kovs214:
Зависит от того как загружены багажники, и как сидят пассажиры...но в полете всегда стараются уменьшить угол установки...Эндокринолог летает на (-0.7), после взлета может быть и (-2 и -3).

Благодарю Вас.
Меня интересует:

- ограничивает ли РЛЭ максимальное положение стабилизатора при полете по маршруту, например возможно ли +3, 8?;

- положение руля высоты при:

Вообще_то_я_эндокринолог:
Центровка 36%
m=87000кг
H=10060m
t=-38
V=495км/ч (приборная) 830 Истиная
Угол тангажа 2.6
Угол атаки 2.0
Угол отклонения стаб -0, 6

nandron:
- ограничивает ли РЛЭ максимальное положение стабилизатора при полете по маршруту
//////////

РЛЭ ограничивает предельнодопустимую заднюю центровку на эшелоне,
вы можете попытатся поставить СТАБ в + 3, ну уж очень энергично он к земле пойдет.

neustaf:
РЛЭ ограничивает предельнодопустимую заднюю центровку на эшелоне, вы можете попытатся поставить СТАБ в \+ 3, ну уж очень энергично он к земле пойдет.

Но меня таки интересует РЛЭ, не запрещает ли Оно открытым текстом описанную Вами процедуру.

nandron:

Меня интересует:

- ограничивает ли РЛЭ максимальное положение стабилизатора при полете по маршруту, например возможно ли \+3, 8?;

- положение руля высоты при:

Вообще_то_я_эндокринолог:
Центровка 36%
m=87000кг
H=10060m
t=-38
V=495км/ч (приборная) 830 Истиная
Угол тангажа 2.6
Угол атаки 2.0
Угол отклонения стаб -0, 6
22/01/2013 [16:11:08]

Ограничений, как таковых нет, но это надо создать оооочень заднюю центровку, а это навряд-ли получится... И стабилизатором управляет АСШУ, она получает данные от ВСС и, по мере выработки топлива, отклоняет стабилизатор... Да, и просто страшно лететь с таким углом стабилизатора, это самолет будет уже неустойчивый, и по РЛЭ стаб. ограничен отклонением на пикирование (плюс 3.5 градусов). По поводу отклонения РВ. Эндокринолог просто не записал угол отклонения РВ. Эти данные есть на КИСС, но они, в принципе и не нужны, т.к. при отклонении РВ, стабилизатор его "отслеживает", и свою хорду подгоняет под хорду РВ, так они "дружно" и летят :) до следующего отклонения РВ.

Предлагаю выяснить между нами мальчиками что же такое скос потока, откуда берется и как с ним бороться. А то чувствую некоторую нетвердость в своих знаниях во этому вопросу.

Насколько я понимаю, если рассматривать крыло бесконечного удлинения, то концевых вихрей, перетекания и прочих неприятностей у него не будет по определению.

Но тогда не должно быть и скоса потока, вызываемого именно этими концевыи вихрями?

Если крыло достаточно длинное, да еще и дополнительно оборудовано концевыми элементами борьбы с перетеканием давления, то интенсивность вихря должна быть незначительной. Соответственно и скос потока будет невелик.

То есть в причинах скоса потока не надо искать реактивного эффекта. Это чисто паразитное явление крыла конечного размаха.

Теперь о сути создания подъемной силы на крыле:
Причина создания подъемной силы - зона относительного разряжения над верхней поверхностью, вызываемая увеличением скорости местного обтекания. Закон Бернулли.
Причиной скоса потока эта зона стать не может. И даже более! Можно было бы предположить, что не будь пограничного слоя, воздух бы дополнительно стремился передавать давление на верхнюю поверхность крыла через заднюю кромку. Что, в общем, и происходит на больших углах атаки и приводит в итоге к отрыву ПС. В этом умозрительном (без ПС) случае можно было прогнозировать создание подъемной силы и искривление потока ВВЕРХ!!! Понятно, что нонсенс, но на то и умозрительный эксперимент.

Теперь об энергетической сути происходящего:
На самолете с крылом бесконечного удлинения энергия двигателей используется на создание ускорения потока на верхней поверхности, его разряжения и получение подъемной силы. После прохождения крыла давления выравниваются и поток становится таким же как и перед крылом. Ну разве что в нем присутствует некоторое время вихревая пелена, в которой рассеивается также какая-то часть энергии двигателей. Но это уже имеет отношение к профильному сопротивлению, а не к подъемной силе.
С увеличением угла атаки струйки над верхней поверхностью сужаются, скорость в них увеличивается, давление падает. Энергии на этот процесс требуется больше.
Но, тем не менее, пока не видно никаких предпосылок для создания отклонения потока вниз.

