شرح الطبيعة الفيزيائية لظاهرة "قوة الرفع" دون استخدام معادلة برنولي

منين إيليا ألكسيفيتش ، مرشح العلوم التقنية بجامعة MSTU الذي يحمل اسم بومان ، SM-9 ، imoninpgd@gmail.com

نقد التفسير النظري القائم للرافعة على جناح الطائرة

بعد الاستماع إلى دورة محاضرة في معهد موسكو للفيزياء والتكنولوجيا ، كلية الميكانيكا الجوية وهندسة الطائرات (FALT) "مقدمة في الديناميكا الهوائية" وقراءة عدة طلاب جامعيين مختلفين حول "الديناميكا الهوائية" [1-3] ، شعرت بالحيرة من عدد من التناقضات الواضحة في تفسيرات الفيزياء للتدفق حول الهواء (غاز أو مثالي) السوائل) من مختلف الأجسام الصلبة وتشكيل الرفع على الجناح.

1. تتمثل الصيغة الرئيسية لتشكيل الرفع على الجناح الذي توزعه النسخة في الفرق في سرعات الهواء (السائل) التي تتدفق فوق الجناح وتحت الجناح ، ونتيجة لذلك ينشأ انخفاض الضغط وفقًا لقانون برنولي. في هذه الحالة ، من خلال قانون برنولي ، ترتبط سرعة التدفق المحسوبة على سطح الجناح بشكل لا لبس فيه بالضغوط المسجلة بشكل فعال على الجناح ، متجاهلة التفسيرات المحتملة الأخرى التي تستند إلى قوانين الفيزياء الأساسية على الأقل.
2. في تحليل التدفق حول الملامح الخاصة بالسائل المثالي غير المزجج في تدفقات الطائرة ، تم الحصول على زيادة كبيرة بشكل مفاجئ في معدلات التدفق مقارنةً بالسرعة الأساسية V0. أي أن قانون الحفاظ على الطاقة قد تم دحضه ، حيث أن الطاقة مأخوذة من أي مكان لتسريع التدفق ، تتجاوز طاقة حادثة التدفق على الجناح. في الوقت نفسه ، يتم تجاهل افتراضات الديناميكا المائية ، والتي وفقًا لقانون برنولي نفسه ، عندما تنتهي صلاحية نفاثة من تحت المستوى ، يكون رأس السرعة مقيدًا بشكل فريد من أعلى بواسطة الضغط الثابت في الوعاء ، أي أن رأس السرعة النفاثة بعد التسارع على الجناح لا يمكن أن يتجاوز الضغط الثابت في الجناح.

لرحلة طائرة حديثة ، قوة الرفع اللازمة من 500-600kg / m.sq. عند الإقلاع والهبوط ، تبلغ سرعة الطائرة الحديثة حوالي 250 كم / ساعة. في هذه الحالة ، يتم توفير قوة الرفع اللازمة على الجناح بسرعة تدفق للطائرة العليا التي تبلغ 450 كم / ساعة.

ما هي آلية تسريع تدفق الهواء دون وجود آلية تسارع مرئية؟

في الواقع ، يمكن أن يؤدي اتصال الجناح بالتدفق القادم فقط إلى تباطؤ التدفق ، ولكن ليس إلى تسارعه!

يجب إزالة هذه التناقضات!

يجب ألا تفقد الفيزياء معناها الجسدي من أجل الإنشاءات الرياضية الجميلة والمعقدة!

دعونا ننظر في تفسير آخر لتشكيل قوة الرفع للجناح دون الكشف عن انتهاكات لقوانين الفيزياء والحس السليم. هذا سوف يتطلب تطبيق قوانين الميكانيكا العادية.

في الاعتبار ، نعتبر أن الهواء يتكون من جزيئات فردية (بغيض متبادل (لإنشاء ضغط غاز)) مع كتلتها الخاصة ، كل منها يطيع قوانين الميكانيكا عند تغيير اتجاهه وسرعته.

غموض العلاقة بين النعرة على الجناح مع زيادة معدل التدفق

الجناح الحقيقي قيد النظر ليس عنصرًا في أنبوب مثالي في نموذج قانون برنولي ، ولكنه كائن صلب محدود في مساحة غير محدودة من غاز حقيقي متحرك ، ويتألف من جزيئات غازية ملموسة بشكل كبير في الكتلة والحجم. في هذه الحالة ، ينبغي للمرء أن ينظر في التدفق المنحني للطائرات على السطح المنحني للجناح ، مع مراعاة قوى القصور الذاتي والضغط الناتج ، بشكل عمودي على ناقل السرعة وسطح الجناح.

إذا أخذنا في الاعتبار حركة الطائرات فوق ملف تعريف الجناح ، فإن مجرى الهواء يمكن أن يخلق فراغًا على الجناح بسبب انحناء تدفقه.

لذلك ، لثني الحركة المستقيمة للجسم ، تحتاج إلى تطبيق القوة في الاتجاه العمودي على ناقل السرعة. في حالة وجود تيار طائرة مستمر ، من أجل انحناءه ، من الضروري التأكد من اختلاف الضغط أعلى وأسفله. في الوقت نفسه ، سيكون هناك زيادة الضغط على الجانب المحدب من الطائرة ، وانخفاض الضغط على الجانب المقعر.
عند التحرك حول محيط نقطة المواد ، سيتم إنشاء تسارع الجاذبية بالقوة

F = m * V ^ 2 / R

وبنفس الحركة الدائرية لطبقة الغاز الرقيقة بسماكة dR ، ستكون الكتلة مساوية

m = q * S * dR ،

حيث S هي مساحة طبقة الغاز ، q هي كثافة الغاز. إذا أحضرت القوة المركزية إلى المنطقة الأولية لطبقة الغاز ، فستتحول القوة إلى ضغط

P = q * V ^ 2 * dR / R

عندما يتدفق الهواء فوق سطح الجناح ، تتحرك طبقة الغاز على طول مسار منحني. كل نقطة في هذا المسار لها نصف قطر الانحناء الخاص بها ، والذي يسمح لنا بحساب ضغط الغاز بالقصور الذاتي في الاتجاه العمودي على السرعة.

وبالتالي ، من الممكن حساب الضغط (الفراغ) مباشرة على الجناح من طبقة الغاز المتدفقة فوق سطحه ، ودائمًا ما يُفترض أن سرعة تدفق الغاز مساوية لسرعة الجناح Vo.

بادئ ذي بدء ، فإننا نعتبر أبسط حالة لجناح في شكل لوحة من سمك سماكة الصفر مع نصف قطرها R. يتم استخدام هذه التشكيلات المنحنية الرقيقة للطائرات الشراعية خفيفة في نمذجة الطائرات.

بالمناسبة ، وفقًا للنظرية المعتادة مع قانون برنولي ، لا ينبغي أن يكون للوحة المنحنية الرقيقة أي قوة رفع على الإطلاق ، لأن طول المسار أسفل الجناح وفوق الجناح هو نفسه. لكن الجناح الرفيع مزود برفع ، وهو مهم جدًا ، مما يدل بوضوح على عدم صحة نموذج الرفع باستخدام قانون برنولي.

