Площадь тела человека около 1 м с какой силой,
А ведь ещё и прочный каркас будет что-то весить! И это рассмотрение применимо к любой точке молота. Способы плавания основаны на взаимодействии пловца с водой, при котором создаются силы, продвигающие его в воде и удерживающие на ее поверхности. Существенное значение при плавании имеет равновесие в воде. Предоставлено Вам This site is not intended for use in the Russian Federation.
Интересно, что эквивалентный виртуальный профиль «фиктивного тела» на большом угле атаки крыла с раздутыми отрывными пузырями на верхней плоскости крыла удивительно похож на известный летательный аппарат ЭКИП.
Профиль крыла с отрывов потоков на плоскостях крыла при большом угле атаки и его «Фиктивное тело». Экраноплан ЭКИП. Макет перспективного образца Экраноплана и действующая уменшенная модель Экраноплана так и не взлетевшая из-за остановки проекта. То есть в Экранолёте ЭКИП предлагалась вполне здравая мысль по контролю застойной зоны в задней «теневой» части корпуса, что позволяло осаживать отрывную струю на крыло в верхней части купола, что даёт большую подъёмную силу и уменьшает аэродинамическое сопротивление полёту.
Выходит, что автор ЭКИПа был не таким уж и выдумщиком, предлагая в качестве летательного аппарата такую бегемотоподобную конструкцию. Правда летать ЭКИП должен не очень быстро и на больших углах атаки исходного тонкого профиля около 15 градусов , с соответствующим высоким лобовым сопротивлением. Огромный объём грузового пространства в таком летающем крыле с лихвой может скомпенсировать некоторое ухудшение аэродинамики. При этом конструктивно безфюзеляжный Самолёт-Крыло выглядит гораздо привлекательней, чем традиционный самолёт с разделением функций тонкого «несущего крыла» и «грузо-пассажирского фюзеляжа».
Вот только для стабильного полёта ещё придётся добавить длинную балку для размещения хвостового оперения, как на гигантском летающем крыле АНТ «Максим Горький». Значительное расширение крыла увеличение хорды делает Самолёт типа ЭКИП ещё и ярко выраженным Экранопланом по своим аэродинамическим свойствам при полёте вблизи земли.
Так при полёте на экране «фиктивное тело» крыла с большим углом атаки трансформируется в странный утюг, где маленький носовой клюв зоны торможения на крыле раздувается до размеров огромного застойного клина под крылом см.
Образование такой мощной застойной зоны под крылом с большим углом атаки хорошо видно на стопкадре см. Сссылка на видео целиком www. Хорошо видно в трёх ракурсах одновременно как дымовые шнуры от двигателя огибают лобовой обтекатель снизу вверх и на равном удалении от крыла огибают всю плоскость крыла сверху.
Профиль крыла при полёте над экраном при большом угле атаки и его «Фиктивное тело». Дымовые шнуры от двигателей, затекающие из под крыла Боинг в момент отрыва от ВПП на взлёте. У этого самолёта крыло было на столько толстым и широким, что в корневых отсеках крыла помещалось несколько кают, где человек ходил в полный рост см.
Если у АНТ чуток укоротить концевые участки крыла, оставив только центральную наиболее толстую часть, то самолёт станет похож на более поздний Экраноплан «Каспийский Монстр» Ростислава Алексеева. Интересно сравнить близкие по размерам «Максим Горький» из х с «Каспийским Монстром» из х см. В таблице представлены справочные данные, которые надо как-то интерпретировать. Пойдём сначала простым путём прямого сравнения однородных цифр делением друг на друга.
При расчёте на удельный расход по справочной прожорливости 0. А полезная нагрузка составит около тонн. Выводы из полученных соотношений: 1. По топливной экономичности КМ может в оптимистичном варианте оказаться в 3 раза экономичнее, чем АНТ Сейчас у современного авиалайнера Аирбас А предусмотрена грузовая модификация AF с возможностью перевозить груз до тонн на расстояние до 10 км. Максимальная взлётная масса — тонн масса самого самолёта — тонн. В пересчёте на пассажиров показатель другой: «Среди больших лайнеров самый экономичный — три литра топлива на одного пассажира на сто километров 54 морских миль пути.
Выходит, что мы не только стали в раза быстрее летать за последние 80 лет, но и по топливной экономичности улучшились более чем в 10 раз от АНТ и в 4 раза от Экраноплана КМ. Хотя всего 20 лет назад наши аэробусы летали в 5 раз быстрее, чем АНТ Недавнее снижение скорости в пассажирской авиации вызвано борьбой за топливную экономичность полёта.
Крейсерская скорость у КМ сделана столь высокой вынужденно, так как на меньшей скорости он просто не сможет лететь на экране. Полётная безопасность тихоходного Самолёта-Гиганта из х сильно лучше, чем у избыточно скоростного экраноплана из х, почти неуправляемо несущегося среди тихоходных судов и вездесущих водных птиц. Стоимость эксплуатации водоплавающих по морю экранопланов значительно дороже, чем для сухопутных высотных самолётов. Это связано с избыточным количеством двигателей, нужных только для старта с воды и выхода на экранный полёт, а также из-за чрезвычайной агрессивности морской воды при воздействии на двигатели и конструкции экраноплана при полёте в облаках брызг от близких морских волн.
Загадкой для меня остаётся трёхкратный разрыв по экономичности Экраноплана КМ с Аэрбас F: Почему при равном качестве планера у Аэрбаса в 4 раза лучше топливная экономичность? Или вся тайна кроется в жуткой прожорливости старых советских турбореактивных двигателей в сравнении с современными турбовентиляторными двигателями высокой степени двухконтурности? Подъёмная сила крыла. Прошёл ровно год после первой пуликации на Хабре моей статьи 4.
Статья за год набрала боле 41 тысячи просмотров и заняла лидирующее положение в поиски Яндекс на запрос «подъёмная сила крыла», оказываясь в верхней части первой страницы сразу за определением из Википедии. Так же в личных сообщениях мне было дано множество ценной информации и крайне важных критических замечаний.
Я не буду править ранее написанные части, но проведу разбор некоторых ошибочных заявлений, которые мною были оттиражированы из таких же ошибочных заявлений учебников. Замечание 1. Основным замечанием оказалось то, что я ошибочно привёл и неправильно истолковал картинки наглядных сравнений аэродинамических сопротивлений различных тел вращения полёту. Так я считал это сопротивление соответствующим сопротивлению Сх для поляр самолётов, а на картинке из какого-то учебника рис.
Мне же объяснили, что на самом деле для отдельных тел вращения будет правомочен коэффициент Cd, который связывает поперечное сечение мидельное продуваемого объекта с оказываемым ему сопротивлением скоростным напором. Величина Cd у лучших гоночных машин не опускается ниже 0, При этом для веретёнообразных тел и профиля крыла без подъёмной силы коэффициент лобового сопротивления заявляют до 0, Такое низкое Су, как 0, Так величина Cd рассчитывается из отношения к поперечному сечению миделю , а величина Cх рассчитывается из соотношения к наибольшей площади крыла в вертикальной проекции, то есть к наиболшей площади крыла в продольном направлении к действующей силе сопротивления.
Так на красочных картинках, демонстрирующих обтекаемость различных тел в полёте, начинают некорректно сравнивать «Длинное» с «красным», то есть сравнивать величины в несравнимых размерностях. Величины лобовых аэродинамических сопротивлений Сd тел различной формы. Левая таблица- тела вращения. Правая таблица- балки заданного сечения.
Замечание 2. Хабр- отличный ресурс для публикации научно-технических статей разного профиля, но его правила дают удивительно широкие полномочия «троллям-негативщикам», которые своими дизлайками загоняют карму автора в глубокий минус, лишая его возможности как отвечать на критические замечания, так и делать новые публикации своих статей. Об этой особенности Кармы на Хабре есть даже опубликованные статьи на самом Хабре. В результате падения моей Кармы ниже я оказался отрезан от права комментировать свои же статьи, а так же лишен права на публикации.
Исключением является эта статья по аэродинамике, где мне каким-то чудом оставлено право на редактирование. Этой «дырой возможности» я и воспользуюсь для публикации новой части статьи в обход отрицательной кармы.