Теперь вопрос совсем из другой области - теория воздушных винтов. Ни для коготне секрет, что лопасть винта точно так же как и крыло профилирована и в некоторых случаях, например лопасть несущего ротора, имеет просто сказочное удлинение. Так вот, эта лопасть при движении в потоке создает не только подъемную силу по описанной выше схеме, но и ощутимо смещает поток вниз.

Что заставляет воздух смещаться от плоскости вращения винта?
Мне кажется (я позже прочитаю и буду знать наверняка), что источник - в создании на нижней поверхности лопасти области повышенного давления, которое распространяется вниз, вызывая появление потока от винта. Явление сродни работе компрессора в ТРД. Ну разве что, в компрессоре на лопатках не создают силы, тянущие двигатель вперед и практически вся энергия уходит на сжатие воздуха.

Очень хотелось бы рассматривать крыло как одинокую лопатку компрессора в потоке. Но не получается.

В связи с чем вопросы:

- если предположить у крыла бесконечного удлинения наличие скоса потока, то чем он вызван?

- чем вызван "скос потока" у лопасти вертолетного ротора? В чем причина создания потока винтом?

Пойду пороюсь в источниках и попробую осилить теорию винтов, хотя бы в первом приближении. А то я, будучи чистым реактивщиком этот вопрос упустил :)

На время откланиваюсь )))

...не, ну краткая, всеобъемлющая лекция вроде как ничего :-), но при чём тут винты? Да, и всё время "шли" от лопатки компрессора (лопасти винта) к крылу ;-). Между концевыми вихрями была ещё "пелена", она и есть порождение скоса потока, ИМХО.

На 330 в свое время летал с установкой стабилизатора в полете на "около 0". При этом тангаж был около 2-х градусов. Изредка из-за дурацкой загрузки вперед стабилизатор стоял на -2 -3.
Получается, что угол атаки в полете составлял от +2 до -1 и был чаще в плюсах.

Более того, бывало и взлетал со стабидизатором в плюсах.

А бывало перед взлетом в стабилизатор топливо перекачивали, чтобы добиться желаемой центровки. Как правило, в район 30%.

На 300 и 310 значений уже точно не помню, разве что нормальное полетное положение стабилизатора -1. При тангаже около 2, 5 - 3 получается угол атаки стабилихатора был почти всегда положительный.

На 777 указатель положения стабилизатора - просто юниты и как они соотносятся с реальными углами узнать негде. Но не думаю, что американские конструкторы сильно тупее их европейских коллег. Тем более, что 777 очень топливоэффективный самолет. Скорее всего американцы справедливо считают, что пилоту знать это незачем. Поставил требуемые юниты и полетел с миром.

Картинки...есть красивые :)

http://www.tesis.com.ru/infoce ...

http://www.femto.com.ua/articl ...

2kovs214:
Благодарю.

...скос, но сложнее:

http://www.ngpedia.ru/cgi-bin/ ...

http://www.ngpedia.ru/cgi-bin/ ...

http://www.ngpedia.ru/cgi-bin/ ...

...Упс..мимо :)

На первой же ссылке с красивыми цветными картинками нашел подсказку.

Причиной отклонения потока с крыла и лопасти (не скоса вследствие концевого эффекта, а именно отклонения) является циркуляция скорости потока вокруг профиля.

В принципе, это достаточно всеобъемлющее объяснение. Просто за годы после училищного курса теоретической аэродинамики это все забылось за ненадобностью (ведь не мог же я держать все это в горячем резерве в надежде блеснуть знаниями на форуме?) ))) Да тогда и форумов-то не было. Наверно и Интернета тоже.

Т вот теперь к этому явлению уже достаточно легко пристегивается физика с законами сохранения энергии. Энергия двигателей (или составляющая силы тяжести при планировании) расходуется на создание циркуляции и, как следствие, отклонение потока.
В итоге поток отклоняется циркуляцией, которая непосредственно участвует в создании Y, и дополнительно паразитным скосом потока.

:) Аминь!!!

Three One Zero:

Теперь о сути создания подъемной силы на крыле:
Причина создания подъемной силы - зона относительного разряжения над верхней поверхностью, вызываемая увеличением скорости местного обтекания. Закон Бернулли.

только собрался речь держать, как вы уже сами во всем разобрались потому кратко.

