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,

Three One Zero:

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

Совершенно с Вами согласен. :)



если у фрагмента бесконечного крыла есть подъемная сила скос потока присутствует облязательно
1 отклонение потока воздуха за самолетом вниз - это следствие создания подъемной силы. 100 тонн висит в воздухе за счет динамического воздействия с воздушной средой, но это воздействие влияет и на среду 100 тонн надо чем компенсировать, как писал Уставший самолет не летает за счет магии, все по элементарным физическим законам.
2 стабилизатор находится в зоне влияния скоса потока (у классической схемы). Скос потока на нем пропорционалем Су, а не УА. на одном и том же УА с читым крылом и с механизацией в посадочном положение положение скос потока будет различным, где больше , думаю, нет нужды объяснять.

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



оксфорд делает два смелых допущения
1 смещает ЦТ за ЦД крыла (чтобы крыло создавало кабрирующий момент), но его при этом абсолютно не интересуют реальные цифры положения ЦД в полете
2 Если пикирующий момент стабилизатора больше кабрирующего момента крыла – самолет статически устойчив по углу атаки.

а если меньше, то тогда что???
самолет Ту-204 статически устойчив и без всяких "если".
у Бюшгенса это все расписано гораздо подробнее, разбирали уже. а это Мурзилка. хоть и из Оксфорда.

neustaf
если у фрагмента бесконечного крыла есть подъемная сила скос потока присутствует облязательно

Спорить не берусь, но в определении скоса (насколько оно классическое?) значится вот это:
"следствие перетекания воздуха у ТОРЦОВ крыла..."
У бесконечного крыла нет торцов, и, как бы сказал т. Сталин, : "нет торцов - нет и скоса" ;)

neustaf:

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.

Перед тем как делать такие далеко идущие выводы, Вам стоит разобраться с основами - понятием центра давления и аэродинамического фокуса.

2 neustaf

Спасибо за ответ. Прямо, хоть все-время на Вас ссылаться. Кстати, не думаете написать книгу по аэродинамике лет за пять так, с корректировкой на форумные баталии)
Дело в том, что не на что порой ссылаться - там не полностью, там белеберда, как пример, приведенные ковс ссылки после Оксфорда, тоже авторы выкручиваются как могут (Yго вверх).

У Бюшгенса книга правильная, но сложная, в том числе по полиграфии, рисунки от руки – устаревает. Да и напускает он всё-же, чтобы увернуться от устоявшихся (неправильных) стереотипов объяснения, и как видно по форуму, рекрутирующих все новых и новых сторонников.

Я думаю, что между теорией и практикой аэродинамики есть недостающее звено – оно маленькое, но без него нет цепи. Поэтому и доводят ЛА по летным испытаниям, и проектируют на достигнутых на основе статистики данных.
Кто-то говорил, что на 777 вместо углов стоят позиции для разных режимов, наверное, чтобы пилоты не заморачивались играми теоретиков. Есть проблема, есть. Но для начала, надо, чтобы появился ясный и грамотный труд по вопросам аэродинамики и динамики полета (по мотивам уже существующих, так сказать компиляция из них правильного).

Спорить не берусь, но в определении скоса (насколько оно классическое?) значится вот это:
"следствие перетекания воздуха у ТОРЦОВ крыла..."
У бесконечного крыла нет торцов, и, как бы сказал т. Сталин, : "нет торцов - нет и скоса" ;)
===========
Вся математическая теория скоса была прописана еще Чаплыгиным и Жуковским. А в 30-х годах в ЦАГИ все это дело дули в трубах. (Остославский И.В., Могилевский М.П.-"Скос потока у оперения самолета при крыле произвольной формы в плане(1937)")
Там и вся наука и эксперименты.

Сам скос индуцируется вихревой пеленой - системой вихрей за крылом. Вихревая пелена сбегает со всей задней кромки крыла, а не только на законцовках.
http://1.nestor.z8.ru/02/1018- ...
http://www.physbook.ru/images/ ...
http://old.as-club.ru/kurs3/me ...
http://old.as-club.ru/kurs3/me ...

Ее принято раскладывать на присоединенный вихрь, ось которого направлена вдоль размаха крыла:
http://dic.academic.ru/picture ...
http://www.imec.msu.ru/content ...

