PПы.Сы...буква "а" во втором законе Ньютона - это не вертикальная скорость, а ускорение

А взлёт и отрыв на скорости меньше расчётной - это от лукавого... на втором режиме самолёт не летает, а сыпется или парашютирует...
Как то так


летает, пока есть запас тяги, а как распологаемая стала менее потребной, то тут тоска, если нет высоты что бы разогнать скорость, на эту тему есть еще одна веточка
https://www.forumavia.ru/t/187 ...

Слава всевышнему, не видел... а вот как не летает чувствовал... было тоскливо

Значит так, товарищ Гусар:

1) Открываем: https://www.google.ru/search?q ...
И внимательно рассматриваем проекцию силу тяжести на траекторию полета.

еще более детально есть здесь: http://www.glidingsport.ru/RUS ...

2) Открываем Остославский - Аэродинамика самолета, страница 88 внизу: https://ibb.co/2ch5VBH
Несложно догадаться, что у планера располагаемая мощность равно 0, а потому дельта V = - N потребная.

3) Открываем кривую описывающую эффект Данига-Крюгера и ищем свое место в начале оси Х

* Дельта N = - N портебная

А теперь про горизонтальный полет и Жуковского, переворачивающегося в гробу.
Открываем ту же книжечку на странице 91
https://ibb.co/QNpQhjP

Ой, что это? Только для анализа горизонтального полета, да?

Нойстаф, касательно устойчивости по скорости, насколько мне не изменяет мой склероз, В случае с устойчивостью по скорости не работает правило что все рули зафиксированы. Иначе само понятие устойчивости по скорости теряет смысл.
Об устойчивости по скорости говорят при сохранении заданной траектории ( например горизонтального полета или глиссады)

Но должен признать, в реально авторитетных источниках я строгих определений не нашел, поскольку это величина производная для летчиков а не первичная как устойчивость по перегрузке.

Тем не менее. наиболее точное описание с моей точки зрения дано тут (ссылки на источник к сожалению там нет):
https://poznayka.org/s55580t1.html

Пусть самолет выполняет горизонтальный полет на скорости V2. С увеличением скорости возникает положительный избыток мощности, и если летчик не изменит режим работы двигателя и будет выдерживать горизонтальный полет, то увеличение скорости будет продолжаться, пока не наступит равновесие на новой скорости Vi, лежащей в области первых режимов. При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой вызывает торможение самолета до минимальной скорости (самолет может сорваться в штопор).

Таким образом, на вторых режимах выдерживание постоянства высоты полета не обеспечивает сохранение скорости.

При выполнении длительного полета на вторых режимах для восстановления исходной скорости летчику необходимо либо изменением режима работы двигателя (при увеличении скорости тягу необходимо уменьшить, а при уменьшении скорости - увеличить), либо изменением угла наклона траектории полета восстановить заданную скорость горизонтального полета. Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной.

Вы в детстве с горки на саночках катались?

Вторым режимом называется режим установившегося горизонтального полета на скоростях ниже V нв., при котором, в отличие от первого режима, случайное уменьшение скорости приводит к росту лобового сопротивления и к дальнейшей потери скорости.

"Такое поведение самолета часто трактуется как неустойчивость самолета по скорости.
В действительности же "неустойчивость по скорости" на втором режиме есть ничто иное как "неустойчивое равновесие по скорости". И нарушает его сам пилот, пытаясь пилотировать самолет аналогично приемам пилотирования на первых режимах - стремясь сохранять высоту полета без увеличения тяги двигателей."
/Вольный пересказ забугорной статьи на анг. языке/

PS.
Для меня не факт, что при уменьшении скорости, на втором режиме, самолет обязательно перейдет на снижение.
Просветите, плиз!

С вольным переводом согласен на 100%.

Нойстаф, еще по поводу устойчивости. Вы когда описываете что такое устойчивость по перегрузке, вы же не рассматриваете, что после увеличения угла атаки увеличилась подъемная сила, начала расти высота, упала скорость и т.д... Этот процесс описывается длиннопериодическим движением самолёта.
Вместо этого вы говорите, что если приращение продольного момента направлено на возвращение к исходному углу то самолет устойчив. То есть мы упрощенно судим об устойчивости по приращению сил и моментов, не залазя в детали динамической устойчивости.

