[Вообще_то_я_эндокринолог - зарегистрированный пользователь]
Новичок
-курсант

Вообще_то_я_эндокринолог:

neustaf:

Мамаладзэ:

Alex.R:

Это о Ту-204, на самолете установлена и работает, как Вы выразились активная ЭДСУ, стабилизатор в ГП на эшелоне действительно создает положительную подъемную силу, при этом угол отклонения стабилизатора (им тоже управляет ЭДСУ) порой приближается к 0, самолет удерживает только ЭДСУ (АСШУ), в случае отказов и неисправностей в АСШУ предписано уменьшить эшелон полета и перекачать полностью керосин из килевого бака.

18/01/2013 [01:06:35]
/////
неверно
Самолет ту-204 выполнен по нормальной аэродинамической схеме аэродинамически устойчмвым
Создание задних центровок в полете ведет у уменьшению статической устойчивости и кменьшению потерь на балансировку, но распределение сил как у классичеки устойчивого самолета
Крыло пикирующий момент
Стаб кабрирующий ( отрицательная У)

Я ТОЖЕ так ИСКРЕННЕ думал до сегодняшнего дня!
Спасибо ФОРУМУ - на самом деле просветили!
ВЧИТАЛСЯ в Бехтира и того же Вам желаю!
СТАБ на Ту-204 не всегда кабрирующий!

Советую всем АК отказаться от ТУ и купить дримлайнеры списанные в японии (продавать дряньлайнеры будут по цене пластмассового лома)

Вообще_то_я_эндокринолог:


Рассмататривать фокус КАК опору считаю неверно!
Как опору нужно рассматривать ЦМ.
Остальная логика от этого не страдает...

Согласен. Так и подумал, когда написал уже. Но....тут ЦМ "плавающий", а фокус постоянен, точка, где моменты сил от приращений подъёмных сил равна нулю, поэтому подумал, что не всё так однозначно. Тут фактически реализована схема "псевдоутка". Почему ПСЕВДО - потому, что ЦМ в схеме утка между крылом и ПГО, а на 204 В ПРЕДЕЛАХ ХОРДЫ КРЫЛА. Иными словами можно сказать и так: в диапазоне рабочих центровок 22 градуса (от 20* до 42*)классическая схема на первых пяти градусах....а на оставшихся 17 градусах схема утка. Ну и.....конструктивно это реализовано за счёт подбора расстояния ВЫНОСА НАЗАД классического хвостового оперения с целью уменьшения балансировочного сопротивления в режиме горизонтального полёта. Так бы я сказал, поправьте.

По сабжу. Стабилизатор положительную подъёмную создаёт и её можно посчитать . Хорда крыла (САХ) равна 4, 61 метра. Пикирующий (в диапазоне 20-25*) и кабрирующий (в диапазоне 25-42*)моменты крыла считаются. Если расстояние от ЦМ до фокуса стабилизатора(плечо)обозначть L, то балансировочный момент будет Y2*L, где Y2 подъёмная (отрицательная в диапазоне 20-25% и положительная в диапазоне 25-42%) сила стабилизатора. Подставить точное значение L для любого значения центровки и подсчитать КОНКРЕТНУЮ СИЛУ. Цифру L копать не буду, кому интересно, найдите, прикинем конкретные СИЛЫ.

Ещё вдогонку. Нужно расстояние между фокусами крыла и стабилизатора, от него плясать.

Еще раз, но только медленно:

У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения) находится на (50\\+-5)% САХ.

Это значит, что во всме диапазоне центровок от минус бесконечности до данной величины:
neustaf:
Крыло пикирующий момент
Стаб кабрирующий ( отрицательная У).

И не читайте всякую литературу, которая вредна для вашего здоровья.
http://www.youtube.com/watch?v ...