и свободные вихри, которые сворачиваются в два всем прекрасно известных вихревых жгута, на некотором удалении от крыла:
http://old.as-club.ru/kurs3/me ...

На крыле бесконечного удлинения присоединенный вихрь останется, а значит изменит поле скоростей за крылом и приведет к скосу потока. С одной стороны скос от этого вихря не так велик, как от вихревых жгутов, с другой стороны вихревые жгуты проходят на значительном удалении от оперения, соответственно их влияние меньше.

По сути темы, говорить и доказывать на вставая с табуретки можно бесконечно.
Букварей от ЦАГИ могу выложить с полмешка, но это путь в никуда, все-равно никто не читает, а кто читает - нихрена не понимает, а кто понимает - так только то, что хочет понять.
Только замер нагрузок на стабилизатор даст ответ, то бишь опытным путем.
А пока - неубиенное "расположение противодождевых желобков над дверями от передних до задних по ходу. Смотрите, наслаждайтесь:
http://photos.skrzydla.org/201 ...
http://img.flyteam.jp/img/phot ...
http://img.flyteam.jp/img/phot ...

P.S.
Не видать, вообще-то эндокринолога - видать взвешивает свой стабилизатор, удачи ему и ВСЕМ.

nandron:

По сути темы, говорить и доказывать на вставая с табуретки можно бесконечно.
Букварей от ЦАГИ могу выложить с полмешка, но это путь в никуда, все-равно никто не читает, а кто читает - нихрена не понимает, а кто понимает - так только то, что хочет понять...
23/01/2013 [16:50:48]

nandron, а что если рискнете? ;-). Полмешка, пока, не надо ;-), а так...мальца. Буду премного благодарен, если что не потяну, спрошу у Вас.

И-150:
Кстати, не думаете написать книгу по аэродинамике лет за пять так, с корректировкой на форумные баталии)



знаете, никогда не думал.но почитав некоторых современных афторов, можно и поменять мнение

DAOS:

Перед тем как делать такие далеко идущие выводы, Вам стоит разобраться с основами - понятием центра давления и аэродинамического фокуса

в этом вопросе: про положении ЦД и фокуса я сильно доверяю Мхитаряну,
http://photo.qip.ru/users/neus ...
многочисленные ссылки нандрона говорят в унисон с этим мэтром аэродинамики, изложите вы свое видение.

И-150:

2 neustaf

Спасибо за ответ. Прямо, хоть все-время на Вас ссылаться

кстати, я сильно сомневаюсь, что оригинал Оксфордовского учебного центра раздела посвященного устойчивости заканчиваезся таким цопросом цыганской гадалки,

"Если пикирующий момент стабилизатора больше кабрирующего момента крыла – самолет статически устойчив по углу атаки".


то ли будет, устойчив, то ли нет - на это "оксфордовская" наука после потока наукообразной мути точно ответить не может. Смысл было писать об устойчивости??

nandron
Не видать, вообще-то эндокринолога - видать взвешивает свой стабилизатор, удачи ему и ВСЕМ.


некогда им , пашут мужики, у них там сейчас самый сенокос.

Привет ВСЕМ!
После слов 310 про желобки над дверями, обратил внимание на наши.
Если исходить из того, что они не изменяемые и характеризуют СРЕДНЕЕ значение потока (да еще в надежде что КТО-ТО этот поток изучал в трубе), то можно сделать вполне ожидаемый вывод - поток набегает на стабилизатор сверху.

Так что все по плану - ждем КНИГУ, улыбаемся и машем, улыбаемся и машем....

Я уже "кардинально уточнил" свое видение желобков: 23/01/2013 [04:28:10]
Так что не все так однозначно :)

Three One Zero:
, , , , , 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...

Ну вот а я желобков нафотографировал..... :-))
А весов под рукой не оказалось! Все ушло с молотка - теперь кто-то выдать апельсины на них взвешивает.

Первичное назначение желобков, это чтобы при осадках вода не попадала в салон и не капала на входяще-выходящих пассажиров, остальное вторично, ИМХО.

kovs214:

Первичное назначение желобков...