لحساب المقدرة للجناح ، سنختار ارتفاع المظهر الجانبي المعتاد للطائرات منخفضة السرعة ، 20 ٪ من عرض الجناح. في هذه الحالة ، بالنسبة لارتفاع المظهر الجانبي ، نأخذ الفرق في ارتفاعات الحواف الأمامية والخلفية فيما يتعلق بتدفق الهواء الأفقي (انظر الشكل 1-3)


الشكل 1. رقيقة الجناح الهندسة الانحناء المستمر


الشكل 2. يقدر التدفق حول جناح نصف قطرها رقيقة


الشكل 3. طبيعة توزيع الضغط على جناح نصف قطر رقيق والقوى الناتجة في الاتجاهات

بعد ذلك ، بعرض 1 م وارتفاع 20٪ للملف الجانبي ، سيكون نصف قطر الجناح 2.6 م ، شريطة أن يكون المماس إلى الجناح أفقيًا في أعلى المظهر الجانبي.

الآن نقوم بحساب الضغط المركزي على الجناح من طبقة الهواء المنحنية على طول القوس.

لذلك بسرعة 70 م / ث (252 كم / ساعة) ، يبلغ ضغط طبقة واحدة بسمك 0.1 م مع نصف قطر انحناء 2.6 م 235.6 باسكال أو 24 كجم / م 2 ، وقيمة رأس السرعة عند 70 م / ث هي 3063 باسكال.

بالنظر إلى أن الجناح الرفيع يتدفق من جانبين ، فيجب مضاعفة هذه القيم على الأقل ، ثم ضربها بعدد معين من الطبقات المتوازية ، مع منحني أيضًا بواسطة الجناح المتحرك. إذا افترضنا أن سماكة الطبقة المضطربة لا تقل عن نصف عرض الجناح على كل جانب من جوانب الجناح ، فسنحصل على إجمالي حمولة عشرة أضعاف على الجناح البالغ حوالي 2356 باسكال. تغلب هذه الأرقام على قيم تحميل الجناح للطائرات ذات المحرك الخفيف منخفضة السرعة بجناح سميك وانحناء مماثل لسطح الجناح. (انظر الجدول 1)

نظرًا لأن الضغط Pcr يتم تطبيقه على السطح المنحني للوحة الرفيعة ، يمكن تحلل القوة Fcr من Pcr في قوة الرفع Fy ومقاومة الطيران Fx.
قوة الرفع Fy تساوي تكامل الإسقاط على محور Y للقوى من تدفق الضغط المنحنى Pcr على كامل مساحة الجناح.

في حالة وجود ضغط موحد على الجناح الدائري ، فإن قيمة Fy ستكون مساوية للمنتج Pcr في منطقة إسقاط الجناح من المحور X ، والتي تساوي S = B * L من الجناح (في هذه الحالة 1m.sq./m.p.).

Fy = Pkr * Bkr = 2356 * 1 = 2356 N / m.p.

في الوقت نفسه ، فإن مقاومة الحركة الأفقية في هذه الحالة ستكون مساوية لـ dFcr المتكامل للإسقاط على المحور X فوق منطقة الجناح بأكملها. في حالة وجود ضغط موحد على الجناح ، فإن قيمة Fx تساوي المنتج Pcr حسب منطقة إسقاط الجناح على المحور Y ، والتي تساوي ارتفاع H لمظهر الجناح (في هذه الحالة ، 0.2 متر مربع / النائب).

Fx = Pkr * Nkr = 2356 * 0.2 = 462 N / m.p.

في هذه الحالة ، نحصل على K = Fy / Fx = (Pkr * Vkr) / (Pkr * Nkr) = Bkr / Nkr ، أي ، مع ضغط موحد على ملف تعريف رقيق دائري ، فإن جودة الجناح تساوي نسبة المعلمات الهندسية للملف الجانبي K = B / N.

وفقًا لقاعدة توسع المتجهات للقوى من صورة معينة ، يمكنك على الفور الحصول على قيمة جودة الجناح K = Fy / Fx ، والتي في هذه الحالة تساوي K = 100 * Pkr / 20 * Pkr = 5.

ومن المثير للاهتمام أنه إذا قمت بقياس هذا الجناح المحسوب باتجاه انخفاض بمقدار عشرة أضعاف (على طول نصف قطر الانحناء والارتفاع وعرض الملف الشخصي) ، فسيظل الضغط على الجناح دون تغيير عند سرعات الطيران المتساوية (انظر الجدول 2). ولهذا السبب تطير صواريخ كروز الثقيلة على أجنحة صغيرة رقيقة إلى حد ما. اتضح أن أجنحتهم الصغيرة والرقيقة ذات الانحناء الكافي كافية حقًا لإنشاء قوة الرفع اللازمة!

نظرًا لأن نمذجة الغرفة رخيصة بدرجة كافية ، يتم التحقق من هذه الأرقام ببساطة على طرازات كاملة الحجم.

علامة التبويب 1. ضغط طبقات الهواء المنحني على جناح نصف قطر ثابت R = 2.6 متر ، وهذا يتوقف على سرعة الطيران.



علامة التبويب 2. ضغط طبقات الهواء المنحني على جناح نصف قطر ثابت R = 0.26 م ، وهذا يتوقف على سرعة الرحلة.



من المثير للاهتمام التفكير في كيفية تغير الجناح Kkr مع انحناء ثابت Rkr ، ولكن مع متغير معلمة عرض الملف الشخصي Vkr. (انظر الجدول 3)

في السطر الأول من الجدول ، تصل جودة الأيروديناميكية للجناح إلى قيمة رائعة تبلغ K = 182 ، ولكن الحمل على الجناح يبلغ 67 Pa فقط (7 كجم / م 2) ، وهو مناسب فقط للطرز المحمولة جواً من الطائرات الشراعية بحجم الغرفة.

تنشأ قوة الرفع اللازمة على الجناح فقط في أجنحة K صغيرة بما فيه الكفاية ، والتي يمكن رؤيتها من السطور الأخيرة من الجدول.

يتم تمييز عمود المعلمة متغير وسطر التشكيل الجانبي الأولي مع Kkr = 5 باللون الأصفر.

علامة التبويب 3. تغيير معلمات جناح نصف قطر ثابت R = 2.6 m في زوايا ملف تعريف مختلفة (عرض ملف التعريف) في سرعة طيران ثابتة.



يمكنك أيضًا حساب التغير في قوة الرفع Fy وجودة الجناح Kkr للجناح مع وتر ثابت ، ولكن مع انحناء مختلف للجناح بسرعة ثابتة. الأعمدة المظللة باللون الأصفر هي: وسيطة متغيرة Rcr - نصف قطر الانحناء وعرض ملف التعريف الثابت Vcr. يتم تمييز سطر ملف التعريف الأولي مع Kkr = 5 أيضًا.

علامة التبويب 4. تغيير معلمات الجناح بنصف قطر متغير من الانحناء عند عرض جانبي ثابت B = 1 متر بسرعة ثابتة للطيران.