...neustaf, спасибо Вам что создали ветку. У меня, по этому вопросу, тоже были непонятки, но потом, вроде как, выстроилась определенная система, если меня переубедят, то я соглашусь с "переубедителями" :-). Пока я сторонник neustaf и Alex.R, т.е. стабилизатор создает отрицательную подъемную силу. Кроме Бехтира В.П. есть учебное пособие В.Д.Ежова "Практическая аэр-ка с-та ТУ-204", под редакцией к.т.н. Кузнецова И.Б. г. Санкт-Петербург 1996. Стр.43, глава 3, раздел 3.1 "Аэродинамическое обоснование пределов центровок самолета". ЦИТАТА: "...Предел задней центровки на взлете и посадке установлен 32% из условий запаса продольной статической устойчивости в соответствии с требованиями ЕНЛГС. дельтаХ = Хтпз - Хф больше или равно 10%, т.е. ЦТ должен находиться впереди фокуса са-та не менее 10% САХ. На высотах выше высоты круга Хтпз = 42%, при которой запас продольной устойчивости составляет 5-6%. Такая центровка создается перекачкой топлива из крыльев Б-1 в килевой бак Б-3. Уменьшение запаса продольной устойчивости компенсируется применением автоматизированной системы управления АСШУ..." далее идут графики работы АСШУ...

ЗЫ. Просьба, не растягивать страницу "прочерками" и ссылками!!!

...ещё ЦИТАТА: "Для уменьшения аэродинамического сопротивления автоматика перекачкой топлива из Б-1 в бак Б-3 поддерживает центровку близко к предельно задней: Х меньше или равна 42%. При такой центровке уменьшается отрицательный наклон Мz=f(a) и Хт зап. уст.=5-6% вместо 10%".

nandron:

Еще раз, но только медленно:

У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения) находится на (50\\\+-5)% САХ.

ФОКУС самого крыла находится на ДВАДЦАТЬ ПЯТЬ ПРОЦЕНТОВ САХ. На 50% находится....хххххх (с учётом фокусов фюзеляжа и оперения).
Моменты от подъёмной силы крыла считаются относительно ФОКУСА КРЫЛА, он, ещё раз, на 25%САХ. Просто в этом месте (на 25% САХ) ось Y на схеме и непонятно....а это и есть точка приложения подъёмной силы.

Внимательно вчитался в Бехтиря - на маёвском сленге это называлось МАРАЗМ!
Бехтиря наверняка в преподы поставила мировая закулиса отслеживать наиболее способных студентов. А аэродинамику назначили в нагрузку, но не получается у старого ......

Может пропустим следующий пост, ведь по таким вот книгам молодежь "изучает" аэродинамику.

Бехтир постоянно путает фокус крыла и фокус самолета, а скорее не подозревает даже, что это разные вещи. Да, фокус крыла обычно 25% САХ - забыть об этом и растереть. Для устойчивости и управляемости рассматривается фокус ЛА - это обычно 30-50%САХ.
Допустим, что у Ту-204 50%. Ну и надо плясать от этого и тогда всё с центровками встает на свое место. А Бехтир по незнанию впердолил Y1 (фокус крыла) в общую схему моментов, и путем идиотических рассуждений вдруг выдает уже всем известные выводы, причем прямо противоречащих его рассуждениям.

Почитайте пока шедевральный отрывок оттуда СТР.11 , я его потом разберу по косточкам:
(У меня какие-то несостыковки с движком форума – не пропускает вставленный текст)

Если далее осилить до его рассуждений про устойчивость по скорости, то состоится вынос мозга.
Я уже дальше не смог читать.

1. Вращаем самолет ТОЛЬКО вокруг ЦМ!
2. к точке фокуса самолета приложено приращение ТОЛЬКО подъемной силы при увеличении скорости/УА. Нахождение фокуса самолета за ЦМ определяет способность самолета стабилизироваться в продольном канале по УА - самолет флюгирует в потоке. (Например упускает нос при падении скорости ( увеличении уа))
3. Моменты аэродинамических сил нужно считать на плече ЦД поверхности (25% САХ для крыла) - ЦМ.
Не забываем, что сила сопротивления тоже создает момент (пикирующий для крыла).
4. Интересно сравнить "расклад" основных "продольных" моментов в крейсерском полете для Ту-154 и Ту-204 и увидеть отличия компоновки.
Ту-154: крыло - пикирующий, стабилизатор - кабрирующий, двигатели - пикирующий;
Ту-204: крыло - кабрирующий, стабилизатор - пикирующий, двигатели - кабрирующий.