в корне неверно, их назначение, что бы по ним на forumavia.ru определяли скос потока на стабилизаторе, так как этот вариант надежнее, чем по формулам из учебников аэродинамики...

neustaf. :)), а по "дворникам", скольжение самолета в полёте :))

kovs214:

Первичное назначение желобков, это чтобы при осадках вода не попадала в салон и не капала на входяще-выходящих пассажиров, остальное вторично, ИМХО.


neustaf. :)), а по "дворникам", скольжение самолета в полёте :))

ВОТ - наконец мы ПРИШЛИ к консенсусу!

Назначение желобков - безусловно вода.
Мы же здесь говорили не про желобки а про их НАКЛОН ... и он разный на передней и задней дверях.
И явно напрашивается вывод что их наклонили так чтобы уменьшить их вредное влияние на аэродинамику (ну я надеюсь все же что их по продувкам устанавливали).

Three One Zero:

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

Нет. На Новом Арбате.....Дом книги....там же, где он и был всегда.


Three One Zero:

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

Совершенно с Вами согласен. :)

Прямо невероятное что-то. надо с терминами определиться что ли. Если поместить плоскую пластину в ламинарный поток (подкрашенной жидкости) , то мы увидим:
1. При горизонтальном расположении пластины струйки не меняют направления (пластина очень тонкая - лезвие).
2. При наклоне передней кромки вверх ("положительный угол аткаки")- струйки отклонятся вниз.
3. При наклоне пластины задней кромкой вверх - струйки будут отклоняться вверх. И размах тут совершенно неважен....бесконечный или сантиметр всего. Как назвать это: отклонение потока, изменение направления или ещё....но оно есть. Без всяких концевых вихрей. Тот скос само собой...но и этот тоже есть....и именно он влияет на стабилизатор.
Это я к тому, что "не бывает скоса потока у крыла бесконечного размаха". Может всё же бывает?:-)

Вообще_то_я_эндокринолог:

Привет ВСЕМ!
После слов 310 про желобки над дверями, обратил внимание на наши.
Если исходить из того, что они не изменяемые и характеризуют СРЕДНЕЕ значение потока (да еще в надежде что КТО-ТО этот поток изучал в трубе), то можно сделать вполне ожидаемый вывод - поток набегает на стабилизатор сверху.

Так что все по плану - ждем КНИГУ, улыбаемся и машем, улыбаемся и машем..

Если уж наклон и характеризует среднее значение потока - то ВОДЫ)). Сечение желобка малО, при интенсивных осадках он быстро заполнится и вода при горизонтальном расположении не успевает стекать по краям. Надо организовать ТЕЧЕНИЕ воды по желобку под силой веса . Для более интенсивного её отвода....иначе будет переливаться "через край" за шиворот входящим)). А дальше...куда наклонять? В сторону меньшего сечения фюзеляжа, чтоб на малом радиусе кривизны сток скорее оторвался от фюзеляжа. Конечно лучше всего сделать наклон в 45*, чтоб обеспечить ещё бОльшую скорость потока воды по желобку....но...тут уже соображения аэродинамики (л.сопротивление) берут верх. Всё продумано))

korvl22001
Как назвать это: отклонение потока, изменение направления или ещё....но оно есть. Без всяких концевых вихрей. Тот скос само собой...но и этот тоже есть....и именно он влияет на стабилизатор.


о, просвещение медленно и со скрипом доходит и до самых отсталых слоев населения, еще пару дней вы на дух отрицали возможность скоса потока на стабилизаторе, самолет с с ЭДСУ


ispit
Скос не думаю, что сверху на стабилизатор будет набегать при столь малых углах атаки. А вообще реальная цифра интересна....

21/01/2013 [02:17:52]



korvl22001:

neustaf:


korvl22001 Скос не думаю, что сверху на стабилизатор будет набегать при столь малых углах атаки.
//////////

а лучше бы подумал, пока есть Су скос потока за крылом будет всегда, иначе подъемной силе взятся неоткуда - второй закон Ньютона.

Изучаем Ньютона сначала.....

21/01/2013 [02:38:46




korvl22001:

...Не...ну это скос потока за крылом. Нас интересует угол атаки стабилизатора с учётом скоса. Посмотрите, насколько стабилизатор отнесён назад и выше....и...прикиньте, может ли он (поток) набегать под этим углом на стабилизатор. Лучше бы формулу написали, раз уж считали, и геометрически прикинули. Скос потока совсем необязательно набегает на стабилизатор под этим углом. На малых углах атаки стабилизатор вполне может работать в невозмущённом потоке....
21/01/2013 [13:48:37]




korvl22001:

Three One Zero:


На самом деле, скос потока НЕ бывает больше угла атаки крыла. Ибо это противоречит закону сохранения энергии

Да, именно так...и именно это я имел в виду, когда говорил про "эмпирически вижу, что не так". ..

