда обгоняет нижнюю. Чем заполнить разрыв? Вопрос… Ответ- да ничем, это разные потоки. Потом будут вихревые движения, выравнивание скоростей и давлений- но потом, и это уже к подъёмной силе не будет иметь никакого отношения. А заявить, что вот если где-то там далеко есть вихрь против часовой стрелки, то вокруг крыла должно быть такое же движение по часовой- ну, знаете… это уже слишком. Ну а придумали эту штуку (нигде и никогда не наблюдаемую), чтобы разрешить парадокс Даламбера. Это все равно, что заявить- если есть ураган, движущийся от экватора на север, то обязательно должен быть точно такой же ураган, движущийся на юг и вращающийся в противоположную сторону. Как-то мне это не очень…
@@vladimiriashvili7471 Вывод напрашивается сам собой: Аэродинамика наука хоть и темная но чертовски интересная. :)))
Pan profesor umí zaujmout svým výkladem, stručné a jasné. Pro mě to bylo pěkné opakování. Děkuji. :-)
спасибо очень доходчиво просто здорово Вы нужны для нас кто летает
Физика это красивая наука. СПАСИБО ВАМ
Спасибо за уроки! Когда-то в фмке у Клочковой А. Н. был. Чуть деграданул после дурвуза. Ваши уроки помогают вспомнить святое.
Бесподобно! Лектор от Бога!
Спасибо за видео урок !
По вашей формуле я рассчитал массу картошки которую может принять площадь моей сковородки. 😅 Спасибо вам большое.
Это нереально интересно. Вы талантливый педагог
спасибо вам большое.
Вы -- восхитительный Учитель!)
Это просто бесценные знания; бесподобные уроки для самообразовния в этой области.
Спасибо большое, очень познавательно!
Благодарю! Доступно, понятно, интересно!
Отличный преподаватель!
Все четко!
Великолепная лекция! Спасибо)
Спасибо видео 👍
дети были правы, учитель пропустил в формуле плотность.
если понимаешь, о чем он говорит, то тоже на автомтате не зацикливаешься на плотности))), а так да, по конспекту потом можно и не решить
не не пропустил
В начале в формуле указал плотность
@@syk2323 это давление
он потом в итоговой её указал,а так да-просто он не заметил свою оплошность.
Очень интересно!!!
Доброго времени коллеги Лектор класс да. Лекция вызывают массу вопросов
Вообще залип .... супер
Очень профессионально
Вы как всегда на высоте!
Увы, не в этот раз. Неправильная трактовка аэродинамики крыла! спутный вихрь не так располагается в пространстве. Он начинает закручиваться с концов крыла из-за разности давления на верхней и на нижней поверхности крыла и ось его вращения параллельно фюзеляжу самолета, что хорошо видно на фотографиях, приведённых лектором. И, так как образуется два вихря с противоположным направлением вращения, то их момент количества движения равен нулю. Подъёмная сила возникает не за счёт циркуляционного потока вокруг крыла, а за счёт того, что путь поверх крыла больше пути по нижней поверхности, а значит скорость потока воздуха больше на верхней части крыла и по закону Бернулли давление на ней меньше, чем на нижней поверхности, те таким образом создаётся подъёмная сила. Есть классический опыт по обтеканию профиля крыла в струях горячих паров масла и там не видно никаких циркуляционных вихрей за крылом ;)
@@vladislav1987 буду ли я прав если скажу что разность скоростей возникает не из-за разности путей, а благодаря особой кривизне крыла и небольшой сжимаемостью воздуха, почти не влияющей на давление в непосредственной близости с крылом, но позволяющей давлению оставаться постояному на некотором расстоянии под и над крылом? Я пытюсь уложить в голове эту тему и я слышал в одной лекции и паре роликов, что аргументация с помощью утверждения равности (даже и примерной) времени транзита под и над крылом неверна (основываясь на экспериментах и хотя бы на том, что даже изогнутый, очень тонкий парус корабля тянет целое судно тем же самым образом, что и крыло - самолёт, хотя воздух и проходит практически одинаковые пути с двух сторон паруса). Но я не могу быть уверен, что моя интерпретация, основанная на гидродинамической неидеальности восдуха, совпадает с реальностью. Совпадает ли?