Применив в сравнении "энергетический" подход заметим, что в Ту-154 крыло кроме полезной нагрузки (масса самолета) несет еще и "вес" стабилизатора, на котором создается отрицательная подъемная сила. Т.е. схема Ту-154 со стабилизатором на кабрирование есть как раз менее естественной.
Зато "красавчик" Ту-204 оптимален по компоновке: стабилизатор на положительном УА, несет часть полезной нагрузки (довольно скромную, конечно) и, создавая пикирующий момент, "разгружает" крыло по УА, снижая лобовое сопротивление. Вот такая "синергия".
Осталось еще упомянуть о несоразмерности ГО 154-го и 204-го и оценнить его "паразитное" влияние на лобовое сопротивление, чтоб сделать однозначный вывод о преимуществе компоновки с двигателями под крылом.

П.С. Спасибо топикстартеру за вынос в отдельную ветку этой интересной темы.

ЗЫ. Просьба, не растягивать страницу "прочерками" и ссылками!!!

18/01/2013 [11:03:26]

kovs214:

...ещё ЦИТАТА: "Для уменьшения аэродинамического сопротивления автоматика перекачкой топлива из Б-1 в бак Б-3 поддерживает центровку близко к предельно задней: Х меньше или равна 42%. При такой центровке уменьшается отрицательный наклон Мz=f(a) и Хт зап. уст.=5-6% вместо 10%".

Уважаемый kovs214, попробую в реальных цифрах, схему не могу привести, в ссылках есть...но на словах. Берём - взлётная масса 100 тонн, расстояние между ФОКУСАМИ КРЫЛА и СТАБИЛИЗАТОРА - 20 метров.(подсчёт в общем виде, без нюансов всяких)
Итак. САХ составляет 4, 61 метра. Координаты ФОКУСА и ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ крыла совпадают и находятся на расстоянии ДВАДЦАТЬ ПЯТЬ ПРОЦЕНТОВ САХ = 1, 152 м. Посчитаем моменты от подъёмной силы для крайних (не последних)) значений - предельно передней и предельно задней в полёте центровки.
1) Центровка в 20% находится ВПЕРЕДИ ФОКУСА КРЫЛА(25%), на расстоянии 0, 2305 метра....и создаётся ПИКИРУЮЩИЙ момент 23 050 кГм.
2) Центровка в 42% находится уже СЗАДИ ФОКУСА КРЫЛА....на расстоянии 0, 7837 метра и создаёт уже КАБРИРУЮЩИЙ момент в 78 370 кГм.
Таким образом для балансировки в первом случае нужен кабрирующий момент стабилизатора (отрицательная подъёмная сила)Y2*20+0, 3205.....или сила на нём 1139 кГ....больше тонны отрицательной подъёмной.
Для балансировки во втором случае нужна уже ПОЛОЖИТЕЛЬНАЯ подъёмная сила стабилизатора, или пикирующий момент Y2*20-0, 7837....или сила 4 079 кг, больше четырёх тонн.
Таким образом реализована ПОМОЩЬ, вклад стабилизатора в несущие свойства самолёта и соответственно меньше потеря на балансировку.
В цифрах могу чуть ошибиться, голова кругом идёт)) но общая картина без сомнения такая.

2 korvl22001

Вы мои посты читаете. Для ВАс 18/01/2013 [12:16:36]

korvl22001.

Уважаемый korv122001. Вот тут, ИМХО, и возникают сложности в рассуждениях. При рассмотрении этого вопроса, берется во внимание устойчивость и управляемость ВС. При этом рассматривается взаимное положение ЗЦ и фокуса самолета (самолета!) на САХ, и запас продольной устойчивости, т.е. разница между этими точками. Самолет нормальной схемы может быть: устойчивым - это фокус с-та за ЦТ; нейтральным - это Фокус с-та совпадает с ЦТ; неустойчивым - это фокус с-та впереди ЦТ (акцентирую внимание на фокус самолета, а не крыла). Написано, что запас должен составлять 10%, а при ЗЦ 42% запас составляет 5-6%, вот остальные проценты, т.е. 5-4% отданы на откуп АСШУ. Теперь взгляд из кабины: после набора эшелона смотрим на положение стабилизатора и после этого принимаем решение качать топливо в 3-й бак и сколько качать. Индикация по КИСС (дисплей), есть механический "будильник", смотрят, в основном, по будильнику. Так вот, положение стабилизатора находится всегда в "минусах", может стоять в положение "ноль" градусов, но это уже настораживает, и качаешь топливо из 3-го бака, и в таком положении, при попадании в "болтанку", самолет начинает "плавать". Стабилизатор имеет симметричный профиль, т.е. без угла атаки он подъемную силе не создает. На нулевую подьемную силу, я может и соглашусь, но на положительную, пока меня не убедили :-).

И-150.
Вот, мои мысли, где-то с Вашими, и сходятся :-)...

Я столько времени набирал текст, а движок его сбрасывает, как общаться? Попробую частями.

Со стр.11
«Два самолета, имеющие одинаковую массу, но разные центровки, будут иметь различные летно-технические характеристики (ПОКА ВЕРНО)
Рис.6
У ЛА с более задней центровкой будет меньше угол атаки, а, следовательно, меньшее лобовое сопротивление, меньше потребная тяга двигателей и расход топлива, больше дальность и продолжительность полета. (НЕ ТАК . САМОЛЕТЫ ЛЕТАЮТ НЕ НА МЕНЬШЕМ УГЛЕ АТАКИ А НАИВЫГОДНЕЙШЕМ, ГДЕ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ К МАХ, А ДАЛЬНОСТЬ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ НА РЕЖИМАХ ПОЛЕТА С НАИБОЛЬШЕМ ПРОИЗВЕДЕНИЕМ К*М)

kovs214:

А какой угол атаки на эшелоне?

Мне непонятно, почему вся дискуссия идёт вокруг взаимного расположения ЦМ и фокуса, крыла там или всего самолёта - не суть.
Насколько я помню, вся балансировка самолёта классической компоновки, к которой относится и Ту-204, складывается из взаимного расположения ЦТ и ЦД, ну и ЦД стабилизатора. Я говорю об установившемся прямолинейном полёте. В статически устойчивом самолёте классической компоновки ЦТ находится впереди ЦД, что создаёт пикирующий момент. Говоря о центрах, я говорю о ЦТ и ЦД всего ЛА. Для уравновешивания упомянутого пикирующего момента, на ГО намеренно создаётся отрицательная подъёмная сила, что и создаёт т. н. "потери на балансировку".
Такое расположение ЦТ и ЦД обусловлено необходимостью самостоятельного возникновения стабилизирующих моментов при случайном воздействии на ЛА возмущающих сил и возврата ЛА в уравновешенное состояние.
Вот и вся поэзия...

"Лобовое сопротивление и угол атаки уменьшаються из-за того, что более задняя центровка вызывает больший кабрирующий момент крыла. Чтобы его парировать необходимо увеличить пикирующий момент на ГО за счет отклонения руля высоты и стабилизатора. Однако обеспечение равенства Y2xX2=Y1xX1 (ВСЁ РОВНЫМ СЧЕТОМ НАОБОРОТ, Т.Е. ЭТО ВСЁ ВЕРНО ДЛЯ ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЕЙ ЦЕНТРОВКИ, А ПРИВЕДЕННАЯ ФОРМУЛА КАК РАЗ ТО И ПОДТВЕРЖДАЕТ, ВИДАТЬ У НЕГО ПРОБЛЕМЫ И С АРИФМЕТИКОЙ) потребует также уменьшения подъемной силы крыла Y1 за счет уменьшения угла атаки."

korvl22001:
...Координаты ФОКУСА и ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ крыла совпадают и находятся на расстоянии ДВАДЦАТЬ ПЯТЬ ПРОЦЕНТОВ САХ = 1, 152 м. !

Где Вы взяли у Бехтира эту цифру?

Читайте, что написано у Него со стр.13:

"У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения) находится на (50+-5)% САХ.
При увеличении в результате какого-либо внешнего воздействия угла атаки a на величину da в фокусе самолета появится приращение подъемной силы dY, которое даст восстанавливающий пикирующий момент М в (рис. 8а).
В результате этого самолет вернется в исходное положение, совершив несколько колебательных движений.
Если центровка 42% САХ будет нарушена, то соответственно уменьшится расстояние от ц.м. до фокуса, то есть уменьшится плечо силы dY, восстанавливающий момент также станет меньше, и продольная устойчивость по перегрузке будет хуже.
Если ц.м. и фокус совпадут, то такое положение самолета называется нейтральным: не возникнет ни стабилизирующий момент, ни дестабилизирующий, так как плечо будет равно нулю (рис. 8б).
Если ц.м. окажется за фокусом самолета, то самолет будет неустойчив в продольном отношении, так как возникнет кабрирующий момент, самолет может выйти на закритические углы атаки и свалиться в штопор (рис. 8в)."

DSA76:

kovs214:

А какой угол атаки на эшелоне?
18/01/2013 [13:41:50]

После набора, если взлетная масса макс., то в ГП около 2.5 градуса, а далее держишь 2 градуса.

ЗДЕСЬ ЯВНОЕ НЕПОНИМАНИЕ ТОГО, ЧТО ЧЕМ МЕНЬШЕ ПЛЕЧО У ФОКУСА ЛА К ЦТ, ТЕМ МЕНЬШЕ ПОТЕРИ НА БАЛАНСИРОВКУ, ПОЭТОМУ ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА НАИБОЛЕЕ ВЫГОДНА, ДАЖЕ В УЩЕРБ УПРАВЛЯЕМОСТИ, ПОЭТОМУ НА РЕЖИМАХ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА ДОБИВАЮТСЯ ЕЕ (ПУТЕМ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА) НЕ БОЛЬШЕ 35%. ФИЗИЧЕСКИ, ЭКОНИМИЧНИЙ РЕЖИМ ВЫГЛЯДИТ КАК НАИМЕНЬШАЯ РАЗНИЦА МЕЖДУ УГЛАМИ УСТАНОВКИ КРЫЛА И СТАБИЛИЗАТОРА, Т.Е. ЕСЛИ ДОПУСТИМ КРЫЛО ЛЕТИТ НА 3ГР., ТО У СТАБИЛИЗАТОРА МЖЕТ БЫТЬ 1 ГР. ОТСЮДА СОЗДАЕТСЯ У ПИЛОТОВ ВПЕЧАТЛЕНИЕ, ЧТО СТАБИЛИЗАТОР МОЖЕТ СОЗДАВАТЬ ПИКИРУЮЩИЙ МОМЕНТ – ЭТО ВОЗМОЖНО ЕСЛИ ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА «ПЕРЕПРЫГНЕТ» ФОКУС ЛА И САМОЛЕТ БУДЕТ ЛЕТЕТЬ ВНЕУСТОЙЧИВОЙ СХЕМЕ.

"На рис.6 показано, что задняя центровка 42% (это предельно допустимая задняя центровка в полете) вызывает необходимость создания на ГО силы Y3большеY2, что приведет к уменьшению угла атаки."
ЗДЕСЬ ЯВНОЕ НЕПОНИМАНИЕ ТОГО, ЧТО ЧЕМ МЕНЬШЕ ПЛЕЧО У ФОКУСА ЛА К ЦТ, ТЕМ МЕНЬШЕ ПОТЕРИ НА БАЛАНСИРОВКУ, ПОЭТОМУ ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА НАИБОЛЕЕ ВЫГОДНА, ДАЖЕ В УЩЕРБ УПРАВЛЯЕМОСТИ, ПОЭТОМУ НА РЕЖИМАХ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА ДОБИВАЮТСЯ ЕЕ (ПУТЕМ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА) НЕ БОЛЬШЕ 32%. ФИЗИЧЕСКИ, ЭКОНИМИЧНИЙ РЕЖИМ ВЫГЛЯДИТ КАК НАИМЕНЬШАЯ РАЗНИЦА МЕЖДУ УГЛАМИ УСТАНОВКИ КРЫЛА И СТАБИЛИЗАТОРА, Т.Е. ЕСЛИ ДОПУСТИМ КРЫЛО ЛЕТИТ НА 3ГР., ТО У СТАБИЛИЗАТОРА МЖЕТ БЫТЬ 1 ГР. ОТСЮДА СОЗДАЕТСЯ У ПИЛОТОВ ВПЕЧАТЛЕНИЕ, ЧТО СТАБИЛИЗАТОР МОЖЕТ СОЗДАВАТЬ ПИКИРУЮЩИЙ МОМЕНТ – ЭТО ВОЗМОЖНО ЕСЛИ ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА «ПЕРЕПРЫГНЕТ» ФОКУС ЛА И САМОЛЕТ БУДЕТ ЛЕТЕТЬ ВНЕУСТОЙЧИВОЙ СХЕМЕ.