....прямо теряюсь....что за подход, применять формулы времён первых пятилеток к современному (относительно)лайнеру с ЭДСУ. И не замечает просто, когда указывают на то, что к данному самолёту не применим такой подход. И профили другие, и концепция....

22/01/2013 [00:41:00



в следующий раз попробуйте сначало разобратся в теме, а уж потом бред нести.

Ну вот, подоспели обещанные наблюдения и расчеты с 30W :)

Итак:
Самолет В777F
Взлетный вес 271 тонна - TOW
Заправки 57 тонн (зачем это знать, расскажу ниже)
Центровка 33% - TOCG
Стабилизатор установлен для взлета на 3, 25 единицы NU (указатель отградуирован так, что численное увеличение приводит к увеличению момента тангажа "nose up", фактически же угол стабилизатора в градусах уменьшается)

Далее все величины плеч даны относительно точки отсчета, которая расположена несколько впереди носа самолета и выражены в дюймах (все-таки американский самолет). Назовем плечи словом "arm"

САХ находится на расстоянии 1174, 5 дюйма от точки отсчета и величина САХ - 278, 5 дюймов.

Центровка 33% - это плечо 1266 дюймов назовем armTOCG
Центр давления 25% - плечо 1244 дюйма - armЦД

Передняя стойка шасси на armNLG - 310 дюймов
Основные стойки armMLG - 1318 дюймов

Центр давления стабилизатора armSTAB - 2300 дюймов.

Чтобы не усложнять процесс, я все балансировочные уравнения решал методом систем уравнений. Способом, которому меня научили на уроках математики в 5 кл СШ.

Для разминки и, чтобы проверить методу, определим распределение нагрузки по стойкам шасси.
Решим систему уравнений: 
ArmNLG * n + armMLG * m = armTOCG * TOW
n + m = TOW
Решение дает распределение нагрузки 14 тонн на переднюю и 257 на основные.
Это соответственно 5% и 95%. По-моему у большинства тяжелых самолетов так и есть. Работает!

Теперь несколько углубимся в дебри и решим, сколько же отрицательной подъемной силы создает стабилизатор и РВ Ys при подъеме передней стойки на взлете?

TOW * (armMLG - armTOCG) = Ys * (armSTAB - armMLG)

Ys = 14 тонн

Эта сила создается для придания самолету взлетного тангажа около 8 - 10 градусов, а далее самолет балансируется вокруг центра тяжести TOCG.

Чтобы узнать как именно он балансируется, снова обратимся к системе уравнений, где:
Yw - подъемная сила крыла
Ys - подъемная сила стабилизатора

Yw + Ys = TOW
armЦД * (TOW - Ys) + armSTAB * Ys = armTOCG * TOW

Получаем Yw = 265 t
Ys = 6 t

Вектор обеих сил направлен вверх, т.е. стабилихатор создает положительную подъемную силу.
При этом, по указателю положения стабилизатора - 3, 5 единицы.

Забрались на эшелон 35000 футов
Вес уменьшился на 8 тонн за счет расхода топлива и стал 263 тонны.
Кому интересно - 8 тонн - расход на руление (около 500 кг, ) набор высоты за 20 минут и 20 минут полета на эшелоне)
Угол атаки установился - 2, 8
Стабилизатор - 4, 8 единицы

В WBM, Руководстве по загрузке и центровке В777 можно узнать, что по мере расходования топлива из основных крыльевых баков центровка несколько смещается вперед.
При расходовании примерно с 60 тонн до 40 центровка смещается вперед на 2 дюйма на каждую израсходованную тонну.

То есть, для 263 тонн (49 тонн топлива) можно предположить смещение центровки вперед на 16 дюймов.
Теперь плечо центровки становится armCG(350) = 1250 дюймов

Балансировка будет следующей:
Yw + Ys = W, где W - текущая масса самолета.
armЦД * (W - Ys) + armSTAB * Ys = armCG(350) * W

Получаем Yw = 261, 2
Ys = +1, 8

То есть, угол установки стабилизатора уменьшился в минус с 3, 25 до 4, 8 единиц и подъемная сила на нем уменьшилась на 4 тонны.