في النموذج الموصوف ، للحصول على فراغ فوق الجناح ، لا يلزم تسريع إضافي للهواء أعلى الجناح. يتم ضمان تفريغ ملحوظ فوق الجناح في ظل ظروف انحناء كبير لتدفق الهواء حول الجناح تحت تأثير قوى ضغط الهواء الثابتة في الفضاء المحيط بأكمله. زاوية ميل الوتر للوحة المنحنية الأولية هي 11.3 درجة (نصف زاوية شريحة القوس 22.6 درجة) ، وهو ما يتفق جيدًا مع أوضاع الهبوط لجناح الطائرات الحديثة عند الهبوط مع إصدار ميكنة الجناح (الشرائح + اللوحات). في وضع الهبوط ، يشبه الجناح المزود بالميكنة المنبعثة الحالة المعتبرة للصفائح الرفيعة المنحنية من الجناح الكلاسيكي ذي المستوى السفلي المستقيم (انظر الشكل 4).



الشكل 4. جناح غير متماثل بسطح مسطح سفلي مسطح: أ) وضع مستقيم للطيران عالي السرعة ؛ ب) الجناح ذو الانحناء الأقصى مع الميكنة التي تم إطلاقها بالكامل.

يستخدم الجناح الرفيع المنحني بقوة على هيئة شفرات المروحة. تسمح السرعات الخطية المنخفضة بقيم الضغط المنخفض باستخدام ألواح رقيقة من الصلب أو البلاستيك بسماكة بالغة الصغر كمراوح في المراوح ، نظرًا لأن قوتها كافية لتحمل الأحمال الموجودة.

في الطائرات الثقيلة ، من المستحيل تقنياً استخدام الأجنحة الرفيعة بسبب قوتها غير الكافية. يسمح لك السماكة الكبيرة للجناح بوضع عوارض حاملة عالية التحمل داخل الجناح ذات قوة وصلابة كافية للثني والتواء ، مع الحفاظ على وزن مقبول للطائرة. ولهذا السبب تدرس جميع الديناميكا الهوائية الأجنحة بسمك ملموس. لهذا السبب ، ننتقل من دراسة الديناميكا الهوائية للوحة المنحنية الرفيعة إلى المظهر الجانبي للجناح بسمك حقيقي وطائرات ذات انحناءات مختلفة.

في نهاية النظر في نموذج التدفق حول جناح رفيع ، من الضروري إعطاء دليل آخر على قابلية تشغيل النموذج المقترح لتفسير "قوة الرفع للجناح". كما هو معروف من الميكانيكا ، القوة هي التغيير في الزخم لكل وحدة زمنية ، أي

F = d (m * V) / dT

في النموذج المعبّر عن التدفق حول جناح منحني رفيع ، يمكننا حساب قوة الرفع Fy كتغيير رأسي في زخم تدفق الهواء الوارد ، والذي يعتبر بمثابة

Fy2 = (dR * 10 * q * Vo) * Vo * sinAcr ،

عندما تكون Vo هي سرعة الجناح ، فإن dR هي سماكة الطبقة المنحنية الأولية لتدفق الهواء في نموذج الحساب ، 10 هي عدد الطبقات التي يجب منحنيها في نفس الوقت ، و Acr هي زاوية نزول التدفق من الجناح إلى اتجاه السرعة الأولية Vo.

بعد إجراء الحساب ، نتوصل إلى أن كلا الحسابين يعطيان نفس النتيجة.

أو في شكل تحليلي:

السنة المالية 1 = Pcr * Bcr ،

Pkr = (dR * 10 * q * Vo) * Vo / R ،

Bcr = R * sinAcr

استبدال تطور Pkr و Bkr في تعبير Fy1 وتقليل الاسم نفسه R في البسط والمقام ، نحصل على:

Fy = Pkr * Bkr = (dR * 10 * q * Vo) * Vo * sinAcr

لذا ، فإن المساواة Fy = Fy1 = Fy2 صحيحة دائمًا

أي أن طريقة "القصور الذاتي المنحني" لحساب "قوة الرفع" للجناح تعطي صيغة مماثلة لطريقة "قوة النبض التفاعلي" لجناح من نفس الهندسة.
هذا يعني أن الطائرات لا تطير بسبب نوع من القوة "السحرية" من "الدوامات السحرية" ، ولكن بسبب "دفعة القوة" القديمة والمفهومة أو "قوة الدفع النفاثة" عند رمي كتلة هوائية إلى أسفل.

الجناح الدهون

في سرعات الطيران المنخفضة أثناء الإقلاع والهبوط (M = 0.2 أو 250 كم / ساعة) ، لا يتجاوز رأس الضغط 3 كيلو باسكال (3٪ من الضغط الجوي عند مستوى سطح البحر عند 100 كيلو باسكال) ، وهو صغير جدًا فيما يتعلق بالضغط الجوي الأساسي بحيث يصبح الضغط الهندسي للتدفق غير قابل للكشف بصريًا عند رسم تيار نفاث بالقرب من الجناح.

لإنشاء مصعد أعلى الجناح ، من الضروري إنشاء انحناء للتدفق بحيث يكون الجناح في منطقة مقعر من تدفق الهواء. لضمان هذا الانحناء للطائرة فوق الجناح ، يساعد انحناء المستوى العلوي للجناح ، والذي يقع في الظل الديناميكي للجراحة الأنفية للجناح.

في الوقت نفسه ، تتدفق الطائرة السفلية للجناح إما في خط مستقيم ، دون خلق فراغ ، أو على سطح مقعر ، متجاهلة تدفق الهواء إلى أسفل ، مما يخلق زيادة إيجابية في الضغط على الجناح من أسفل ويتم دمجه مع قوة الرفع من الفراغ فوق الجناح.
الفرق الرئيسي بين الجناح السميك واللوحة الرفيعة في حالتنا سيكون مظهر الجبهات الأمامية ، مما يؤدي إلى انتشار تدفق الهواء القادم قبل أن يصل إلى الطائرات المنحنية التي تؤدي إلى الرفع.

تنشأ منطقة الكبح أمام الجناح السميك المتطاير ، حيث تصبح سرعة الهواء مساوية للصفر (بالنسبة للجناح) ، والضغط الزائد في هذه المنطقة يساوي رأس الضغط Pvo.

لن يكون من الممكن رسم خطوط انسيابية دون مراعاة ضغط الهواء ، وإلا فسيتعين على المرء إما قبول إصدار تسريع الهواء فوق سطح الجناح ، أو أن منطقة التأثير ذات منحنى التدفق ستندفع إلى ما لا نهاية في وسط غير قابل للضغط ، وهو أمر غير ممكن.
بالمناسبة ، يظهر كلا التأثيرين (تسارع التدفق ومنطقة التأثير اللانهائية في السوائل غير القابلة للضغط) بشكل عملي في أنفاق الرياح مع خطوط دخان التيار وعندما تتحرك الغواصات على أعماق ضحلة.