Потому и говоря об устойчивости по скорости мы изучаем куда направлено приращение сил - на возврат к исходной скорости или на ее дальнейшее изменение. Это все равно упрощенное представление.

Об устойчивости по скорости говорят при сохранении заданной траектории ( например горизонтального полета или глиссады)


вы ошибаетесь, когда говорят о продольмой устойчивости говорят о устойчивости
- по углу атаки
- скорости
сохранения траектории при этом не рассматривается.

Прочтите предыдущий пост. И к тому же "говорят" - это очень упрощенно, для летного состава. При изучении движения изучают короткопериодическое и длиннопериодическое движения и там аналогом утойивости по углу атаки является производная коэффициента продольного момента по угловой скорости вращения относительно поперечной оси. Для обсуждения второго режима нам в эти жебри лезть не надо.

К тому же, если рассматривать на уровне практической аэродинамики для летного состава и с вашими допущениями, то на дозвуке самолет всегда будет устойчив по скорости если он устойчив по перегрузке.

Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной.
/%///////

Устойчивый самолет по скорости так себя , что на первом, что на втором режиме.

Именно. Второй режим это не понятие ни аэродинамики ни динамики полета.
Это термин связанный чисто с пилотированием ЛА.

Если в спокойной атмосфере стабилизированный заход, то при правильно подобранном режиме РУД вообще трогать не надо.
Держи себе директора или визуально глиссаду скорость будет стабильной держаться на постоянном режиме - это первый режим.

На втором режиме чтобы удержать скорость надо постоянно шуровать РУДы вперед-назад, потому что скорость нестабильна и не держиться на заданном значении пр ипостонном режиме.

Не будем называть эт онейстойчивостью по скорости, чтоб никого не смущать.

На основании этого определения легко опровергнуть всяких неадекватов типа Ленжа, на практических примерах.
Тот же Як-52 у которого наивыгоднейшая 160 устойчиво себя ведет и на 150 и на 140 - как описано выше. Это первый режим и там и там.

А вот с точки зрения аэродинамики/динамики полета, граница режимов соответствует скорости на которой самолет имеет наименьшую потребную мозность для горизонтального полета - экономической скорости.

И хоть на реактивном, хоть на винтовом хоть на планере.
На планере разница только в том что там РУДом не пошуруешь, приходится ручкой шуровать для поддержания скорости. Получается ступенчатая траеткория с большой вертикальной. Так что планеру во второй режим вообще влазить крайне нежелательно.

Я не очень хорошо представляю режимы на планёре.... скорее всего там очень высокое качество, позволяющее управлять планёром на очень маленьких скоростях, и вывести эту птичку на второй режим это должно быть очень большое мастерство. И скорее всего он совершает посадку минуя второй режим, просто щупая землю на очень маленькой скорости.
Скорее всего ошибаюсь. Но качество у планёра, я думаю больше 30...

Требование к статической продольной устойчивости по скорости написаны в п 25.173 АП-25 от максимально допустимой до мин скорости ( о режимах речи никакой нет) критерием устойчивости является градиент усилий на штурвале при изменении скорости.
По кривым Жуковского устойчивость рассматривают только в детской песочнице.

Roman_W_K
...И к тому же "говорят" - это очень упрощенно, для летного состава. При изучении движения изучают короткопериодическое и длиннопериодическое движения и там аналогом утойивости по углу атаки является производная коэффициента продольного момента по угловой скорости вращения относительно поперечной оси. Для обсуждения второго режима нам в эти жебри лезть не надо.
----------
Ежели не забыл, то короткопериодическое колебание связано с устойчивостью по перегрузке (УА), а длинопереодичекское (фугоидное) связано с устойчивостью по скорости, и в одну кучу они не валятся. Или, не?

Все верно, но есть нюансик неустойчивой самолет по УА будет неустойчивым и по скорости. Подхват на Ту-154, это неустойчивость по УА , наклон mz по альфа положителен. Возникшее положителбное отклонение дельта УА, ведет к его дальнейшему росту , забросу до 50 гр и фактически почти мгновенное торможение до скоростей менее 100 км/ч.

neustaf
По кривым Жуковского устойчивость рассматривают только в детской песочнице.