Все ваши замечания и пожелания вы можете обращать мне в «личные сообщения» на самом Хабре или по адресу моей е-почты imoninpgd gmail. Я всегда с удовольствием отвечаю на личные сообщения с конструктивной критикой в вежливой форме. Практическое применение тонких изогнутых радиусных крыльев в современных конструкциях. Как оказалось, расссмотренные в первой части тонкие выпукло вогнутые радиусные крылья сейчас активно используются в качестве поворотных лопаток в больших аэродинамических трубах см.
Нет никаких сомнений, что конструкторы этих поворотных лопаток знают о тех механических нагрузках, которые испытывают данные лопатки от набегающего на них потока.
Также несомненно легко замерить давление на лопатки от искривлённого потока воздуха как на выпуклой, так и на вогнутой части этих лопаток. Причём замер давлений можно осуществить как для одного потока по толщине, так и для для одной лопатки с разных сторон. Полагаю, что людям, имеющим доступ к АДТ ЦАГИ, не составит больших сложностей снять тензодатчиками давление с лопаток направляющего аппарта АДТ во время одного из текущих экспериментов.
Профиль аэродинамической лопатки, применяемой в современной аэродинамической трубе в качестве наборного поворотно-спрямляющего устройства в воздушном тракте АДТ. Расположение поворотных лопаток в тракте АДТ в 3Д-визуалищзации. На фото ри. Эти лопатки практически точно повторяют профиль тонкого изогнутого выпукло-вогнутого крыла, описанного в теоретической 1-й части этой статьи, точно также как совпадают методики расчёт нагрузок на лопатки от потока газа в этих учебниках по «Гидрогазодинамике» с изложенной методикой в 1-й части этой статьи.
Отличительной особенностью работы лопаток ротора турбины заключаются в том, что при огибании газом поверхности лопаток сам газ не меняет плотности и температуры, но лишь плавно меняет направление вектора скорости потока газа, не меняя скорости газа по модулю, если рассматривать поток газа в координатах с привязкой к самой лопатке турбины.
То есть условия работы отдельной лопатки ротора турбины практически точно воспризводят условия работы одиночного тонкого изогнутого крыла в свободном воздушном пространстве. Удивительно то, что изложенное мною в статье давно известно и широко используется в прикладных расчётах в «Гидрогазодинамике» при конструировании газовых турбин как для энергетики так и для двигателей самолётов, при этом адепты «Аэродинамики» в упор не замечают эти расчётные и теоретические модели из «Гидрогазодинамики», считая «Аэродинамику» и «Гидрогазодинамику» разными науками с разными законами взаимодействия для совершенно одинаковых твёрдых крыльев с окружающей их одинаковой средой газов и жидкостей.
Профили рабочих лопаток газовой турбины и визуализация потока газов на них. Флаттер крыла В период бурного развития авиации в х годах в погоне за высокими скоростями неожиданно проявилось удивительное явление, названное Флаттер, когда на определённой скорости самолёта внезапно возникают нарастающие крутильно-изгибные колебания крыльев, за несколько секунд приводящие к разрушению самолёта.
С этой проблемой разобрались конструктивными методами, увеличив крутильную и изгибную жёсткость конструкций крыла, но теоретические объяснения так и остались на уровне «Интуитивно-эмпирических решений», хотя академик Келдыш получил за эти решения Сталинскую премию.
В учебниках по аэродинамике см. Таким образом, я буду давать объяснения явления Флаттера не опираясь ни на какую официальную теорию, а просто выводя следствия из теоретических положений, описанных в первой части статьи. Вертикальная проекция скорости отрывного потока равна Vп. При дальнейшем движении над искривлённым профилем крыла отрывной поток с исходной энергией Еп. Если же величина горба профиля за лобовым обтекателем ниже величины Нотр, то обтекание профиля потоком происходит с образование воздушного пузыря с разряжением и застойным воздухом внутри, визуально обнаружимого по колебаниям шелковинок.
Дальше возникает вопрос длины застойного пузыря под отрывным течением. Если считать перепад давления воздуха постоянным, то торможение потока воздуха будет равноускоренным, а кривая границы отрывного пузыря будет иметь вид параболы горбом вверх. Когда расширения отрывного пузыря достигает задней кромки крыла, а ниспадаюший отрывной поток уходит за заднюю кромку крыла, тогда под отрывной пузырь попадает воздух с высоким давлением из спутного следа.
После выравнивания давления в отрывном пузыре с атмосферой на отрывной поток перестаёт действовать разница давлений между атмосферой и пузырём над крылом.
После чего отрывной поток отрывается от обтекателя и уже не может вернуться обратно на крыло, тем самым создавая полный срыв потока. При скоростном горизонтальном полёте выше расчётной нормальной скорости для конкретного самолёта при таком срыве потока над верхней плоскостью крыла дальнейшие события развиваются в следующем порядке см. Также сильно возрастает крутящий момент на крыле от увеличения плеча L2 усиливая момент на пикирование. Таким образом, происходит резкая перегрузка крыла на изгиб в другую сторону, то есть вниз, с закручиванием крыла на кабрирование.
В результате самолёт резко проваливается вниз, задирая нос и теряя скорость. При закручивании крыла задней кромкой вниз резко растёт угол атаки всего крыла, в результате чего резко усиливается торможение на поток воздуха, при этом происходит схлопывание отрывного пузыря, а подъёмная сила на нижней поверхности крыла резко меняет знак на подъём, выгибай крыло снова вверх. При восстановлении нормального направления подъёмной силы крыло начинает резко изгибаться вверх, а момент от вновь созданной нормальной подъёмной силы скручивает крыло и разворачивает крыло со всем самолётом из кабрирования на пикирование.
Таким образом цикл замкнулся и пошёл на второй круг. Самолёт уходит в разгон, восстанавливается обтекание без срыва потока по верхней плоскости крыла, и после нового достижения критической скорости срыв потока возникает снова, а изгибные перегрузки крыла со скручиванием повторяются. Вот такая быстротекущая тряска со знакопеременными изгибами и скручиванием крыльев при нагрузках в разы выше расчётных статических неизбежно приводит к быстрому разрушению крыльев. Фазы развития флаттера на крыле: 1 Нормальная подъёмная сила Fк1 до начала флатера, где площадь заштрихованного прямоугольника показывает равнодействующую сил давления на крыло от симетричны отрывных потоков.
От избыточной подъёмной силы Fк2 силы на сильно увеличеном плече L2 образуется сильный крутящий момент на пикирование незадолго до срыва потока с верхней плоскости и начала флаттера. На верхней плоскости подъёмная сила исчезает из-за выравнивания давления с атмосферой. Некомпенсированная сила от нижнего отрывного пузыря создаёт перегрузку крыла огромной силой Fк3 в сторону земли, а крутящий момен на крыле резко меняется на кабрирование.
Именно такое циклическое быстро повторяющееся крутильно-изгибное колебание крыла на некой критической скорости Vф и называют Флаттером. Разрушения крыла от Флатера можно избежать путём резкого усиления конструкций крыла. Именно такую рекомендацию на «интуитивно —эмпирическом уровне» дал Келдыш. При этом усиливается не только прочность по величине выдерживаемых статических нагрузок на крыло, но также усиливается жёсткость крыльев на изгиб и кручение, что позволит понизить накапливаемую во взмахах крыльев энергию, тем самым сделав её ниже пороговой энергии разрушения крыла.
Для увеличения жёсткости на кручение лучше всего применять замкнутый контур типа «труба» или «короб». Более жесткие на кручение «короба» оказываются значительно тяжелей «ферм», применявшихся на тихоходных самолётах ранних конструкций. В более поздних и продвинутых конструкциях самолётов замкнутым крутильным коробом оказывается вся внешняя толстая листовая обшивка крыла, при этом с применением внутри объёма крыла несущих балок и рёбер жёсткости ферменного или двутаврового типа.
Использование листовой обшивки крыла в качестве несущего силового элемента резко увеличивает жёсткость конструкции с одновременным снижением веса всего крыла. Кстати, в самодеятельном авиастроительстве с плёночной или тканевой обшивкой крыла и сейчас очень часто тонкостенные трубы применяют как основную несущую балку крыла.
Избежать появление флаттера на желаемой к достижению скорости можно за счёт изменения профиля крыла в сторону уменьшения радиуса лобового обтекателя Rобт, что приведёт к повышению величины пороговой скорости Vф для нового профиля крыла.
Согласно сделанных расчётов никак не получится избежать флатера совсем в горизонтальном полёте, но снизить его влияние для достижения предельных скоростных значений вполне возможно.
Таким предельным значением является скорость звук, после которой режим обтекания крыла резко меняется, а флаттер остаётся в дозвуковом скоростном диапазоне.
При сверхзвуковом полёте обе плоскости крыла информационно разделены, так как низкочастотные волны давления звуковые волны низкой частоты с большой длиной волны от циклических срывов потока не могут обогнать сверхзвуковое крыло и нарушить однородность воздушных масс перед летящим крылом. Таким образом, даже если плоскости крыла работают в попеременном режиме полного срыва потока, то после перехода «звукового барьера» трясти самолёт резко перестаёт. Как рассакзывают лётчики, после перехода звукового барьера после мучительной тряски внезапно наступает тишина.
Именно из-за принципиальной неустранимости флаттера летать на опасных флатерных трансзвуковых скоростях рекомендуют очень короткое время, что достигается быстрым разгоном до сверхзвука на полном форсаже, или быстрым торможением со сверзвука до уровня дофлатерной скорости. Такими быстрыми проходами флатерного диапазона скоростей обеспечивается минимальная длительность воздействия вибрации от флаттера на конструкции самолёта.
При уменьшении радиуса лобового обтекателя Rобт само явление флаттера не исчезает полностью, но сдвигается в сторону более высоких скоростей. При снижении размеров Rобт на крыле были получены гораздо более скоростные и более высотные истребители, такие как МиГ-3 образца г. Но платой за скорость для новых скоростных самолётов оказалась меньшая подъёмная сила на низких скоростях, что потребовало бы больших скоростей при посадке.
Но увеличивать посадочные и взлётные скорости на грунтовых аэродромах нельзя! Чтобы справиться с этой проблемой пришлось в конструкцию крыла новых скоростных самолётов специально для режима взлёта и посадки вводить дополнения в виде отклоняемых пластин — «закрылков» и «предкрылков».
Закрылки и предкрылки резко поднимали подъёмную силу крыла на низких скоростях с большими углами атаки, но ухудшали качество крыла. Так гонка за скоростью и борьба с флаттером привели к утяжелению крыла для упрочнения и усложнения крыла для обеспечения приемлимых скоростей влёта и посадки, что тоже дополнительно утяжелило самолёты.
Для сравнения можно оценить истребитель простой конструкции дофлатерной геометрии И и более скоростной и сложный МиГ-3 с предкрылками и закрылками в оснащении. Именно таким образом решали проблему разгона МиГ-3, уменьшив толщину крыла по сравнению с И, при этом практически не изменив ширину крыла.
Такое снижение несущих балок крыла по высоте в полтора раза да ещё и при увеличении массы самолёта в те же полтора раза неизбежно потребует увеличения сечения наиболее нагруженных горизонтальных полок двутавровых балок приблизительно в 2, раза, что неизбежно приведет к заметному увеличению массы конструкции крыла в целом. Низкое сопротивление потоку воздуха от тонкого крыла и отсутствие Флаттера на высоких скоростях влечёт за собой малую подъёмную силу при низких скоростях взлёта и посадки, что также требует установки развитой механизации крыла из комплекта закрылков и предкрылков, выдвигаемых из крыла вниз в режимах взлёта и посадки.
Полёт на высоких скоростях без флаттера у современных аэробусов достигается комбинацией технических приёмов, используемых в различных наборах на отдельных участках крыла см. Толстая корневая часть имеет большую ширину и максимальную прочность, так что никакие срывы потока и тряска на «воздушных ямах» ей не страшна.
На корневой трети крыла закреплён и тяговый двигатель. Именно эта наиболее широкая часть крыла создаёт наибольшую долю подъёмной силы крыла в полёте на крейсерской скорости на высоте 10км. Эта корневая часть имеет установочный угол профиля по отношению к фюзеляжу, равный углу атаки на крейсерской скорости.
На корневой части установлены самые мощные выдвижные двухщелевые закрылки и предкрылки. Средняя треть крыл имеет резкое сужение от корневой трапецивидной части. Это изменение угла профиля по длине крыла называют «крутка крыла», что обеспечивает плавное снижение давления на крыле от корня к концу, тем самым снижая негативны эффект от концевого вихреобразования.
У средней части такк же имеется механизация из предкрылков и закрылков. Последняя треть крыла наиболее тонкая и не имеет полезной нагрузки при горизонтальном полёте на крейсерской скорости на высоте 10 км.
Установочный угол последней трети крыла равен нулю или близок к нулю. Роль узкой законцовки двойная: а. Удлинитель крыла для снижения вихреобразовния на второй трети крыла. Установка элеронов исключает установку закрылков на дальнем конце крыла. Предкрылки на последней трети крыла для режимов взлёт-посадки также устанавливают. Схематичный чертёж современного аэробуса, где можно чётко проследить три части крыла: толстую корневую с максимальным установочным углом атаки к фюзеляжу и мощной механизацией из прекрылков и двухщелевых закрылков основная нагруженная часть в полёте , средняя переходная часть с переменной круткой профиля по углу атаки и полной механизацией из закрылков и предкрылков, крайня часть с нулевым установочным углом атаки и элероном на задней кромке для управления креном самолёта.
Замечательным моментом от проявления флаттера можно считать усиления внимания в СССР к научно-экспериментальному подходу к конструированию в авиации. Невозможность объяснить на том теоретическом уровне явления флаттера вызвало острую потребность в моделировании полёта новой авиатехники в безопасных лабораторных условиях… В итоге к году в ЦАГИ была построена крупнейшая в мире на тот момент вторая на сегодня ародинамическая труба Т В итоге на этой крупнейшей АДТ можно в реальных условиях испытывать только малоразмерные истребители и спортивные самолёты, да и то только в режимах низкоскоростных взлётов и посадок.
Аэродинамику современных самолётов и режимы течения воздуха вокруг них приходится изучать по отдельным фото самолётов с ярко выражеными туманными шлейфами см. Добится такого эффекта в натурном виде в АДТ уже практически не возможно. Данное явление называется Эффект Прандтля — Глоерта — конденсация атмосферной влаги позади объекта, движущегося на околозвуковых скоростях. Эффект чаще всего наблюдается у самолётов, но бывает он заметен и на более низких скоростях даже у автомобилей.
Так в условиях очень высокой относительной влажности эффект можно наблюдать и при намного меньших скоростях, например на аэродинамических элементах автомобилей во время гонок Формула-1 в дождливую погоду. У сверхзвуковых самолётов этот эффект также наблюдается, но при этом демонстрирует совсем иную картину туманных зон разряжения, чётко ограниченных линиями фронтальных ударных волны на лобовых поверхностях крыла и замыкающих волн разрежения при сходе с задней кромки крыла.
Полёт современног истрибителя с выпущеной механизацией на больших углах атаки с малой скоростью. Зоны разряжения над крылом выражены интенсивным выпадением тумана, под крылом зоны повышенного давления без образования тумана. Направление движения воздушных потоков под крылом самолёта хорошо отслеживается по туманными шнурами от подвешенных снизу крыла ракет. Сверхзвуковой полёт с выраженными зонами выпадения тумана от конденсации атмосферной влаги Эффект Прандтля — Глоерта.
Верхний снимок — при пролёте над переувлажнённым воздухом над морской поверхностью. Подёмная сила крыла при сверхзвуковом полёте Сверхзвуковой полёт происходит по тем же законам физики и в той же среде, что и дозвуковой полёт, но существенным и крайне значимым различием является нераспространение волн плотности воздуха звуковых волн вперёд по ходу сверхзвукового летательного аппарата, что обеспечивает отсутствие влияния возмущённого воздуха из спутного следа на структуру воздушных масс перед крылом летящего самолёта.
Это ограничение даёт резкое упрощение в понимании физических процессов взаимодействия крыла с воздухов при сверхзвуковом полёте. Рассмотрим полёт крыла через идеальный невязкий газ со сверхзвуковой скоростью. Угол наклона пластины к скорости примем Ак. Так как газ идеальный, то есть невязкий, то заторможенный пограничный слой отсутствует и трением между молекулами воздуха по поверхности пластины пренебрегаем.
Тогда летящая пластина с углом Ак к скорости может быть воспринята воздухом как твёрдая поверхность поршня, толкающая воздух перед собой. Так как угол Ак малый, то величина перпендикулярной скорости Vт будет много меньше сверхзвуковой. Зона влияния этого уплотнения воздуха над пластиной не превышает дальности распространения звуковой волны от каждой точки плпастины за время пролёта пластины Ттi через эту точку неподвижного воздушного пространства.
Таким образом, форму этой зоны над пластиной можно ограничить фронтом звуковой волны или конусом распростронения звука в перпендикулярном к скорости Vк направлении за время Тт конус Маха. При этом скорость удаления фронта звукового возмущения от крыла равна скорости полёта крыла, что описывается следующей геометрической картиной: Катеты прямоугольного треугольника равны скорость полёта равна скорости звука перпендикулярно крылу , а гипотенуза- это фронт ударной волны.
Схема продвижения плоской пластины на сверхзвуке через элементарный срез неподвижного воздушного пространства. То есть, чем шире плоскость крыла, тем более низким и глухим будет звук ударной волны.
И чем больше угол атаки крыла, тем больше сила звука. Это подтверждается наблюдением, что: — пули над головой «свистят»- высокий тон кГц при малой длине самой пули околосм и короткой длине генерируемой волны длина волны см , — Широкие лопасти пропеллеров турбовинтовых самолётов «гудят» с частотой около Гц, более низкий тон из-за значительно большей ширины лопасти около 0,5м лопасть и длина волны около м в сравнении с размером пули.
Желающие сравнить ощущения от звука на разных частотах могут сами послушать звучание акустического ряда по частоте yandex. Так как известны жёсткие ограничения по ширине зоны влияния и перпендикулярной к направлению полёта скорости толкающей пластины, то выясняется, что у объёма воздуха внутри конуса сжатия величина сжатия в разных сечениях одинакова. При этом на плоскую пластину по всей площади давит одинаковое прибавочное давление dP.
Данное рассуждение верно и для пластины с отрицательнным углом —Ак на теневой от потока стороне пластины. Только вместо избыточного давления на ней будет разряжение на величину dP. Для обеспечения манёвра с перегрузкойи в 10g в плотных нижних слоях атмосферы достаточно угла атаки на сверхзвуке 1,1М всего в 6,5 или 9 градусов для Су- 57 и Су соответственно.
А вот в разреженных слоях атмосферы уже на высоте 10км такие запредельные перегрузки становятся практически не реализуемы, так как для торможения с ускорением 10g пришлось бы практичеси ставит весь самолёт перпендикулярно потоку. На больших высотах плотность воздуха и давление соответственно падают, что требует кратно больших углов атаки при той же сверхзвуковой скорости, или требует резкого роста скорости для компенсации падения давления воздуха в атмосфере и сохранения приемлемых углов атаки.
И даже на таких скоростях углы атаки в разреженном воздухе приходится поднимать до критических градусов. Данные расчёт можно проверить на примере сравнения двух практически одинаковых по большинству параметров самолётов Су и Су Они почти совпадают по массе, габаритам и тяге двигателей. Из массо- габаритных характеристик у них отличаются только площадь крыла и, как следствие, максимальная удельная нагрузка на крыло см.
Жёлтым указан сильно различающийся параметр в геометрии самолётов, а зелёным указаны последствия в изменениях ТТХ от модели к модели. Результатом такого различия по удельной нагрузке на крыло оказывается увеличение: Максимальной скорости на сверхзвуке, максимальной высоты полёта, максимальной сверхзвуковой скорости без форсажа и максимально дальности полёта. Попробуем получить эти выигрыши из полученых расчётных зависимостей подъёмной силы плоского крыла. Ниже приведены результаты расчётов в таблице, где попарно рассматривается на одном эшелоне с одинаковой скоростью самолёты Су и Су Тогда как на уровне земли разряжение и сжатие вносят практически одинаковый вклад в создание подъёмной силы крыла на сверхзвуке.
Таблица сравнения аэродинамических характеристик самолётов Су и Су Внизу дополнительно указана строчка с характеристикой полёта американского самолёта разведчика «Чёрный дрозд» SRна скорости 3,2М на высоте 25 км. Внизу таблицы отдельной строчкой показан пример максимальных полётных характеристик американского самолёта разведчика «Чёрный дрозд» SR, который по компоновке ближе к Су, а взлётные нагрузки на крыло ближе к СУ Таким образом, за время полёта нагрузка на крыло SR изменяется от состояния хуже Су в начале и до лучше Су в конце полёта.
Так если Су выглядит эффектным самолётом с выраженным делением на крылья с явно отеделённым хвостовым оперением и агрессивным клювом наклонного к плоскости крыла фюзеляжем с кабиной экипажа, то облик Су выглядит скучным плоским летающим блюдцем со слившимися в единый диск крыльями и хвостовым оперением. Су эффектно выглядядит только в виде с верху, тогда как Су выглядит крайне эффектно с любого ракурса см.
Сравнение экстерьеров Су вверху и Су внизу. Заметно сильное уплощение Су в профильной проекции, в сравнение с «крючконосым» Су Сравнение вида Су вверху и Су внизу в полёте. Явно выраженный наклон вниз передней части фюзеляжа у Су говорит о больших углах атаки крыла в большую часть времени полёта, чтобы в этом положении фюзеляж находился горизонтально к скорости, тем самым минимизируя сопротивление полёту.
У Су фюзеляж вообще не выражен, при этом носовая его часть с кабиной является продолжением корневых наплывов крыла. То есть в борьбе за высокую сверхзвуковую скорость без форсажа лобовая проекция самолёта была минимизирована так, что фюзеляж редуцировался до утолщения крыла в корневой его части. Сравнение экстерьеров «Чёрный дрозд» RS и Су внизу. Заметно сильное внешнее сходство этих очень разных самолётов в борьбе за высокую сверхзвуковую скорость в длительном режиме.
Случай с ломаной пластиной характерен для тонкого участка лобовой кромки крыла, которую по конструктивным причинам невозможно сделать абсолютно тонкой и абсолютно острой, что приводит к появлению технически исполнимого достаточно большого по величине угла на лобовом обтекателе или на подвижном предкрылке.
Местный угол профиля на предкрылке может быть в разы больше общей относительной толщины крыла. Формирование волны высокой плотности от клинового обтекателя в границах конуса Маха создаёт интенсивное разряжение над крылом внутри конуса Маха, когда расширение профиля к середине крыла переходит в обратный уклон к задней кромке крыла. Именно эту зону резкого разряжения и адиабатного охлаждения над крылом внутри конуса Маха видно на фотографиях, где образуется клиновидное конденсационно-туманное облако над обеими сторонами крыла, летящего на сверхзвуке самолёта.
Согласно расчёту см таб. Именно эти малые углы атаки обеспечивают визуальную симметрию туманных конусов за истребителями на фотографиях, снятых с земли. Распределение ударных волн от обтекателя по сторонам крыла можно регулировать изменением отклонения предкрылка, смещая атакующий угол в одну из сторон.
Таким образом, можно создать подъёмную силу на плоском крыле даже при нулевом угле атаки, управляя лишь степенью асимметрии расположения клиновидного лобового обтекателя к встречному потоку.
При этом на лобовом обтекателе с большим углом наклона к потоку возникает значительная подъёмная сила. Теоретически можно добиться одностороннего выпадения тумана в конусе Маха даже на сверхзвуке, но при этом придётся разгрузить одну из плоскостей крыла, сделав её абсолютно плоской и горизонтальной в полёте. При этом на острый предкрылок сваливается избыточная нагрузка от веса самолёта, что перегружает отклоняемый клиновидный предкрылок, предъявляя излишне высокие прочностные требования к этому сравнительно небольшому элементу крыла.
Поэтому на сверхзвуке предкрылок выставляют в основном в нейтральное положение к скорости, давая равномерную распределённую нагрузку по всей площади крыла с обеих сторон.
В итоге формируется суммарная подъёмная сила крыла, состоящая из нескольких частей, количественно равное числу граней на плоскостях сверхзвукового крыла, включающие в себя и отклоняемые элементы предкрылков и закрылков. Срыв потока с задней кромки крыла и формирование «волн расширения-сжатия» на шлирен-фотографиях В момент окончания прохода крыла через неподвижный воздух за его задней кромкой происходит резкое исчезновение воздействия крыла на окружающий воздух.
Сжатое состояние под крылом сменяется состоянием разряжения в спутной струе, а смещённые массы воздуха начинают возвращатся назад под действием давления окружающей атмосферы. При этом разряжение над крылом резко встречается с зоной избыточного давления под крылом. На границе напряжённого объёма в конусе Маха и релаксантного участка в спутной струе возникает узкая граница резкого изменения плотности воздуха от избыточного давления к разряжению и на оборот с другой стороны крыла.
Именно эта линейная граница разных плотностей воздуха ярко проявляется на снимках в шлирен-освещении резкой оптической неоднородностью. При этом сама по себе тёмная линия на шлирен-изображении не даёт возможности понять разряжение в ней или сжатие, или это граница различных плотностей воздуха по разные стороны от неё.
Фото оптических неоднородностей, вызванных пролётом пули на разных скоростях. О скорости пули свидетельствуют угол отклонения тонкой линии ударной волны от острия пули. Последний снимок рис. То есть локальное незначительное изменение на практически параллельной к скорости поверхности пули вызывает появление выраженного ударного фронта, простирающемся на значительное удаление в пространстве и времени. Фактически данный поясок создаёт маленькое высокочастотное шумовое включение в основное низкочастотное возмущение от пролёта пули.
Тем самым эта фотография подтверждает и так известный из «Акустики» факт, что слышимые нами звуки формируются последовтельностью чередований фронтов плотности воздуха различной величиной давления в них и с различной шириной длиной волны. Последовательно пущенные волны так и следуют друг за другом без смешивания, неся информацию о колебательных характеристиках источника звуковой волны.
Также на снимке рис. То есть при мягком по кривезне сходе потока с твёрдого тела на спутный след возможна ситуация, когда спутный след становится как бы нейтральным продолжением твёрдого тела т. А возникающие линии ударных волн при соприкасновении потоков позади тела обозначают границу этого «фиктивного тела», тогда как в учебниках эти линии расширения-сжатия рисуют строго на задней кромке крыла в случае изображения сверхзвукового полёты крыла.
Подъёмная сила крыльев биплана и полипланных схем самолётов. МГТУ им. В итоге за два с половиной года с февраля года статья набрала более 64 тыс. Желающих поделится впечатлениями или замечаниями прошу обращаться по электронной почте: imoninpgd gmail. Зачем продолжать изучение аэродинамики крыла, если самолёты и так прекрасно летают? При создании каждой новой версии для привычных и общеизвестных теорий нужно ответить на один важный вопрос: Что нового может дать эта новая версия теории? Для модели явления «подъёмной силы крыла» за счёт отклонения потока воздуха таким новым качеством является теоретический расчёт подъёмной силы для крыльев в виде тонких радиусно изогнутых пластин, для которых привычная теория по Бернулли не давала вразумительного ответа.
Интересным выводом из новой модели является то, что возможен прямой переход от теоретического расчёта к эмпирической формуле, получаемой экспериментально. В случае радиусного тонкого крыла мы можем рассчитать величины Сх и Су прямо из геометрии крыла, после чего сравнить результат и сделать некие интересные и далеко идущие выводы. Исходя из ранее проведённых расчётов см. Достроим к изогнутой пластине действующие радиусы кривизны у её концов, в результате чего получаем равнобедренный треугольник ABD с высотой DE.
Геометрия треугольника на хорде радиусного крыла для расчёта радиуса кривизны. При этом в числителе появился множитель «2», а вовсе не в знаменателе, как это принято писать в выражении скоростного напора.
Можем рассмотреть значение параметра «dh» на параметрах от продувки эталонных профилей в АДТ. Таким образом, как для режима полёта с наибольшим качеством крыла крейсерская скорость , так и для посадочного режима минимальный Ккр при максимальном Су зона влияния «dh» имеет толщину более двух хорд крыла. Это расчёт достаточно ярко показывает, что нужно делать для реализации бипланной схемы самолёта с максимальной эффективностью.
Только при этом взаимном положении взаимное влияние крыльев в полёте будет минимизировано. В противном случае, при более близком положении ярусов крыльев, взаимное влияние значительно снизит общую подъёмную силу системы крыльев.
Из этого заключения можно сделать интересный вывод про эффективность аэродинамической схемы самолёта-биплана АН Вид биплана Ан-2, чертёж в трёх проекциях.
Так хорошо видно, что расстояние между ярусами крыльев заметно меньше хорды крыла. То есть у биплана Ан-2 присутствует сильное взаимное влияние параллельно расположенных крыльев, чем резко уменьшается их суммарная подъёмная сила. По сути, самолёт сделан бипланом только ради создания крупноформатной несущей фермы, где высота фермы почти равна хорде крыла. При этом горизонтальные балки из двух рядов крыльев распирались одной жёсткой и прочной распорной стойкой между крыльями, а также стягивались тонкими диагональными растяжками из стальных тросов.
Такое решение позволяло сделать более прочное и относительно лёгкое крыло для тяжёлого самолёта из не очень прочных и не самых лёгких материалов, доступных для гражданской авиации на момент создания АН Таким образом, выигрыш по массе и стоимости самолёта был достигнут в ущерб максимальной скорости и топливной экономичности полёта.
Поляра самолёт Ан-2 в целом на различных режимах выпущенной механизации крыла. Табличная форма для поляр самолёт Ан-2 в целом на различных режимах полёта с гладким крылом и выпущенной механизацией крыла с расчётом дополнительных параметров. Цветом выделены предельные режимы полёта крейсерский и посадочный режим.
Ниже приведён профиль с максимальным Су из справочника. Профиль вообще выглядит малообтекаемым, с крутолобым передним краем и максимум толщины на 0,2 хорды. Так что не случайно данный профиль был применён на множестве различных планеров в х годах в СССР. Профиль крыла самолёта Ан-2 в реальном срезе фото. Профиль крыла самолёта Ан-2 в чертеже. То есть по сути нижнее крыло для АН-2 требовалось только как прочная балка пространственной фермы, а в аэродинамическом качестве оно больше мешало, чем помогало.
Таблица сравнения характеристик самолёта Ан-2 и его современных «заместителей». При этом ЛМС, при большей грузоподъёмности и большей дальности полёта, имеет почти на кг меньший сухой вес при меньшем размахе крыльев и в два раза меньшей площади крыла, чем у АН И только по посадочной скорости моноплан проигрывает биплану, что как раз и связано с аномально высоким Су крыльевой системы биплана.
Учитывая полученные новые знания об аэродинамике во взаимном влиянии крыльев в бипланной схеме, можно предложить схему биплана, который в размерности и габаритах АН-2 будет летать быстрее и экономичнее. Для этого достаточно разнести крылья на большую высоту друг от друга и укоротить их по длине в полтора раза. Правда, самолёт такой конфигурации больше напоминает воздушный змей, чем нормальный привычный самолёт. Уменьшение хорды в 2 раза снижает удельную грузоподъёмность крыла на погонный метр в те же два раза, так что триплан с зауженным крылом придётся строить с размахом крыла почти как у АН-2, что нецелесообразно.
Эквивалентная АН-2 конструкция биплана с разнесением крыльев за пределы их зон аэродинамического взаимного влияния. Схема триплана на базе Ан-2 с зауженными в два раза крыльями для снижения высоты зон аэродинамического влияния и уменьшения расстояния между крыльями.
В начале х были популярны полипланные схемы, что отразилось в появлении натурных образцов и трипланов. Но из-за непонимания сути явления «подъёмной силы крыла» и недоучёта взаимного влияния крыльев триплан показал крайнюю неэффективность даже в сравнении с бипланом. Жуковского, профессора в области аэродинамики. Если бы Жуковский просто приказал выломать среднее крыло из конструкции своего триплана, оставив его силовой каркас, то самолёт сразу полетел бы гораздо лучше.
Но «мэтр» жил в своём иллюзорном мире заблуждений об аэродинамике, и такая яркая неудача в прикладном конструировании самолёта не смогла его ничему научить.
Тем не менее, не смотря на общий негативный результат применения полипланной схемы в конструировании самолётов, был один удивительный пример аж семиплана с 7-ю параллельными рядами узких крыльев с большим расстоянием между ними см. Его построил американский инженер Фредерик Герхардт W. FrederickGerhardt , сотрудник Мичиганского университета.
Этот самолёт-семиплан умудрился взлететь даже на мускульной тяге, то есть двигателем был сам человек, крутивший велосипедные педали внутри корпуса!!! И хотя полёт был всего на несколько метров в длину и на 0,6 метра ввысоту, но сам отрыв от земли этого типа ультралёгких самолётов является большим успехом. До попытки самостоятельного взлёта на педалях данный семиплан уже вполне успешно взлетал на буксире за автомобилем как воздушный змей , после чего автор решился на самостоятельны взлёт.
Но вот недостаток мощности человеческих ног автор семиплана недооценил. С тех пор мало кто возвращался к полипланной схеме в мускулолётах, хотя именно в этом классе мультплан имеет значительный преимущества в сравнении с монопланом с единым толстым крылом.
При наличии современных прочных материалов вполне можно повторить рекордный семиплан на новом качественном уровне, уже понимая суть проблемы полипланных крыльев. Хотя на воздушных привязных змеях, дельтапланах, парапланах и парашютах люди и так уже давно летают, что по сути очень близко к данному мультиплану. Фото семиплана-мускулолёта образца г. Крылья хилой конструкции сложились при попытке взлёта сразу после отрыва самолёта от земли, не выдержав значительной нагрузки от подъёмной силы крыльев.
В современном мире полипланные крылья используются в ограниченной области ультра-высоких сверхзвуковых скоростей в качестве аэродинамических рулей сверхзвуковые ракеты и баллистические сверхзвуковые снаряды. При этом полипланные рули выглядит как решётка с квадратными ячейками, а ширина планок решётки равна размеру ячейки в плане. Фото решётчатых аэродинамических рулей полипланных у ракеты на подвеске крыла боевого самолёта. Фото решётчатых аэродинамических рулей у разгонного блока боевой ракеты.
Фото решётчатых аэродинамических рулей у гражданской ракеты-носителя Фалькон 9 США. Фото в цеху: на стенде решётчатый аэродинамический руль от гражданской ракеты-носителя Фалькон 9 США. Фото решётчатых аэродинамических рулей на гражданской ракете-носителе Фалькон 9 США в сравнении с людьми. Но на кратных сверхзвуковых скоростях у такого решётчатого руля недостатки обращаются в достоинства, так как взаимное влияние плоскостей в решётке резко снижается. Низкое качество крыла тряпочных крыльев-змеев не позволяет применять их для мускулолётов.
У парашюта-крыла есть верхняя плоскость, нижняя плоскость и зазор между ними с вертикальными стойками-мембранами. По фотографии парашюта в полёте видно, что давление внутри купола выше атмосферного, что видно по выпуклой форме натянутой ткани, как на верхней, так и на нижней поверхности купола. Общая выпуклость парашюта-крыла говорит, что давление внутри купола выше, чем избыточное давления от набегающего снизу потока воздуха.
Таким образом, при известной массе человка с парашютом и известной площадью купола можно оценить создаваемые куполом удельные Су и Сх при планирующем полёте. При площади спортивного купола-крыла 12м. То есть внутри купола воздух почти не движется или движется много медленнее, чем скорость полёта небольшой расход воздуха вбок за счёт просачивания сквозь ткань , ведь у современных куполов вообще нет выходных отверстий на задней кромке крыла.
Фото парашюта типа «Крыло», вид спереди на воздухозаборы купола. Фото парашюта типа «Крыло», вид сзади на отсутствие выхода воздуха сзади купола. Фото круглого десантного парашюта, с щелями в куполе для создания горизонтального ускорения полёта. Куда же девается воздух с пути купола парашюта, который не смог протиснутся сквозь протоки купола? Почти весь воздух отклоняется от летящего купола, воспринимая его как единое твёрдое тело.
Таким образом, купол крыла можно рассматривать как твёрдое крыло гигантского размера, летящего по воздуху с балансировкой и управлением за счёт изменения положения подвешенного снизу крыла груза парашютиста. Аналогичную гравитационную балансировку применяют на дельтапланах см. Фото дельтаплана. Управление углом атаки и креном крыла дельтаплана осуществляется отклонением центра масс подвешенного пилота по отношению к крылу.
Управление углом атаки крыла осуществляется отклонением центра масс подвешенных снизу крыла опор шасси по отношению к крылу. Похожее явление запирания потока воздуха как у купола парашюта-крыла происходит между крыльями биплана. Так сильно опущенный вниз закрылок верхнего крыла заужает проход для воздуха, таким образом, верхнее крыло как бы утолщается на величину отгиба закрылка. Поэтому воздух не способен протискиваться в узкие щели на повышенной скорости при столь малых избыточных давлениях, а потому вынужден обходить дальней стороной такие сужающиеся щели между плоскостями.
Невозможность равномерно течь по всей ширине зазора между крыльями вызывает образование застойных зон постоянного давления в неудобных для протекания потока местах.
Критерием «удобного» маршрута прохода потока является соблюдение двух условий: — максимальная постоянна ширина потока максимальный расход при постоянной скорости ; — минимальна кривизна потока максимальный радиус кривизны дуги. Эти два критерия дают минимальное сопротивление прохождения воздуха через препятствие. Исходя из этого критерия можно построить приблизительную картину протекания воздуха между крыльями в посадочном режиме на больших углах атаки с выпущенной механизацией крыла.
Распределение давления между крыльями биплана в посадочном режиме с полностью выдвинутой механизацией крыла видно на рисунке, моделирующем протекание воздуха см. То есть на лобовых обтекателях в застойных зонах давление одинаково и равно скоростному напору от скорости полёта Vo. Давление в тени крыльев уже связано с режимом обтекания отрывной струи над конкретной застойной зоной. Малая зона под нижним крылом с dP3 может иметь как положительное, так и отрицательное значение. Также dP3 может быть равным с dP4, если отрывной поток не касается отогнутого вниз закрылка, оставляя всю нижнюю плоскость в объёме большой нижней застойной зоны.
Разрежение dP2 больше абсолютное давление меньше , чем у dP4, что и объясняет загиб сквозного потока вверх выпуклость в сторону большего давления, то есть вниз после выхода из зазора между крыльев.
Из данного распределения давления следует, что нижнее крыло может создавать небольшую отрицательную или положительную подъёмную силу, а верхнее крыло создаёт очень большую положительную подъёмную силу.
Хоть нижнее крыло и может создавать отрицательную подъёмную силу, но без работы нижнего крыла верхнее крыло так сильно бы не нагрузилось, образуя огромные застойные пузыри положительного и отрицательных давлений вокруг себя. Особого внимания заслуживают веерные линии в зонах смены плотности воздуха изменение градиента давления при резком ударном изменении направления потока воздуха.
При этом скорость воздуха практически постоянна по модулю долями процента на сжатие-расширение потока пренебрегаем. Данные зоны смены градиентов давления на шлирен-фотографиях видны как тёмные полоски. В традиционном объяснении Подъёмной силы крыла по Бернули эти веерные тёмные полосы объясняют ударными волнами на границах перехода на сверхзвуковое течении воздуха над крылом, что неверно воздух там никуда бешенно не разгоняется, тем более до сверхзвука.
Вообще расчёт самолёта достаточно простая штука, а наличие абстрагированных безразмерных показателей Ккр, Су и Сх позволяет легко просчитывать общие показатели будущих самолётов практически на салфетке за несколько минут. Попытаемся просчитать конструкцию и аэродинамику мускулолёта. Далее мы можем принять некий расчётный вес самого человека и вес конструкции: пусть это будет 75 кг и 75 кг.
Для монопланной схемы такое крыло длиной в м вообще выглядит запредельно длинным, а весь проект неосуществимым. А вот для полиплана крыло площадью м. При этом общий внешний размер квадратной «этажерки» не изменится при выборе широких или узких крыльев в её заполнении. Хотя я слабо представляю себе из чего сделать крылья общей площадью м. То есть технически практически не достижимы нужные для мускулолёта массо-габаритные характеристики его несущих конструкций.
А ведь ещё и прочный каркас будет что-то весить! То есть полиплан-мускулолёт должен трансформироваться в подобие воздушного змея из тонюсеньких плёночек толщиной менее 0,05мм из прочнейших полимеров и тонкого каркаса из углепластика. Воздушного змея подобной полипланно-плёночной конструкции можно посмотреть на фото см. Воздушный змей полипланно- плёночной конструкции крыло нулевой толщины.