@@timothymattnew как я понимаю картина образования подъёмной силы на крыле не проста. Подьемная сила возникает не только за счёт разности скорости на верхней и нижней части профиля крыла из-за разности пути, но также ещё из-за 2х, как минимум факторов, а именно, из-за угла атаки набегающего потока, а также за счёт образования турбулентных зон на верхней части крыла. Так на верхней части крыла даже делают специальные источники турбуленции (читал, что, например Боинг делает нижнюю часть крыла «гладкой», а верхнюю относительно «шершавой» в определенных зонах крыла). А кривизна профиля крыла сильно влияет на распределение давления по образующей крыла. Наибольшие давления возникают в носке профиля. Сам я изучал аэродинамику в институте, но это было уже давно и она не являлась моим профильным предметом. Надо попробовать поискать советский учебный фильм по теме аэродинамика крыла. Была целая серия научных учебных черно-белых фильмов (киностудия Науч-фильм?) где четко и строго без лишней воды освещаются различные научные темы. ruclips.net/video/yUbtCQp6bgw/видео.html. Вот нашёл , там есть и про крыло. Вот ещё специалист подробно объясняет ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html
@@vladislav1987 окей, спасибо, посмотрю.
@@timothymattnew особенно второе видео хорошо все проясняет
Спасибо большое!
Браво!!!
Спасибо!
Great!!!
Спасибо!!!!!!!!!!!!!!!
Павел Андреевич) Я пересмотрел урок как раз находясь в состоянии поиска способа найти Cx и Cy без необходимости собирать все необходимые профили и нести их в аэротрубу, а на 27:30 говорите что не будете это решать :D
В целом вообще удивлен. Не помню чтобы мы в лицее проходили Поляру. Я бы первую часть и эту рекомендовал начинающим конструкторам
Как он любит свою работу...
очень полезное ! легко понятно мне.
спасибо большое за циркуляционный эффект, я долго пытался разобраться, найти истинную причину возникновения подъёмной силы и тут вы всё так прекрасно объяснили.
Неправильная трактовка аэродинамики крыла! спутный вихрь не так располагается в пространстве. Он начинает закручиваться с концов крыла из-за разности давления на верхней и на нижней поверхности крыла и ось его вращения параллельно фюзеляжу самолета, что хорошо видно на фотографиях, приведённых лектором. И, так как образуется два вихря с противоположным направлением вращения, то их суммарный момент количества движения равен нулю. Подъёмная сила возникает не за счёт мифического циркуляционного потока вокруг крыла, а за счёт кривизны профиля крыла и угла атаки набегающего потока. Хотите разобраться в аэродинамике крыла берите специальную литературу и читайте. Там все уже объяснено , не надо изобретать велосипед ;)
@@vladislav1987 слава богу хоть кто-то заметил.
@@vladislav1987 уточните книгу и параграф, где описывает физика второй составляющей подъемнй силы связанной с геометрией крыла, а не циркуляцией
Лекция замечательная. Но вопросы возникают. Заправка топливом в полете? Благодарю за лекции. Чётко , понятно , ясно в голове всё у укладывается без тумана.👍👍👍
Спасибо. Интересно. Научиться бы ещё формулы сокращать.
👏🏼
Все изложено теоретически правильно но есть некоторые нюансы.Прежде чем рассматривать работу крыла надо вспомнить сопло Лаваля эффект которого присутствует в работе крыла.И о подьемной силе.Для расчета оной существует атлас профилей таких к примеру как ЦАГИ и NASA.В этом атласе есть координаты постройки профиля и поляра этого профиля по которой зная угол атаки, коеффициент подъемной силы,плотность воздуха на высоте полета, скорость полета и площадь крыла можно рассчитать подъемную силу для каждого угла атаки.При расчете в аєродинамике плотность воздуха используют не 1,225 ,а 0,125 где подъемная сила не в ньютонах,а в килограммах.
вы разве не заметили уровень учебного заведения?Нет смысла требовать большего не для ВУЗа,тем более не профильного....
