А по поводу угла атаки правильно сказал 86: если и набирать и лететь на наивыгоднейшем УА, то он будет одинаковый в наборе и ГП. Отличаться будут скорости и потребная тяга.
А если набирать и идти в ГП на постоянной скорости, то в наборе УА будет меньше, потому что в наборе меньше требуемая подъемная сила. А если крылу надо создавать меньше подъемной силы в наборе, то и УА при постоянной скорости у него будет меньше.

2 : лол:

Не спорю аеродинамика не есть моя специализация. Но моих знании в области хватает чтобы зашитить кандидатскую диссертацию.
Второе, пока я не видел грамотного обоснования кроме как нах и пох.
Третие, возмите учебник, лучше за 39 год там очен просто изложено что такое угол атаки от чего зависит ну итп.
Четвертое. Уровен теоретическои подготовки Россиского летного состава в болшои части оставляет желат лучшего а то некоторие леччики так називаемие не знают в чем измеряется атмосферное давление и что такое стандартная атмосфера.

2 : лол:

Знаете ето напоминает извечни спор между автолюбителями. Знаете когда едиш на машине и резго даеш газ в пол, слышны звонкое цоканье из под капота, так я вас уверяю 99% автолубителеи и 80% профи утверждаут что ето палчики стучат. И вед некого не переубедиш. Та ге ситуация и здесь.

2 demid:

А если набирать и идти в ГП на постоянной скорости, то в наборе УА будет меньше, потому что в наборе меньше требуемая подъемная сила. А если крылу надо создавать меньше подъемной силы в наборе, то и УА при постоянной скорости у него будет меньше.




По вашему если самолет летит с 500 км/ч в ГП и угол атаки у него 5 градусов.
В наборе с 500 км/ч у него что тоже 5 градусов будет? Ето что получается АУАСП будет показыват одинаковые значения для обоих случаев?

2 demid:

, потому что в наборе меньше требуемая подъемная сила.


Ето с каких пор?

ZOGAR:

2 demid:

, потому что в наборе меньше требуемая подъемная сила.


Ето с каких пор?
*******

У-у-у, как все запущенно-то... Кандидатская, говорите?

ZOGAR:

По вашему если самолет летит с 500 км/ч в ГП и угол атаки у него 5 градусов.
В наборе с 500 км/ч у него что тоже 5 градусов будет? Ето что получается АУАСП будет показыват одинаковые значения для обоих случаев?

Вы как раз поняли мои слова с точностью до наоборот. Перечитайте фразу: "А если набирать и идти в ГП на постоянной скорости, то в наборе УА будет меньше". А если мы хотим сохранить УА 5 градусов и в ГП и в наборе, то скорости будут различаться.

2 demid:

Подьемная сила крыла в ГП = весу самолета - с етим вы согласны?

2 demid:

Далше если подьемная сила = весу самолета в ГП, то уменшение подьемнои силы приведет к снижению - с етим вы тоже согласны?

ZOGAR - пока согласен. развивайте мысль :)

2 demid:

А теперь обясните мне темному, как ето подьемная сила крыла будет меньше в наборе чем в ГП-?

Ну смотрите, как Вы можете поменять подъемную силу без изменения аэродинамических качеств крыла, то есть не меняя его конфигурацию? Два варианта - либо изменить скорость, либо угал атаки. Согласны?

2 demid:

У-у-у, как все запущенно-то... Кандидатская, говорите?



Отвечая на ваш вопрос. Низкоеммисионние камеры сгорания для ГТ, Израиль, 2009

2 demid:

Soglasen.

Вообще-то я не с той стороны начал объяснение. Извиняюсь. Правильнее сказать так: в наборе высоты полный вектор подъемной силы L (направленной вверх) будет, конечно же больше веса W. Однако подъемная сила крыла будет меньше. Пояснить на сколько будет меньше подхемная сила крыла или все уже и так стало очевидным?

2demid:

Только как не меняите ее лuбыми способами, в наборе подьемная сила всегда болше чем в ГП потому что тяга двигателеи не скомпенсирует возросшее лобовое сопротивление. Фаитеры не обсуждаем, там тяга на форсаже = весу самолета или даже больше.