есть минимум три модели создания подемной силы
1 популярная, как вы писало про Бернули, смысл отображает, но на самом деле все сложнее. Для эксплуатантов вполне подходит
2 техническая - скос потока , Ньютон, импульс =масса*Vверт сост
3 аналитическ-математическая - это циркуляция, теорема Жуковского "Подъёмная сила крыла бесконечного размаха равна произведению плотности газа (жидкости), скорости газа (жидкости), циркуляции скорости потока и длины выделенного отрезка крыла" .большие ученые мужи и т.д

но скос потока это не пaразитное явление, а следcтвие создания подъемной силы - 3 закон Ньютона.

Three One Zero:
...Причиной отклонения потока с крыла и лопасти (не скоса вследствие концевого эффекта, а именно отклонения) является циркуляция скорости потока вокруг профиля.

и как влияет на УА стабилизатора наличие такого "отклонения потока с крыла" и собственное индуцируемое самим стабилизатором как крылом "отклонения потока со стабилизатора"?

Neustaf, в целом, наконец-то все разложили по местам. Осталась одна просьба: давайте говорить в привычных терминах.

Все-таки скосом называется явление паразитное, следствие конечного удлинения крыла и наличия присоединенных вихрей.

В "технической модели" роль носителя импулься играет не вышеназванный скос, а отклонение потока вследствие циркуляции.

Кстати, вышеупомянутый скос должен в чем-то даже уменьшать отклонение потока, ухудшая циркуляцию.

Three One Zero:
Кстати, вышеупомянутый скос должен в чем-то даже уменьшать отклонение потока, ухудшая циркуляцию.

???

и как влияет на УА стабилизатора наличие такого "отклонения потока с крыла" и собственное индуцируемое самим стабилизатором как крылом "отклонения потока со стабилизатора"?
=========

Саамым отрицательным образом ))) Надо только знать, что от этого угла остается к моменту встречи потока с передней кромкой стабилизатора. А это уменьшение зависит и от расстояния до стабилизатора, и от его расположения (на киле или фюзеляже), от интенсивности отклонения потока (а она, в свою очередь от угла атаки крыла)...
Если все собрать в кучу, то можно прикинуть, что при угле отклонения (привычнее его назвать скосом, но хотелось бы точности формулировок) скажем, 4 градуса, к стабу придет 2-3 и при угле установки относительно СГФ - 0, угле тангажа 3, получится угол атаки 0 +1.
А как на самом деле? Я не знаю.

Three One Zero:
В "технической модели" роль носителя импулься играет не вышеназванный скос, а отклонение потока вследствие циркуляции.



так отклонение потока это и есть скос потока



от интенсивности отклонения потока (а она, в свою очередь от угла атаки крыла)...

все таки скос пропорционален Су, а не УА.


скажем, 4 градуса, к стабу придет 2-3 и при угле установки относительно СГФ - 0, угле тангажа 3, получится угол атаки 0 \+1.
А как на самом деле? Я не знаю.


я давал ссылку на видео вихревого следа, пересмотрите пожалуста, снижение оси вихри
ja (сравните на какой высоте над дымогенератором пролетел самолет) идет еще с 1 км за самолетом.
а вы говорите на 15 метрах поток выравнивается, он там только начинает формироватся.

Three One Zero
...и при угле установки относительно СГФ - 0, угле тангажа 3, получится угол атаки 0 \+1...

не хочется быть назойливым, но ситуация обязывает:
как вы думаете сам фюзеляж не дает скос потока в хвостовой части при его ламинарном обтекании?

То, что дает фюзелвж, обычно называют интерференцией крыла и фюзеляжа. Обычноьрассматривают случаи для низко-средне-высокопланов. Но чтобы как-то фюзеляж влиял на ГО ???
Не знаю, не читал.

neustaf:
так отклонение потока это и есть скос потока


Физически это так. Но традиционно термины, используемые для описания явления, разные.
Я только за правильную терминологию.


все таки скос пропорционален Су, а не УА.


Все-таки Су вещь вторичная. Он в пределах 12-15 градусов зависит линейно от УА. Поэтому понятнее оперировать УА. Нагляднее как-то.



я давал ссылку на видео вихревого следа, пересмотрите пожалуста, снижение оси вихри
ja (сравните на какой высоте над дымогенератором пролетел самолет) идет еще с 1 км за самолетом.
а вы говорите на 15 метрах поток выравнивается, он там только начинает формироватся.