Идеальный лектор
Спасибо Вам, Павел Андреевич. Как всегда великолепная подача материала. Можно вопрос? Когда Вы вводили уравнение Бернулли, то было отмечено, что эта величина постоянна в пределах одной линии тока (или трубки тока). Теперь же, вычисляя подъёмную силу крыла, уравнение Бернулли для процессов над крылом, было приравнено к аналогичному процессу под крылом. Вопрос в следующем: разве пространство над крылом и пространство под ним - это одна трубка тока, чтобы ставить равенство между её отдельными точками? Заранее благодарю.
ну мы в начале сказали, что экспериментально вокруг крыла циркулирует воздух (по часовой стрелки, возникает из-за того, что рядом возникают движения воздуха против часовой + законы сохранения импульса (причем вращательного импульса, поидее))
тогда мы рассматриваем молекулу воздуха, которая циркулирует вокруг крыла. Когда она сверху, она дает одно давление на крыло, когда снизу - другое. Т.к. это одна молекула, то мы ее рассматриваем в одной трубке тока
Все хорошо, но в формуле для подъемной силы и сопротивления потерян коэффициент 1/2. В аэродинамике p*v^2/2 (ро вэ квадрат пополам) носит специальное название - скоростной напор.
Этот коэффициент в одних источниках есть, в других нет. В зависимости от этого меняется и значение Сх и Су.
@@pvictor54 Вы не поняли, я говорю Вам как профи. Значение Сх и Су, как и всех других аэродинамических коэффициентов не может зависеть от "источников". Y= Cy*q*S, где q - это скоростной напор. q= 1/2*р*v^2.(р-это плотность "ро").
Извините, что влез, но мне Ваше изложение очень понравилось и мне не хотелось бы, чтобы можно было к чему-то придраться. :))
Хоть автор в свое время и не до конца ответил на мой вопрос о моменте импульса, тем не менее из всего что я находил на сей счет на Ютубе - это видео, похоже, самое толковое. И все-таки хотелось бы доразобраться, если не с моментом импульса то хотя бы с остальными моментами (потому что очень много недоразумений возникает).
1. Если сравнивать модель Жуковского и модель Ньютона (змея) то из слов автора не совсем ясно, речь идет о двух подъемных силах или все-таки о двух разных объяснениях подъемной силы?
2. Силы давления на разные части поверхности крыла направлены по-разному (то есть не везде вертикально), следует это учитывать. Результат получится в итоге таким же, но все же. Под S в этом случае нужно понимать некоторое сечение крыла перпендикулярное изображенному на рисунке. Но таких сечений может быть много, тогда под каким углом оно направлено к горизонту? Не есть ли это тот самый угол атаки?
1. И первое объяснение(змей) и второе (жуковский) следуют из закона Бернулли (уравнения Навье-Стокса), только в разных физических ситуациях. Первое объяснение: когда поток воздуха под крылом много больше потока над крылом, что случается в верхних слоях атмосферы. Второе объяснение: когда плотности одинаковые, но крыло обладает сложной формой.
2. Вы правильно пишите, при точном решении нужно учитывать разное направление локальных давлений, а так же что сечения S имеют сложную форму. Поэтому при проектировании надо все учитывать (а это аналитически невозможно) и задачи о аэродинамике крыльев решаются на компьютерах.
Данное видео рассказывает об основных физических принципах аэродинамики не углубляясь в детали.
изучал в МАИ аэродинамику но не помню чтобы нам про циркуляцию вокруг профиля говорили. При малейших углах атаки внизу зона повышенного давления, как туда может поток сверху заворачивать?
Это было в начале курса. С циркуляции начинают изучение обтекания тел и в том числе профиля крыла в любом институтском курсе. Видимо "пропустил" пару первых лекций... :)
Семенчиков H B обьяснял через разность скоростей на поверхностях Vу ( вертикальная составляющая ) Работа совершаемая крылом над потоком.