لذلك في أنفاق الرياح (ADT) ، يحدث التدفق حول النماذج المختبرة مع تسارع ملحوظ في التدفق (تقليل سمك خطوط الدخان) في فجوة جدار نموذج ADT. هذا مجرد تفسير لهذه الظاهرة بشكل خاطئ يعزى إلى تسارع التدفق لتشكيل قوة الرفع. في الواقع ، فإن تسارع التدفق في فجوة "جدار نموذج ADT" هو ببساطة نتيجة لتضييق التجويف في مسار تدفق ADT مع الحفاظ على تدفق هواء ثابت في ADT نفسه بسبب مراوح قوية تتميز بميزة المروحة القوية.

عندما تتحرك الغواصات على أعماق ضحلة فوق الغواصة ، تتشكل سنام ماء ملحوظ. تساوي قيمة هذا الحد حجم الماء أمام بدن الغواصة ، والتي يجب نقلها بطريقة ما من المنطقة الواقعة أمام الغواصة إلى المنطقة المؤخرة عند التحرك بسرعة معينة. تتشكل سنام على السطح أيضًا عندما تتحرك الغواصة على أعماق كبيرة ، ولكن نظرًا للمساحة الواسعة للانتشار في الحدبة ، يصبح ارتفاعها غير قابل للاكتشاف بواسطة ملاحظة بصرية بسيطة. يفسر سبب سنام الماء على السطح بعدم القدرة على تحريك السائل غير القابل للضغط نحو القاع ، وفي اتجاه السطح تصبح طبقة رقيقة من الماء تحت ضغط الهواء الجوي منحازة بسهولة ، مع خاصية مرنة واضحة لنابض الضغط الجوي والجاذبية. بالمناسبة ، حتى مع حركة الغواصات في أعماق كبيرة ، يمكن اكتشاف سنام الماء (والغواصة نفسها نتيجة لذلك) من خلال مراقبة الأقمار الصناعية باستخدام معدات حساسة للغاية يمكنها قياس هندسة سطح البحار بدقة كبيرة وعزل سنام الماء عن الغواصة من ضوضاء الأمواج على السطح مع باستخدام أجهزة الكمبيوتر.

وبالتالي ، فإننا نأخذ الغاز ليكون مضغوطًا ، ونضع منطقة التأثير من مظروف الجناح لتعتمد على نسبة ضغط النفاثة على الضغط Pvo.

يتم الضغط في منطقة الكبح في هدية بواسطة طائرات منحنية من الهواء يلفها. علاقة الضغط مع انحناء طبقات الهواء هي نفسها كما في حالة الجناح المنحني الرفيع dP = q * Vo ^ 2 * dR / Rsl.

يرتبط حجم منطقة التأثير ، حيث يكون انحناء التدفق ملحوظًا ، أيضًا بضخامة Vkr و Nkr. , , () .

, /2=R.

, vo , /2= R.
Pr= vo.



qVo^2*R/R= qVo^2/2



R= 2* R

, , ( ), .

, . , . (..5).



.5. Vo .

Pvo , , , .

, . . (..6).

« » : « … , , ( ), …». .

, . - ( ) , , .

- ./. , «» (. .6).

, .



.6. . . Y .

. . =1 , , , , . , ( ).
, . , Fy .

, «», , .

«» (..7). 4-5 (..1-2). «» , . , . .



.7. /=0,1 (10%) «» : ) ; ) .



.1. - 35 ( ).



.2. -29 - ( ).



.3. -29 .

(..3) «» : . , , . , . , , , , . -35 -57 , .

في الشبكة ، يمكنك العثور على الكثير من المواد التوضيحية بشأن أي مشكلة ، بما في ذلك تشكيل دوامة على جناح طائرة ، على سبيل المثال هذا:



في نفس الوقت ، من السهل العثور على صور لأثار دوامة من الطائرات في طبقات سحابية على نفس الإنترنت ، مما يدل على نطاق أكبر بكثير من هذه الظاهرة مما تحاول أن تظهر من الناحية النظرية.



الصورة 4. دوامة درب في طبقة من الضباب وراء طائرة تطير على ارتفاع. تقع حلقات الزوبعة الضبابية المرئية على بعد مئات الأمتار من الطائرة ، والقرب البصري هو وهم بصري تم إنشاؤه بواسطة عدسة تليفوتوغرافي عند تصوير طائرة من مسافة عدة كيلومترات.



الصورة 5. دوامة درب في طبقة من الضباب وراء طائرة تطير على ارتفاع. مرئي هو تدفق الهواء الرأسي وموجات الهواء القادمة من الجانبين ، الملتوية في دوامة في اتصال مع تدفق أسفل العمودي.



صورة 6. درب دوامة في طبقة من الضباب فوق المدرج وراء طائرة الهبوط.

هذه الزوابع الضخمة المتشابكة وراء الطائرات لا تتشكل على الإطلاق بسبب دوامات النهاية على الجناح. توجد دوامات النهاية ، بالطبع ، ولكن دورها ليس رائعًا للغاية ، كما أن مصممي الطائرات يكافحون بنشاط وبنجاح.

تتشكل الدوامات واسعة النطاق من الصور خلف الطائرة بعيدًا ، عندما يتم استبدال موجة الهواء ، التي يتم إلقاؤها بواسطة الطائرة ، على الجانبين بتدفق الهواء من أسفل الطبقة التنازلية إلى الفضاء الناري من الأعلى (انظر الصورة 4-5). هذا التفسير لتشكيل دوامة الأقمار الصناعية يعكس القضية التي تم النظر فيها بالفعل وهي "منطقة نفوذ الجناح على الفضاء المحيط". في هذه الحالة ، يكمن دور سطح الأرض في حدود توزيع التدفق الهوائي للهواء الذي يتم إلقاؤه بواسطة الجناح لأسفل. أي أن تحليق الطائرة وإنشاء "قوة الرفع للجناح" أمر ممكن أيضًا في حالة عدم وجود أسطح صلبة أساسية ، ولكن في نفس الوقت ، سوف يتحرك مجرى الهواء لأسفل لفترة طويلة بلا حدود ، مما يؤدي إلى فقدان السرعة والطاقة الحركية أثناء تحركها بعيدًا ، مع الحفاظ على الزخم العمودي دون تغيير. ستُفقد الطاقة الحركية للكتلة الهوائية المهملة الأولية نتيجة لتدفق الهواء الجانبي في الحركة ، والتي لن تؤدي اتجاهات متعددة متماثلة إلى تغيير الزخم الكلي الأولي الذي أنشأه جناح الطائرة. مثال واضح لدور محدد الأرض هو Photo.6. هناك ، ينحدر التيار المستقيم للضباب فوق إيرباص الهبوط (انظر الصورة 6) إلى الأرض بخط مستقيم وعندها فقط ، خلف الطائرة ، يبدأ التحول إلى الجانبين بطول المحدد الأرضي ، وتقترب بالفعل طبقات الضباب من الجانبين ومن الأعلى في طبقة طبقة الأقمار الصناعية دوامة التعويض الذاتي المزدوج حول التدفق النزولي.

