Ламинарный профиль

[Soul]

"Как обтекается крыло. Попытаюсь покороче в двух словах. Независимо от профиля и формы кривизны (симметричная, ассиметричная) слои воздуха на передней и задней кромках крыла будут такими-же, подьемная сила возникает в результате разницы давлений (внизу меньше давление, тк меньше кривизна)"

Простите, конечно резковато....
Так вот как обтекается крыло и как появляется подъемная сила. (Может кому еще интересно будет послушать)

На первых сам-тах профиль имел очень малую относ. толщину, но приличную кривизну. Существует мнеие, что на нем под. сила возникает в результате поворота потока вниз и в полном соответствии с законом сохранения импульса масса отброшеного воздуха крылом равна весу самолета.
С появлением объемных профилей картина изменилась.
В первом приближении рассматривается допущение, что наша скорость далека до М=1 и поток несжимаем. Верхняя спинка профиля длиннее нижней (для классического профиля) и вследствии того, что поток неразрывен (уравнение Бернулли) и скорость его на передней и задней кромке равна, то путь условной струйки воздуха сверху длиннее и соотв. скорость его выше, а след. давление в потоке меньше (опять же ур-е Бернулли) чем снизу. Разница давлений создает результирующую силу. Проще - сверху разрежение больше чем снизу.

"Теперь объястняю для "тех" кто в танке. На мой взгляд очень интересный вопрос.
Если верхняя часть будет гладкой, а нижняя шероховатой, то при двух одинаковых профилях (один -одинаковые качества поверхностей, другой-как рассматривается) во втором случае, теоретически, подьемная сила будет меньше, в силу того, что шершавая сторона создаст несколько большее давление."
.

Судя по вашей логике, если снизу давление увеличится, то подъемная сила упадет, но все наоборот! Давление снизу растет и перепад между верхней половиной и нижней тоже и соотв. подъемная сила!

По поводу сопротивления "шершавой стороны и создаваемого им давления".
Если вы откроете любой учебник и посмотрите на эпюру давления на профиле, то вы увидите, что как снизу, так и сверху при обтекании создается разрежение! (ур-е Бернулли) Шероховатость никак не влияет на давление! Это веселая придумка, вы уж извините меня.
Тут давно идет речь о лобовом сопротивлении и давайте, наконец, определимся, что же там есть и чего там нет.
Коэфф. лобового сопротивления в скоростной системе координат есть:
Сха=Схао + Схаi.
Схао - коэфф. лобового сопротивления пр нулевой подъемной силе.
Схао=Сха трения + Сха давления + Сха волн.
Сха трения зависит от качества поверхности обшивки.
Сха давления зависит от формы профиля.
Схаi - индуктивное сопротивление, возникающие при возникновении под. силы, зависти от формы крыла в плане.
Сха волновое - волновое сопроивление, возникающие при сверхзвуковом обтекании, в целом зависит как от формы профиля, тка и всего крыла.

Вы уж простите, многие вещи здесь заявляются абсолютно безаппеляционно, и, рассуждая о авиации, не возможно что-то утверждать, не понимая сути вопроса. Даже тем, "кто в танке" надо что нибудь почитать, что бы вылезти из танка.