ZOGAR, я уважаю Вашу научную работу. Сам делал диссертацию (правда по тех.наукам), но к сожалению так и не защитил ее. Однако знание общей теории механики жидкойстей и газов не обязательно приводит к пониманию того, как летают самолеты :) Вы конечно знаете, как крыдо обтекается потоком, но самодет, это не только одно крыло, там есть еще много других запчастей.

2 demid:


Вопше я думаю ето специфично для каждого случая. Но на вскидку учитивая и фезюляжное сопротивление и учитивая что из-за геометрическои крутки крыла подьемная сила будет разная по сечениям. Всетаки для обичного джета типо бобика, арбуза подиемная сила крьла будет больше.

А дело не в лобовом сопротивлении. При постоянной скорости и угле атаки, сопротивление не изменится. Просто в наборе у Вас вектор тяги будет направлен не по горизонтальной оси, а немного вверх. Соответсвенно тяга будет раскладываться на горизонтальную и вертикальную составляющую. Вертикальный компонент вектора тяги будет равен полной тяге * синус угла наклона продольной оси самолета к горизонту (не принимаем во внимание угол установки двигателей, предполагаем, что он параллелен продольной оси самолета). Соответсвенно на такую же величину уменьшится потребная подъемная сила крыла.

2 demid:

ZOGAR, я уважаю Вашу научную работу. Сам делал диссертацию (правда по тех.наукам), но к сожалению так и не защитил ее. Однако знание общей теории механики жидкойстей и газов не обязательно приводит к пониманию того, как летают самолеты :) Вы конечно знаете, как крыдо обтекается потоком, но самодет, это не только одно крыло, там есть еще много других запчастей.



а я в курсе. Всетаки аерокосмически факультет заканчивал. Вот так и трудятся теперь все специ по загранкам.

demid:

А дело не в лобовом сопротивлении. При постоянной скорости и угле атаки, сопротивление не изменится. Просто в наборе у Вас вектор тяги будет направлен не по горизонтальной оси, а немного вверх. Соответсвенно тяга будет раскладываться на горизонтальную и вертикальную составляющую. Вертикальный компонент вектора тяги будет равен полной тяге * синус угла наклона продольной оси самолета к горизонту (не принимаем во внимание угол установки двигателей, предполагаем, что он параллелен продольной оси самолета). Соответсвенно на такую же величину уменьшится потребная подъемная сила крыла.



Не учели возросшее лобовое сопротивление крыла , Yd

2 demid:

Хотя в целом с вашими выводами я согласен

2 demid:

Вы предположили, что полное сопротивление самолета не зависит от угла атаки. Ето конечно же не так. Если вы учтете все факторы для реалних конструкции например для Ту-154 то прибавка от тяги двигателеи будет не сушественнои. У него итак тяговооружение 30% при MTOW а макс Cl в раионе 1.5 при полетнои конфигурации а вот Cd при увеличении УА возрастает значително.

А почему оно вырастет-то? Лобовое сопротивление (как и индуцированное) крыла вырастет, если вы увеличите ему угол атаки и оно будет продолжать двигаться сквозь среду по той же траектории. Но в наборе оно же двигается немного вверх. Так что если посмотреть проекцию крыла на плоскость, перпендикулярную вектору скорости самолета - то площадь проекции не поменяется.

И вообще, посмотрите, от чего зависит график полного сопротивления? График строится по осям speed-drag. Сопротивление зависит от скорости (и в этой зависимости скрыт и угол атаки, и все три вида сопротивления, которые возникают при движении самолета). Зависимости сопротивления от набора-снижения этот график не показывает.

Вот, нашел какой-то учебник. Так все простым языком рассказано.

The lift only matches the weight when the aircraft is flying straight and level. When the aircraft is in a steady descent or in a steady climb the lift is a bit less than the weight. We will explore this in the climb/descent modules but just be aware that when the line of thrust is inclined above the horizon the thrust will have a vertical component; i.e. it will provide a lifting force.

Далее можно посмотреть в этом самом climb/descent module: http://www.auf.asn.au/groundsc ...

The relationships in the triangle of forces shown are:
Lift = weight × cosine c
Thrust = drag + (weight × sine c)

In a constant climb the forces are again in equilibrium, but now thrust + lift = drag + weight.

Probably the most surprising thing about the triangle of forces in a straight climb is that lift is less than weight.