Циркуляционній єффект Это все мура,нет практических доказательств этого эффекта.Я тоже учил в свое время аэродинамику то нам совсем по другому преподавали.Разность давления над крылом и под крылом вызывает подъемную силу,а эта разность возникает благодаря профилю крыла.Есть атлас профилей крыла с координатами построения,а так же полярой крыла с этим профилем по которым можно рассчитать подъемную силу и лобовое сопротивление на всех углах атаки и высотах полета ЛА.Здесь стало модным наводить примеры теории и профиля крыла Жуковского но практически нет доказательств оных.
Многие пилоты не знают этого в формулах , но хорошо ощущают это своей пятой точкой .Те кто не ощутил ,так и остался в штопоре.
Здравствуйте, благодаря своему учителю и вашим урокам я смог занять первое место на НПК по физике, я бы хотел спросить у вас есть материалы связанные с аэродинамикой? Я бы хотел продолжить свой проект.
Нет, всё, что есть, выложено в Сеть.
Все хорошо объяснили только вот сопротивление не "Лобовое", а "Профильное" так как лобовое это "Профильное"+"Индуктивное". "Индуктивное" возникает за счет перетекания воздуха из под крыла на крыло поэтому на крыле ставят "законцовки " или "винглеты" ну и много еще чего в форме крыла меняют. Еще на поляре есть угол атаки при котором Су будет равен 0 он просто будет отрицательным. Этот угол называется "начальным летным" или "Нулевым углом" .
поляра крыла , не профиля и полное сопротивление вы неверно указали .
Классный препод, будь у меня такой, может я и вовсе не женился бы )))
Только плотность на квадрат скорости и делить на два
Павел Виктор Матан это хорошо. Но можно в двух словах объяснить о "циркуляционном эффекте". Не все учатся на физиков. Есть мимокрокодилы которым просто интересна авиация и принципы полета. Спасибо
подскажите пожалуйста где вы взяли формулу подъемной силы в последней задаче
побольше бы таких видео по аэродинамике!
Avrora Ordo а тебе-то зачем? На кухню!
вот только что посмотрел видео "Как работают крылья. Общее заблуждение о подъемной силе" и ... пора наверное эту лекцию переделывать
скорее "вот ту" лекцию стоит переделать :)
Может что-то изменили в аэродинамике, но на самолёте "крылья" только у биплана, триплана и т.д. , у моноплана "крыло", и соответственно правая и левая часть "крыла", на сколько я помню. А в остальном, замечательно.
консоли , левая и правая
*Великолепно !*
А чем различаются формулы , которые вы вывели на прошлом уроке и на этом для подъемной силы ? И еще, циркулирующий воздух вокруг крыла возникает за счет того воздуха ,который поступает впереди крыла. И какую роль выполняют турбины?
Эти две формулы описывают разные физические модели.
А спутный вихрь разве не образуется от того что под крылом давление больше чем над крылом? а газ движется из зоны с + в зону с -. ?
Как только попробуете поискать сылы, которые заставляют изменяться скорости вокруг профиля и какие силы возникают в результате изменения скоростей и от чего зависят эти силы, может тогда это станет действительно Теорией, не противоречащей другим законам физики?? Даю наводку... - разрежение на наклонной поверхности крыла, радиус закруглений, центробежные силы и центростремительные ускореня, толщина ускоренного потока над крылом и его устойчивость в зависимости от радиусов обтекания, измененение толщины и скорости потока в результате захвата приграничных масс.... Ну и другие моменты логично истекающие при решении указанных вопоосов. В т. ч. И эффект Магнуса и резкое падение ПС при скокоростях более чем в 1,41 раза меньше скорости звука. И срыв потока при углах атака больше критического. На нижней поверхности все много проще. По моей теории можно сделать крыло не теряющее ПС при углах атаки вплоть до 90 град, праада уменьшающаяся.
ну ка расскажи поподробнее про не потерю пс при больших углах, очень интересно
Здравствуйте, Скажите ,пожалуйста, а почему вы не написали " ро" на 21:41 минуте
Просто пропустил по невнимательности. Потом в окончательной формуле восстановил правильный результат.
Понял, ничего страшного. Спасибо большое.
дело вовсе не в разности скоростей над крылом и под крылом, а в дугообразном движении потока и как следствие низком давлении в области изгибания потока. Тоже самое с вихрем за крылом - в центре вихря область низкого давления.
