адзига:

олд:

Кривые тов. Жуковского в первую очередь показывают соотношение
потребной мощЬности от имеющегося сопротивления, В ЗАВИСИМОСТИ ОТ СКОРОСТИ НА ДАННОЙ ВЫСОТЕ

Вы сами поняли, что сказали? :


"...от имеющегося сопротивления"

Где на кривых Жуковского по мощностям Вы "имеете" это ваше сопротивление?

Вы то сами поняли что "пукнули"?

А сопротивление зарыто в Х=Рп.где Х=Хо+Хi. Дли бестолковых поясняю потребная тяга горизонтального полета равна сумме профильного и индуктивного сопротивления.
Что соответствует условию установившегося горизонтального полета:
Р-Х=0. Есть еще одно условие У-G=0 что позволяет отбросить всякую связь с устойчивостью по скорости здесь, на графике Жуковского, это тупо Н=const.

Единственоое прошу прощения:
Кривые тов. Жуковского в первую очередь показывают соотношение
ПОТРЕБНОЙ мощЬности от имеющегося сопротивления, В ЗАВИСИМОСТИ ОТ СКОРОСТИ НА ДАННОЙ ВЫСОТЕ
Конечно же РАСПОЛОГАЕМОЙ.

2олд:
Уважаемый оппонент, Вы уж, пожалуйста, определитесь о чем ведете речь -
о кривых по мощностям или по тягам. Если для Вас это не имеет значения,
то и толковать нам дальше не о чем.

Налицо хорошее понимание физики полета адзигой, и кусочное - олдом.

Вообще то самолет всегда на взлете и посадке кратковременно летит во 2 режиме

Вэлет, это, ИМХО, "путешествие" по располагаемой тяге. И если она после отрыва оказалась меньше потребной, то уповай на Господа и концевую полосу безопасности (КПБ).

Третейский судья:

Налицо хорошее понимание физики полета адзигой, и кусочное - олдом.

Ваша честь!
Ну на хрена мне тут еще и завистники?

Прошу прощения, подлил масла в ваш огонь, рискуя получить от обоих участников, как это часто бывает :)) Просто с интересом читаю вашу дискуссию. Познавательно.

Третейский судья:
Просто с интересом читаю вашу дискуссию.

Ну какая нах. дискуссия? Никто никого, кроме 2-3 человек,
не слушают, а просто квакают и...ждут аплодисментов.

Тяга? однозначно тяга.
Sorry/

Полет на втором режиме можно выполнить двумя способами(третий прилагается):
1-st:
при полете на "бреющем"( при отсутсвии избытка высоты)
только изменением тяги двиг. РУД (РУДами) туда-сюда, туда-сюда.......

2-nd:
при полете с достаточным избытком высоты;
Можно
1.разгонять(тормозить) самолет либо увеличением(уменьшением) тяги, при сохранении высоты.
(СМ.1-st)

2.разгонять или тормозить попелац изменением высоты(не трогая тягу)используя GsinO
(где О является тета по гречески).

3-d:(мастерский), не для тупорогих.
коль позволяет мастерство и опыт;
Двигай РУДами и РУС (штурвалом), как мастер-швея мотористка.

олд:

Полет на втором режиме можно выполнить двумя способами(третий прилагается):


3-d:(мастерский), не для тупорогих.
коль позволяет мастерство и опыт;
Двигай РУДами и РУС (штурвалом), как мастер-швея мотористка.

А сами на чём "строчили".

Lео:

neustaf:
На втором режиме самолет неустойчив по скорости


такой самолет не соответсвует ЕНЛГС и не пройдет сертификацию, самолет Ту-154 сертифицирован по ЕНЛГС-2 и устойчив и по скорости и по перегрузке на скоростях менее Vн.в, то есть во втором режиме.

вы , очевидно, опираетесь на кривые Жуковского, но они не подходят к вопросу устойчивости.

Да именно на них
устойчивость можно улучшить или неустойчивый самолет сделать устойчивым при помощи САУ, но он при этом аэродинамически останется неустойчивым (без сау)
Однако по Ту-154 я спорить вообще не буду, может ему скоростной диапазон так сдвинули, что он вообще на второй режим не попадает

Lео:

Да именно на них


вы наверное судите о устойчивости по скорости по кривым Жуковского, но это неверное направление.
В устойчивости есть два понятия устойчивость по перегрузке (углу атаки) короткопериодическое и устойчивость по скорости длиннопериодическая примрно с периодом 15 секунд для Ту-154.
важно как изменятся моменты на самолете при изменени скорости и угла атаки. Кривые этого не покажут. критерием является момент М по уатаки, Здесь схемке
http://photo.qip.ru/users/neus ...

пояснение Кратко поясню если произошло самопроизвольное повышение угла атаки, то увеличится Подъемная сила крыла, приведет к увеличению Пикирующего момента и уменьшению углу атаки.
Теперь графики самого самолета Ту-154
http://photo.qip.ru/users/neus ... (правый график)

второй режим начинается после АЛФА н.в 12 градусов самолет устойчив по углу атаки и на втором режиме, при уменьшении скорости полета у самолета угол атаки не изменится (устойчивость по углу атаки) значит уменьшится подъемная сила крыла саолет перейдет на снижние и увеличит скорость.

Но вы правы, в том полете второго режима не было.

neustaf.

Вы объясняете этот процесс через Мz в зависимости от угла атаки, т.е. беря только планер без двигателя, а почему этот процесс нельзя объяснить через избыток тяги, который возникает при случайном изменении скорости?

Устойчивость поскорости избытком или недостатком тяги можно обяснять если саолет стабилизирован по высоте или тангажу, то есть только по оси 0Х. но устойчивость самолетс рассматривается в рлоскости У0Х самолет при падении скорости опускает нос - разгоняется, при росте - переходит в набор тормозится. Это справедливо и для первого и для второго режима

Так, кривые НЕЖ и рассматривают для ГП. Все самолеты проектируют устойчивыми, т.е. при падении скорости-нос опускается, при росте-переходит в набор, тут другого быть не может, если, по другому, то самолет не устойчивый. А Vнв находят по кривым, она и является границей 1 и 2 режимов.

А никто не видал, что вытворяют авиамоделисты? Модельки самолетов могут зависать, как вертолеты. При этом все скорости равны нулю. Только тяга. Вот и второй режим в самом доступном понимании. Хотя не знаю, как они ими умудряются управлять...

kovs214:

Так, кривые НЕЖ и рассматривают для ГП.
--------

mожно добавить установившегося ГП,
в сущности Кривые НЕЖ это поляра умноженная на скоростной напор.
это азы, устойчивость это уже следующий шаг и кривыми ее не объяснишь

adan:

А никто не видал, что вытворяют авиамоделисты?

видали, когда тяга в два раза превышает массу самолета там соваем другая кухня в основном моменты инерции, моменты от вращения винта и т.д.

и что сложного в управлении? Напор от винта давит на все рули, реакция парируется триммером. Пробовал, интересно, но сложно.

Сафокл:

и что //сложного// в управлении?

Пробовал, интересно, но //сложно//.


no comment

neustaf:

kovs214:

Так, кривые НЕЖ и рассматривают для ГП.
--------

mожно добавить установившегося ГП,

Можно еще добавить к сказанному: установившегося ГП, в точках пересечения Рпотр и Р расп, т.е. при Рпотр=Ррасп, и только там полет установившийся, т.е. с-т триммирован, и режим работы дв-лей подобран. При этом, Рпотр=Х (Х-лобовое сопротивление). Вне этой точки (увеличение или уменьшение скорости за счет внешних возмущений), самолет (не планер) попадает в зону, или дефицита, или избытка тяги, где происходит разбалансировка сил, т.е. Рпотр., а вмести с ним и Х, либо увеличиваются (в 1 реж., при увеличении скорости), и самолет УМЕНЬШАЕТ скорость, возвращаясь к исходной скорости, либо Рпотр и Х уменьшаются (во 2 реж. при увеличении скорости), но с-т ПРОДОЛЖАЕТ УВЕЛИЧИВАТЬ скорость, т.е. во 2 реж. наблюдается некоторая неустойчивость по скорости. И почему нельзя анализировать устойчивость по кривым НЕЖ? При этом, естественно, мы фокус, заднюю центровку и Мz не трогаем, т.е., в этом плане, на данном с-те все ОК.


в сущности Кривые НЕЖ это поляра умноженная на скоростной напор.
это азы, устойчивость это уже следующий шаг и кривыми ее не объяснишь

В сущности, имхо, это совокупность двух тяг (Рпотр. и Ррасп) в зависимости от скорости, а выражаясь фигурально, (взглядом из кабины): Рпотр-это штурвал, которым мы изменяем тангаж, и в свою очередь угол атаки, а это изменяет лобовое сопротивление самолета(Х), а Ррас-это РУДы, т.е. это ПРАКТИЧЕСКАЯ аэродинамика.

P.S. Пример: ТУ-154, Н-0м, m=90т. Vнв=415кмч; Vсв=283кмч; диапазон=132кмч. При заходе, для выпуска шасси, гасят V до 400кмч (2 реж), для выпуска мех.гасят V до 350кмч (2реж).Поршневые не летают во 2 реж. из-за малого диапазона скоростей между Vэк (граница режимов) и Vсвал.

05/05/2011 [20:55:10]

Рпотр., а вмести с ним и Х, либо увеличиваются (в 1 реж., при увеличении скорости), и самолет УМЕНЬШАЕТ скорость, возвращаясь к исходной скорости, либо Рпотр и Х уменьшаются (во 2 реж. при увеличении скорости), но с-т ПРОДОЛЖАЕТ УВЕЛИЧИВАТЬ скорость, т.е. во 2 реж. наблюдается некоторая неустойчивость по скорости. И почему нельзя анализировать устойчивость по кривым НЕЖ?


по той причине, что чтобы самолету находится на кривой Жуковского и сохранять равенство У=вес (сохранения ГП) самолетом надо УПРАВЛЯТь, то есть изменять АЛФА и соответственно Су при изменение скорости. О чем я уже писал , стабилизировать полет, а УСТОЙЧИВОСТЬ это способность самолета без вмешательства АП или пилота сохранять параметры угол атаки и скорость,

neustaf:

adan:

А никто не видал, что вытворяют авиамоделисты?

видали, когда тяга в два раза превышает массу самолета там соваем другая кухня в основном моменты инерции, моменты от вращения винта и т.д.

А почему другая кухня? Просто в учебниках по аэродинамике, кривую потребной тяги недорисовали до нулевой скорости.

Рпотр-это штурвал, которым мы изменяем тангаж, и в свою очередь угол атаки, а это изменяет лобовое сопротивление самолета(Х), а Ррас-это РУДы, т.е. это ПРАКТИЧЕСКАЯ аэродинамика.


вы все верно излагаете, мы управляем, а устойчивость это способность самолета без вмешательтва, потому и не подходит кривые Жуковского под раздел практической аеродинамики устойчивость. Отлуда растут уши мне понятно еще в УАЦ мне именно так объясяли устойчивость по скорости, в ВЛУГА мы изучали предмет глубже.


Поршневые не летают во 2 реж. из-за малого диапазона скоростей между Vэк (граница режимов) и Vсвал.


ни и если ны коснулись поршней, то там используют кривые можностей, это немного другая пестня.

Да все просто.Граница режимов проходит по наивыгоднейшей скорости.
До нее самолет неустойчив по скорости.Т.е.если при к-либо возмущении
скорость упадет , то она будет падать и дальше, а если вырастет
то будет расти и дальше.
Некорректно рассматривать кривые располагаемых мощностей(или тяг)
на снижении.Поскольку появляется Gcos угла снижения.А это очень большой
коэффициент.К примеру самолет весом 100тонн снижаясь под углом
45(для простоты счета) градусов прибавляет в тяге 50 тонн.

neustaf:

... а УСТОЙЧИВОСТЬ это способность самолета без вмешательства АП или пилота сохранять параметры угол атаки и скорость,

06/05/2011 [13:00:17

А самопроизвольное возвращение к исходной скорости за счет избытка или дефицита тяги в 1-режиме-это разве не устойчивость? Или вы клоните к диффам?)))

Да, "поршня", это кривые мощности, я просто забыл это упомянуть.

простой.

Если вы имеете в виду мой пример, то шасси и механизация выпускаются в горизонтальном полете. На ТУ-154 при массе 80 тонн, при полностью выпущенной механизации (посадка), и при УНГ=3*, составляющая веса, около 4 тонн.

a никто нe пробовaл сaм построить эти кривыe для своeго типa, для ГП в полётной конфигурaции и во взлётно-посaдочной?

2 kovs214
А самопроизвольное
возвращение к исходной
скорости за счет избытка или
дефицита тяги в 1-режиме-это
разве не устойчивость?
___
при рaссмотрeнии 1 и 2 рeжимов используют тeрмины 'устойчивоe и нeустойчивоe рaвновeсиe'. Помнитe, прeподaвaтeль, в пояснeниe к этому рисовaл шaрик, нaходящийся нa вогнутой повeрхности (устойчивоe рaвновeсиe-1 рeжим), и шaрик нa выпуклой пов-ти для 2 рeжимa

a дифуры и устойчивость-это совсeм другaя тeмa

recon:

2 kovs214
А самопроизвольное
возвращение к исходной
скорости за счет избытка или
дефицита тяги в 1-режиме-это
разве не устойчивость?
___
при рaссмотрeнии 1 и 2 рeжимов используют тeрмины 'устойчивоe и нeустойчивоe рaвновeсиe'. Помнитe, прeподaвaтeль, в пояснeниe к этому рисовaл шaрик, нaходящийся нa вогнутой повeрхности (устойчивоe рaвновeсиe-1 рeжим), и шaрик нa выпуклой пов-ти для 2 рeжимa

06/05/2011 [18:05:30]

Да я, о том же ))))

во втором режиме самолет Ту - 154 аэродинамически устойчив по скорости, неустойчивость, но уже по углу атаки, тот самый шарик наверху сферы, при подхвате - малейшее отклонение приводит к лавинообразному росту. Самое отклонение вызывает момент ведущий к его увеличению

recon:

a никто нe пробовaл сaм построить эти кривыe для своeго типa, для ГП в полётной конфигурaции и во взлётно-посaдочной?


Кое кто и попробовал. Даже решил. И математические модели создал. Но на 80%. Потому-что остальные 20% требуют неимоверных усилий. Тянет за собой аэродинамическую упругость, прочность, управляемость и прочую хренотень.

там все проще можно и без диффов, устойчивость по скорости за счет разницы Тяга (Р)- Сопротивление (Х) то же присутствует и ви втором режиме также, но ее влияние меньше чем искривление траектории из-за разницы веса и Подъемной силы (У), тяга меньше веса в К (качество) раз.

Проведем вычисления по устойчивости самолета на втором режиме, без диффов обойдемся только арифмитека.

Начальные условия
Второй режим. Установившийся ГП.
У=вес
Х=Р
самолет сбалансирован, самолет устойчив по углу атаки, то есть самолет сохраняет без вмешательства летчика угол атаки. Нет управляющих воздействий на рули.
От внешнего воздействия самолет (для упрощения возьмем 10% - дело не в цифрах, а в изменениях) птерял 10% скорости.

V2=0, 9V1
Сх и Су не изменятся самолет остался на том же угле атаки АЛФА2=АЛФА1, аеродинамические силы изменятся лишь пропорционально квадрату скорости.
У2=0, 81У1
Х2=0, 81Х1

вес и Р остались прежними, что получилось
Сопротивление стало меньше тяги, Подъемная сила меньше веса

самолет переходит на снижение - начинает разгонятся

Через некоторое время скорость достигает прежней самолет устойчив, За время процесса угол атаки постоянен, изменилась лишь высота.

Все просто без диффов

пока фильтр прошел - состарился

и тишина

Roman_W_K
И именно устойчивость по скорости, а не качество является определяющей границей режимов.


а вот тут вы неправы, но что бы не хламить ветку перейдем на профильную



и пообщаемся про устойчивость по скорости на втором режиме.

Да, так в чем это я не прав?
Могу конечно заново открыть литературу, но насколько я помню, определение второго режима - режим полета на котором самолет неустойчив по скорости.
ПОтому проявляются особенности пилотирования - надо следить тщательно за скоростью и постоянно подыгрывать тягой. Иначе скорость уйдет.

Подержу беседу теоретиков))))
http://www.tosnoaero.ru/librar ...
Цитата:
"Из формулы потребной тяги следует, что минимальная тяга для горизонтального полета
потребуется при максимальном качестве самолета (формула)
Максимальное качество самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки. Скорость,
соответствующая αнв, называется наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета VНВ (для самолета
Як-52 Vнв=162 км/ч, для Як-55 Vнв=137 км/ч)."
Ногами прошу не бить))

Вкратце. у любого самолета хоть реактивного хоть винтового хоть планера есть еще экономическая скорость, которая меньше наивыгоднейшей и на которой достигается максимальная длительность полета ( а без двигателя - минимальная вертикальная скорость снижения).

Эта скорость соответствует минимальной развиваемой мощности двигателя.
И вот в этом есть ключевой момент, поскольку реактивщики часто не доганяют, что тяга - величина производная, зависящая от скорости в том числе.
А двигая РУДы они регулируют именно мощность двигателя. То есть работу, которую он совершает.

Так вот, экономическая скорость - это скорость на которой нужно совершить минимум работы чтобы лететь горизонтально.
А наивыгоднейшая - та, на которой для этого нужно минимум тяги.

Но поскольку тяга величина производная, то работы двигатель на этой скорости совершает больше. И топлива кушает больше. И режим ему нужен выше.

Если скорость за счет порыва ветра упадет, у двигателя появится избыток мощности и он наростит эту скорость опять -> самолет устойчив по скорости на наивыгоднейшей.

На втором же режиме если скорость упадет, то образуется дефицит мощности и скорость продолжит падать еще больше. И без снижения восстановить ее можно только увеличением мощности двигателя.

На втором же режиме если скорость упадет, то образуется дефицит мощности и скорость продолжит падать еще больше. И без снижения восстановить ее можно только увеличением мощности двигателя.


здесь у вас маленькая ошибочка, нельзя говорить об устойчивости опираясь на кривые Жуковского, они для ГП.
а при разговоре об устойчивости говорят о невмешательве в управление самолета,

главное что бы самолет был устойчив по углу атаки, тогда УА=const ,
при падении скорости, что на первом, что на втором режиме Су останется постоянным , т, к УА=const , с уменьшением скорости уменьшится У, самолет перейдет на снижение начнет расти скорость, самолет устойчив на скорости,

У Roman_W_K наблюдается явно выраженный эффект Даннинга-Крюгера. Кто не в курсе, что это - гугл в помощь

Кривые Жуковского не только для ГП. Именно потребная мощность определяет вертикальную скорость снижения в безмоторном полете на данной скорости.
Именно в точке пересечения касательной из начала координат к кривой потребных мощностей будет скорость максимального качества. Планер на этойскорости летит не в горизонтальном полете.
И наконец горизонтальная касательная к кривой определяет экономическую скорость, на которой тот же планер будет прижаться с минимальной вертикальной скоростью.

По поводу второй части, надо поразмыслить. Напишу позже.

Расскажите нам убогим, как это сила тяжести становится тягой? Откуда у планера вообще тяга? Нарисуйте схему сил уравнения движения, ну хотя бы для простоты, в горизонтальном полете и расскажите, все таки никак не укладывается в голове что сила тяжести может волшебным образом вопреки законам физики вдруг стать тягой. Может ещё расскажете, что такое пропульсивная сила?

Да уж, прочитал много. Умно. А вообще вы в курсе, что каждый полет связан со вторым режимом? Обратите внимание, везде в умных книжках говорится про посадку. А теперь немного практики, подходите к тнв (10 м-30ft) действие рулей прямое и есть запас по скорости, двигатели на малом(запас тяги макс) или 2 вариант-скорость на пределе, но двигатели на режиме(запас тяги не макс). Выравниванием и самолёт идёт за рулями.заканчиваем выравнивание на н 0.5-1 м или 10ft и выдерживаем на этой высоте плавно отклоняя рули, самолёт если не передрали (в противном случае пойдёт с набором)идёт с гашением скорости на одной высоте с макс запасом тяги и вуаля посадка, перегруз от 1.2 до 1.4. А если шли на режиме. То при установке на малый газ там и сели( запас тяги опять макс) вроде это и есть второй режим.ну и при заканчивании и не исправлении выравнивания на больших высотах получаете перегрузку гораздо больше.
И ещё скорость между границами величина не постоянная для одного типа. И зависит от всех параметров от чего зависит подъемная сила и вес.
А взлёт и отрыв на скорости меньше расчётной - это от лукавого... на втором режиме самолёт не летает, а сыпется или парашютирует...
Как то так

Мыслитель....ё-маё...Николай Егорович Жуковский, царствие небесное ему, наверное в гробу перевернулся от такой вольной трактовки его кривых...тваю ж мать... оказывается вертикальная скорость снижения безмоторного(термин то какой) полета определяется потребной мощностью...Roman.W.K....физику хоть за 8 класс откройте...вспомните второй закон Ньютона ( F=ma)...в данном приложении F сила тяжести, m масса летательного аппарата...вот и ищите отсюда вертикальную...но с учётом аэродинамического качества и ещё массы сопутствующих факторов...