Следующий замер с массой 238 тонн (топлива 24 тонны) на эшелоне 36000 футов. 
Угол атаки 2, 55
Установка стабилихатора - 5, 2 единицы.
По WBM при расходовании топлива с 40 до 20 тонн центровка изменяется медленнее. Примерно на 1.3 дюйма на тонну расхода.
С весом 238 центровка стала armCG(360) = 1218 дюймов

Yw + Ys = W
armЦД * (W - Ys) + armSTAB * Ys = armCG(360) * W

Yw = 241 t
Ys = -3 t

Как видим, угол установки стабилизатора уменьшился с 4, 8 до 5, 2 и при этом отрицательная подъемная сила на нем изменилась в отрицательную сторону сразу на 4, 8 тонны.

Если построить график, отложив по оси абсцисс единицы установки стабилизатора, а по оси ординат создаваемую им подъемгую силу, то можно обнаружить, что где-то около 5 единиц установки стабилизатор создает нулевую подъемную силу


| Ys
|....|....|....|.+
|
|
|
|....|....|....|....|..+
|
|....|....|....|....|...+....|....|....|....|  Units
|
|
|....|....|....|....|....|+
|

Указатель положения стабилизатора отградуирован от 0 до 15 единиц.
Обычное полетное положение в пределах от 3, 5 до 5, 5 единиц, что, в общем, говорит о том, что стабилизатор В777 работает практически аналогично стабилизаторам А330 и А300, которые в полете находятся в положении от 0 до -1 градусов от СГФ и с учетом тангажа в 3 градуса и скоса потока около 2-х получается полетный угол атаки стабилизатора от 0 до +1.

Если доверять аналогиям, то можно предположить, что у В777 стабилизатор может отклоняться от +5 до -10 градусов, которые для простоты свели в указатель установки от 0 до 15 единиц.

Классический самолет - он и в Африке классическтй самолет. Если причислять Ту-204 к машинам классической схемы, тогда можно предположить наличие в нем аналогичных всем подобным самолетам конструкторских решений.

Three One Zero:

Вектор обеих сил направлен вверх, т.е. стабилихатор создает положительную подъемную силу.

Интересные цифры. Это значит на центровке 33%? У 777 нет искусственного смещения центровки назад перекачкой топлива?

Я в шоке , господа!!!!
Полистал ту самую злополучную книгу и понял - ВСЕ пропало!
Книга издана очень КРАСИВО - с цветными картинками, как букварь...
Но совершенно бесполезна нам. Там масса бесполезной информации из РЛЭ, РТЭ.
Касаемо самой аэродинамики НИ ОДНОГО нормального графика Сy по альфа и поляры, куча графиков так же из РЛЭ.
Даже из графика Су по альфа не ясно каков албфа нулевой - прямая пересекает ось альфа в отрицательных на первый взгляд углах, но поскольку значения альфа не проставлены , то придраться не к чему, там и 0 тоже не проставлен - короче ОТСТОЙ полный. Полнейший ПЛАГИАТ за сумасшедшие бабки. Благо - не платил...

Пока Лигум не возьмется - не будет НИЧЕГО......

Вообще_то_я_эндокринолог:

короче ОТСТОЙ полный. Полнейший ПЛАГИАТ за сумасшедшие бабки. Благо - не платил...

предсказуемо, писал про это:-)))


korvl22001:

Толковые книги раньше выпускали....сейчас боюсь напичкают книгу общими фразами о преимуществах и т.д.
боюсь вместо конкретики будут многочисленные варианты рассматривать, с разными двигателями и т.д. 310-го убеждать не надо, он сам всё прекрасно знает....остальным не собираюсь. Попробовать в книге точку приложения подъёмной силы ПЕРЕД центровкой 42% найти....остальное тут уже всё было.
korvl22001:


kovs214:

Вот сия книга, вроде самую дешевую нашел ;)
то, что Бехтир, нервно будет курить в стороне, это можно гарантировать ;).