"تأثير الشاشة" عندما ترفع جناحًا بالقرب من الأرض

في ضوء الدور المعلن للأرض في تشكيل "قوة الرفع للجناح" ، فمن المنطقي أن نأخذ بعين الاعتبار "تأثير الشاشة" الإضافي ، الذي بدون وجود سطح أرض صلب لا يمكن أن يحدث. وبالتالي ، فإن لفيزياء الرحلة الجوية في الأجواء التي لا نهاية لها وعلى "تأثير الشاشة" بالقرب من الأرض طبيعة مختلفة تمامًا.

توضيحات لتأثير Ekranoplan على أساس انضغاط الغاز بأعداد منخفضة من Mach

يُطلق على تأثير سطح متباعد جدًا للأرض على رفع الجناح "تأثير الشاشة". مع هذا التأثير ، تزداد قوة الرفع للجناح بشكل حاد عند التحليق بالقرب من سطح صلب (أرض ، ماء) على ارتفاع مماثل لحجم وتر الجناح. بناء على هذا التأثير ، حتى فئة كاملة من المركبات ذات الطيران المنخفض - WIG.

ما هو جوهر هذه الظاهرة؟ لا يمكن التعامل مع هذه المشكلة إلا بافتراض أن الهواء هو غاز قابل للانضغاط.

ثم ، عندما يطير الجناح فوق الأرض ، تتشكل فجوة هوائية ذات حجم محدود بين سطحين صلبين. عندما يطير الجناح بزاوية موجبة صغيرة من الهجوم ، فإن تدفق الهواء القادم أسفل الجناح يواجه ضغطًا تدريجيًا من الحافة الأمامية للجناح إلى الحافة الخلفية (انظر الشكل 8).

يعتمد الحد الأقصى لضغط الضغط على شاشة التدفق أسفل الجناح فقط على رأس السرعة بالنسبة لجناح الطيران ، ولا يمكن أن يتجاوز هذا الضغط في الطبقة المضغوطة ضغط رأس سرعة الهواء:

بو = فو ^ 2 * س / 2 ،

حيث هو ضغط الهواء P- السرعة في سرعة الجناح V ، VO هو سرعة الطيران الجناح ، Q هي كثافة الهواء.

معرفة الحد الأقصى لزيادة الضغط تحت الجناح ، نحن نحسب المعلمات الهندسية في فجوة "وسادة الهواء".

لذلك بسرعة 40 م / ث (144 كم / ساعة) ، رئيس السرعة بو = 1 كيلو باسكال أو 1 ٪ من 1 صراف آلي. (100 كيلو باسكال).
أي ، بسرعة 40 م / ث ، يتم تحقيق أقصى ضغط تحت الجناح عن طريق الضغط بنسبة 1٪ في الارتفاع X للخلوص من الحافة الأمامية للجناح إلى الخلف. على العين ، يكون التحميل المسبق غير قابل للكشف تقريبًا ، وتظهر الطبقة الموجودة أسفل الجناح بصريًا مسطحة (انظر الشكل 8. أ).

ستكون زاوية الهجوم A = (Po / Ratm) * X / V راديان (عند الزوايا الصغيرة sinA = A) ،
حيث B هي وتر الجناح ، X هي فجوة الهواء على الأرض أسفل الجناح عند مستوى الحافة الخلفية للجناح ، R هو رأس سرعة الهواء عند سرعة الجناح V ، و Ratm هو الضغط الجوي (عند مستوى سطح البحر Ratm = 100 كيلو باسكال).

اتضح أن الحد الأقصى لزاوية الهجوم الفعالة للحصول على تأثير الشاشة يعتمد على ارتفاع الجناح فوق السطح ، والعرض الهيكلي للجناح وسرعة الطيران المحددة ، وزاوية الهجوم ليست سوى مشتق من هذه القيم.

الخلاصة: من الممكن زيادة عرض الجناح بشكل غير محدود تقريبًا ، مما يقلل من زاوية الهجوم إلى الصفر تقريبًا ، وبالتالي تحقيق الحد الأدنى من مقاومة Cx مع المكون الاستقرائي العملي للمقاومة.

يوفر "تأثير الشاشة" عند سرعات الطيران المنخفضة جودة الجناح عالية للغاية ، لأنه يخلق أقصى رفع محدد على الجناح مساوٍ لرأس الضغط رو في زوايا صغيرة للغاية من الهجوم على جناح شبه مستوٍ ورقيق للغاية. يمكن أن تصل جودة الجناح بأرقام Mach المنخفضة أثناء الرحلة على الشاشة إلى K = 25-30.
إن مساهمة حدوث تداخل على السطح المحدب العلوي للجناح أثناء هذه الرحلة على "شاشة" ذات جناح مسطح صغيرة جدًا مقارنة بالضغط الموجود أسفل الجناح.

مع زيادة سرعة الطيران ، يزداد رأس السرعة من الدرجة الثانية ، ومن أجل الحصول على أقصى تأثير للشاشة ، من الضروري رفع زاوية الهجوم بما يتناسب مع الزيادة في رأس السرعة Po.

وهذا يعني أن زيادة السرعة V0 من أجل زيادة Po يستلزم زيادة تربيعية في سرعة الزيادة في زاوية الهجوم ، مما يؤدي بدوره إلى انخفاض حاد في جودة الجناح. وانطلاقًا من سرعة معينة V-max ، تتم مقارنة حجم تأثير الشاشة بزاوية هجوم كبيرة مع قوة الرفع لطائرة تقليدية في وضع الهبوط مع آلية الجناح الموسعة.

لأي جناح ذي وتر حساس ، لزيادة ارتفاع الطيران X ، من الضروري رفع زاوية الهجوم ، وبعد ذلك يرتفع WIG إلى بعض الارتفاع الجديد X2 ، حيث سيتم إنشاء توازن درجة انضغاط النفاثة بسبب زاوية الهجوم الجديدة على ارتفاع جديد مرة أخرى. في الوقت نفسه ، مع ارتفاع الارتفاع ، تبدأ رحلة ekranoplan زيادة خطية في مقاومة الطيران ، كما تزداد قوة الدفع المطلوبة أيضًا دون تغيير سرعة الرحلة. وهذا يعني أن كفاءة استهلاك الوقود في رحلة ekranoplan يمكن أن تتغير بشكل كبير من زيادة ارتفاعها بضعة أمتار فقط. على سبيل المثال ، يبلغ الحد الأقصى لمدى طيران Oriole ekranolet على ارتفاع 0.8 متر 1150 كم ، وعلى ارتفاع 0.3 متر مع نفس الحمل ، يبلغ طوله بالفعل 1480 كم.



الشكل 8. تكوين تدفق الهواء على "تأثير الشاشة": أ) زاوية الهجوم المثلى دون منطقة راكدة أسفل الجناح ، ب) زاوية الهجوم المفرطة التي تشكل فقاعة كبيرة من الهواء الراكد ذو الضغط العالي بين الجناح وطبقة الهواء المضغوط من "وسادة هواء الشاشة".