Вообще, считается спутный след опускается в пределах высоты, равной размаху крыла. Много раз имел возможность наблюдать процесс в воздухе. Днем где-нибудь на треке попутный самолет в 300 метрах над тобой. Все прекрасно видно. Понятно, что оценка "на глаз", но действительно немного.

Three One Zero:
Но чтобы как-то фюзеляж влиял на ГО??? Не знаю, не читал.

Не надо прибедняться сирым и убогим, Все знают, что Вы - Волчара.
Поэтому сформулирую по-другому:
Два самолета отличаются друг от друга только углом установки крыла, у одного он ноль а у другого допустим 3.
При обдуве в одинаковых условиях с углом атаки крыла 3 одинаков ли будет ли у них скос потока в хвостовой части фюзеляжей при их ламинарном обтекании?

Новичок
-курсант
Three One Zero:

1. Явление сродни работе компрессора в ТРД. Ну разве что, в компрессоре на лопатках не создают силы, тянущие двигатель вперед и практически вся энергия уходит на сжатие воздуха.

2.Очень хотелось бы рассматривать крыло как одинокую лопатку компрессора в потоке. Но не получается.



3.- чем вызван "скос потока" у лопасти вертолетного ротора? В чем причина создания потока винтом?

1. На самой лопатке (и рабочем колесе) возникает осевая сила, тянущая двигатель вперёд. Суммарная сила (всех колёс в сборе) даже превышает тягу двигателя в тоннах. НО....весь компрессор сидит на одном валу с турбиной....и, так как она является ведущим звеном в этой связке, вся это осевая сила "поглощается", идёт на её работу(уравновешивается) турбиной (даже больше, с учётом потерь). Сжатие идёт не от этого, оно происходит за счёт движения воздуха по РАСШИРЯЮЩЕМУСЯ каналу, образованному вогнутой поверхностью одной лопатка и выпуклой поверхностью соседней. В этом расширяющемся канале воздух уменьшает скорость и повышает давление. И так по ступеням.В спрямляющих лопатках - то же самое, есть осевая сила, хотя они и неподвижны.
2. Крыло можно рассматривать как одинокую лопатку, винт тоже. Разные профили, геометрия и круговое движение вместо прямолинейного - остальноё всё то же самое.
3. Скос потока вертолётного ротора вызван наклоном (положительным) хорды лопасти винта - наличием угла атаки. А вот из-за профиля (только на нулевом угле атаки, достаточной подъёмной силы не будет)...которая по Бернулли. Так что основной вклад - Ньютон.Воздух элементарно, проходя по нижней поверхности, отколняется вниз. Посмотрите траекторию: касается носка...потом скользит по наклоненной вниз нижней поверхности....если проще...возьмите фанерку, наклоните её к горизонтали и проведите рукой - воздух вниз отклонится....плоской, без всякого профиля.Ему просто неуда деваться, как бульдозером зацепили и отклонили вниз). В этом причина создания потока винтом - ТРЕТИЙ закон Ньютона. Отбрасываете воздух вниз, сила реакции направлена вверх (тяга винта).

Three One Zero:

:) Аминь!!!

Ездил в магазин, книги нет. На весь огромный магазин одна этажерочка с разделом авиация и космонавтика, причём космонавтики больше.(маленькая совсем метр на метр восемьдесят примерно...и ВСЁ!!!. Ни на сокол, на на ленинский не поехал.
Лежит Бюшгенс "Динамика полёта", ничего нового, всё тут говорили, написано путано. Про предельно заднюю центровку одна страничка. Всё тут было вами описано. Причина-уменьшение вплоть до НУЛЯ потерь на балансировку. Пишет про СУУ...как я понял, это Система Управления Устойчивостью? Дальше пишет (непонятно, где с СУУ, где без), что разрабатываются самолёты с такими же параметрами по центровке, которыми можно будет управлять без СУУ. Запас по устойчивости у современых лайнеров составляет -0, 05.....-0, 02.С учетом ошибок берётся несколько больше. Для маневренных самолётов это составляет +0, 1.....+0, 15 , положительная сила на стабилизаторе, надо понимать?
Никакой привязки к типам нет естественно. Перечислены наши самолёты с переставляемыми стабилизаторами...Ту-154, Ту-204/214, Ил-62, 76, Як-42 и т.д.бщем все наши и Боинг, Эйрбас...всё. Лежит книга 150 самых неудачных самолётов мира.....наши М-50 и Ту-144 в том числе туда попали. В общем смотреть НЕЧЕГО. Маринина и прочая хрень...гламур-глянец. Мрачновато вообще-то. А магазин - два этажа....года три назад даже по авиации целый стеллаж вдоль стены был. Спрос рождает предолжение....значит не нужно никому.

korvl22001:
Спасибо, Вы немного припозднились. Все эти тонкости разжевали немного выше по ветке.