2 demid:


Согласен. В етих терминах согласен. Хотя при реалных симуляциях и расчетах наблюдается увеличение лобового сопротивления. Возможно ето связано с нарушением обтекания. Но не будет вдаватся.
Итак подьитожем:

подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть веса самолета;
потребная сила тяги при подъеме больше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, потому что кроме лобового сопротивления она уравновешивает составляющую веса самолета G. Таким образом, подъем совершается не за счет увеличения подъемной силы крыла, а за счет увеличения силы тяги.

В етои формулировке я согласен.

ZOGAR:

2 demid:

Хотя в целом с вашими выводами я согласен
----------

Ну я рад, что мы пришли к консенсусу :)

Да и мне полезно было вспомнить основы :)

2 demid:

Да и мне полезно было вспомнить основы :)



Не тянет назад к научнои работе?

Только ленивый....не может приподнять занавес собственной забывчивости!!
http://ru.wikipedia.org/wiki/% ...

ZOGAR, там, где у меня была научная научная работа, не было возможности держать штурвал. Поэтому не тянет. При всей ее прелести и интересности, все-таки личные приоритеты у меня другие :)

ДубДубыч:

В наборевысоты или на эшегоне?

А мне кажется что вопрос поставлен не корректно, отсутствует дополнительное условие:

а) Угол атаки при одинаковой скорости?
б) При одинаковой тяге
в) Наивыгоднейщий угол атаки...
г) .....

А без доп. условия может быть и так и так...

Вообще это регулярная беда на форуме:
1) Топикстартеры либо по скудности ума, либо со злым провокационным умыслом задают очень расплывчатые вопросы, не определяя все условия задачи.
2) Отвечающие "эксперты", желая показать свою крутизну, додумывают сами разные детали вопроса и начинают эти детали обсасывать, забывая за ними саму суть вопроса.
Это вначале, еще до той фазы спора, когда переходят на личности :)

В любом вопросе, как рассказывает мудрый еврейский анекдот, есть ситуация, а есть нюансы...

Угол атаки еще же зависит от массы, так? И в полете с вырабатыванием топлива масса уменьшается, и угол атаки тоже. Стало быть по любому в наборе угол атаки будет больше, т.к. там и масса больше, чем в ГП. Верно?

У меня в шпоре БОЛЬШИМИ буквами: "Подъемная сила (lift) в наборе (climb) и снижении (descent) ВСЕГДА меньше (less), чем вес (weight). Тяга (thrust) в наборе ВСЕГДА больше общего сопротивления (total drag)."
Спасибо Demid'у за бесплатную консультацию :-). ZOGAR'у - респект за умение признавать достойно... скажем, некоторые недочеты...

ДубДубыч:

Угол атаки еще же зависит от массы, так?
-----------
БОльший вес требует бОльше подъемной силы, это требует ИЛИ бОльшей скорости, ИЛИ бОльшего угла атаки. Так что, опять, нюансы :)

2 Max405:
Всегда пожалуйста. Знания - это такая удивительная вещь, которая не уменьшается, когда ею делишься :) Хотя все, что я знаю про то, как летают самолеты, я изучал самостоятельно, в свободное от работы время и отнюдь не претендую на роль эксперта в этой области.
Те пилоты. которые говорят, что "мы знаем, куда крутить штурвал, и нам этого хватает, а знать аэродинамику нам не обязательно", они тоже в чем-то по своему правы. Знание теории помогает понять, почему нужно крутить штурвал туда или обратно, в зависимости от ситуации. Но как бы твердо я не знал теорию и как бы не понимал, отчего происходит срыв потока, как он развивается и т.п., все равно на первом вывозе на stalls я естественно сделал все наоборот, попытался штурвалом поднять сорвавшееся крыло и еще только больше усилил на нем срыв. Так что в незнакомой или сложной ситуации не до теории, там работаешь на уровне рефлексов, а думаешь уже потом. Утешаю себя только тем, что уже со второй попытки вывод из срыва делал по учебнику и в общем-то довольно быстро приноровился выводить так, что потеря высоты оказывалась в пределах допуска :)

2 demid:

Тут кстати большой вопрос, что лучше знания или навык...

demid:, ZOGAR:

ЗдОрово!
А мне в детстве объясняли примерно так:

Подъёмная сила в наборе равна подъемной силе в Г.П. умноженной на COS угла наклона продольной оси ВС к горизонту.
Поскольку cos всегда меньше 1, то и подъемная сила в наборе меньше подъемной силы в Г.П.
Все величины, кроме Су – соответственно равны. Значит уменьшить подъемную силу можно только за счёт Су. При неизменной конфигурации крыла это возможно только за счёт уменьшения угла атаки.
И уж совсем для простоты запоминания говорили, что у ВС с тяговооружённостью многим больше единицы при вертикальном наборе угол атаки равен нулю. Следовательно при изменении угла набора от Г.П. до 90град. Су тоже стремится к нулю.
Давно это было, лет эдак 35-37 назад. В училище. Мог и перепутать что-нибудь.)))