Что-то мне подсказывает, что система не раскрыта полностью.
Вот к примеру такой мысленный жксперимент:
Возьмите огромную трубу диаметром 1 км
В невесомости
С обоих концов заглушенную
Наполненную воздухом, давлением 1 атмосфера
На миллионы километров
удоленную от всех гравитационных объектов - типа планет и звезд
Помнстим крыло в эту трубу
Начнем её двигать относительно того воздуха, который в трубе
Это создаст подъемную силу, при указанных выше эффектов?
Такую же, как на Земле или любую другую?
сопротивление воздуха почти пропорционально дозвуковой скорости
/маленькое давление не поднимет самолёт, нужно 10 тысяч паскаль (17 километров)
К сожалению, эта теория устарела. Хольгер Бабинский. Как работают крылья. Общее заблуждение о подьемной силе.(про шарик совсем зря(гелий менее плотный, поэтому и летит вверх)). Но преподавателю в любом случае респект за подачу!
Добрий день, дякую за вашу лекцію, ви цікаво розказуєте. Я зустрічав в різній літературі, радянській і американській по авіамоделюванню різні фокмули: L (кг) = Cℓ·ρ·S·V², де ρ = 0.125 (1); L (uz) = (Cℓ·ρ·S·V²)÷3519 (2); L (N) = ½·Cℓ·ρ·S·V² (3). Перша з радянської книжки по авіамоделюванню за 46 р., друга з американської книжки по авіамоделюванню, третя з сайту НАСА. Хочу зрозуміти, яка з них правильна, звідки з'явилась ½?
Обидві правильні при відповідномц вибору коефіцієнтів С.
@@pvictor54 дяккю за відповідь, під кожну формулу треба вибирати таблицю коефіцієнтів, яка їм відповідна ( я ще третю ф-лу навів, як приклад. З нею також так працює?)
и не стоит забывать о том, что самолёты могут летать и ВВЕРХ НОГАМИ))
Имхо причины разницы скоростей потока под крылом и над крылом раскрыты очень плохо. Гораздо яснее, опять таки, по моему мнению, пояснить это через применение 2-ого закона ньютона к искривленному потоку. Понятно, что много разных школ... но разъяснение Бабинского кажется мне гораздо более ясным и интуитивным.
ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html
Например, есть неоднозначный вывод: 23:35. Якобы, подъёмная сила появляется только у "несимметричного крыла". И тут есть момент лукавства. Несимметрично относительно чего? Я к тому, что если взять крыло, которое полностью симметрично относительно вертикальной оси и представляет собой сегмент поверхности цилиндра, то подъемная сила будет и ещё какая. Конечно, лектор мог иметь в виду "несимметрично относительно любой из линий потока", что верно, но из его слов это не ясно и может сложиться ЛОЖНОЕ представление о том, что у крыла обязательно должно быть утолжение впереди и сужение сзади, что не верно.
Я нисколько не критикую ценность модели, в которой опорной величиной является так называемая "скорость циркуляции". Я говорю только об интуитивности и прозрачности разъяснения процесса, механики обтекания профиля потоком.
не знаю почему, но вроде как применяют формулу 0,5 Х 0,125 (массовая плотность воздуха) Х 50 м.кв.Х 290 м/с в квадрате Х на разницу коофициента подьемной силы и силы лобового сопротивления. Короче, у меня получилося если округлить коофициент подьемной силы до 1 то вышло 262 тонны. Обьясните пожалуйста, че не так считаю. Заранее благодарен за ответ.