------
nandron,
Два самолета отличаются друг от друга только углом установки крыла, у одного он ноль а у другого допустим 3.
При обдуве в одинаковых условиях с углом атаки крыла 3 одинаков ли будет ли у них скос потока в хвостовой части фюзеляжей при их ламинарном обтекании?
=====

Сначала давайте договоримся, что "скос потока..." - это от концевых вихрей. В таком понимании термина у самолета с бОльшим углом установки, а значит и с большим углом атаки, а значит и с большей массой и пр и пр и пр. скос потока будет больше независимо от ламинарности или турбулентности в ПС.

Во! Идея! Желающие воочию увидеть скос ли, отклонение ли потока за крылом и в районе стабилизатора могут обратить внимание на расположение противодождевых желобков над дверями в районе крыла и перед стабилизатором. Ищите фото "у профил" длинных самолетов, типа 777, 340, 330

Если найду, кину ссылку.

http://www.airliners.net/photo ...

Если увеличить фотку, то над дверями едва заметные полоски. Они строго по потоку. Если к эерану приложить школьный транспортир, то можно прикинуть, что в районе стабилизатора скос (отклонение) как раз 3 градуса. Кстати, эти желобки над всеми дверями дают вполне адекьную картину обтекания фюзеляжа.

Для маневренных самолётов это составляет \+0, 1.....\+0, 15 , положительная сила на стабилизаторе, надо понимать?
======

Это вероятно отношение положения центра масс за фокусом к положению фокуса в линейных единицах.

Отсутствие интереса к авиации в смысле как она летает - это симпом. Наверняка рисутствует горячий интерес к тому, чем на борту кормят и выпивают ли летчики перед вылетом.

korvl22001:

А магазин - два этажа....года три назад даже по авиации целый стеллаж вдоль стены был. Спрос рождает предолжение....значит не нужно никому.

Даа....время как летит. Не три года, лет семь-восемь уже прошло, как я там был.

korvl22001, это не на Полянке магазин? Помнится, года два назад там довольно много было по авиации.

Three One Zero:
http://www.airliners.net/photo ...
Если увеличить фотку, то над дверями едва заметные полоски. Они строго по потоку. Если к эерану приложить школьный транспортир, то можно прикинуть, что в районе стабилизатора скос (отклонение) как раз 3 градуса. Кстати, эти желобки над всеми дверями дают вполне адекьную картину обтекания фюзеляжа.

Как по мне, то над дверью которая ближе к стабилизатору, угол скос (отклонение) больше раза в 1, 5-2, чем у той которая дальше.
А над передними скос в другую сторону.
Получается дуга, в начале фюзеляжа поток параллельно вектору скорости самолета по УА, затем закручивает вниз становясь над крылом параллельно оси фюзеляжа, а далее закручивает еще больше.
В итоге, как по мне то угла атаки!
Благодарю.
Я же говорил - Волчара!

это не на Полянке магазин?
"Молодая Гвардия" называется)) Сейчас там много только по фэн-шую и астрологии.(((
Есть предложение купить книгу напополам, а потом загнать рэдам по спекулятивной цене.)))

corr:
В итоге, как по мне, то скос (отклонение) ДВА угла атаки!

Чем плох?

http://i62.beon.ru/45/7/100745 ...

P.S.
Интересно, какой у Него скос?

nandron, послезавтра мне в нем сидеть, надеюсь, в бездельи 7 часов. Попробую на 30W записать все возможные данные по всем отклонениям, углам, центровкам, а потом вывалю все на Вас.
Ну и сам, конечно повеселюсь с калькулятором.

Извините, Ласточка, я, к сожалению, не бизнесмен. Озолачивайтесь без меня :)

2 Three One Zero: Извините, Ласточка, я, к сожалению, не бизнесмен.
К счастью, Дмитрий, к счастью. Удачи!

Three One Zero
- если предположить у крыла бесконечного удлинения наличие скоса потока, то чем он вызван?

По самому определению скоса потока у бесконечного крыла его просто не может быть.
СКОС ПОТОКА-
изменение направления потока воздуха при несимметричном обтекании тела (крыла самолета)
следствие перетекания воздуха у торцов крыла из области большего давления (из-под крыла) в область меньшего давления (на крыло)
или изменения направления потока вследствие влияния (индукции) свободных вихрей.