046, вот и я про то же. Знания, они, конечно, не вредят, но и не особо помогают без практики.

Отвыкший, вроде все верно Вам говорили :) Просто у нас терминология немного разная, но говорим об одном и том же.

А можно проще спросить ? Вот цитата с Википедии:
"В то же время, увеличение угла атаки уменьшает поступательную скорость. Попытка сохранять набор высоты увеличением угла атаки без увеличения тяги двигателей является распространённой грубой ошибкой в пилотировании. Такая ошибка может привести к срыву потока и сваливанию самолёта. "


Получается так: есть два взаимоуничтожающих фактора, которые "растут" при увеличении угла атаки. При полном штиле и при неизменной тяге двигателя получается:

Подняли нос вверх = подъемная сила крыла увеличилась... но и скорость упала = подъемная сила уменьшилась. :) Так ?

Получается ли, что после этого самолет будет лететь медленнее, что угол атаки у него будет больше, что высоту он набирать НЕ будет ???

Получается ли, что после этого самолет будет лететь медленнее, что угол атаки у него будет больше, что высоту он набирать НЕ будет ???
----

При неизменной тяге двигателей - да, это верно. На углах атаки вплоть до критического. на закритических углах дальнейшее увеличение угла атаки дает уменьшение подъемной силы.

2 ЧерепашЫч:
Можно попробовать прибрать обороты перед переходом в набор. Будет ещё нагляднее.
Просто априори рассматривается вариант одинаковых скоростей, а без увеличения оборотов двигателя в наборе это условие соблюсти невозможно.

2 demid:

Отвыкший, вроде все верно Вам говорили :) Просто у нас терминология немного разная, но говорим об одном и том же.

Нам, в своё время, о многом сложном говорили просто.:)))
Например.
Запомните, при выпуске закрылков увеличивается угол атаки и площадь крыла со всеми вытекающими...
Желающие могут изучить глубже.)))))

Отвыкший.Это если предкрылков нет.

то Отвыкший
Согласен с вами, здОрово! Особенно умилили "забугорные" обозначения сил в рассуждениях соотечественников. Но т.к дискуссия ведётся русским языком, отсюда и спор о суждениях на "пальцах". Но ведь не проще заглянуть в отечественные шпаргалки типа "Динамика полёта ЛА", нет конечно, проще ввернуть аргументик типа: "у меня у самого есть незащищённая (в других науках) диссертация (толще твоей)".
Очень здОрово!

"сохранять набор высоты увеличением угла атаки без увеличения тяги двигателей является распространённой грубой ошибкой в пилотировании".
цитата солидная и источник солидный назван в вопросах пилотирования.

А почему никто не говорит о каком именно угле атаки идет речь.Все с пеной у рта обсуждают угол атаки КРЫЛА, в то время как все датчики установлены на фюзеляже и измеряют угол атаки САМОЛЕТА, а эти два угла могут в разных ситуациях вести себя по-разному (Применение механизации, к примеру)

2 ИЛ76:
Отвыкший.Это если предкрылков нет.

Ну конечно!
Я же говорю максимально просто. А потом уже "от простого к сложному")))))))

2 Антонн:
Прочитайте ещё раз первый пост:

"ДубДубыч:

В наборевысоты или на эшегоне?"

Механизация, в наборе эшелона, в моё время не применялась.
Так что - какой вопрос....

А в мое применяется и еще как .Бывало до 3000 не убирал, чтобы в жару в горах схему выдержать.А первый пост все-таки читаем внимательно "В наборе ВЫСОТЫ или на эшегоне?"Так что даже набор 150 м после взлета все-таки набор высоты.

а почему бы не добавить в эту кашу еще немного Коэффициента Подъемной Силы?=)

Серому
Да, кому он (Су) нужен! Так и до Пи-ка-со звёздочкой недалеко... )