Проведём альтернативный расчёт, изменив качество крыла в сторону уменьшения, но при этом подняв Су профиля. Повторяем расчёт при новых характеристиках. То есть удивительным образом цифра общей площади крыла практически не изменилась при одинаковой мощности двигателя, но при разном качестве крыла. Вывод : Результаты двух расчётов однозначно показывают, что мускулолёты являются практически нереализуемыми конструкциями по массо-габаритным параметрам.
Но современные строители мускулолётов стараются выйти из этого конструктивного тупика, поднимая мощность на двигателе, то есть сажая в мускулолёт опытных и тренированных мужчин-велосипедистов, способных в течении длительного времени выдавать на педалях мощность до 1 кВт. В юности я мог обогнать лифт бегом на 9-й этаж, но с 30 кг на плечах этого я бы уже не смог исполнить даже тогда.
Вид рекордного мускулолёта Дедал образца года на испытаниях в пустыне Калифорнии. Вид рекордного мускулолёта Дедал, который в г совершил рекордный перелёт с о. Кипр на материк на дистанцию км. Видели малюсенькие крылышки у крылатых ракет, более похожих на торпеды с большими плавниками? Крылатая ракета с маленькими прямоугольными крыльями макет, вид сверху. Крылатая ракета с маленькими прямоугольными крыльями натуральный вид на выставочной площадке.
Такими характеристиками обладают современные лёгкие спортивные самолёты, только садятся и взлетают они на сильно меньших скоростях на больших УА при отклонённых вниз закрылках. Длина разбега м Размах крыльев 4. Фото на аэродроме сверхлёгкого самолёта Colomban MC Cri Cri Cricket рядом с человеком и лёгким самолётом привычного размера для сравнения вид сбоку. Фото на аэродроме сверхлёгкого самолёта Colomban MC Cri Cri Cricket рядом с лёгким самолётом привычного размера для сравнения вид сзади.
Именно такие простые обосновывающие расчёты и определяли бурное развитие авиации после изобретения и начала массового выпуска достаточно компактных и мощных бензиновых двигателей. Причём для расчёта не требуется глубокое понимание аэродинамики, а лишь достаточно таблиц коэффициентов Су и Сх от продувок профилей крыла в АДТ, которые проводились повсеместно в х. Реальная дальность полёта будет больше, так как с расходом топлива уменьшается масса самолёта и падает потребная мощность двигателя, увеличивая длительность полёта при том же запасе топлива.
Движение считать равноускоренным. Определить угловое ускорение e и число оборотов N , которое сделает колесо за это время. Найти для точек на ободе колеса к концу второй секунды после начала движения: 1 угловую и линейную скорости; 2 тангенциальное, нормальное и полное ускорения.
К концу нити привязан грузик, которому предоставлена возможность опускаться. Найти отношение центростремительных ускорений концов стержня. Найти скорость пули. Движение самолета считать равнопеременным.
Определить ускорение свободного падения шарика. Найти: 1 сколько времени камень будет в движении; 2 на каком расстоянии x от основания башни он упадет на землю; 3 с какой скоростью v он упадет на землю; 4 какой угол j составит вектор конечной скорости с горизонтом в точке падения на землю? Какова будет сила T натяжения шнура, соединяющего бруски, если силу приложить: к первому бруску? Трением пренебречь.
К тележке привязан один конец шнура, перекинутого через блок. Во время движения на вагон действует сила трения, равная 0,05 силы тяжести вагона. На какой угол a отклонится при этом нить с шаром? Каково будет показание весов во время движения грузов? Массой блока и шнура пренебречь. Найти силу тяги, развиваемую мотором автомобиля, если автомобиль движется с постоянной скоростью: 1 в гору с уклоном 1 м на каждые 25 м пути; 2 под гору с тем же уклоном.
Определить коэффициент трения m тела о плоскость. На краю диска лежит кубик. Коэффициент трения m покрышек о поверхность цилиндра равен 0,6. С какой минимальной скоростью v min должен ехать мотоциклист?
Каков будет при этом угол j наклона его к плоскости горизонта. Найти коэффициент трения тела о плоскость. Найти величину касательной силы, приложенной к ободу диска. С каким ускорением а будут двигаться грузики, если масса m блока равна г? Трением в блоке пренебречь.
Определить силы Т 1 и Т 2 натяжения шнура по обе стороны блока во время движения грузов, если масса блока равномерно размещена по ободу. Найти среднюю силу отдачи при стрельбе. Какую силу тяги должен развить двигатель, чтобы скорость корабля не изменилась? Удар микрометеорита об обшивку корабля считать неупругим. Определить ускорение. Какую силу, параллельную наклонной плоскости, необходимо приложить для подъема тела? С какой силой рабочий давит на землю? С какой силой натянут трос, если баржа находится в равновесии?
На каком расстоянии от берега она расположится?
Найти: 1 импульс силы, полученный плитой за время удара; 2 количество теплоты, выделившееся при ударе. Найти кинетическую энергию брошенного камня через 0,5 с после начала его движения. Масса тележки с человеком равна кг. Определить работу А , совершаемую конькобежцем при бросании гири. Определить кинетическую Т и потенциальную П энергии камня в высшей точке его траектории. Сопротивлением воздуха пренебречь. К одному концу ленты прикреплен динамометр, к другому подвешен груз Р.
Определить модуль Юнга Е материала проволоки. Радиус Земли R з и ускорение свободного падения g 0 на ее поверхности считать известными. На каком расстоянии от поверхности Земли должен находиться этот спутник, чтобы он был неподвижен по отношению к наблюдателю, который находится на Земле? Определить минимальное расстояние, на котором машина может быть остановлена. Вычислить работу, совершаемую при подъеме груза.
Определить жесткость шнура, если деформация шнура упругая. Массой шнура пренебречь. Найти напряжение s материала проволоки. Массой ее пренебречь. Найти период обращения Т искусственного спутника Земли при этих условиях. Определить кинетическую энергию Т 1 поступательного и Т 2 вращательного движений шара. Найти, во сколько раз изменение потенциальной энергии груза больше изменения потенциальной энергии проволоки. Определить вращающий момент М. Через минуту после того, как на колесо перестал действовать вращающий момент, оно остановилось.
Найти: 1 момент сил трения; 2 число оборотов, которое сделало колесо до полной остановки после прекращения действия сил.
Определить коэффициент трения. Свободный конец ленты жестко закреплен. Цилиндру предоставлена возможность свободно опускаться под действием силы тяжести. Определить линейное ускорение а оси цилиндра, если цилиндр: 1 сплошной; 2 полый тонкостенный. Маховик считать ободом. Найти закон изменения момента сил, действующих на шар.
Определить угловую скорость w стержня и линейную скорость и нижнего конца стержня в начальный момент времени. С какой частотой n 2 будет вращаться платформа, если человек перейдет в ее центр? Момент инерции человека рассчитывать как для материальной точки. В центре платформы стоит человек и держит в расставленных руках гири. Считать платформу однородным круглым диском. На какой угол j повернется платформа, если человек пойдет вдоль края платформы и, обойдя его, вернется в исходную точку на платформе?
Считать платформу однородным диском, а человека — материальной точкой. С какой частотой n 2 будет вращаться скамья с человеком, если он повернет стержень в горизонтальное положение?
Найти кинетическую энергию брошенного камня через 1 с после начала его движения. Масса пули в раз меньше массы шара. На одном конце доски стоит человек. Массой колес пренебречь.
Трение не учитывать. С какими скоростями u 1 и u 2 будут двигаться по льду конькобежцы? На какое расстояние отойдет затвор после выстрела? Считать, что пистолет жестко закреплен. На какую высоту h , откачнувшись после удара, поднялся маятник?
Чему равен момент этой силы? Каким будет момент, если силу приложить к середине рукоятки? Шар вращается вокруг оси, проходящей через его центр. Определить их скорости после центрального удара. Определить установившееся в сосудах давление p. Найти: объем газа V 1 до расширения; температуру T 2 газа после расширения; плотность r 1 газа до расширения; плотность r 2 газа после расширения. До какой температуры Т 2 надо нагреть газ, чтобы его давление увеличилось в 1,5 раза? Определить массу m аргона, взятого из баллона.