====
Смешались в кучу кони, люди =). Никто не говорил об устойчивости в контексте кривых Жуковского.
Кривая потребных мощностей упоминалась только для разделения границ режимов.




kovs214
Не валятся. Они изучаются раздельно.

Roman_W_K
kovs214
Не валятся. Они изучаются раздельно.
--------
Рома, пиво в Чехии, видимо, забористое... никак на табачке настаивают :))

neustaf
...Подхват на Ту-154, это неустойчивость по УА , наклон mz по альфа положителен. Возникшее положителбное отклонение дельта УА, ведет к его дальнейшему росту , забросу до 50 гр и фактически почти мгновенное торможение до скоростей менее 100 км/ч.
--------
До подхвата "полтинник" надо уметь довести... Перед "подхватом" самолёт начинает "гулять" по тангажу...предупреждает...сразу на "подхват" не идёт...Что ещё надо пилоту? Александр, про "ложку" мне не надо...немного знаю про неё.

2-й режим - это когда самолет парашютирует... но ещё не падает...

Он еще и кренится энергично, но были опытные КВС могли его убедить.

...пока, самый чёткий анализ кривых и описание режимов полёта у corsair75...Чётко и логично, без воды.

Парашютирование это уже чуть другой, не только скорости второго режима, но и УА уже более критического и Су с ростом угла атаки падает, его не хватает для сохранения ГП, только парашютировать с определенной вертикальной.
А на втором режиме самолет вполне себе летает, это эксплуатационный диапазон скоростей.

Согласен с Вами.

А лучше нужно было так для краткости ТС-ру: Режим, близкий к парашютированию, но при котором ЛА ещё достаточно уверенно держится в воздухе и позволяет маневрировать.
Так пойдет?

Про мощность Вы все-таки зря... По-моему, в режимах исключительно о тяге речь.
Про поляру LEngFT тоже почти в тему упоминал (на другой ветке). Конечно, кривая потребной тяги (давайте для простоты обозачим ее НЕЖ, да простит профессор Жуковский) не то же самое, что "повернутая на бок" поляра самолета, но связь все же имеется. Разница: для НЕЖ условием является постоянство Су (не важно, в ГП или в наборе, на планировании или даже в вираже/спирали, с учетом ограничений диапазона углов наклона), что при переводе в скорость дает квадратичную зависимость между осями Су для поляры и V для НЕЖ (Cy пропорционально V в квадрате), тогда как зависимость между осями Сх для поляры и Р для НЕЖ линейна (Cx есть просто коэффициент силы аэродинамического сопротивления = потребной тяге). Тем не менее, следуют два вывода: 1) экстремумы для поляры и для НЕЖ совпадают, 2) эти экстремумы соответствуют углу атаки максимального качества (max Cy/Cx), называемому наивыгоднейшим углом атаки (правда, все это относится именно к самолету в целом, а не к одну лишь крылу).
Надеюсь, эти чисто математические выводы не вызывают у Вас отторжения))
Таким образом, чисто математически на скорости менее 160 у Як-52 в ГП имеем 2 режим, и никак иначе. Тот факт, что вторая производная от потребной мощности по скорости в окрестностях наивыгоднейшей мала, и явных отличий для лётчика между 1 и 2 режимами почти нет до тех самых 130-140 км/час, не означает, что это все еще 1 режим...

Товарищи, помогите разобраться, что такое 2 режим?

уважаемый вы про что?
кривые жуковского или что другое?...

пилот не причем, разбалансировка может начаться и в устойчивом гп под влиянием внешних факторов....
интересно и кто это пилотирует вертолет на 2 режиме только ручкой управления?
все касательно вертолета, если вопрос об этом.