Green Laser.

..."При оценке дополнительных моментов относительно оси 0Z, возникающих на самолете при изменении угла атаки, в методическом плане более удобным, чем понятие "центр давления", является понятие "аэродинамический фокус самолета" (или крыла, если рассматривается изолированное крыло).
Можно считать, что при изменении угла атаки Δα положение ц. д. не изменяется, а приращение подъемной силы ΔY приложено в некоторой точке, выбранной таким образом, что получающееся за счет смещения ц. д. изменение момента самолета ΔMz соответствует реально происходящему.
Точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки называется аэродинамическим фокусом.
Положение аэродинамического фокуса относительно носка средней аэродинамической хорды крыла можно записать в виде относительной величины (в долях CAX) xF = xF/bА..."

http://oat.mai.ru/book/glava07 ...

Плять, я дважды перепечатывал текст, форматировал по разному, а оказалось , что движок не пропускал знак "больше" в самом конце.
На этом тайм аут.......

Еще раз всё целиком. Большими буквами мои комментарии.Со стр.11
«Два самолета, имеющие одинаковую массу, но разные центровки, будут иметь различные летно-технические характеристики (ПОКА ВЕРНО)
Рис.6
У ЛА с более задней центровкой будет меньше угол атаки, а, следовательно, меньшее лобовое сопротивление, меньше потребная тяга двигателей и расход топлива, больше дальность и продолжительность полета. (НЕ ТАК . САМОЛЕТЫ ЛЕТАЮТ НЕ НА МЕНЬШЕМ УГЛЕ АТАКИ А НАИВОГОДНЕЙШЕМ, ГДЕ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ К МАХ, А ДАЛЬНОСТЬ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ НА РЕЖИМАХ ПОЛЕТА С НАИБОЛЬШЕМ ПРОИЗВЕДЕНИЕМ К*М)
Лобовое сопротивление и угол атаки уменьшаються из-за того, что более задняя центровка вызывает больший кабрирующий момент крыла. Чтобы его парировать необходимо увеличить пикирующий момент на ГО за счет отклонения руля высоты и стабилизатора. Однако обеспечение равенства Y2xX2=Y1xX1 (ВСЁ РОВНЫМ СЧЕТОМ НАОБОРОТ, Т.Е. ЭТО ВСЁ ВЕРНО ДЛЯ ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЕЙ ЦЕНТРОВКИ, А ПРИВЕДЕННАЯ ФОРМУЛА КАК РАЗ ТО И ПОДТВЕРЖДАЕТ, ВИДАТЬ У НЕГО ПРОБЛЕМЫ И С АРИФМЕТИКОЙ) потребует также уменьшения подъемной силы крыла Y1 за счет уменьшения угла атаки.
На рис.6 показано, что задняя центровка 42% (это предельно допустимая задняя центровка в полете) вызывает необходимость создания на ГО силы Y3большеY2, что приведет к уменьшению угла атаки.
ЗДЕСЬ ЯВНОЕ НЕПОНИМАНИЕ ТОГО, ЧТО ЧЕМ МЕНЬШЕ ПЛЕЧО У ФОКУСА ЛА К ЦТ, ТЕМ МЕНЬШЕ ПОТЕРИ НА БАЛАНСИРОВКУ, ПОЭТОМУ ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА НАИБОЛЕЕ ВЫГОДНА, ДАЖЕ В УЩЕРБ УПРАВЛЯЕМОСТИ, ПОЭТОМУ НА РЕЖИМАХ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА ДОБИВАЮТСЯ ЕЕ (ПУТЕМ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА) НЕ БОЛЬШЕ 32%. ФИЗИЧЕСКИ, ЭКОНИМИЧНИЙ РЕЖИМ ВЫГЛЯДИТ КАК НАИМЕНЬШАЯ РАЗНИЦА МЕЖДУ УГЛАМИ УСТАНОВКИ КРЫЛА И СТАБИЛИЗАТОРА, Т.Е. ЕСЛИ ДОПУСТИМ КРЫЛО ЛЕТИТ НА 3ГР., ТО У СТАБИЛИЗАТОРА МЖЕТ БЫТЬ 1 ГР. ОТСЮДА СОЗДАЕТСЯ У ПИЛОТОВ ВПЕЧАТЛЕНИЕ, ЧТО СТАБИЛИЗАТОР МОЖЕТ СОЗДАВАТЬ ПИКИРУЮЩИЙ МОМЕНТ – ЭТО ВОЗМОЖНО ЕСЛИ ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА «ПЕРЕПРЫГНЕТ» ФОКУС ЛА И САМОЛЕТ БУДЕТ ЛЕТЕТЬ В НЕУСТОЙЧИВОЙ СХЕМЕ.

