Нормализованный подъем получается из теоремы о рабочей энергии, и он явно связывает лагранжево описание после жидких элементов с эйлеровым описанием, следуя потоку мимо объекта. Он не требует детальных измерений структуры потока и просыпается вокруг подъемной поверхности. Он не дает аномально высоких значений для полета животных или вращающихся цилиндров, вместо этого создает значения в диапазоне, который позволяет прямое сравнение с неподвижными крыльями. Поскольку он ориентирован на работу и энергию, нормализованный лифт более подходит для оценки затрат на подъемное производство большого количества подъемных систем.

Наконец, и удобно, определение нормированного подъема такое же, как и стандартный коэффициент подъема для фиксированных крыльев, но может быть расширен до других более сложных подъемных систем и помещает их все в одну и ту же энергию. Как описано выше, рассмотрение или пренебрежение компонентом конкретной кинетической энергии, доступной для подъемной поверхности, может приводить к немного отличающемуся нормированному подъему, и поэтому необходимо учитывать конкретные рассматриваемые кинетические энергии.

Случай двух вращающихся сфер, движущихся через жидкость, одну пустоту и одно твердое тело, дает поучительный пример разницы между стандартным коэффициентом подъема и нормированным лифтом и подчеркивает важность явного указания конкретных кинетических энергий рассматриваемой подъемной поверхности в нормированном лифте. Предположим, что обе сферы имеют одинаковый диаметр и массу, но полый шар состоит из тонкой плотной оболочки, тогда как сплошная сфера состоит из равной массы менее плотного материала.

При тех же скоростях вращения и трансляции обе сферы будут иметь одинаковые стандартные коэффициенты подъема и будут генерировать тот же подъем. Однако их нормализованные значения подъема не будут одинаковыми. Полая сфера будет иметь более высокий момент инерции и, следовательно, более высокую общую удельную кинетическую энергию. Поскольку обе сферы выполняют ту же самую работу над жидкостью, полый шар будет иметь немного более низкий нормализованный подъем. Рассмотрим эту противоречивую разницу в контексте вращающихся сфер в эффекте Магнуса в аэродинамической трубе: если ускорить тот же электродвигатель, полый шар потребует больше энергии для достижения той же угловой скорости сплошной сферы, поэтому в энергетических терминах полый шар требует больше энергии, чтобы получить тот же подъемный выход.

Другими словами, при том же вводе энергии полый шар создавал бы меньший подъем, что отражается на его нижней нормированной лифте. По-видимому, противоречивый результат нормированного подъема, связанного с моментом инерции сфер, также отражается в стандартном коэффициенте подъема, поскольку он связан с конкретной кинетической энергией самолета, а именно, более высокая удельная кинетическая энергия будет включать более низкий подъем коэффициент.

Нормализованный лифт оценивает фиксированные, взмахивающие и вращающиеся подъемные устройства, размещая их на равном энергетическом основании, обеспечивая более логичное сравнение их способности генерировать подъем. Эта концепция может быть непосредственно применена к подъему вращающихся роторов и взмахивающих крыльев, тяги пропеллеров, взмахивающих крыльев как животных, так и микроавтоматов, а также волнообразных тел и плавников. В качестве следствия нормализованный подъем показывает, что генераторный подъем с помощью взмахивающих крыльев и вращающихся цилиндров не так дешев, как это можно объяснить их стандартными коэффициентами подъема.

Аэродинамика парящего насекомого. Кинематика полета и связь с вихревым следом Паллады длинная языковая летучая мышь. Движения крыла и генерация аэродинамических сил некоторыми насекомыми среднего размера. Введение в механику жидкости. Теперь нам нужно установить, как этот воздушный поток фактически создает подъемную силу. Джон С Денкер опубликовал веб-книгу «Посмотри, как она летает», которая имеет особенно хороший раздел о подъеме с отличными иллюстрациями. Вы должны внимательно прочитать раздел 3 «Аэродинамические профили и воздушный поток» и, в частности, ознакомиться с подходом «линий тока», чтобы визуализировать воздушный поток.

На иллюстративной диаграмме слева сужение линий тока указывает на ускоряющую локальную скорость и уменьшение локального давления - благоприятный градиент давления. Открытие линий тока указывает на замедление потока и повышение давления - отрицательный градиент давления. Термин «свободный поток» обычно заменяется «траекторией полета» при обсуждении характеристик аэродинамического профиля, поскольку предполагается, что аэрозоль неподвижен, как в аэродинамической трубе, и воздушный поток течет вокруг него.

Как упоминалось выше, форма крыльев парусного типа находится где-то между плитой и более обычным крылом. На аоа с нулевым подъемом все аэродинамическое усилие действует параллельно свободному потоку и в основном представляет собой сопротивление трению при трении с меньшим значением сопротивления, но последнее будет увеличиваться по мере увеличения аао. Перепад давления приведен в разделе 7.