Кривые Жуковского (граница 1 и 2 режимов)

"Границей между первым и вторым режимами полета является для турбореактивного самолета наивыгоднейший угол атаки (для поршневого самолета экономический)." /Т.И. Лигум/ ... дать ссылку и привести цитату из Бехтира: http://venec.ulstu.ru/lib/disk ... (Бехтир, рис. 3.4, стр. 28)


"Лигум приводит в пример два разных типа самолета (проп и джет), анализирует две разные кривые - по мощности и по тяге, и приходит к выводу о существовании двух принципиально разных скоростях раздела первого и второго режима полета.
А что, если взять один и тот же самолет, предположим проп, и сравнить его кривую потребных мощностей с такой же кривой, но рассчитанной по потребным тягам, у него тоже будут две разные скорости раздела режимов?
Но ведь это означает, что численное значение скорости разделяющей первый и второй режимы на одном и том же самолете зависит от способа её определения. Бред!"
/adzyga/

Тому, кто кроме книжек Бехтира и Лигума в руках не держал хочу напомнить, что границей первого и второго режимов является скорость наивыгоднейшая, а не экономическая.

Примечание.
* Т.И. Лигум был главным аэродинамиком в ОКБ А.Н. Туполева.

Кривые Жуковского (граница 1 и 2 режимов)

"Границей между первым и вторым режимами полета является для турбореактивного самолета наивыгоднейший угол атаки (для поршневого самолета экономический)." /Т.И. Лигум/ ... дать ссылку и привести цитату из Бехтира: http://venec.ulstu.ru/lib/disk ... (Бехтир, рис. 3.4, стр. 28)


"Лигум приводит в пример два разных типа самолета (проп и джет), анализирует две разные кривые - по мощности и по тяге, и приходит к выводу о существовании двух принципиально разных скоростях раздела первого и второго режима полета.
А что, если взять один и тот же самолет, предположим проп, и сравнить его кривую потребных мощностей с такой же кривой, но рассчитанной по потребным тягам, у него тоже будут две разные скорости раздела режимов?
Но ведь это означает, что численное значение скорости разделяющей первый и второй режимы на одном и том же самолете зависит от способа её определения. Бред!"
/adzyga/

Тому, кто кроме книжек Бехтира и Лигума в руках не держал хочу напомнить, что границей первого и второго режимов является скорость наивыгоднейшая, а не экономическая.

Примечание.
* Т.И. Лигум был главным аэродинамиком в ОКБ А.Н. Туполева.

Сори за повтор.

Рассуждая о Кривых Жуковского надо помнить, что изначально это были кривые по тягам. И не верьте, что для самолетов с поршневыми и ТВ двигателями надо анализировать кривые по мощностям, а для ТРД - по тягам. Во времена Н.Е. Жуковского реактивной авиации не существовало, а кривые по тягам были.

Даже при незначительном увеличении тяги самолет как пробка выскочит из второго режима и окажется по другую сторону границы режимов на той же "высоте" кривой потребных тяг. Летчику остается только своевременно уменьшать угол атаки для сохранения заданной высоты горизонтального полета.

Означает. Не циклитесь на тягах. Вы не управляете тягой. Тяга - производная величина, зависящая от скорости, мощности, в случае с Як-52 еще от коэффициэнта тяги винта.

Если при уменьшении скорости полета образуется избыток мозности - 1 режим. Если дефицит мощности - второй режим.

Да, ниже наивыгоднейшей скорости тяга нужна больше но! поскольку тяга зависит от скорости, то при это уменьшении скорости и тяга автоматически растет. И растет она больше чем потребный прирост тяги по кривой Жуковского. Самолет сохраняет скорость. Первый режим.

А вот ниже экономической скорости образуется дефицит мощности. Это значит что прирост тяги от уменьшения скорости меньше чем прирост потребной тяги по кривой.

Вот поэтому при анализе режимов важна мощность а не тяга. Тягой проще оперировать для реактивных. Но вопросы экономической скорости, максимальной продолжительности полета, минимальной скорости снижения в безмоторном полете через тяги не решишь.
Тут надо оперировать мощностью.

Roman_W_K.
Рома, читай corsair75 и внемли ;)

Означает. Не циклитесь на тягах. Вы не управляете тягой. Тяга - производная величина, зависящая от скорости, мощности, в случае с Як-52 еще от коэффициэнта тяги винта.


для ТРД управляют именно тягой P=(C5-V0)*Rуд, а мощность это уже производная, забудьте о мощности если вы говорите о ТРД.

