Сопротивление крыла(в первом приближении) складывается из лобового - размах и толщина профиля, и сопротивления боковой поверхности - площадь. Второе очень мало по сравнению с первым. Это при нулевом угле атаки, если угол атаки отличен от нуля, то площадь будет очень важна по вполне понятным причинам, но мы рассматриваем пикирование, где угол атаки близок к нулю.
Сопротивление крыла в первом приближении при нулевой подъемной силе определяется по формуле: X=2*Cf*S*Q где Cf - коэффициент сопротивления ТРЕНИЯ, S - площадь крыла, а Q - скоростной напор. То есть, основную долю в сопротивление вносит именно трение, сила которого прямо пропорциональна площади крыла. Сопротивление давления, определяемое ТОЛЩИНОЙ крыла на дозвуковых скоростях пренебрежимо мало (0,5...1,5% от общей величины сопротивления) и в расчетах часто не учитывается. Учите аэродинамику - она рулез! )
Ну раз ты такой умный может подскажешь сетевые ресурсы типа "Аэродинамика для чайников" какие? Оптимально было бы выложенный в и-нет учебничек(хороший и простой ).
Угу. Типа диплом авиаконструктора имею Можно еще в аэроклуб обратиться, если есть по соседству, или поискать увлеченных авиацией. Кстати, когда то СибНИА издавал литературу для самодеятелных конструкторов. Там как раз неплохо разъяснено. Поищи..
площадь СЕЧЕНИЯ крыла. Трение БОКОВЫХ поверхностей очень мало. Иначе нафиг самолетам и ракетам такие большие коэффициенты удлиннения фюзеляжей, делали бы шарами - площадь меньше, а сечение пофиг. П.С. Я конечно могу ошибиться, давно это было и книжки давно в библиотеке. А ты какую аэродинамику учил? Я - ракетную. Cf у нас Cx назывался. П.П.С. Ты это по памяти или книжка под рукой? П.П.П.С. По моему, в формуле должен быть то-ли синус альфа то-ли синус в квадрате альфа, где альфа угол атаки.
площадь крыла. трение ощутимо. аэродинамику лучше цитировать авиационную. ни синуса, ни косинуса там нет, потому, что угол сидит в поляре Cxalpha.
На этом уровне, аэродинамики не отличаются: ракетная делает упор на конус-цилиндрические тела и не трогает сложные профили крыльев, только простые (ромб, пластина), кроме того она затрагивает гиперзвук, который ИМХО самолетчикам не нужен. В нашем разговоре до таких деталей как профили НАСА далеко. Верхней или нижней поверхности, или их суммы? ---------------- Так что, тогда по поводу шаровидных фюзеляжей? П.С. Может кто-нить привести ПОЛНУЮ формулу сопротивления? Как я говорил выше, мне книжки сейчас недоступны.
Ндяяяя.. учил челровек ракетную аэродинамику называется.... Я меж прочим, ракетную аэродинамику тож учил )) И на ракете и на самолете площадь крыла - это есть площадь его проекции на плоскость, для самолета - горизонтальную, для ракеты - соответствующую )) Формулы для крыла: Cf - коэффициент трения, Cx - коэффициент полного сопротивления. Cx = Сxp + Cxi, где: Cxp = 2Cf*Kappa + Cp Сxp - (профильное сопротивление, Kappa - коэффициент, зависящий от конретного профиля) Cp - коэффициент сопротивления давления (тоже зависит от профиля) Сxi = Cy^2/Pi*Hi*Lambda_ef Cxi - коэфф. индуктивного сопротивления, Сy - коэффициент подъемной силы, Hi - коэффициент формы, зависящий от сопряжения крыла с фюзеляжем, размещения мотогондол, и еще всякого, что там есть на крыле... Lambda_ef - Эффективное удлинение крыла. Pi = 3.1415926.. ) Шшитай ))
Вот если сделать фуз таким - то сопротивление давления будет определяющим. И очень брольшим, а нафига оно надо?? Для справки Cx шарика равен примерно 0.25. Cx приличного самолетного фюзеляжа - 0,05...0,08. А планерные фюзеляжи имеют Cx около 0,008...0,015.
Там типа сарказм был... незаметный такой. Площадь В ПЛАНЕ, или сечение (сечь ведь можно в разных плоскостях), или проекция и просто площадь разные вещи, не так ли? Кстати, все-таки, скажи на какую плоскость проекция - параллельную хорде? ШШАС )) Но в целом спасибо , а то я уж и забыл все. П.С. Так! Колитесь куды альфу дели?