Камберизованные крылья отлично справляются с перевернутым полетом, но не настолько эффективны, как в обычном полете, потому что более высокий аоа необходим, чтобы компенсировать нижнюю поверхность крыла, имеющую максимальный развал при инверсии. По этой причине пилотажные летательные аппараты имеют тенденцию использовать аэродинамические конструкции с симметричной формой, то есть «развал» нижней поверхности уравновешивает «развал» верхней поверхности, а аэродинамически результат - нулевой развал - таким образом, такие крылья полагаются исключительно на геометрическое аоа для производства лифт.

При положительных углах атаки есть точка застоя или линия, расположенная под передним краем аэродинамического отверстия, где часть воздушного потока была остановлена. Молекулы воздуха, достигающие этой линии, в входящем потоке, в равной степени могут попасть под крыло или над ним. Давление торможения, самое высокое в системе, существует вдоль линии застоя. Место перемещается вниз и под передним краем, когда аоа увеличивается, вплоть до остановки аоа. Еще одна ограниченная точка торможения существует на задней кромке.

Если между двумя точками торможения вырисовывается воображаемая линия, становится очевидным поперечное сечение деления аэродинамического профиля на верхнюю и нижнюю области течения. Поведение воздушного потока, протекающего вокруг такого крыла, согласуется с принципом Бернулли. Когда воздух ускоряется от линии застоя, локальный воздушный поток над верхней поверхностью получает большую скорость, чем нижняя.

Эйнштейн однажды проявил интерес к авиации и попытался создать улучшенное крыло. Его предложение было крылом с большой аркой среднего хорды. Его статья начиналась с вопроса: «Откуда поднимается лифт, позволяющий летать самолетам и птицам?» Чтобы ответить на вопрос, он обыскал существующую опубликованную литературу по этому вопросу и пришел к выводу, что даже примитивный ответ не найден.

Эйнштейн использовал теорему Бернулла как основу для разработки своего улучшенного крыла. Подъем создается разностью давлений, создаваемой потоком воздуха над крылом. Теорема Бернулли, разработанная Даниэлем Бернулли, ученый восемнадцатого века, обнаружила, что по мере увеличения скорости жидкости ее давление уменьшается.

В случае самолета теорема утверждает, что крыло имеет форму, чтобы заставить поток воздуха, протекающий над верхней поверхностью выгнутого крыла, течь быстрее, чтобы покрыть большее расстояние, чем воздух, текущий по нижней поверхности. Более быстрый воздух на верхней поверхности создает разность давлений, приводящую к восходящему усилию на крыле.

Горб на поверхности крыла, подумал Эйнштейн, создаст еще более длинный путь для движения воздуха, что приведет к дополнительному подъему. Предложение Эйнштейна для дизайна крыла было дано Полю Эрхардту, который пролетел в течение двух минут в качестве пассажира с Орвилем. Он был техническим менеджером авиационной компании в Берлине. Он направил предложение своей инженерной группе для оценки.

Инженерия консультировалась с Эйнштейном, а затем сравнила 99 обычных аэродинамических профилей в аэродинамической трубе с фольгой Эйнштейна. Все, кроме двух обычных фольг, имели более высокие коэффициенты подъема к сопротивлению. Это не был результат, который предполагал Эйнштейн.

Предложение Эйнштейна не сработало, потому что объяснение Бернулли о подъеме, на которое он ссылается, неверно, когда оно применяется к крыльям самолета, хотя его все еще можно найти в популярной литературе. Лучшее объяснение лифта основано на третьем законе Ньютона, который постулирует, что для каждого действия существует равная и противоположная реакция. Исаак Ньютон уже более 300 лет рассматривается как основополагающий образец современной физической науки.

В применении к крылу тяга воздушного потока, проходящего по задней кромке крыла, согнута вниз. Наклон вниз по воздуху создает равную восходящую силу, которая поднимается. Другие детерминанты подъема в дополнение к форме крыла включают размер крыла, скорость потока воздуха над крылом, плотность окружающего воздуха и угол атаки.

Эрхардт решил быть летчиком-испытателем. После долгого взлета, самолет вошел в непреднамеренный бросок, когда он взлетел. Эрхардт сказал, что он приземлился быстро и безопасно и «был рад найти себя на твердой почве и все еще в одном куске». Эрхардт подробно остановился на своем опыте, сказав, что самолет с трудом контролирует стремление «ковылять во время полета, что-то похожее на бегство беременной утки».

Эйнштейн воспринял неудачу своего дизайна крыла с хорошим юмором. Он написал Эрхардту: Это то, что может случиться с человеком, который много думает, но мало читает. Его гений позволил создать компьютеры, спутники, телекоммуникации, лазеры, телевидение и ядерную энергетику. Неплохо для кого-то, кто никогда не научился водить машину.

Это 100-летие того времени, когда они разработали первый практический самолет. Для этого потребовался гений Уилбера и Орвилла. Экспериментальная характеристика подъема на жестком взмахивающем крыле. Департамент машиностроения, Гонконгский университет науки и техники, Коулун, Гонконг, Китайская Народная Республика.