И эти люди возят(возили)других людей??

И-150:

ИМХО, Вы излишне категоричны.

Мы рассуждаем об установившемся горизонтальном полете. Забудьте о фокусе. нужно оперировать только ЦД крыла и ГО.

КВС Су-24:

И эти люди возят(возили)других людей??


korvl2201
Для балансировки во втором случае нужна уже ПОЛОЖИТЕЛЬНАЯ подъёмная сила стабилизатора, или пикирующий момент Y2*20-0, 7837....или сила 4 079 кг, больше четырёх тонн.
Таким образом реализована ПОМОЩЬ, вклад стабилизатора в несущие свойства самолёта и соответственно меньше потеря на балансировку.
В цифрах могу чуть ошибиться, голова кругом идёт)) но общая картина без сомнения такая.


не растраивайся этот персонаж никогда людей не возил и возить никогда не будет, о аэродинамике ни малейшего понятия, но при этом пытается кого-то еще учить

Отлегло:)

DSA76:

И-150:

ИМХО, Вы излишне категоричны.

Мы рассуждаем об установившемся горизонтальном полете. Забудьте о фокусе. нужно оперировать только ЦД крыла и ГО.
18/01/2013 [14:40:48]

Если вопрос идет про устойчивость, как можно забыть про Фокус самолета? ;-)

Да нафига этот фокус, от него одни проблемы:))я бы ваще делал самолет статически нейтральным, вот где потенциал.Только как это реализовать пока не пойму.

2 DSA76
Так Бехтир сам пишет на стр.13:

"У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля кры-
ла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фю-
зеляжа и оперения) находится на (50)% САХ."

Здесь он где-то вычитал про "Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фю-
зеляжа и оперения)", не понимая, что это и есть фокус ЛА. Поэтому на рис.6, 7 он опять впердоливает фокус крыла на 25% САХ в общую схему и у него в диапазоне центровок от 20 до 30% стабилизатор работает по замысоватой кривой - сначала на пикирование, потом на кабрирование. Сюда же он приплел предельно заднюю центровку и у него получилось, что чем больше момент тем лучше, что его не смутило и он подкрепил это опровергающей его же расуждения формулой.

Т.е. сначала на кабрирование , потом на пикирование. Но не суть, такого в дозвуковой природе не бывает.