Дата поступления в продажу: 26.04.2010
В учебном пособии, разработанном ведущими специалистами ОАО "Туполев", описываются конструктивные и аэродинамические особенности пассажирских и грузовых самолетов семейства Ту-204/214 (Ту-204-100, Ту-204-120, Ту-214, Ту-204-300, Ту-204С и другие). Анализируются особые случаи полета, включая большие углы атаки.

Чёрт его знает. Пишут аэродинамические ОСОБЕННОСТИ, может и есть что. Насчёт нервно курит....зная сегодняшнее состояние науки, вполне возможно "надёргают цитат" из того же Бехтира и иже с ним...короче из того, на что тут уже ссылки есть. Очень часто в разной литературе не утруждают себя даже редактированием, дерут целыми разделами и схемы даже с теми же ошибками (опечатками)....
Уж не знаю.....смотаться ради любопытства что ли? Там в магазине можно минут пятнадцать почитать)))если настроение будет, специально не поеду.



19/01/2013 [16:54:06]

Вообще_то_я_эндокринолог:

Я в шоке , господа!!!!
Полистал ту самую злополучную книгу и понял - ВСЕ пропало!
Книга издана очень КРАСИВО - с цветными картинками, как букварь...
Но совершенно бесполезна нам. Там масса бесполезной информации из РЛЭ, РТЭ.
Касаемо самой аэродинамики НИ ОДНОГО нормального графика Сy по альфа и поляры, куча графиков так же из РЛЭ.
Даже из графика Су по альфа не ясно каков албфа нулевой - прямая пересекает ось альфа в отрицательных на первый взгляд углах, но поскольку значения альфа не проставлены , то придраться не к чему, там и 0 тоже не проставлен - короче ОТСТОЙ полный. Полнейший ПЛАГИАТ за сумасшедшие бабки. Благо - не платил...
Пока Лигум не возьмется - не будет НИЧЕГО......
25/01/2013 [03:55:35]

Я не в шоке, я плачу...надежда умерла последней :)). Раньше и журнал "Техника-молодежи" был намного информативней чем сейчас ;-)...Практических аэродинамик, типа Лигума, уже не будет...увы...ни кому это не надо. Если будете в Питере, в библиотеки УТЦ есть книга: "Практическая аэродинамика самолета ТУ-204", автор Ежов В.Д. под 90 страниц. Отксерьте. Там есть кое-какие графики, правда качество желает лучшего, но некоторые есть и в масштабе, видимо взяты с КБ.

korvl22001.

Намёк понял :)), вы меня сразили наповал ;-). Я, по наивности своей, был заворожен тремя буквами перед фамилией Кощеева А.Б. Д.Т.Н. Но, оказывается это не показатель ;-), очередное маленькое разочарование и разрушение маленьких надежд :-)). Вопрос подьемной силы на стабилизаторе, скорей всего, очень "тонкий", про это тут писал, по моему, Уставший. Пока я остаюсь, как и писАл, максимум на нулевом значении этой силы. В "плюсах" пока меня не убедили. В истрибителях, да, соглашусь даже без доказательств, а тут...Ещё маленький довод, у ТУ-204 4-е контура управления; 4-ый контур - это 3-и троса, он называется механический (рассказывали, что его установили для испытаний, но так и оставили). Представим, гипотетически, что отказали все три канала и остался только механический (катапульты, как известно, нет ;-) ), т.е. это отсутствует АСШУ, нет автоматического демпфирования и ещё самолет в неустойчивом состоянии...Зачем тогда ЭТОТ контур управления? А если его установили, то значит самолет УСТОЙЧИВЫЙ, а у устойчивого самолета стрелка на стаб-ре не должна "торчать" вверх ;-). По поводу Оксфорда, пожалуй соглашусь с neustaf, учебник написан кратко и доступно, но с продольной устойчивостью ИМХО намудрили, если они хотели объять все типы, то надо было это указать и разделить. Это так же относится к тем, кто сравнивает ТУ-204 с Б-757, когда разговор заходит про устойчивость и управляемость, разные они в этом плане...
Тут Three One Zero "подкинул" криптограмму, и дал три дня на расшифровку :)))...