الاستنتاج: تمزيق إضافي لزاوية الهجوم للجناح دون زيادة سرعة الطيران على الشاشة لا يؤدي إلى زيادة في الرفع ، بل يزيد فقط من مقاومة الطيران Cx (انظر الشكل 8. ب)

بالنظر إلى زاوية وتر الجناح للطائرة في وضع الهبوط بحوالي 15 درجة ، يمكننا تقدير مقدار ضغط النفاثة تحت الجناح إلى الضغط Po والسرعة المقابلة V0 ، مع الأخذ في الاعتبار قيمة الحبل B تساوي ارتفاع الجناح X.

15 درجة تقابل sin15 = 0.262

في زاوية الهجوم التي تبلغ 15 درجة ، يجب أن يكون هناك رأس سرعة Po = 0.26 atm = 26 كيلو باسكال ، لكن هذه الضغوط تتحقق بسرعات عالية جدًا (740 كم / ساعة) وتتجاوز بكثير أحمال الجناح المحسوبة المطلوبة للرحلة. أي أن زاوية الهبوط الكبيرة للهجوم هذه لإنشاء تأثير على الشاشة على المدرج تكون مفرطة في سرعات الهبوط من 250 إلى 300 كم / ساعة.

ستنخفض جودة الجناح بزاوية هجوم تبلغ 15 درجة إلى إجمالي قيمة K = 3.7.
تبلغ سرعة الهبوط في الطائرة حوالي 250 كم / ساعة (70 م / ث) ، في حين أن رأس الضغط سيكون بو = 3 كيلو باسكال أو 3٪ فقط من راتم ، في حين تبلغ حمولة الجناح التصميمية العادية في الرحلة 5 كيلو باسكال (500 كجم / م.ك.ف = 5٪ من Ratm). وهذا هو ، عند الهبوط ، يبدأ تأثير الشاشة على الطائرة بشكل ملحوظ من قبل الطيار على ارتفاع يتناسب مع عرض الجناح B ، مقارنة بارتفاع التروس الهبوط. تسمح محاذاة الطائرة وتقليل زاوية الهجوم بسرعة 250 كم / ساعة للطائرة باختراق "وسادة هوائية للشاشة" ، حيث تكون قدرة حملها أقل من الضغط المطلوب أسفل الجناح للطيران.
بسبب "تأثير الشاشة" ، يحدث "ضياع" في طائرة في رحلة أفقية دون إطلاق آلية الجناح في زاوية هجوم تبلغ 5٪ (أو 3 درجات) عند رأس ضغط Po = 5 كيلو باسكال ، والذي يتوافق مع Vo = 324 كم / ساعة أو 90 م / ث.

زاوية الهجوم التي تبلغ 5٪ (أو 3 درجات) تخلق جودة الجناح المجنح المساوي K = 20.
ارتفاع K = 30 يتوافق مع زاوية هجوم تبلغ 3 ٪ (2 درجة) ، في حين أن الضغط الخلفي تحت الجناح سيكون 3 ٪ فقط * Ratm = 3 كيلو باسكال (300 كجم / متر مربع) ، وهو ما يتوافق مع رئيس عالي السرعة عند V = 70 م / ث (250 كم / ث ح).

وبالتالي ، فإن أوضاع الطيران الفعالة من حيث التكلفة في وضع "ekranoplan" بالمقارنة مع "الطائرة" المعتادة المرتفعة تقع في منطقة السرعة المنخفضة. عندما تكون جودة الجناح المجنح أقل من K = 20 ، يكون استخدام الطائرات المرتفعة العادية للنقل أكثر ربحية. وهذا يعني أن المناطق الفعالة من حيث التكلفة لتشغيل WIGs تتوافق مع سرعات أقل من 300km / h.

شعر مستعار المناورة

وهناك اعتبار منفصل هو مسألة المناورة WIG في الرحلة. نظرًا لأن قوة الرفع للجناح على "الشاشة" يتم تشكيلها بشكل مختلف عن الطيران على ارتفاعات عالية ، فإنه لا يمكن حتى المناورة "بالطائرة".

لا يمكن أن تضع الطائرة ekranoplane الانحناءات مع لفة على الجناح ، حيث ستتلقى على الفور خسارة في الرفع على الجناح المرتفع ولمسة الماء مع انخفاض الجناح. بالنسبة إلى ekranoplan ، يكون الدوران ممكنًا فقط مع "فطيرة" ، أي بدون لفافة ، ولكن فقط عن طريق إنشاء قوى جانبية من الذيل العمودي.

يجب أن يكون الذيل العمودي لـ WIG نفسه مختلفًا عن ذيل الطائرة. يجب أن يتكون الذيل العمودي لـ WIG من اثنين من العارضة على الأقل ، وتكون قادرة على العمل بشكل متزامن وعشوائي ، اعتمادًا على نوع المناورة التي يتم تنفيذها. الريش العمودي في هذه الحالة لا يقوم فقط بتدوير WIG حول محوره العمودي ، ولكنه أيضًا يخلق قوة أفقية في اتجاه سرعة الطيران.
يتحكم الريش الأفقي على العارضة الخلفية في زاوية الهجوم.
يجب أن يكون الجناح العريض والقصير مزودًا بأدوات تنظيف غسالات مطورة تمنع التدفق المضغوط تحت الجناح من الانتشار إلى الجوانب. بالإضافة إلى ذلك ، تعمل غسالات التزحلق هذه كطوافات للهبوط.

أيضا ، هناك حاجة إلى ريش أفقي إضافي في نهايات الجناح الرئيسي للتعويض عن الانقلاب لحظة من عمل ريش العمودي.

في الممارسة العملية ، تم بناء WIG-VVA-14 ekranoplane وفقًا لهذا المخطط (انظر الشكل 9) والإصدارات العديدة من نماذج وهمية من ekranoplanes ، حيث تلعب غسالات نهاية skeg دور المخلفات الرأسية الأمامية (انظر الشكل 10).


أ.


ب.


ج.

الشكل. 9 باروكة بارتي VVA-14. رسم. ب. نموذج ثلاثي الأبعاد ج. صورة العينة الحالية على الماء.



الشكل 10. تخطيط واعدة ekranoplan كبيرة.

أنواع مناورات ekranoplan بسبب ريش العمودي:

• اثنين من العارضة متباعدة متطابقة توفير وضع "التحول الجانبي" مع دوران في وقت واحد في اتجاه واحد. في الوقت نفسه ، يتم نقل الطائرة من اتجاه واحد إلى آخر دون دوران الهيكل. في هذه الحالة ، يعمل الريش الأفقي في اتجاهات مختلفة ، مما يعوض عن لحظة الكبح من الريش العمودي.
• إذا تم تشغيل العارضة في اتجاهات مختلفة في نفس الزاوية ، فستظهر لحظة تحول وتدوير جسم WIG حول محور عمودي. في هذه الحالة ، لا يعمل الذيل الأفقي ، حيث لا تحدث اللحظة من الذيل العمودي.
• إذا تم قلب العجلة في اتجاهات مختلفة بزوايا مختلفة متفق عليها ، فستكون هناك دورة على طول مسار دائري (دوران) ، حيث يتزامن ناقل السرعة مع اتجاه المحور الطولي لجسم الطائرة Ekranoplan ، وتطير Ekranoplan نفسها على طول مسار دائري معين مع سرعات دائرية متساوية حولها المحور الرأسي.
  