Если кто в этом сомневается, я думаю для вас не секрет, что у любого реактивного самолета скорость максимальной дальности полета и скорость максимальной продолжительности полета - это две разные скорости. Причем вторая всегда меньше.

Так вот, максимальная дальность - это как раз точка перегиба на кривой потребных тяг. А вот скорость максимальной дальности графически не выведешь из кривой тяг, хотя формула через тягу для нее есть.
А формула есть потому, что это таже формула для мощности, в которую вместо мощности подставлено ее выражения через тягу.

по кривым жуковского наивыгоднейшая скорость больше экономичной.....

соответственно скорость наибольшей дальности больше скорости наибольшей продолжительности

Извините, но нет. Вы не управляете тягой и для ТРД. Потому что у вас в формуле переменная величина - скорость.
Если уж на то пошло, вы прямо управляете расходом топлива. А тяга определяется характеристиками двигателя (С5) и скоростью полета.

Именно так у меня и написано.

про границы режимов

https://www.pixoload.de/image/qy

это не альфа н.в , а касательная распологаемой тяги к потребной, для картинки примерно для скорости 150 км/ч,

вы про ссуд слышали, так в схемах нет мощности......только тяги и моменты....мощности только в уравнениях.... а какая разница что их создало РД или ПД.)

Зачем пилоту кривые потребных мощностей?

Зачем пилоту кривые потребных мощностей если есть кривые потребных тяг?
Какие характерные точки, определяемые по "кривым мощностей" нельзя
определить по "кривым тяг"?
Назовите мне преимущества анализа динамических характеристик самолета по
кривым мощностей в сравнении с кривыми тяг.
Существует ли угроза безопасности полетов из-за отказа от кривых
потребных мощностей при изучении вопросов практической аэродинамики?

Понимаю, когда они интересуют двигателистов и прочую ученую братию.
А может пересчет мощности в тягу (Р=N/V) какие-либо трудности вызывает?
Давайте уж тогда и лобовое сопротивление в л.с. пересчитывать.
Можно подумать, что у ТВД, вообще, тяги нет, а только мощность.

Практическая аэроДИНАМИКА" изучает ДИНАМИКУ полета самолета.
А ДИНАМИКОЙ в науке МЕХАНИКА называется раздел, в котором изучается
движение материальных тел под действием СИЛ, а не мощностей.
Потому, при рассмотрении вопросов практической аэродинамики мне
необходимо и достаточно иметь дело с тягой, т.к. она, в отличии от
мощности, является СИЛОЙ.

На всех схемах сил и моментов действующих на самолет, будь то ТВД
или ТРД, на всех этапах полета самолета - тяга, а не мощность
присутствует!

ИМХО, практическая аэродинамика, без какого либо ущерба для
безопасности полетов, может обойтись кривыми потребных тяг.
Желающие постичь премудрости кривых потребных и располагаемых
мощностей могут заниматься этим факультативно.

Пусть простят меня оппоненты, но мотивированного обоснования
необходимости кривых потребных и располагаемых мощностей для
описания динамических характеристик ЛА я так и не услышал.
Как и не услышал о степени их влияния на безопасность полетов
в целом.

Кривая потребной мощности в практической аэродинамике, ИМХО,
это нонсенс. И вместе с тем, я не имею ничего против кривой
располагаемой мощности двигателя, но место её не в аэродинамике,
а в теории двигателей. Почему нонсенс?
Да потому что кривая потребных мощностей показывает величину
потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом
тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета


С таким же успехом мы можем рассматривать кривую потребного
расхода топлива для создания...
потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом
тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета
smile.gif

