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)).
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.
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.
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???
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?
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.
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!
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.
Выбор некорректной исходной модели с "шариками от пинг-понга, отлетающими от крыла" привел к совершенно диким графикам Су и Сх. Зачем ради упрощения давать навно слушающим учащимся картину явления , абсолютно не соответствующую действительности - остается загадкой. Самое главное, что даже для случая, который был приведен в начале видео - шаттл, входящий в очень разреженную атмосферу - эта модель неприменима, т.к. корабль входит в атмосферу с гиперзвуковой скоростью, где действуют совершенно другие законы, и где также невозможно иметь КВАДРАТИЧНУЮ зависимость Су от угла атаки. В случае же обычного дозвукового обтекания крыла до начала срыва потока, т.е. немного не доходя до критического угла атаки Су всегда зависит от угла атаки ЛИНЕЙНО, а Сх - квадратично (в случае крыла конечного удлинения). Разумеется, что с помощью элементарной математики вывести корректные уравнения для подъемной силы крыла не получится, но зачем псевдонаучно "в учебных целях" давать учащимся заведомо неверные знания? Можно же было без строгого вывода, но с нормальными качественными объяснениями дать уже готовые результаты.
В том то и дело, что верных знаний не существует. Физики работают с моделями, переходя от менее совершенных к более совершенным. Если так рассуждать, то Резерфорд напрасно анализировал планетарную модель атома, Бор вводил условия квантования. Это ведь неверные модели. То же самое и о предложенной простейший модели обтекания крыла. Здесь важен не результат, а метод анализа модели. Не цель, а путь к цели. Мы учим детей думать, а не знакомиться с полученными кем-то результатами.
@@pvictor54 Неверно. Даже планетарная модель атома дает возможность успешно пользоваться ею В ОПРЕДЕЛЕННЫХ пределах, где она дает вполне согласующиеся с практикой результаты. Т.е., иными словами, даже менее совершенные модели дают правильные результаты , просто в ограниченной области. Ваша же модель неверна изначально, и не существует вообще НИКАКОЙ области, в которой ее результаты можно было бы применить. В этом плане она не выдерживает никакого сравнения даже с геоцентрической моделью Солнечной системы, которая хоть и была неверна, но тем не менее давала возможность рассчитывать астрономические события. И что более всего неприятно - это то, что лектор сознательно искажает факты, стараясь придать рассматриваемой модели какое-то правдоподобие: мол, для шаттла это работает. Нет, вы же прекрасно знаете, что и для шаттла это не работает, поскольку там уже работает сверхзвуковая газодинамика, в которой зависимость сопротивления и подъемной силы также имеют совершенно другой вид, чем в вашей модели. И в данном случае вы не учите детей думать, а направляете их по ложному пути.
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.
+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/
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.
Как я завидую вашим ученикам... И думаю не только я.
Это даже не талантливый преподаватель, это гениальный преподаватель.
Прекрасные уроки. А учиться никогда не поздно.
Точно
Спасибо за урок. У вас отличный голос и подача информации. Сразу видно что вы любите свою работу)
Согласна
Дуже шкода, що нам так в школі не викладали. Слухаєш і реально розумієш. Дякую викладачу!!!
Был в предвкушении, а тут закончилось как в сериале.. Классные уроки
Это самый интригующий конец урока, который я видел
Вы просто золото! Очень благодарна Вам за вашу отдачу! Крепкого Вам здоровья!
Прекрасны преподаватель! Смотрю ещё со школы, а уже в институте 😂
Браво, Учитель! Спасибо Вам за отличное объяснение!
Супер! Очень ясно, доходчиво и интересно! Отличный преподаватель!
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)))
Zavzpomínal jsem na svá studia, děkuji. :-). Výborný, výklad, výborný pan profesor. :-)
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
Спасибо большое, классные лекции!
Спасибо большое! Очень емко и доступно!
Благодарствую с поклоном! Пишу работу по авиации на НОЛ, помогли. Рассказ понятен даже для девятиклассника.
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)).
Большое спасибо за урок, очень познавательно.
