Немного о горячо любимом варианте дозвукового низкоскоростного крыла шурави.
Для таких крыльев с плавным профилем передней кромки крыла для небольших скоростей (как, например, для спортивных самолетов) формулы Жуковского для подъемной силы крыла (ось
Y) и его лобового сопротивления (ось
X) могут быть записаны в простом аналитическом виде:
где коеффициенты Су и Сx получили название соответственно коеффициентов подъемной силы и лобового сопротивления.
Типичное поведение этих коеффициентов в зависимости от угла атаки набегающего потока для таких крыльев представлены на рисункке:
Cу меняется для таких крыльев как правило в пределах примерно от -0.3 до +1.5. При крайних значениях начинается срыв потока и такие углы как правило недопустимы - они часто приводят к штопору. В промежутках же между этими значениями Cу может вести себя произвольно (для разных плавных профилей), но монотонно.
Видно что Cу может иметь и отрицательные значения - это соответствует отрицательной подъемной силе - она в этом случае направлена вниз. Это дает возможность современным спортивным самолетам летать килем вниз при горизонтальном полете - что практически все неоднократно видели. Как видно из графика для поддержания веса самолета достаточно иметь модуль Cу в пределах 0.1 - 0.2 (до предельного значения доходить нельзя ибо это грозит срывом потока и штопором).
При полете килем вверх, как видно из графика, Су вполне может доходить до значения 1.4, что в 7 - 14 раз превышает интервал [0.1, 0.2] - т.e. подъемная сила может превышать вес спортивного самолета примерно в 7 - 14 раз - для круглости в 10 раз. Известно что спортивные самолеты на такие перегрузки рассчитаны.
Таким образом даже на простом дозвуковом низкоскоростном крыле с гладкими обводами возможна примерно 10 кратная перегрузка за счет подъемной силы крыла самолета.
И для этого совсем не надо иметь Cy = 10, как некоторым кажется от "знаний", переполняющих их голову.
PS Таким образом подъемная сила простейшего крыла легко может увеличиваться примерно в 10 раз - от своего нормального значения, равного весу самолета, до максимального значения - что соответствует примерно 10-кратной перегрузке. Но как видно из графика, подъемная сила может равняться и нулю при некотором угле атаке, обращающем в ноль значение Cу. Таким образом формально можно сказать что подъемная сила крыла может увеличиваться в бесконечное число раз - что математически правильно, но совершенно не соответствует реалиям практической аэродинамики.
Ну слава богу что ты уже перестал одну из своих глупостей приписывать мне - теперь она за тобой числится - наконец-то - не прошло и месяца...
Но теперь ты написал другую глупость - я ее подчеркнул.
Подъемная сила крыла самолета зависит и от скорости, а не только от угла атаки.
И когда при посадке самолет снижает скорость до минимальной - он увеличивает угол атаки что позволяет поднять подъемную силу крыла самолета за счет увеличения Су до 1.0 (в критических случаях до 1.3) - это позволяет самолету совершить посадку на малой скорости - примерно 150 - 250 км/ час (для разных типов самолетов).
При полете же с большими скоростями подъемная сила увеличивается пропорционально квадрату скорости а значит при том же угле атаки что и при посадке она увеличится примерно в 4 - 6 раз (у земли). Это компенсируется уменьшением угла атаки - в результате Су падает до значений примерно 0.1 - 0.2 - что вполне достаточно для горизонтального полета самолета на большой скорости с той же подъемной силой что и на взлете.
Если бы крейсерский полет самолеты осуществляли при Су=1, они бы никогда не смогли летать килем вниз (выше я тебе подробно объяснял это) - что любят демонстрировать при высшем пилотаже.
Таким образом Су равно примерно единице только при посадке/взлете самолета и при крейсерском режиме полет реализуется при значении Су значительно меньшем единицы. Я доходчиво пояснил? или опять подробно приводить пояснения, которые я выше уже один раз сделал?
Возражения по существу есть?
Не глупи шурави.
Учись.
:
