kovs214:

jumha:
...Методика объяснения устойчивости ЛА через понятие фокуса повсеместна, все одно бы человек на это вышел. Но "мины" знать полезно, согласен.
-----------
Да, и я вот о том же. Сколько Практических аэродинамик учил, да и не только практических, везде объяснение продольной устойчивости идёт через Фокус.


Учебник учебником, а откройте РЛЭ и в любом из них найдете значения нейтральной центровки или HP.

на вопрос вы так и не ответили, ЦД Ra где будет расположена относительно ЦМ, односложно ответьте.

А Вы вопрос задали?
Хотите односложного ответа на вопрос, не содержащий однозначных условий?
Да пожалуйста:
ТАМ!

-Курс?
-200!
-Чего 200?
-А чего курс?

ну если вы решили рассказать о градиентах своего винегрета, то откуда вы берете величину тяги установившегося полета? Как ваша левая нога пожелает?

Ну если Вы решили плодить венигрет, вместо обмена аргументами и вопросами...
Там же, где Вы берёте у, х, р, r, ra....

corsair75:
...Учебник учебником, а откройте РЛЭ и в любом из них найдете значения нейтральной центровки или HP.
----------
...сейчас уже не помню, но "предельно-задняя центровка" была, "центровка опрокидывания на хвост", тоже была. В принципе, какая разница, игра слов - не больше, суть остаётся та же.

PopСтарожил форумана вопрос вы так и не ответили, ЦД Ra где будет расположена относительно ЦМ, односложно ответьте. А Вы вопрос задали? 
////////
флудите, понятно на односложные вопросы троли не отвечают, я к этому привык, как тут Ленж выворачивался пупком вы бы видели, так что слился, первооткрыватель?

PopСтарожил форуману если вы решили рассказать о градиентах своего винегрета, то откуда вы берете величину тяги установившегося полета? Как ваша левая нога пожелает? Ну если Вы решили плодить венигрет, вместо обмена аргументами и вопросами... 
//////////
все ответа как вы узнали силу тяги не будет, лектор кончился, включился режим троля,
Ваша сказака венского леса закончилась, я же вас предупреждал боитесь не стоит заходить на ветку, не послушались, ну что ж воля ваша бегите от своей волшебной картинки, которую ни в состоянии обьяснить.

Рор(у), SYS(у) и их апологетам к обязательному прочтению!


Законы статики и некоторые выводы из них применительно к самолету:

1. Основной закон статики (он же первый закон Ньютона) гласит: "Если на тело не действуют никакие силы, или сумма всех действующих на него сил равна нулю, то оно будет находится в состоянии покоя или равномерного прямолинейного движения." (Это может быть горизонтальный полет, набор высоты или снижение).
Всякая причина, изменяющая это состояние, является неуравновешенной силой.
2. Точка приложения силы, действующей на тело, может быть взята где угодно на, так называемой, линии действия силы, совпадающей с направлением силы.
3. Все силы действующие на самолет можно свести к одной равнодействующей силе, так же, как и разложить любую силу на две, и более, составляющих. То же можно сказать и о моментах).
4. Если линия действия силы не проходит через центр тяжести самолета, то сила создает вращательный момент.
5. Если свободное тело не вращается, значит равнодействующая всех действующих на тело сил приложена к ЦТ тела или она равна нулю.
6. Если мы уравняли пикирующий момент подъемной силы крыла с кабрирующим моментом руля высоты, то силы их вызывающие мы можем перенести в центр тяжести самолета.
7. Точка приложения подъемной силы сбалансированного самолета всегда находится в центре его тяжести. Достигается это перестановкой стабилизатора и триммированием руля высоты.

8. Если равнодействующая всех сил приложенных к самолету (линия действия этой силы) не будет проходить через центр его тяжести (ЦТ), то самолет будет не лететь, а кувыркаться.

Одно из главных следствий по сегодняшней теме:
Если мы уравняли пикирующий момент подъемной силы крыла с кабрирующим моментом руля высоты, то силы их вызывающие мы можем перенести в центр тяжести самолета. Силы перенести можно, а ЦД - нет!
ЦД самолета определяется компоновочным решением (принципиальной схемой) выбранным конструктором еще на стадии проектирования т.е. взаимным расположением крыла, фюзеляжа и хвостового оперения.
Вот и получается, что у уравновешенного и сбалансированного самолета все силы приложены/перенесены в ЦТ, но дополнительная подъемная сила (её прирост или уменьшение) при внезапном изменении угла атаки возникнет не в ЦТ, а все в том же ЦД самолета, который остался на своем месте.

..сейчас уже не помню, но "предельно-задняя центровка" была, "центровка опрокидывания на хвост", тоже была. В принципе, какая разница, игра слов - не больше, суть остаётся та же. 
////////
Олег ни то ни другое фокусом самолета не является, нейтральной центровкой тоже. кстати у Лигума в практической аэродинамике координаты фокуса указывались и смещение от числа М. Фокус самолета описывался дисциплине в которой он и должен описыватся, не помню кто писал практическую аэродинамику Ан-12, но и там говорилось о положении фокуса. Кстати в РЛЭ и о законах Бернулли и Ньютона не говорится, разве из этого следует, что их нет?

Рор, вот почему, когда я читаю corsair75 и neustaf я всё понимаю, если что не понимаю, то спрашиваю, и их объяснения мне понятны. Но аэродинамика от "Рор-SYS", это какая-то китайская грамота...

neustaf:
..сейчас уже не помню, но "предельно-задняя центровка" была, "центровка опрокидывания на хвост", тоже была. В принципе, какая разница, игра слов - не больше, суть остаётся та же.
////////
Олег ни то ни другое фокусом самолета не является, нейтральной центровкой тоже.

Александр, я их к нейтральной центровки и не относил. Нейтральная центровка, это совпадение задней центровки с ФС.

кстати у Лигума в практической аэродинамике координаты фокуса указывались и смещение от числа М. Фокус самолета описывался дисциплине в которой он и должен описыватся, не помню кто писал практическую аэродинамику Ан-12, но и там говорилось о положении фокуса. Кстати в РЛЭ и о законах Бернулли и Ньютона не говорится, разве из этого следует, что их нет?

Тут, согласен. Я ФС ТУ-154 у Лигума и нашёл. Да, и для ТУ-154, более актуальна, в эксплуатации, была передняя центровка (катастрофа в Норильске)...

kovs214:

..."предельно-задняя центровка" была, "центровка опрокидывания на хвост", тоже была. В принципе, какая разница, игра слов - не больше, суть остаётся та же.


Суть в количестве бреда вываленного на эту ветку вроде бы и не случайными людьми в авиации.

corsair75:
kovs214:
..."предельно-задняя центровка" была, "центровка опрокидывания на хвост", тоже была. В принципе, какая разница, игра слов - не больше, суть остаётся та же.

Суть в количестве бреда вываленного на эту ветку вроде бы и не случайными людьми в авиации.

Это, точно!

Рор
Там же, где Вы берёте у, х, р, r, ra....
//////
Так я же не пытаюсь как вы графически определить линию силы R ( что само по себе уже чушь, но вы этого не можете понять)
Вам для этого требуется величина Р, откуда вы ее берете тоже загадка и весь ваш рисунок, это фантазия.
Я вам нарисовал схему сил, как впрочем нарисовали ее и расследователи инцендета с Боингам, (котрую я также привел в начале темы) это необходимо для понимания процесса, а не для графического решения, что вы предлагаете. И расписывали тут подробно как определить линию действия.

kovs214Старожил форумаРор, вот почему, когда я читаю corsair75 и neustaf я всё понимаю, если что не понимаю, то спрашиваю, и их объяснения мне понятны. Но аэродинамика от "Рор-SYS", это какая-то китайская грамота...
///////
так потому что мы с вами говорим об аэродинамики, а пустобрехи о конях в вакууме, прямой вопрос и все: слились рорасысы и в тину, до следующего мудрого высказывания ни о чем.

все ответа как вы узнали силу тяги не будет, лектор кончился, включился режим троля,  

Не дождётесь.
Я подожду пока Вы выйдите из режима "троль-балабол" и вернётесь к обсуждению того, с чего начали.
Нет? Ну значит, вашу психическую устойчивость я снова переоценил.

PopСтарожил форумавсе ответа как вы узнали силу тяги не будет, лектор кончился, включился режим троля,   
///////////
Захотелось пообчатся, вопросы прежние
1 где относительно ЦТ расположен ЦД самолета с верхним расположением двигателей ( для примера Ан-72)?
2 как вычисляя линию действия аэродинамической силы графически вы определили тягу?
Нет ответов, трольте дальше, нет проблем

sergey114:


Корвалол, я в отличие от вас на примере это делаю своим умом и руками

Чего там вы можете делать своим умом, если даже слово "винглет" без ошибки написать не можете? C какого перепугу вы ВООБЩЕ сюда винглет этот притащили?
А руками у вас пока ботву косить лучше всего получается..."винглеттом":

sergey114:
Так, на случай, если заведем разговор, винглетты

corsair75:

Рор(у), SYS(у) и их апологетам к обязательному прочтению!


Законы статики и некоторые выводы из них применительно к самолету:

1. Основной закон статики (он же первый закон Ньютона) гласит: "Если на тело не действуют никакие силы, или сумма всех действующих на него сил равна нулю, то оно будет находится в состоянии покоя или равномерного прямолинейного движения." (Это может быть горизонтальный полет, набор высоты или снижение).
Всякая причина, изменяющая это состояние, является неуравновешенной силой.
2. Точка приложения силы, действующей на тело, может быть взята где угодно на, так называемой, линии действия силы, совпадающей с направлением силы.
3. Все силы действующие на самолет можно свести к одной равнодействующей силе, так же, как и разложить любую силу на две, и более, составляющих. То же можно сказать и о моментах).
4. Если линия действия силы не проходит через центр тяжести самолета, то сила создает вращательный момент.
5. Если свободное тело не вращается, значит равнодействующая всех действующих на тело сил приложена к ЦТ тела или она равна нулю.
6. Если мы уравняли пикирующий момент подъемной силы крыла с кабрирующим моментом руля высоты, то силы их вызывающие мы можем перенести в центр тяжести самолета.
7. Точка приложения подъемной силы сбалансированного самолета всегда находится в центре его тяжести. Достигается это перестановкой стабилизатора и триммированием руля высоты.

8. Если равнодействующая всех сил приложенных к самолету (линия действия этой силы) не будет проходить через центр его тяжести (ЦТ), то самолет будет не лететь, а кувыркаться.

1, 2 ДА!
3. Неоднозначно.
4. Да
5. Кривовато, но да. Проще говоря, если не вращается (или вращается равномерно), то сумма моментов всех сил равна 0
6. Можем. Можем ещё рассмотреть силы и моменты триммеров руля высоты, заклёпок на триммере, царапин на заклёпках на триммере... Вопрос ЗАЧЕМ?
7 Нет.
8. Да.


Одно из главных следствий по сегодняшней теме:
Если мы уравняли пикирующий момент подъемной силы крыла с кабрирующим моментом руля высоты, то силы их вызывающие мы можем перенести в центр тяжести самолета. Силы перенести можно, а ЦД - нет!
ЦД самолета определяется компоновочным решением (принципиальной схемой) выбранным конструктором еще на стадии проектирования т.е. взаимным расположением крыла, фюзеляжа и хвостового оперения.

Да.
Вот и получается, что у уравновешенного и сбалансированного самолета все силы приложены/перенесены в ЦТ, но дополнительная подъемная сила (её прирост или уменьшение) при внезапном изменении угла атаки возникнет не в ЦТ, а все в том же ЦД самолета, который остался на своем месте.

Одно из возможных представлений.
Но много лишних сущностей.
Зачем отрывать приращения ад сил от точки приложения ад сил?
Можно представить, что все ад силы приложены к самолёту в одной точке? и в сбалансированном состоянии и в разбалансированом.
В точке ЦД самолёта в конкретной конфигурации всех ад поверхностей.
Вот, собственно, это и представлено на всех рисунках.

Pop:

Я подожду пока Вы выйдите из режима "троль-балабол"
====
Не дождетесь. Истина не нужна никому из здешних аффтаритетов, нужно доказать свое превосходство. Когда нет успехов в реале, хочется быть авторитетным хотя бы в такой болталке. А успехов в реале у здешних аффтаритетов нет. Их никто кроме виртуальщиков и не знает. Вот и дуют щеки.

и вернётесь к обсуждению того, с чего начали.
====
Это не обсуждение, а цитирование зазубренного с умалчиванием не понимаемого. Например утверждение о равенстве суммы сил нулю в горизонтальном полете имеет приписку - без учета упругих деформаций, учет которых делает это утверждение бессмысленным.

Захотелось пообчатся, вопросы прежние
1 где относительно ЦТ расположен ЦД самолета с верхним расположением двигателей ( для примера Ан-72)?
2 как вычисляя линию действия аэродинамической силы графически вы определили тягу?
Нет ответов, трольте дальше, нет проблем

Попробуем ещё раз.
1.ЦД ЛЮБОГО статически устойчивого самолёта, в любом сбалансированном режиме полёта, всегда находится выше и сзади ЦМ.
2. Так же, как всегда вычисляется тяга, потребная для конкретного режима полёта. Проецируя АД силу на линию силы тяги.

Pop:

1.ЦД ЛЮБОГО статически устойчивого самолёта, в любом сбалансированном режиме полёта, всегда находится выше и сзади ЦМ.
===
То что выше, очень спорно для низкопланов. То что сзади, верно только для самолетов нормальной аэродинамической схемы.

2. Так же, как всегда вычисляется тяга, потребная для конкретного режима полёта. Проецируя АД силу на линию силы тяги.
===
Один нюанс. Аэродинамические силы, действующие на самолет в полете, не измеримы. Как не измерима и тяга. Сх и Су, определяемые при продувке самолета в аэродинамической трубе не равны Сх и Су реального самолета. К сожалению это факт.

Рор
1.ЦД ЛЮБОГО статически устойчивого самолёта, в любом сбалансированном режиме полёта, всегда находится выше и сзади ЦМ.
---------
решили наступить на те же грабли еще раз, отлично, процитирую вас же
//////
РорВерхний двигатель создаёт момент на пикирование, м нижний на кабрирование. В равновесии эти моменты компенсируются соответствующим моментом ад силы (нет? А чем?). 
/////////
Итак вы утверждаете что для компенсировпния пикирующего момента от верхнего расположенного двигателя Ra должна создавать кабрирующий момент и при этом ЦД находится сзади и выше ЦТ, как это возможно нарисовать сможете? Сами то догоняете о чем вещаете?

Рор
2. Так же, как всегда вычисляется тяга, потребная для конкретного режима полёта. Проецируя АД силу на линию силы тяги.
///////
грабли номер 2, вы уже утверждали что вы Ra определяете через известные величины в том числе и тягу, а теперь уже Р определяете через Ra, это как вы себя представляете?
Но и вам на заметку, так как в аэродинамике вы не рубите, проекция Ra на линию тяги, не является Рпотр
У вас хоть какое то профильное образование есть, или учебник 8 класса последнее, что запало вам в голову?

SYS:

равится как свободно переносят силы в одну точку, не задумываясь над тем, что например момент от тяги двигателей, которая направлена горизонтально, компенсируют моментом от стабилизатора, сила которого направлена вертикально. :))



SYS:

Тяга никуда в реале не переносится, компенсируется момент от нее рычагом стабилизатора с увеличением потери на нем за счет возрастания Сх.

10/04/2016 [11:18:27]

СИС верен себе, зайдём с "другого боку")).
1. Относительно ЧЕГО момент двигателя(ей) вращает самолёт?
2. Относительно чего момент стаба вращает самолёт?

Если вокруг одной и той же точки, то в чём криминал переноса результирующих сил в одну точку?

SYS: Pop:Я подожду пока Вы выйдите из режима "троль-балабол" ====Не
дождетесь. Истина не нужна ни
//////
я рад, что вы нашли и поняли друга, ну а мы никудышные и с ковсом как нибудь пообщаемся, а вам крутым реальщикам меж собой сподручней ни о чем беседы вести.

Итак вы утверждаете что для компенсировпния пикирующего момента от верхнего расположенного двигателя Ra должна создавать кабрирующий момент и при этом ЦД находится сзади и выше ЦТ, как это возможно нарисовать сможете? Сами то догоняете о чем вещаете?

Ну я же Вам уже нарисовал как это возможно.
Как вычисляется момент силы знаете?
Напомню на всякий случай.
Произведение модуля вектора (или величины) силы на плечо.
Плечо силы равно расстоянию от центра до линии действия силы.
Ну это в самом упрощеном виде.

SYS: Pop:Я подожду пока Вы выйдите из режима "троль-балабол" ====Не
дождетесь. Истина не нужна ни
//////
я рад, что вы нашли и поняли друга, ну а мы никудышные и с ковсом как нибудь пообщаемся, а вам крутым реальщикам меж собой сподручней ни о чем беседы вести.

Если вокруг одной и той же точки, то в чём криминал переноса результирующих сил в одну точку?

Криминал в том, что, перенеся их в одну точку, Вы не сможете учитывать изменения моментов этих сил при изменении самих сил.
Вы приращения моментов потеряете.
Для оценки равновесия неизменных сил это делать можно, для оценки устойчивости нельзя.

Рор
5 . Кривовато, но да. Проще говоря, если не вращается (или вращается равномерно), то сумма моментов всех сил равна 0
///////
неверно, из всего то что вы тут накрапали можно представить, что в реальной динамике полета вы совсем не ориентируетесь, но как уж свойственно людям полагаете и без этого описать динамику полета, оттого и косяки такие. При равенстве моментов не будет самолет равномерно вращатся, при наличии угловой скорости возникает сопротивление воздуха вращению, демпфирующие моменты их еще называют, они то и ведут к затухающему колебанию по УА динамическт устойчивого самолета,

SYS:

Мне нравится как свободно переносят силы в одну точку, не задумываясь над тем, что например момент от тяги двигателей, которая направлена горизонтально, компенсируют моментом от стабилизатора, сила которого направлена вертикально. :))


Занёс в анналы ваших нетленок. Пиши истчо!

грабли номер 2, вы уже утверждали что вы Ra определяете через известные величины в том числе и тягу, а теперь уже Р определяете через Ra, это как вы себя представляете?

Вы определитесь с начальными условиями.
Невозможно расчитать и нарисовать режим, не имея никаких исходных.
Если Вы предполагаете, что неизвестна ни Ra, ни масса, ни перегрузка, ни тяга, то ничего из ничего и не получите.
Если спрашиваете как определить потребную тягу, значит остальное задано, если просите узнать Ra, значит, задан режим.
Нет? Тогда как Вы определяли на своих картинках подъёмную силу? А массу? А откуда узнали, что режим установившийся?
Вобщем, либо Вы прекращаете прыгать с темы на тему с целью поумничать и потролить вроде вот этой вот херни:

У вас хоть какое то профильное образование есть, или учебник 8 класса последнее, что запало вам в голову?

Либо останетесь попрыгивать и размахивать руками без ответов. В виде дурачка-провокатора.

проекция Ra на линию тяги, не является Рпотр

В установившемся режиме?
Ну, если уж совсем строго, то сумма проекций Ra и mg на линию силы тяги.
Да? Нет?
Обоснуйте

корвалол:

Если вокруг одной и той же точки, то в чём криминал переноса результирующих сил в одну точку?
===
Доведем идею переноса сил до абсурда: Крылья самолета делаем из туалетной бумаги, ведь все силы с крыла переносятся в ЦД и на крыле сил не остается. :))
Повторяю, все переносы и сокращения сил можно делать в абстрактной упрощенной учебной модели. В реальном самолете это делать нельзя. Все силы и моменты остаются на своих местах и пытаются разломать самолет. Вопрос насчет места ЦД: С какой стороны крыла самолета создается бОльшая подъемная сила? У экранопланов на нижней.

неверно, из всего то что вы тут накрапали можно представить, что в реальной динамике полета вы совсем не ориентируетесь, но как уж свойственно людям полагаете и без этого описать динамику полета, оттого и косяки такие. При равенстве моментов не будет самолет равномерно вращатся, при наличии угловой скорости возникает сопротивление воздуха вращению, демпфирующие моменты их еще называют, они то и ведут к затухающему колебанию по УА динамическт устойчивого самолета,

Сами поняли что написали?
Очередная глупость.
Разбирать? Или протрезвеете сами поймёте?

Pop: Итак вы утверждаете что для компенсировпния пикирующего момента от верхнего расположенного двигателя Ra должна создавать кабрирующий момент и при этом ЦД находится сзади и выше ЦТ, как это возможно нарисовать сможете? Сами то догоняете о чем вещаете?Ну я же Вам уже нарисовал как это возможно.Как вычисляется момент силы знаете?Напомню на всякий случай.Произведение модуля вектора (или величины) силы на плечо.Плечо силы равно расстоянию от центра до линии действия силы.Ну это в самом упрощеном виде.
/////////
Т, е линию действия силы вы вращаете как пожелаете? Верно?, а вы знаете что тангенс угла ее наклона равен качеству самолета? Или это для вас это новость, а качество соответсвенно зависит, от УА.
Если у вас ЦД находится за ЦМ, то подъемная сила У ( это проекция, которые вы так не любите)Ra на ось ОУ, и вы тогда весь кабрирующий момент создаете лобовым сопротивлением Х, а оно обычно раз в 10-15 меньше подьемной силы и плечо силы лобового сопротивления вы задирае до выхода ЦД из контура самолета , верно, вы же ЦД не считаетеификсированной точкой, т.е. Соротивление самолета с самим самолетом у вас никак не связано, знаете какмэто называется?
Бред сивой кобылы в лунную ночь.
Вы рисуете картинки никак не связанные с реальностью, и пытается по ним что то кому то доказать?
Вы большой оригинал, таких давненько не было на форуме.

SYS:

Это не обсуждение, а цитирование зазубренного с умалчиванием не понимаемого. Например утверждение о равенстве суммы сил нулю в горизонтальном полете имеет приписку - без учета упругих деформаций, учет которых делает это утверждение бессмысленным.


СИС, дружище! Давай ПРИПИСКУ и я тебе всё прощу.

То Рор
А мне то зачем определятся с начальыми условиями?
Картинку дурацкую нарисовали вы, потом вы попытались обяснить как вы ее нароисовали, потом вы запутались в собственной логике, что за чем следует в вашем рисунке и теперь вы у меня чего просите, если не можете обьяснить, что сами нарисовали, то это ваша проблема, а не моя.

рор
Разбирать? Или протрезвеете сами поймёте?
----- давайте рассказывайте как самолет с нулевой суммой всех моментов будет вращатся равномерно, стартуйте

рор
проекция Ra на линию тяги, не является РпотрВ установившемся режиме?Ну, если уж совсем строго, то сумма проекций Ra и mg на линию силы тяги.Да? Нет?Обоснуйте
//////
да с дилетантами всегда сложно общатся, терминов, определений они не знают несут чушь потом просят разъяснить им элементарные вещи.
Гляньте какой нибудь учебник аэродинамике, найдете там скоростную, связанную систему координат, ах это ж опять ненавистные вам проекции и разложения сил, все по обезьяньи как вы говорите, у вас то все просто. Узнайте заодно про угол установки двигателй как направлена сила тяги относительно СГФ, пртрм может сообразите как направлена в ГП линия тяги и как направлено лобовое сопротивление Х.

Т, е линию действия силы вы вращаете как пожелаете? Верно?, а вы знаете что тангенс угла ее наклона равен качеству самолета? Или это для вас это новость, а качество соответсвенно зависит, от УА.

Где Вы увидели, что я линию вращаю?

Если у вас ЦД находится за ЦМ, то подъемная сила У ( это проекция, которые вы так не любите)Ra на ось ОУ, и вы тогда весь кабрирующий момент создаете лобовым сопротивлением Х, а оно обычно раз в 10-15 меньше подьемной силы и плечо силы лобового сопротивления вы задирае до выхода ЦД из контура самолета , верно, вы же ЦД не считаетеификсированной точкой, т.е. Соротивление самолета с самим самолетом у вас никак не связано, знаете какмэто называется?
Бред сивой кобылы в лунную ночь.
Вы рисуете картинки никак не связанные с реальностью, и пытается по ним что то кому то доказать?
Вы большой оригинал, таких давненько не было на форуме.

Вот то, что Вы тут накатали, и есть бред сивой кобылы :)
Вы всегда убеждаетесь, что в точке ЦМ находится какое-нибудь твёрдое тело, жёстко привязанное к остальной конструкции самолёта?.
А вдруг там воздух? ЦМ окажется вне контура конструкций и упадёт... :)
Да уж... Лолушки так лолушки.
Ну не можете Вы жить без х и у, так и с ними нифига посчитать не в состоянии???
Ну подвигайте Вы Ra вдоль её прямой действия и посчитайте суммарные моменты от Х и У компонент. Окончательно охренеете от "магии" - моменты-то не изменятся :)
Ну не через голову, так через ноги (бумажка, калькулятор, тыканье пальцем...)

Т, е линию действия силы вы вращаете как пожелаете? Верно?, а вы знаете что тангенс угла ее наклона равен качеству самолета? Или это для вас это новость, а качество соответсвенно зависит, от УА.

Где Вы увидели, что я линию вращаю?

Если у вас ЦД находится за ЦМ, то подъемная сила У ( это проекция, которые вы так не любите)Ra на ось ОУ, и вы тогда весь кабрирующий момент создаете лобовым сопротивлением Х, а оно обычно раз в 10-15 меньше подьемной силы и плечо силы лобового сопротивления вы задирае до выхода ЦД из контура самолета , верно, вы же ЦД не считаетеификсированной точкой, т.е. Соротивление самолета с самим самолетом у вас никак не связано, знаете какмэто называется?
Бред сивой кобылы в лунную ночь.
Вы рисуете картинки никак не связанные с реальностью, и пытается по ним что то кому то доказать?
Вы большой оригинал, таких давненько не было на форуме.

Вот то, что Вы тут накатали, и есть бред сивой кобылы :)
Вы всегда убеждаетесь, что в точке ЦМ находится какое-нибудь твёрдое тело, жёстко привязанное к остальной конструкции самолёта?.
А вдруг там воздух? ЦМ окажется вне контура конструкций и упадёт... :)
Да уж... Лолушки так лолушки.
Ну не можете Вы жить без х и у, так и с ними нифига посчитать не в состоянии???
Ну подвигайте Вы Ra вдоль её прямой действия и посчитайте суммарные моменты от Х и У компонент. Окончательно охренеете от "магии" - моменты-то не изменятся :)
Ну не через голову, так через ноги (бумажка, калькулятор, тыканье пальцем...)

SYS:

Доведем идею переноса сил до абсурда:

Вы скрестили динамику системы с динамикой точки, добавили туда
сопромат и получили несварение желудка. Искренние соболезнования.

Рор
Ну подвигайте Вы Ra вдоль её прямой действия и посчитайте суммарные 
/////
свят, свят, свят, это вы двигаете и нарываетесь на кучу косяков, пытаясь из обьянить нарываетесь на новые, а пртом просите меня что то вамдать.
Даю пъберите и пользуйтесь безвозмездно.
ЦД это точка приложения всех аэродинамических сил, она имеет свою величину и направление, напавление зависит от К, точка ее приложения фиксированна и имеет свои координаты по осям ОХ и ОУ.
Это аксиома, в пространстве она не перемещается как бы вы этого не желали, за сим пауза.

давайте рассказывайте как самолет с нулевой суммой всех моментов будет вращатся равномерно, стартуйте

Да Вы ж сами написали как он остановится :)
За счёт дополнительных ад моментов, возникающих при вращении.
Т.е., сумма моментов перестанет быть нулевой.
Если она останется нулевой, то и будет вращаться дальше.
Вы чего? Переутомились?
Отдохните, успокойтесь, в самом деле :)
А то всё больше и больше напоминаете того, "чьё положение выше точки опоры".
"Педалируете", прыгая в разные стороны... раскачиваете сам себя... так и грохнуться окончательно не долго :)
Крепче за рога держитесь, и движения плааавные, осмысленные... ;)

ЦД это точка приложения всех аэродинамических сил, она имеет свою величину и направление, напавление зависит от К, точка ее приложения фиксированна и имеет свои координаты по осям ОХ и ОУ. 

Ну и?
Какого ж гхыра тогда Вы её в ЦМ таскаете, а потом таскаете туда-сюда?
Я Вам показал как эту точку найти.
Нарисовал эту точку, в КОНРЕТНОМ МЕСТЕ, откуда её не надо никуда таскать.
Координаты нужны?
Ну пририсуйте Вы эти оси, раз без них жить не можете...

ЦД это точка приложения всех аэродинамических сил, она имеет свою величину и направление, напавление зависит от К,  

Точка имеет направление и величину?
Или сила имеет направление, величину и точку приложения?
Так чё там с координатами этой точки?
Центр координат где?

SYS:

Когда нет успехов в реале, хочется быть авторитетным хотя бы в такой болталке. А успехов в реале у здешних аффтаритетов нет. Их никто кроме виртуальщиков и не знает. Вот и дуют щеки.

Знакомо, аха)):

http://lurkmore.hex1.ru/%D0%A1 ...




SYS:

Вопрос насчет места ЦД: С какой стороны крыла самолета создается бОльшая подъемная сила? У экранопланов на нижней.

Насчёт места ЦД не скажу, его ведь НЕТ? )))) Все силы "разбросаны" кругом, по-вашему. Наличие результирующих вы начисто отвергаете, постоянно апеллируя к реальному самолёту. Вы бы это преподавателю говорили, когда он стрелочки рисовал: мол нах они нужны, в реале-то их нет?))
С упругими деформациями я понял наконец, чего вы хотите сказать. При равенстве "0" всех сил и моментов, конструкция находится "под напряжением". Иными словами, горизонтальное коромысло уравновешенных весов испытывает деформацию изгиба. Точно так же самолёт, при сумме всех сил и моментов равной нулю, подвергнут различным деформациям, только какое отношение к переносам сил это имеет? Никто ведь не отвергает наличие самих сил, при равенстве нулю их равнодействующей? Или что вы подразумеваете под упругими деформациями и почему из-за них нельзя ничего никуда переносить?

Насчёт подъёмной силы: львиная доля её находится снизу. Есть же графики распределения давлений по поверхностям крыла. Это Ньютон.
А сверху, за счёт зоны пониженного давления, сила скорее "подсасывающая" (тянущая) чем "подъёмная" (толкающая). Условно конечно: само по себе разрежение никакой силы не создаёт, оно (разрежение) создаёт бОльшую разницу давлений = бОльшее давление снизу, плюс к имеющемуся. Заметили тонкость? Если полностью (условно) создать вакуум над крылом, то вверх его будет толкать давление снизу, ибо вакуум никакой силы не создаёт.

Стоило отвернуться, как опять все перепутали.
Корсар75, вы забыли сказать, что при переносе силы в какую-либо точку надо добавить момент этой силы относительно выбранной точки.
Кроме того Вы неправы относительно постоянства положения ЦД.
При изменении угла атаки оно изменяется,
для этого и придумали фокус.

создаёт бОльшую разницу давлений = бОльшее давление снизу, плюс к имеющемуся.

Поправлюсь. Только бОльшую разницу давлений, давление снизу не изменится конечно.

корвалол:

Насчёт места ЦД не скажу, его ведь НЕТ?
===
Его нет у реального самолета, в упрощенной модели он есть.

Все силы "разбросаны" кругом, по-вашему.
===
Это не по моему. Это реально. Можете посмотреть видео самолетов, оклеенных шелковинками. В каждой точке своя аэродинамическая сила, которая почему то никуда не хочет переноситься. :))

Точно так же самолёт, при сумме всех сил и моментов равной нулю, подвергнут различным деформациям, только какое отношение к переносам сил это имеет?
===
На эти деформации надо затратить часть силы. Закон Гука однако.

Насчёт подъёмной силы: львиная доля её находится снизу.
===
То есть у модели низкоплана ЦД расположен под фюзеляжем? :))

Расположение ЦД выше ЦМ влияет на поперечную устойчивость но не определяет
ее.
Возьмите Ту-104, ЦД явно ниже ЦМ, а самолет устойчив вследствие стреловидности крыла.