  في هذه الحالة ، يعمل الريش الأفقي في اتجاهات مختلفة ، مما يعوض عن لحظة الكبح من الريش العمودي.

كل هذه الأوضاع غير قابلة للتطبيق عملياً في الوضع اليدوي ، لأن الارتفاع المنخفض ببساطة لا يترك وقتًا لرد الفعل بوتيرة الإدراك البشري. للسيطرة على ekranoplan تحتاج إلى التحكم الآلي ، على غرار الاستقرار التلقائي للمقاتلين غير المستقرة للغاية من 4-5 جيل.

الخاتمة

وتستند جميع الافتراضات المذكورة أعلاه إلى البيانات التجريبية المنشورة علنا ​​(مؤامرات ADT للضغط على الجناح والبيانات الأخرى).

لقد تم استثمار قدر كبير من المال في الديناميكا الهوائية التجريبية على مدار القرن الماضي لبناء ADT بمختلف أنواعها وأحجامها ، وقد تم الحصول على كمية كبيرة من المواد الفعلية في تجارب مع نماذج من الطائرات المختلفة وعناصر الجناح الفردية.

من المدهش أن الطلاب في عملية التدريس لا يعتمدون على مواد التجارب الحقيقية ، ولكن على النظريات المشكوك فيها قبل 100 عام. وهذا على الرغم من حقيقة أن البيانات التجريبية نفسها تتناقض بوضوح مع هذه النظريات المطحلب.

حتى في مثل هذه الدورة التمهيدية المعممة مثل "مقدمة في الديناميكا الهوائية" لـ FALT FizTech ، لا يتم تقديم النماذج التوضيحية النوعية للمفهوم الأساسي لـ "Lifting of the Wing" ، ولكن يتم استبدالها بدعامات شبيهة بالعلم المبهمة باستخدام الصيغ الرياضية (والتي ، علاوة على ذلك ، لا تسمح بحساب أي شيء).

في العلوم ، كان هناك اتجاه نحو الانقسام بين النظرية والتطبيقات الهندسية العملية في تطوير منتجات محددة. لا يتم الإعلان عن التناقضات الواضحة في النماذج النظرية ، ولكن على العكس من ذلك يتم الصمت بكل طريقة ممكنة ، حتى لا يهز سلطة المسنين المتوفين والمتوفين بالفعل من أكاديمية العلوم وعدم مقاطعة المسيرة المنتصرة لأخطاءهم المخلصة في صفحات الكتب المدرسية الحديثة.

ملحوظة: بعد نشر الجزء الأول من هذه المقالة ، جاء نقاش في إطار مقال مفاده أن الأفكار نفسها تقريبًا قد تم التعبير عنها في عام 2003 من قبل أستاذ في كامبريدج قام بتدريس مقرر "الديناميكا الهوائية" هناك. في الرسالة ، تم إعطاء رابط لمقطع فيديو مع محاضر من قبل الأستاذ حول هذا الموضوع ، وكذلك رابط لمقال في الصفحة الأخيرة يصف بالضبط نفس طريقة تشكيل الضغط عن طريق تدفق من الانحناء من الهواء كما وصفت في هذه المقالة.
لقد سررت بشكل لا يصدق أنني الآن لست بحاجة إلى محاربة جميع الهجمات بنفسي ، لكن يمكنك فقط الرجوع إلى أستاذ كامبريدج ومقاله في مجلة علمية بريطانية من عام 2003.

هنا هي الرسالة مع الروابط:
"
Joehopkins7
24 فبراير 2019 الساعة 22:35
-1
شاهدت العديد من مقاطع الفيديو حول الديناميكا الهوائية ، تعثرت في محاضرة مثيرة عن الديناميكا الهوائية قام بها الأستاذ كامبريدج.
في عام 2003 ، شرح أستاذ كامبريدج للطلاب في المحاضرة نفس الأفكار تمامًا مثل مؤلف المقال الذي تمت مناقشته هنا.
حتى تسللت إلى الشكوك بأن المؤلف هو مجرد انتحاري.
ولكن نظرًا لأنه لم يشر إلى علماء اللغة الإنجليزية في المقالة ، ولم يستشهد بمقاطع الفيديو هذه للدفاع عنه ، فيمكننا أن نؤمن باكتشافه المستقل الصادق لاكتشاف شخص آخر.))

هنا رابط للمحاضرة
www.youtube.com/attribution_link؟a=nfUWqs-6T7M&u=٪2Fwatch٪3Fv٪3DH2RRiF24L4A٪26feature٪3Dshare&fbclid=IwAR2NOfdqNs0HK9WbCp-OYwy0YPLY_0qPq_pq

هناك أيضًا رابط لمقال ، حيث كتب أستاذ بجامعة كامبريدج في المجلة العلمية الإنجليزية في عام 2003 نفس الشيء تمامًا كما كتب مؤلف مقال عن حبري

www3.eng.cam.ac.uk/outreach/Project-resources/Wind-turbine/howwingswork.pdf
.. "

قوة الرفع للجناح. الجزء 2

منين ايليا الكسيفيتش ، دكتوراه ، imoninpgd@gmail.com

لفهم ترتيب تطوير "الطيران" كفرع للصناعة و "الديناميكا الهوائية" كعلم ، من الضروري أن نتذكر أن أول طائرة بنيت من قبل مهندسي الإلهام المتحمسين ظهرت (انظر الشكل 11) ، وعندها فقط بدأ المنظرون في الظهور ، والذين خلقوا بعد ذلك الانضباط "الديناميكا الهوائية" بناء على نتائج إنشاء مهندسي التصميم.
في الصورة ، الطائرة التي أنشأها سائق السيارة هنري فارمان هي تغيير من طائرة Voisin الصغيرة التي تم شراؤها. في الوقت نفسه ، بدأ إنتاج الطائرة الأولى من إخوان Voisin فقط في عام 1907. في وقت شراء شركة Farman ، لم تكن طائرات Voisin ترتد إلا قليلاً وتطير بضع عشرات من الأمتار. حقق فرمان ، بعد سلسلة من التعديلات للطائرة الأصلية ، الفرصة للسفر أكثر من 1000 متر ، مع الاستمرار في الدوران وجعل دائرة الهبوط. استغرق رحلة فرمان القياسية في 13 يناير 1908. بالفعل في عام 1909 ، فتحت شركة الأخوة فارمان إنتاجها الخاص من الطائرات من تصميمها الخاص ومدرسة الطيران لتعليمهم فن الطيران عليهم (انظر الشكل 12). ثم كانت سرعة رحلة فارمان حوالي 60 كم / ساعة ، والتي تم عرضها في رحلة قياسية على مسافة 180 كم ، وتم التغلب عليها في 3 ساعات من الرحلة.