С перетеканием у торцов, IMHO, бороться практически не возможно, а вот с вихрями - да.

Three One Zero:
...Попробую на 30W записать все возможные данные по всем отклонениям, углам, центровкам, а потом вывалю все на Вас.

Благодарю Вас, но "расположение противодождевых желобков над дверями в районе крыла и перед стабилизатором" меня сильно укрепило, так что валяйте, или вываливайте...

AUASP:
По самому определению скоса потока у бесконечного крыла его просто не может быть.
======

Совершенно с Вами согласен. :)

Three One Zero:

Запомните три вещи на которые можно смотреть бесконечно:

- как горит огонь;
- как течет вода;
- как расположены противодождевые желобки над дверями!:))))

http://photos.skrzydla.org/201 ...
http://img.flyteam.jp/img/phot ...
http://img.flyteam.jp/img/phot ...

Что-то присмотрелся я к аэроплану на этой фотке http://jetphotos.net/viewphoto ...
И подумалось мне, что те обсуждаемые желобки, они же не на вертикальной стенке приделаны, а на круглом фюзеляже. А поток в верхней части фюзеляжа перед килем должен расходиться в стороны. Киль - довольно широк в основании. И, если смотреть на "желобки" в плане сверху, то они должны расходиться к задней части как ласточкин хвост. Но! Тогда получается, что оценить скос потока по ним не получится, поскольку, даже, если скоса и не было бы вообще, положение желобков все равно было таким как оно есть сейчас. Может угол был бы чуть другой. Сказать просто навскидку какую часть в угол установки желобка вносит скос потока и какую интерференция с килем, думаю могут только те, кто самолет конструировал и продувал.
Нам же придется искать другие пути.
Собственно, никто не обещал, что будет легко.

Мужайтесь, осталось только две вещи на которые можно смотреть бесконечно...

Уважаемые. Вбейте в поисковик: "Оксфордская авиационная академия Часть 2". Про устойчивость и управляемость. Сверху, 6-ой абзац, скачайте. Ссылка длинная и не проходит. Кто - подзабыл, тот вспомнит, кто не знал - ничего сложного нет ;-).

Three One Zero:
Что-то присмотрелся я к аэроплану на этой фотке

Это все пусть теперь читают Ваши однопартийцы, может Это их как-то утешит.

Three One Zero:

Если увеличить фотку, то над дверями едва заметные полоски. Они строго по потоку. Если к эерану приложить школьный транспортир, то можно прикинуть, что в районе стабилизатора скос (отклонение) как раз 3 градуса. Кстати, эти желобки над всеми дверями дают вполне адекьную картину обтекания фюзеляжа.
22/01/2013 [23:04:18]

Это, ИМХО, из разряда "Занимательная аэродинамика" ;-), без обид :-).

kovs214:
Уважаемые. Вбейте в поисковик: "Оксфордская авиационная академия Часть 2". Про устойчивость и управляемость. Сверху, 6-ой абзац, скачайте. Ссылка длинная и не проходит. Кто - подзабыл, тот вспомнит, кто не знал - ничего сложного нет ;-).


Нет уж, эта ссылка заслуживает того чтобы её изучить повнимательнее. Что мы видим на картинке на странице 6 и 10– ба, знакомый шедевр Бехтира с его рис.6. Т.е. не с бухты- барахты Бехтир это все пишет, а идет в ногу со временем. Оксфордом по черному про статическую устойчивость написано тоже самое. Дианетика в действии: может быть правда это неправда, а ложь- истина!

neustaf, как Вы прокомментируете сей шедевр, Оксфорд все-таки.?

Лично я еще раз убедился, что создают одни, а наукообразием занимаются другие, уточнять не буду, чтоб не поднимать известного вопроса «ТАКИ».

P.S. Лучше бы конец света тогда случился, или тогда в холодной войне победили другие.

И-150. Это масла в огонь, но не надо торопиться ;-)...

И-150:
neustaf, как Вы прокомментируете сей шедевр, Оксфорд все-таки.?


если Оксфорд помещает ЦД давления крыла в фокус крыла, то этот Оксфорд далек от аэродинамики, увы.
посмотрите на положение ЦД на самолете с суперкритическим профилем и на само определение Фокуса крыла.
плюс изменение распределения давления (положение Фкр) с увеличением М.
мурзилочный подход в вопросам устойчивости,