Вы лучший!
Спасибо большое!
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.
Шикарно
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.
Был бы у меня в академке такой преподаватель - я б сэкономил уйму времени и сил
спасибо
В аэродинамике Сxa и Cya в скоростной системе координат соответствуют скоростному напору RoV*V/2
Спасибо!
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????
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???
Подъемная сила крыла самолета (ч.2) - очень охота послушать!!!
Неплох
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 почему формулы, которые вы вывели не работают при сверхзвуковых скоростях
Там другой механизм взаимодействия крыла с потоком воздуха.
Добрый вечер!
Подскажите, в какой проекции, Вы начертили крыло? Это вид сбоку, или фронтальный вид?
Это вид сбоку, в профиль.
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.
А как? Давление это скаляр
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
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.
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.
Если учителя заставят перейти на украинский язык, это будет беда для слушателей из России.
Яка трагедія. Ми чимось можемо допомогти?😂
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
17:10
Выбор некорректной исходной модели с "шариками от пинг-понга, отлетающими от крыла" привел к совершенно диким графикам Су и Сх. Зачем ради упрощения давать навно слушающим учащимся картину явления , абсолютно не соответствующую действительности - остается загадкой. Самое главное, что даже для случая, который был приведен в начале видео - шаттл, входящий в очень разреженную атмосферу - эта модель неприменима, т.к. корабль входит в атмосферу с гиперзвуковой скоростью, где действуют совершенно другие законы, и где также невозможно иметь КВАДРАТИЧНУЮ зависимость Су от угла атаки.
В случае же обычного дозвукового обтекания крыла до начала срыва потока, т.е. немного не доходя до критического угла атаки Су всегда зависит от угла атаки ЛИНЕЙНО, а Сх - квадратично (в случае крыла конечного удлинения). Разумеется, что с помощью элементарной математики вывести корректные уравнения для подъемной силы крыла не получится, но зачем псевдонаучно "в учебных целях" давать учащимся заведомо неверные знания? Можно же было без строгого вывода, но с нормальными качественными объяснениями дать уже готовые результаты.
В том то и дело, что верных знаний не существует. Физики работают с моделями, переходя от менее совершенных к более совершенным. Если так рассуждать, то Резерфорд напрасно анализировал планетарную модель атома, Бор вводил условия квантования. Это ведь неверные модели. То же самое и о предложенной простейший модели обтекания крыла. Здесь важен не результат, а метод анализа модели. Не цель, а путь к цели. Мы учим детей думать, а не знакомиться с полученными кем-то результатами.
@@pvictor54 Неверно. Даже планетарная модель атома дает возможность успешно пользоваться ею В ОПРЕДЕЛЕННЫХ пределах, где она дает вполне согласующиеся с практикой результаты. Т.е., иными словами, даже менее совершенные модели дают правильные результаты , просто в ограниченной области. Ваша же модель неверна изначально, и не существует вообще НИКАКОЙ области, в которой ее результаты можно было бы применить.
В этом плане она не выдерживает никакого сравнения даже с геоцентрической моделью Солнечной системы, которая хоть и была неверна, но тем не менее давала возможность рассчитывать астрономические события.
И что более всего неприятно - это то, что лектор сознательно искажает факты, стараясь придать рассматриваемой модели какое-то правдоподобие: мол, для шаттла это работает. Нет, вы же прекрасно знаете, что и для шаттла это не работает, поскольку там уже работает сверхзвуковая газодинамика, в которой зависимость сопротивления и подъемной силы также имеют совершенно другой вид, чем в вашей модели.
И в данном случае вы не учите детей думать, а направляете их по ложному пути.
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
почему вода поднимается по капиллярам дерева в верх
Из-за поверхностного натяжения. В уроке 199 затрагивается эта тема. ua-cam.com/video/OWxJI0AC1RY/v-deo.html
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
Как быть с такой точкой зрения? ua-cam.com/video/H2RRiF24L4A/v-deo.html
Что с продолжением?
TheEmaxya В августе непременно закончу. Форс-мажор, сам не ожидал...
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!