290 м/с это 1044км/ч. набегающая скорость в м/с
Ответ подписчику Илье если позволите Павел
Циркуляционный мезанизм это математическая абстракция применяемая для представления подъёмной силы как векторного произведения этой циркуляции и скорости крыла К аэродинамике взлёта и крейсерского полёта отношения не имеет Нет ни единого эксперимента который бы подтверждал этот мезанизм
Практика ажродинамики подтверждает другой мезанизм ПС Простой понятный и подкрепляемый баковыми законами аэродинамики Принципом Бернулли в том числе Однако главной причиной возникновения ПС является рост продольной (линейной») плотности воздуха - при набегании на него закрылка или наклонного крыла ( в самолётах первого поколения типа «кукурузник») Рост линейной плотности - линейное сжатие с одновременным поперечным расширением воздуха под крылом при разгоне - и генерирует подъёмную силу крыла Этот эффект многократно подтверждён практикой Даже учебные фильмы делали ещё в советское время чтобы наглядно показать этот мезанизм ПС Есть также эффект «разряжения над крылом за счёт принципа Бернулли который вызывает обратный подкрыльному» эффект линейного расширения воздуха над плоскостью крыла и соотв падения статического давления Однако « взнос» этого эффекта в генерацию подъёмной силы - несколько ниже нежели линейное уплотнение и поперечное расширение воздуха под крылом
Этот мезанизм также определяет и эффект опрокидывания при достижении критического угла взлёта (тангажа) при заданной предельной мощности Эффект возникает от того что ПС всегда приложена к плоскости крыла, а против гравитации работает только вертикальная проекция ПС Значит при определённом наклоне эта проекция просто делается равной а затем и меньшей чем сила тяжести Происзодит так называемый «свал крыла» и даже его опрокидывание Этот эффект возникает при попытке увеличить режим мощности (Форсаж) особенно при ещё большем опускании закрылков (штурвал на себя» и газ до полика) В таком режиме ПС увеличивается и именно это увеличение приводит к ещё большему наклону крыла а значит к уменьшению вертикальной проекции ПС которая только уменьшается и делается еще меньше силы тяжести Жффект разгоняет как бы сам себя Опытные пилоты если оказываются в режиме закритического тангажа - наоборот разворачивают самолётик взлетного (носом ваерх) в максимально горизонтальное положение и только после этого увеличивают мощность взлёта регулируя закрылками и прелкрылками оптимальный угол взлёта
Хорошо что вы задали Илья этот вопрос Умение мыслить критически цепляться к каждой детали и стремление найти максимально простой мезанизм явления или эффекта - отличает настоящих специалистов
Всего доброго
то есть вы утверждаете что самолёт не может лететь строго вверх?
Не понимаю откуда взялися циркуляционный поток вокруг крыла?
я вот только не понял : - чего йто над крылом скорость больше? Там ведь поток тоже уплотняется самим крылом соответственно должен распихать в стороны наименьшего сопротивления частицы воздуха проделав при этом определенную работу ?
А вот здесь скорость потому больше,потому что действует закон сопла Лаваля где в критическом сечении скорость потока воздуха увеличивается ,а давление уменьшается,отсюда и разность давления над крылом и под крылом.
Интересно узнать, на какой скорости и высоте лучше перевозить грузы при условии, что хотим экономить топливо.
на большой скорости и высоте, но только там где будет минимальная потребная плотность атмосферы ( в т.ч. и для работы движков) и оптимальный угол атаки, равный углу м\у касательной проведённой к поляре и осью У. Мрия и Русланы летают же на больших высотах где и пассажирские самоли....и ничё...
0 от земли. чем больше скорость, тем больше потерь на сопротивление по итогу. хочешь экономить на топливе вези медленно, это понятно в идеале, с тз физики. но у экономики и прочих вещей свои законы, они не про экономию, они про прибыль :) тут не важно сколько сожжешь топлива, важно сколько с этого наваришь.
Если совсем по простому: толстый профиль менее скоростной, но более грузоподъёмный. Тонкий провиль- наоборот. Т е условно говоря при одной и той же мощности движка мы можем или доставить 10 человек и пару чщиков коньяка в тайгу или покрутить пилотаж но с 1-2 человека и на борту. Без коньяка.
Неинтересно то, что из следствия (завихрение за крылом) выводят причину (циркуляцию вокруг крыла). Хотелось бы объяснения возникновения второго.
Добрый день! в молодости тоже вёл курс аэродинамики и "теорию и тактику парящих полётов" в аэроклубе и тоже говорил примерно тоже что и лектор здесь, про циркуляцию, про закон Бернулли... посмотрите вот здесь ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html время от времени приходится делать ревизию своих убеждений,
А плотность в формуле подъёмной силы, это только мало отличающееся плотность под и над крылом? А плотность на разных высотах будет влиять на подъёмную силу?