Вы еще остались приверженцем "Кривых по мощности"? Тогда не
забывайте о еще одном их "достоинстве" - они, в отличии от
"Кривых по тягам", рассчитаны по истинным скоростям полета и для
каждой высоты Вы будете иметь свою особую пару "кривых".
В отличии от кривой потребной мощности, кривая потребных тяг
с подъемом на высоту особых изменений претерпевать не будет.
По кривой тяг я легко найду точку - режим полета на угле
максимального качества - нижняя точка графика. Наглядно?
Вы же, по кривой мощностей, будете искать этот режим в точке
касания графика с наклонной прямой проведенной из начала координат.
А потом вам долго будут объяснять, почему она (эта точка) не совпадает
с искомым режимом.
Из уравнения P = Q я легко выведу формулу максимальной скорости
ГП - V мах., "развернув" правую его часть - Q = Cx q S (где q - скоростной напор)
и подставив в левую - P мах. Подобным же образом, зная вес самолета,
я определю и другие характерные скорости. Зная вес самолета,
я в любой точке кривой найду текущее значение качества K=G/P,
а по нему, на поляре, и угол атаки заданного режима.
Имея избыток тяги мы можем приступить к расчету разгонных характеристик
самолета, его скороподъемности и т.д.
Ничего этого и многого другого, начиная от разгонных характеристик и
кончая скороподъемностью, вы не определите по кривой мощностей,
не пересчитав, предварительно потребную мощность в потребную тягу.

PS.



Кривые Жуковского



Рассуждая о Кривых Жуковского надо помнить, что изначально это были кривые по тягам. И не верьте, что для самолетов с поршневыми и ТВ двигателями надо анализировать кривые по мощностям, а для ТРД - по тягам. Во времена Н.Е. Жуковского реактивной авиации не существовало, а кривые по тягам были.
"Метод мощностей подобно методу тяг является графическим приемом аэродинамического расчета. Этот метод развился из метода тяг..." /Остославский, Титов - Аэродинамический расчет самолета. страница 252: http://www.avialibrary.com/com ...
Я могу только догадываться, что можно рассчитать методом мощностей, но точно знаю, что к Практической аэродинамике и Динамике полета эти расчеты никакого отношения не имеют. А такие характеристики, как дальность и продолжительность полета (не путать с дальностью и временем планирования) аэродинамическими характеристиками не являются.
Скажу больше. Пилоты, по кривым потребных и располагаемых тяг ничего не рассчитывают. Им для этого хватает и поляры.* А "кривые" эти, для них, являются лишь иллюстрацией аэродинамических закономерностей и динамических возможностей самолета в диапазоне скоростей горизонтального полета.



Установившийся горизонтальный полет описывается двумя уравнениями:
Y = G
P = X
Все компоненты этих уравнений являются С И Л А М И !
Мощностями здесь даже не пахнет.


Надо просто осознать, что Кривая потребных тяг - это летная (аэродинамическая) характеристика самолета как планера (ЛХ), и никакого отношения к конкретному двигателю и его режимам она не имеет. Самолету на определенной скорости нужна конкретная величина силы тяги для преодоления конкретной силы лобового сопротивления. Величина этой силы зависит только от аэродинамического качества ЛА.



Кривую потребных тяг можно "обозвать" графиком зависимости силы лобового сопротивления от скорости полета. Кстати, когда-то она так и называлась.

Кривая располагаемых тяг, наоборот, никакого отношения к самолету и его аэродинамическому качеству не имеет. Это чисто техническая (эксплуатационная) характеристика конкретного двигателя (ТХ) в зависимости от скорости полета.

Обе эти кривые, вместе, определяют ЛТХ самолета.


/Aleksej Dzygalo/

все верно, управляем РУДом , управляем расходом топлива, управляем тягой, а мощности нет вообще для ТРД , это никому не нужно.

Вы по-моему относитесь к мощности как к характеристике двигателя - максимальная мощность.

Но не забывайте что мощность это не что иное как работа совершаемая за единицу времени.

С тягой я по прежнему не согласен что можно говорить что мы ей напрямую управляем. Это некорректно.
У вас на каждом разгоне или торможении тяга непрерывно меняется. При постоянном положении РУД.

Вечером почитаю Лигума и Брехтира - посмотрю что они постулируют как границу режимов и какое дают определение второму режиму.

Прекрасная иллюстрация! (Не считая того, что для располагаемой тяги тут какая-то идеализированная кривая)
И для поршней она кстати тоже применима.

А прекрасна она тем, что на ней наглядно видно, что при полете ниже наивыгоднейшей скорости (но выше экономической) при уменьшении скорости, оьразуется ИЗБЫТОК тяги. Первый режим. Несмотря на то, что потребная тяга тоже возрастает.