Как можно узнать подъемную силу, возникающую при набегании воздушного потока на крыло, зная площадь и давление в точках? Вопрос по механике жидкости и газа, на верхней и нижней части крыла находится по 10 точек, с помощью которых узнали значения давлений при при определённой скорости набегающего потока, а также известны геометрические размеры крыльевого профиля, как имея график распределения давлений посчитать подъемную силу?
Был один вариант ответа, сказали, что он близок, это интеграл от разницы давлений и на площадь крыла, но не уверен до конца в этом
Как можно узнать подъемную силу, возникающую при набегании воздушного потока на крыло, зная площадь и давление в точках? Вопрос по механике жидкости и газа, на верхней и нижней части крыла находится по 10 точек, с помощью которых узнали значения давлений при при определённой скорости набегающего потока, а также известны геометрические размеры крыльевого профиля, как имея график распределения давлений посчитать подъемную силу?
Был один вариант ответа, сказали, что он близок, это интеграл от разницы давлений и на площадь крыла, но не уверен до конца в этом
Был один вариант ответа, сказали, что он близок, это интеграл от разницы давлений и на площадь крыла, но не уверен до конца в этом
Похожие вопросы
Не можешь разобраться в этой теме?
Обратись за помощью к экспертам
Гарантированные бесплатные доработки в течение 1 года
Быстрое выполнение от 2 часов
Проверка работы на плагиат
Поможем написать учебную работу
Да, ваш вариант ответа близок к правильному. Для определения подъемной силы, возникающей при набегании воздушного потока на крыло, можно использовать интеграл разности давлений на верхней и нижней поверхности крыла.
Подъемная сила (L) может быть рассчитана по следующей формуле:
[
L = \int (p{\text{ниж}} - p{\text{верх}}) \, dS
]
где:
( p_{\text{ниж}} ) — давление на нижней поверхности крыла,( p_{\text{верх}} ) — давление на верхней поверхности крыла,( dS ) — элемент площади, интегрируемый по всей площади крыла.Если у вас есть данные о давлении в 10 точках на каждой из верхней и нижней частей крыла, то вы можете численно оценить этот интеграл, используя подход, например, методом трапеций или собственную интерполяцию для получения значений давления в промежуточных точках.
Также у вас должна быть информация о ширине крыла (или размахе), чтобы вычислить подъемную силу для всей площади крыла. Если крыло имеет постоянную ширину, вы можете просто умножить полученное значение на ширину:
[
L = b \cdot \int (p{\text{ниж}} - p{\text{верх}}) \, dS
]
где ( b ) — ширина крыла.
Таким образом, подъемная сила будет равна сумме разностей давлений по всем точкам умноженной на площадь (включая ширину). Не забудьте учесть единицы измерения давлений и площади, чтобы получить корректные результаты.