Найти первоначальную температуру Т газа. Определить массу m углекислого газа. Определить полное число N частиц, находящихся в колбе. Определите какой это газ. Нагревом воздуха в процессе сжатия пренебречь. Масса m смеси равна 5 г, массовая доля гелия w 1 равна 0,4.
Определить температуру Т смеси. Когда часть газа израсходовали, давление в баллоне понизилось на кПа.
Определить массу m израсходованного кислорода. Процесс считать изотермическим. Определить давление р смеси газов. Определить молярную массу воздуха. Определить число N молекул газа, находящихся в колбе. Какая часть этой энергии приходится на долю поступательного движения и какая — на долю вращательного движения? Определить количество вещества n и массу m кислорода, а также концентрацию n его молекул в сосуде. Найти количество движения этой молекулы.
Количество вещества n кислорода равно 0,3 моль. Чему равна его молярная масса m? Во сколько раз она больше массы молекулы m воздуха? Определить количество вещества n газа и число N его молекул.
Считать, что температура Т воздуха равна К и не меняется с высотой. Считать, что температура воздуха Т равна К и не изменяется с высотой. Температуру Т считать постоянной и равной К. Задачу решить для воздуха и водорода. Найти энергию E теплового движения всех молекул газа при этих условиях.
Определить коэффициент внутреннего трения h углекислого газа при этих условиях. Найти молярную массу m газа и его удельные теплоемкости с p и с v. Чему равна масса одного киломоля этого газа? Определить коэффициент диффузии D гелия. Определить молярную теплоемкость газа С p при постоянном давлении. Найти коэффициент диффузии D газа при этих условиях.
Определить показатель адиабаты g этой смеси. Принимая эти газы за идеальные, определить удельные теплоемкости с p и с v газовой смеси. Найти количество теплоты Q , сообщенное газу; изменение внутренней энергии D U и совершенную газом работу А. Как протекал процесс: при постоянном объеме или постоянном давлении? Определить работу А , которую совершил при этом газ, и изменение D U его внутренней энергии.
Во сколько раз увеличился объем газа? Определить работу А , совершенную газом, и теплоту Q , полученную газом при этом процессе. Масса m водорода равна г.
Определить температуру Т 2 и давление р 2 газов в конце процесса. Какое количество теплоты Q поглощается при этом? Каков прирост внутренней энергии D U газа?
Какая работа A совершается газом? Найти работу А , совершаемую машиной за один цикл, и количество тепла Q 2 , отдаваемого холодильнику. Найти изменение внутренней энергии D U водорода и совершенную им работу А. Определить изменение внутренней энергии D U газа, работу А , совершенную газом, и количество теплоты Q , сообщенное газу. Определить: КПД h машины; количество тепла Q 1 , получаемого машиной за один цикл от нагревателя; количества тепла Q 2 , отдаваемого за один цикл холодильнику.
Определить температуру Т 2 теплоприемника. Определить термический КПД цикла и количество теплоты Q 2 , которую газ отдает охладителю при изотермическом сжатии. Определить наибольший объем V 3 , если объем V 2 в конце изотермического расширения и объем V 4 в конце изотермического сжатия равны соответственно и л.
Температура нагревателя Т 1 в три раза выше температуры Т 2 охладителя. Какую работу А совершил газ? Найти прирост энтропии D S при этом процессе. Найти изменение энтропии D S при этом расширении. Найти изменение энтропии D S в каждом из указанных случаев. Найти изменение энтропии D S , если нагревание происходит: 1 изохорически, 2 изобарически. Найти: температуру смеси T ; изменение энтропии D S , происшедшее при смешении.
Часть 2. Найти силу их взаимодействия после соприкосновения и удаления друг от друга на расстояние 10 см. Тонкий стержень длиной 20 см равномерно заряжен.
На продолжении стержня на расстоянии 20 см от ближайшего конца расположен точечный заряд 50 нКл. Найти силу взаимодействия заряженного стержня и точечного заряда. Сколько «лишних» электронов у каждого иона? Вычислить ускорение, сообщаемое одним электроном другому, находящемуся от первого на расстоянии 1,6 мм.
Найти силу их кулоновского взаимодействия после того, как их привели в соприкосновение, а затем удалили друг от друга на расстояние 6 см.
Диаметры шариков существенно меньше расстояния между ними. На продолжении оси стержня на расстоянии 20 см от ближайшего конца находится точечный заряд нКл.
Сила электростатического отталкивания уравновешивает силу гравитационного притяжения двух одинаковых капель воды радиусом 0,1 мм. Определить заряд капель. На расстоянии 15 см от нити, против ее середины, находится точечный заряд 1 нКл. Вычислить силу, действующую на этот заряд со стороны заряженной нити. В вершинах квадрата помещены точечные положительные заряды по 1 мкКл каждый. Какой заряд надо поместить в центре квадрата, чтобы вся система находилась в равновесии?
На двух одинаковых капельках воды находится по одному лишнему электрону. Определить радиус капелек, если сила электростатического отталкивания уравновешивает силу их гравитационного притяжения. Два заряженных шарика, подвешенных на нитях одинаковой длины, опускаются в глицерин. Какой должна быть плотность материала шариков, чтобы угол расхождения нитей не изменился? Шарик массой 20 г и зарядом 2 мкКл, подвешенный на нити длиной 1 м, вращается в горизонтальной плоскости вокруг такого же неподвижного шарика.
Определить угловую скорость равномерного вращения и силу натяжения нити, если нить образует с вертикалью угол 60 0. Два заряженных шарика массой по 10 г подвешены на нитях длиной 1 м каждая к одной точке, в которой находится третий шарик с таким же зарядом. Определить заряды шариков и силу натяжения нитей, если угол расхождения их в положении равновесия равен 60 0. Два заряженных шарика, подвешенных на нитях одинаковой длины, опускаются в керосин. Какой должна быть плотность материала шариков, чтобы угол расхождения нитей в воздухе и в керосине не изменился?
Два одинаковых шарика массой 10 мг каждый подвешены на нитях длиной 0,3 м, закрепленных в одной точке подвеса. Один из шариков отвели в сторону и сообщили ему заряд. После соприкосновения с другим шариком они разошлись так, что нити образовали угол 60 0.
Определить величину заряда, сообщенного первому шарику. Два точечных заряда величиной 1,1 нКл находятся на расстоянии 17 см. С какой силой они действуют на такой же заряд, находящийся на расстоянии 17 см от каждого из них? Два шарика массой 10 г каждый подвешены на нитях длиной 1 м так, что они соприкасаются друг с другом.
Шарикам сообщают одноименные заряды 70 нКл. На какое расстояние они разойдутся после зарядки? Определить величину точечного заряда q. В сосуд с трансформаторным маслом погружен алюминиевый шарик радиусом 0,01 м и зарядом 10 мКл. Определить, при какой напряженности вертикального электростатического поля шарик будет находиться во взвешенном состоянии.
Определить напряженность электростатического поля на оси, проходящей через центр кольца, в точке, удаленной на расстояние 10 см от центра кольца.
Определить напряженность поля в точке, лежащей посередине между зарядами. Чему будет равна напряженность, если первый заряд положительный? Найти напряженность Е вертикального поля, удерживающего каплю от падения. Определить силу F, растягивающую кольцо. Взаимодействием между отдельными элементами кольца пренебречь. Определить силу, действующую на отрезок нити длиной 1 м. Найти также работу на единицу длины , которую нужно совершить, чтобы сблизить эти нити до расстояния 1 см.
Вблизи бесконечной заряженной плоскости находится точечный заряд 10 -8 Кл. Под действием поля заряд перемещается вдоль силовой линии на расстояние 20 см.
При этом совершается работа 1 мДж. Определить поверхностную плотность заряда. В вершинах правильного треугольника со стороной 0,2 м расположены заряды 30 нКл, 10 нКл, 20 нКл. Определить потенциальную энергию системы.
Какую работу требуется совершить для того, чтобы два равных заряда 3 мкКл, находящиеся на расстоянии 60 см друг от друга, сблизить до расстояния 20 см? Кольцо радиусом 5 см из тонкой проволоки несет равномерно распределенный заряд 10 нКл.
Определить потенциал электростатического поля: 1 в центре кольца; 2 на оси, проходящей через центр кольца, в точке, удаленной на расстояние 10 см от центра кольца. Определить разность потенциалов электростатического поля между точками этого поля, лежащими на расстояниях 10 см и 15 см от центра сферы.