الشكل 11. تحويل نموذج طائرة Voisin لرحلة قياسية قام بها Farman في 1907-1908.




الشكل 12. تخطيط الطائرة "Farman IV-1910". في المتحف ، وصورة لعينة حقيقية في المطار.

من الواضح أن الطائرة الأولى كانت منخفضة الطاقة وخفيفة ومنخفضة السرعة.
تتوافق هذه المعلمات مع أول ملامح رقيقة محدبة مقعرة ، تشبه إلى حد كبير أبسط ألواح الخشب الرقائقي المنحني ، وليس إلى ملف تعريف معقد مع سوء تقدير نظري عميق.
كمرجع ، أعطي مثالاً على تحول ملامح الجناح منذ بداية القرن العشرين إلى صناعة الطيران المتطورة بالكامل في منتصف الأربعينيات. (انظر الشكل 13)



الشكل 13. 20- .

. , , - , .
20- .
1940- , , . .
30- «», , ().

1939 ( ) -101, .
5–52 /
أعد العدد لكل متر واحد إلى 3.6 ∙ 106

1.7

(α) ±20°
(β) ±180°
:
() 24x14
24
:
: 18
: 30
: 35 2

, , -101 , .
, , , - 20- , . , 1980- (..14).


.14. « ».

, - 1960-80- (.15), 1930- (.16).
30- .
-25, 1933 , . , .
-25 , , . 4000 88., 50/., 500 104/ (29 /) . , ( ), -25 165/ (.246/ ), 10-12. 75-80 .

.
.
.

.15. « »: .) . .) . .) .

.
.


.16. - -20 « », 1939. ) . ) .

.

. , .
, , , .
, .
, . « » [3] (.435-437), , « » . « ». , ( ) - .
« ».
(..17), , .
, «» .
(..18), (..20).



.17. , .




.18. « ».

« » , -, .
=0,06, =0,4..0,5, =1.
. , . . , (..19.)
, , , . « » . , .



شكل 19. , . . .

(..20).
. , , .
.
. « »= « » .
« » . , « » . (. .21)



.20. « ».






.21. . ( - ).

«» , , .
, , .
( 15 ), .
. - , « » «- ». , -20 « ».
( ) . « » , (..22).
(..22-2). www.youtube.com/watch?v=Sd4ycAtYcJA . .


.22. « ».


.22-2. , -747 .

-14 (), -20 « ».
1930- , -20 « ». , , (. .16.).
, 198/ ( 220/).
-20 , , « » .
« » 1930- « » 60- (..5)

.5. -20 « » 1934. « » 1966.


, - .
.
: 544/42= 13
: 662/486=1,36
: 13/1,36=9,5
: 430/198=2,17
: 2,17^2= 4,71
: (10*1300*9,81*430/3,6) /(8*900 000*0,735)=28,8
: 304/(42-28,5)= 22,51.
: 1500/1200=1,25
-20 = 7150/(1200*6)=0,993 /(*)
, .
0.8/(*) -7.
10*13000*0,8=104 000/
, .
2*13 000*0,8=20 800/
1500/430=3,5
1500 104*0.5+3,5*20,8=100 .
200 .
100 000/(1500*200)=0.333 /(.).

:
1. 3 , -20.
380 A380F 150 10 370 . — 560 ( — 280 ). 130 150 10370: 130000/(150*10370)=0,0835 /(*).
: « — (54 ) . Airbus[5], A380 17 % , « » ( , Boeing 747). „

850 .
, 4-5 80 , 10 -20 4 . 20 5 , -25. .
2. , . - « » > « »,
Pv= 8560 430/(120/) > 544000*9,81/662,5=8055.
3. تعد سلامة الطيران لطائرة عملاقة منخفضة السرعة من ثلاثينيات القرن الماضي أفضل بكثير من سلامة طائرة مجنحة عالية السرعة مفرطة الطول من الستينيات ، تتسارع بشكل لا يمكن السيطرة عليه بين السفن البطيئة الحركة والطيور المائية في كل مكان.
4. تكلفة تشغيل ekranoplanes المستندة إلى البحر أغلى بكثير من تكلفة الطائرات المرتفعة على الأرض. ويرجع ذلك إلى العدد الزائد للمحركات اللازمة فقط للبدء من الماء والخروج إلى رحلة الشاشة ، وكذلك بسبب القوة الشديدة لمياه البحر عند تعرضها للمحركات وتصاميم ekranoplan عند الطيران في السحب من البقع من موجات البحر القريبة.
5. , =544/(13*2)=20,9. , =18-20.
6. 380F: 4 ?
?

. №3.

(4.02.2019) .
41 « », .
.
, , .

1.
, .
, - (.19 ) x.
, Cd, () .
Cd 0,27.
0,06..0,04, D .
, 0,06...0,04, , - . Cd (), C , .
, , «» «», .
d, “», c .

. d .
- . - .


2.
- - , «-», , , . .
-30 , .
, - .
« » .
« » - imoninpgd@gmail.com, .
.

.

, (..23, 24)
, , .
, , .
, . , .
, , , .



.23. , - .




.24. 3-.


(.25) «», .
- , 1- , «» 1- .
, , , , . .

, «» , «» «», «» «» .



.25. .

1930- , , - , .
, , «- », .
(. ) , .
, , , .
, ,
R=2*R.
R – .
= R.
, =48 .
V. =V* sin =0,743*V.
, R=2* =R.

..= V.^2*q*R
, .
= *
.=
V.^2*q* = *
:
= V.^2*q* R /
V. =V* sin :

= (V * sin )^2*q* R / = V.^2*q* sin ^2* R/
.
, , .
.
, , .
T=V /.
.=/(R*q)
T1=V /.= V *(R*q)/
L1
L1=V*1= V* V *(R*q)/ = V *(V * sin )*R*q/ =>
L1=V ^2*q * sin *R /
L1 ( ) , V R , L 1+2= 2* L1 .
, , .
. , .
(..26):
— , F1= F.- F., L1
— V , F2 F1. L2 .
— .
— .
- , , .
, , , .
, .
, , , , .
, .
.
, , , .
( ) .



.26. :
1) F1 , .
2) F2 . F2 L2 .
3) . - . F3 , .
4) , , , .

- V .
. « – » .
, , , .
«» «». «» «», .
, . .
, .
R, V .
, .
, , .
, ( ) .
, , « » .
, .
- , , .
.


R , .
1930- 300-400/, .
R , -3 1940.
, .
!
— «» «». , .
, .
-16 -3 ( ). 75-170 / ( 420/ 470/), , -3 ( 495/, 640/).
-3 -16 495/420=1,18.
, 20% 1,44 .
20% 1,5 , (, , ), .
-3, -16, .
2,5-3 , .
800-900/, V, . , , .
- .
… 1939 ( ) -101. , -101 , ( 52/ 187/) 1930-, . , .
(..27).
.
— — , . , . , -1 .
, , . (..28)


.27. . , . .




.28. ( — ). — . - 100%.

:

• « », .., , , 1986.-413.
• «» 1, .., , , 2018,-496.
• «», . .., , ...,2017,-607.