КВС Су-24:

Да нафига этот фокус, от него одни проблемы:))я бы ваще делал самолет статически нейтральным, вот где потенциал.Только как это реализовать пока не пойму.
18/01/2013 [14:51:22]

Всё в зад (в смысле в хвост) и центровка нейтральная :))

глянул ссылку, там полный шо писец,
у народа пошла крыша от того, что они не представляют как соотносится
ЦД стреловидного крыла и САХ, в одном месте указано

"За начало координат берется пересечение оси второго лонжерона центроплана с продольной осью ЛА (второй лонжерон центроплана соединен со шпангоутом № 40)"

в другом дается графическое определение САХ рис 2
, как соотносятся между собой эти два определения?

kovs214:

КВС Су-24:

Да нафига этот фокус, от него одни проблемы:))я бы ваще делал самолет статически нейтральным, вот где потенциал.Только как это реализовать пока не пойму.
18/01/2013 [14:51:22]

Всё в зад (в смысле в хвост) и центровка нейтральная :))

И как потом педалировать?Это ж мечта пилотажника:))

2 И-150:
Переодические анализы полетных данных, проводимые в ГосНИИ ГА для нашей компании с целью определения фактора деградации показали, что расход топлива меньше, а значит и дальность полета больше в случаях, когда центровка в полете была около предельно задней. Все таки дело в меньшем лобовом сопротивлении. Не так ли?

2 kovs214:
Стесняюсь спросить, выдерживание угла атаки не приборной скоростью ли? В с чем не могу не согласиться, так это полеты в переболомученной атмосфере. Из-за нейтральной устойчивости при задних центровках самолет и вправду как по волнам. Выход: перекачка топлива кг эдак 200-300 из Б3 в Б1.

2КВС Су-24:

Отлегло:)

18/01/2013 [14:46:09]
@@@@@@@@@@@@@@@@

Зато теперь можно ковырять в носу, пока такие люди Аэродинамику блюдут!

kovs214:
Если вопрос идет про устойчивость, как можно забыть про Фокус самолета? ;-)

Мы рассматриваем устоявшийся ГП. УА не меняется, нет ПРИРАЩЕНИЯ подъемной силы - понятие фокуса теряет смысл в рассматриваемом (тема топика) вопросе.

Нужно оперировать только подъемными силами крыла и ГО, приложенными к их ЦД, тягой и сопротивлением и искать баланс их моментов относительно ЦТ.

Тогда момент на ГО Мго = -(Мкрыло + Мтяги + Мсх)
При предельно задней центровке 42% САХ момент подемной силы на крыле - кабрирующий (ЦД - 25% САХ). Мтяги - кабрирующий, Мсх - момент силы лобового сопротивления - пикирующий.
Если в сумме крыло+тяга+сопротивление дадут кабрирующий момент, стабилизатор должен стоять на пикирование для балансировки.


И-150:

стр. 29. Фокус самолета Ту-204-120 расположен 50 ± 5% САХ в зависимости от скорости и высоты полета (рис. 14). Очевидно , Вы переросли Бехтира, а я до него совершенно не дорос. По-этому наши дальнейшие с Вами диалоги - бессмысленны...

КВС Су-24:


Всё в зад (в смысле в хвост) и центровка нейтральная :))

И как потом педалировать?Это ж мечта пилотажника:))
18/01/2013 [15:39:32

Да фюзеляж у Вас коротковат, размаху нет, не то что у нас труба :))

На снижении иногда при выпуске интерцепторов наблюдается угол установки стабилизатора +0.5 по кадру УПР. А теперь давайте свои формулы, ученики Бехтира, АУ!

Еще один Читатель:

2 kovs214:
Стесняюсь спросить, выдерживание угла атаки не приборной скоростью ли? В с чем не могу не согласиться, так это полеты в переболомученной атмосфере. Из-за нейтральной устойчивости при задних центровках самолет и вправду как по волнам. Выход: перекачка топлива кг эдак 200-300 из Б3 в Б1.
18/01/2013 [15:42:52]

Я не совсем понял Ваш пост. Про ГП я уже писал: выдерживают по углу атаки, идеальный вариант 2 градуса. "Переболомученная атмосфера" - это наверное болтанка?

2kovs214:
В детстве не пробовали, после дождя в луже палкой поводить??:))переболомученная атмосфера что-то типо спидометра на самолете, вроде есть, но называется не так:))

Может все-таки кто-нибудь держал в руках эту книгу?

Аэродинамика самолетов семейства ТУ-204/214
(А. Б. Кощеев, А. А. Платонов, А. В. Хабров)
Вчера полдня пытался найти, чтоб понять СТОИТ ли платить сотню енотов за кота в мешке...