Еще раз ко все кто пытается разобраться с утойчивостью.Начините с понимания основ - центра давления и фокуса. Из сообщений от наиболе активных участников обсуждения видно, что они путают эти два пониятие. и в результате приходят в неверному понимаю, того что изложено в публикациях.

korvl22001:
Интересные цифры. Это значит на центровке 33%? У 777 нет искусственного смещения центровки назад перекачкой топлива?
========

Почему-то мистер Боинг пренебрегает этой опцией.
Дело в том, что при цене на компьютер и арматуру около миллиона, реальная экономия топлива за полет составляет 0, 7 -1% от заправки. Чтобы оправдать установку, надо слетать около 1000 длинных полетов, при условии, что комп всегда работает как надо и экипажи соблюдают усилия компании по экономии топлива.
На самом деле, экипажи, хоть по определению и "тупые и смелые", часто боятся сказок про неустойчивость при задних центровках и при первой возможности перекачивают топливо обратно в крыльевые баки.
Видимо, исходя из этих предпосылок, Боинг убеждает операторов использовать его технику потому что она "проще, понятнее пилотам, несколько дешевле"
Это, разумеется, просто мои догадки. Как там у них на самом деле я не знаю.

DAOS:

Еще раз ко все кто пытается разобраться с утойчивостью.Начините с понимания основ - центра давления и фокуса
////////


я вам уже изложил свое видение, изложите свое, покажите где я не прав и почему автора Оксофда помещают ЦД в точку фокуса на 25% CAX

Three One Zero:

Центр давления 25% - плечо 1244 дюйма - armЦД
///////////

извините, а как вы определили положение ЦД крыла Б-777 в 25% САХ?

To neustaf:

DAOS:

Еще раз ко все кто пытается разобраться с утойчивостью.Начините с понимания основ - центра давления и фокуса
////////


я вам уже изложил свое видение, изложите свое, покажите где я не прав и почему автора Оксофда помещают ЦД в точку фокуса на 25% CAX

Почему Вы решили что ЦД перемещается в точку фокуса? Где это написано?:) Вам нужно разобраться с этими понятиями и тогда все сразу встанет место. В первую очередь понять почему и как происходит переход от распределеных сил к результирующей силе в центре давления и дальше от нее к моменту тангажа и приращению подъемной силы в фокусе.

Господа, общаемся столько, а впечатление, что все мимо.
Про фокус и ЦД постулаты, основы.
DAOS, внимайте, если возразите по существу с удовольствием выслушаю.
1 Для несимметричного профиля положение ЦД по профилю зависит от УА. с увеличением УА ЦД (из-за перераспределения давления по профилю) смещается назад.
2 в этом случе на профиле можно выбрать точку момент от Подъемной силы в которой будет постоянным при линейном изменение Су от УА - такую точку назвали Фокусом крыла.
3 с ростом Су положение ЦД стремится к положению фокуса крыла (еще раз настоятельно рекомендует посмотреть схему из Учeбника Мхитаряна)http://photo.qip.ru/users/neus ... Однако Су не достигает бесконечности (ограничен Сумах по срыву потока)
4 Если принять положение фокуса в 25% (для суперкритических профилей это значение больше) положение ЦД на профиле всегда будет более 25% и увеличиватся с уменьшением УА в полете (с ростом скорости) - иначе не будет соблюдатся равенство момента Сила*плечо Сила (ее коэффициент) Су уменьшется - плечо положение ЦД по профилю должно расти. - из определения фокуса.
5 с ростом числа М полета (полет на эшелоне) происходит перераспределение давления по профилю и смещается назад не толко ЦД, ни и положение фокуса.

6 Положение ЦД на профиле функция двух переменных УА, числа М. Положение фокуса Крыла функция числа М, от УА при линейнон изменении Су от УА неизменно.

ВСЕМ привет!!!
2kovs214:
Прошу прощения уезжал на пару деньков.
С удовольствием выкладываю ссылочку: Труды Центрального аэро-гидродинамического института (81 книга) [1926-1995, PDF, RUS]

http://www.torrentino.com/torr ...

neustaf:

1 Для несимметричного профиля положение ЦД по профилю зависит от УА. с увеличением УА ЦД (из-за перераспределения давления по профилю) смещается назад.
25/01/2013 [17:11:01]

...а не вперёд?

kovs214:

neustaf:

1 Для несимметричного профиля положение ЦД по профилю зависит от УА. с увеличением УА ЦД (из-за перераспределения давления по профилю) смещается назад.
25/01/2013 [17:11:01]

...а не вперёд?


sorry конечно вперед, описка, Су увеличивается ЦД приближается к фокусу, уменьшается - смещается назад (в крейсерском полете) и никогда в самом фокусе не может оказатся ЦД по определению.