Плотность над и под крылом различаются очень мало. На подъемную силу плотность, естественно, влияет. Если бы этого не было, "кукурузники" могли бы летать в стратосфере.
@@pvictor54 я правильно понимаю. Допустим высота 3000 м в этой точке определенное давление и плотность. Теперь представим, что через эту точку пролетает самолёт, и он создаёт в этой точке (около крыльев) чуть другое давление и плотность. Которое чуть отличается под и над? А можно сравнивать самолёт, который находится в горизонтальном полете , как устойчивое равновесие тела находящегося на опоре (т.е чем выше будет центр тяжести, тем больше будет смещаться вектор к краю крыла самолета?
Ошибки 1) угол атаки на рисунке не нулевой! угол измеряется между ХОРДОЙ профиля и вектром скорости набегающего потока. 2) Плоская пластина тоже создает вихри ( смотрите видео обтекания разных тел на видео ruclips.net/video/LSM-p3FCKF8/видео.html ) при ненулевом угле атаки.
ну,это ж всего лишь лицей,а не ВУЗ,для его уровня это простительно.
можно ссылку на 1 часть?
пожалуйтса
ruclips.net/channel/UCSdDqsIYf9v5UEWTNda1YBw
как вы относитесь к теории, что подъемная сила возникает из-за того, что поток воздуха изгибается, повторяет крыло, из-за этого появляется ускорение, а следовательно и подъемная сила?
Положительно. А вот лектор использует очень кривую физическую модель. И я удивляюсь, что талантливые дети не назадавали ему кучу неудобных вопросов.
на самом деле это одно и тоже , так как скорость векторная величина . современная теория достаточно точно считает подъемную силу
З методичної точки зору Хольгер Бабинський ( ruclips.net/video/H2RRiF24L4A/видео.html ) краще викладає. Якби лектор почав з того, що дуже зрозуміло пояснює Бабинський, а вже потім перейшов до циркуляційної моделі - фізична суть її була б набагато зрозумілішою.
Вопрос первый, по первой части: почему под импульсом набегающего воздуха даётся изменения направления а не.модуля скорости Если модуль не меняется значит не работает Закон сохранения энергии И непонятно: как кинетическая энергия потока переходит в упругую энергию воздуха под крылом А происходит ровно это: есть масса теоретических и практических исследований на эту тему
Интересно. При том, что я даже не самолётчик. Я компьютерщик)
я так и не понял , какой именно профиль Жуковского , хотя скорее всего он должен быть двояковыпуклым несиметричным
Здравствуйте.Скажите пожалуйста, почему тогда максимально допустимый угол находится не на максимуме графика , ведь до этого момента подъемная сила растет ,следовательно самолет не должен заваливаться в штопор.
Думаю, это определяется техническими условиями безопасности (нужен определенный запас устойчивости крыла в потоке воздуха).
Спасибо.
Нужен запас не устойчивости, а запас подъемной силы, потому, что в полете может произойти воздействие турбулентности, сдвига потока, скачки температуры-плотности, ну и пилот может создать усилие на штурвале. Соответственно чтобы самолет в этих случаях не падал и нужен запас по подъемной силе. Потому, что уход за Cу мах б удет означать неустойчивое падение. Для восстановления полета понадобится перевести самолет в пикирование, а эффективности органов управления уже может не хватить если самолет реактивный и рули не находятся в обдуве.
48:10 Скорее, не больше :D
g
Павел Андреевич, почему, если крыло самолета поднимается, то угол атаки уменьшается?
По закону сложения скоростей.
Закон знаю, но что-то до меня не совсем доходит. Объясните, пожалуйста
Я не знаю, что я не так делаю, но у меня и визуально, и через формулу сложения скоростей при поднятии крыла самолета угол атаки увеличивается...
Перейди в СО, связанную с крылом. Пусть крыло поднимается. Значит, появляется поток воздуха сверху вниз относительно крыла. Он прибавляется (векторно) к потоку воздуха, набегающего на крыло. В результате поток воздуха относительно крыла отклоняется вниз. Это и есть уменьшение угла атаки.