...я так и подумал что описка :)

to kovs214:

хотите прикол, выполните вашу рекомендацию


kovs214:
Уважаемые. Вбейте в поисковик: "Оксфордская авиационная академия Часть 2".


что нашли?

...)) она пропала? ;)

nandron. Благодарю! Скачал. Буду разбираться. Эти источники читаешь и им веришь! :)

у меня одна ссылка и на ваш пост, хочется верить, что наконец-то разобрались с положением фокуса и ЦД крыла.

В общем-то вперед. Вы правы. Коллега увлекся :)

Three One Zero:

В общем-то вперед. Вы правы. Коллега увлекся :)

25/01/2013 [18:04:56


абсолютно верно и как вы получили в таком случае положении ЦД на крыле самолета Б-777 на 25% САХ?

kovs214:
...а не вперёд?

повтор, будьте внимательны:
22/01/2013 [01:03:24]
Все-таки хочется, чтобы обратили внимание еще раз на:
Труды ЦАГИ - Боксер В.Д. - Экспериментальное исследование распределения давления на поверхности сверхкритических профилей ЦАГИ при околозвуковом обтекании - 1974, а именно выводы стр.21:
5. При дозвуковом и околозвуковом обтекании (М менее 1) подъемная сила у сверхкритических профилей, в отличие от профилей классического типа, создается не только верхней, но в равной степени и хвостовой частью нижней поверхности, что приводит к загруженности последней у таких профилей.
Это не сочинения фантастов, а Экспериментальное исследование!
Хочу еще раз подчеркнуть: "не только верхней, но в равной степени и хвостовой частью нижней поверхности".
И где по вашему будет находиться центр давления?
А проверить создает ли положительную силу стабилизатор в горизонтальном полете полете, или нет - нужны весы!
http://gfile.ru/a9Np

22/01/2013 [01:03:24]

nandron:
Хочу еще раз подчеркнуть: "не только верхней, но в равной степени и хвостовой частью нижней поверхности".
И где по вашему будет находиться центр давления?



сзади в "хвостовой части"-
грубо идея сверхкритического профиля не уменьшение давления над верхней поверхность крыла (за счет роста скорости более быстрый выход на Мкр), а увеличением давления на нижней.
поэтому сверхкритичесйие профили более пикирующие фокус расположен далее по хорде и ЦД соответственно тоже.

neustaf:

Господа, общаемся столько, а впечатление, что все мимо.
Про фокус и ЦД постулаты, основы.
DAOS, внимайте, если возразите по существу с удовольствием выслушаю.
1 Для несимметричного профиля положение ЦД по профилю зависит от УА. с увеличением УА ЦД (из-за перераспределения давления по профилю) смещается назад.
2 в этом случе на профиле можно выбрать точку момент от Подъемной силы в которой будет постоянным при линейном изменение Су от УА - такую точку назвали Фокусом крыла.
3 с ростом Су положение ЦД стремится к положению фокуса крыла (еще раз настоятельно рекомендует посмотреть схему из Учeбника Мхитаряна)http://photo.qip.ru/users/neus ... Однако Су не достигает бесконечности (ограничен Сумах по срыву потока)
4 Если принять положение фокуса в 25% (для суперкритических профилей это значение больше) положение ЦД на профиле всегда будет более 25% и увеличиватся с уменьшением УА в полете (с ростом скорости) - иначе не будет соблюдатся равенство момента Сила*плечо Сила (ее коэффициент) Су уменьшется - плечо положение ЦД по профилю должно расти. - из определения фокуса.
5 с ростом числа М полета (полет на эшелоне) происходит перераспределение давления по профилю и смещается назад не толко ЦД, ни и положение фокуса.

6 Положение ЦД на профиле функция двух переменных УА, числа М. Положение фокуса Крыла функция числа М, от УА при линейнон изменении Су от УА неизменно.


Спасибо. Вопрос в каком учебном заведении получены такие представления о "постулатах"?