Огромное вам спасибо! Наконец до меня дошло))
Достойное видео, отличный лектор! Мой респект!
Один момент все же хотелось бы уточнить. Может сложиться такое впечатление, что при отсутствии циркуляции подъемной силы не будет. А ведь как раз по "школьному" объяснению различие в скоростях потока возникает вовсе не из-за циркуляции, а из-за различия путей под и над крылом - такой режим ведь тоже возможен? Или Вы имели в виду, что любые скорости (под и над крылом) можно задать как суперпозицию скорости обтекания и циркуляции? Поэтому и такой "безциркуляционный" случай охватывается этим методом.
Различие путей над и под крылом - это упрощенный способ выразить тот же самый факт. Раз скорости над и под крылом различны, то, значит, над крылом что-то прибавляется к среднему значению скорости, а под крылом это же значение вычитается. Это значение и есть скорость циркуляции.
Ну то есть, другими словами реальные скорости под и над крылом, мы все-таки можем формально получить как линейные комбинации скорости набегания (в Вашей терминологии средней) и скорости циркуляции. По поводу "упрощенный способ выразить тот же самый факт" не до конца понятно: пока не вижу принципиальных запретов на то, чтобы при одинаковых различиях путей получить разные скорости циркуляции - подъемная сила, при этом, очевидно, будет разной. Но есть еще один момент, до меня он только что окончательно дошел (уже хотя бы поэтому спасибо за ответ:)). Отправным моментом идеи присоединенных вихрей было наличие вихрей реальных, образующихся позади крыла. А если их нет? То есть мы имеем чисто ламинарное течение. Тогда наша циркуляция - чисто формальная штука. Или поскольку движения воздуха можно разложить на поступательное и циркуляцию, вихрь за крылом будет по-любому? Честно говоря, пока не понимаю.
При ламинарном течении присоединенного вихря не будет, так как этому помешают силы вязкости (энергия вихря попросту перейдет в тепловую). В случае, если вязкость нулевая, то вихрь обязательно появится. Именно такое приближение и обсуждается на уроке.
По правде говоря, пока не понял, как ламинарность может быть обусловлена наличием вязкости.
Всё определяется числом Рейнольдса. В нем вязкость стоит в знаменателе. При больших числах Рейнольдса обтекание будет турбулентным, при малых (меньше 1) ламинарным.
Интересный факт:
Профиль крыла изображён на чертежах обратного клапана Николы Тесла задолго до Жуковского...
Так Жуковский, вроде, жил до Тесла?
Бог на пятый день существования земли форму крыла создал но как и тесла на доске не написал
Как летит самолёт, перевернувшись (вверх ногами)?
За счет угла атаки.
Ребят надо выщипать подъёмную силу крыла !!!! Взл. Вес 80 кг , площадь 2м
Какой профиль крыла у вашего аппарата.ЗДЕСЬ ЕСТЬ ФОРМУЛА.ru.wikipedia.org/wiki/Подъёмная_сила
Доброго времени суток! А что, если на графике поляры отметить угол -1°?
Пожалуйста. Можете отметить.
@@pvictor54, тогда самолёт будет лететь вниз?
@@pvictor54 www.paraplanoff.net/polezno_znat/polyara__pro_terminologiu/, если исходить из этого графика, то при альфа 0.5°, самолёт будет прижимать к земле? Какой график вы считаете более правильным?
Если крыло имеет ту поляру, что на моем рисунке, то нет. Там подземная сила обрушится примерно при минус 2 градусах.
Оба. Крылья разные бывают.
Здравствуйте, у меня вопрос. А разве угол, под которым отразится частица, будет равен углу, под которым она прилетела, если крыло самолёта движется?
В системе отсчёта, связанной,с крылом, будет.
@@pvictor54, спасибо, понял!
разве подъемная сила не делится еще на 2? ну тип Qy = cy*S*p*v^2/2?
разве , но школьникам это не надо знать , особенно в Одессе и Ришельевском лицее
@@user-ts3ou3zn9x зачётный сарказм