В таком случае, признавая аэродинамику наукой, странно видеть охаивание учебников, с помощью которых те самые аэродинамические ученые доносят правду жизни до тупых и смелых исполнителей.

Тут попахивает двойными стандартами. Этой книжке верю, а той не верю. Видимо цвет обложки не нравится :)
В русском менталитете вообще моден нигилизм с одновременным возвеличиванием только своего понимания вопроса.

За несколько лет инструкторской работы насмотрелся на таких доморощенных светил. Придумается ему какая-нибудь бредятина и он, пользуясь всеми доступными ему средствами, начинает это распространять в массы. А если массы еще не окрепли в своем мнении, а если недопоняли текст на английском, а если светило к тому же еще и командир самолета или вообще большой начальник? У-уууу!!! До каких открытий чудных может докатиться русский изворотливый ум!

И ведь, когда пытаешься втолковать изобретателю вечного двигателя, что FCOM для тебя дурака тысячи умнейших инженеров и ученых писали, так нешто ты умнее их всех вместе взятых? Отвечает на голубом глазу, что он несомненно умнее, потому, что его этому вопросу еще в ЛУГА или в ВАУЛ учили. И учили не так как в этом долбаном эфсиоэме написано.

Вот я и радуюсь, что непонимание основ не влияет на безопасность. И слава Богу!

Three One Zero:

В таком случае, признавая аэродинамику наукой, странно видеть охаивание учебников, с помощью которых те самые аэродинамические ученые доносят правду жизни до тупых и смелых исполнителей


это вы мне написали? назовите учебник какой я охаил, или современные мурзилки вы считаете учебниками?
или привидите слова из вашего FCOM, которые я лично считаю неверными? наоборот вы в одном месте привели просадку в 15 футов,

она меня удивила, затем вы привели фразу из FCOM 30 вполне в духе dокументов.


пожалуйста ближе к цифрам и фактам,

"...Вот я и радуюсь, что непонимание основ не влияет на безопасность. И слава Богу!..."

Еще одно, весьма своеобразное утверждение...(если не сказать большего).
(если создается впечатление, что теория расходится с практикой - будь уверен, вопрос только в некорректном применении теории...)

"...За несколько лет инструкторской работы насмотрелся на таких доморощенных светил..."

Когда несколько лет перевалят за десяток, придет осмысление, уйдет детский максимализм , уменьшится ощущение эгоцентричности вселенной и станет легче...
Ну, а пока..., терпения и удачи... (за пару лет инструктором не становятся, кому-то и в принципе не доступно что бы там не расписали в документах...)

Three One Zero:
...Ну какбы жеефкей не совсем пустыня.

Тогда все понятно:
"Ксендзы уловили душу Адама Козлевича на постоялом дворе...", или что-то вроде этого.
Охмурить до "нынешняя техника не требует от пилота знаний аэродинамики" могут только ксендзы из жеефкей:)))
С возвращением, http://petrov.com.ua/GoldCalf/ ...

это вы мне написали? назовите учебник какой я охаил, или современные мурзилки вы считаете учебниками?
=====

Не вам персонально. Это аналог гласа вопиющего в пустыне.

Учебник упоминался в наале ветки. К счастью, явных пинков с вашей стороны в сторону несчастной книжки я не упомню.

То, что вы называете мурзилкой - единственное, что есть из нового. То, что это новое явно примитивнее Аэродинамики Мхитаряна, говорит лишь о том, что :
а) автор не ставил задачу сделать из пилотов ученых (а раньше на полном серьезе курсанты ВЛУГА учили аэродинамику по переменным Эйлера и рядам Фурье);
б) данных по аэродинамическим особенностям иностранных самолетов в свободном доступе нет. А отечественные КБ не заинтересованы с кем-то делиться информацией.
в) в условиях интеллектуального упадка современной российской науки, и главное, в отсутствие спроса на серьезных ученых и их труды такая книжка вполне соответсвует потребностям.

Мурзилки - это не книжки. Это современные летчики-юзеры-операторы.

Брезгливо же отворачиваться от такого учебника не совсем логично. Надо или написать свое, выстраданное и доказанное или выкупить за границей права и распространить среди страдающего от недоученности авиаперсонала.

Ну и наконец: Вы же радостно констатировали переастание формации "сам дурак" в нечто более совершенное. Отчего же так резко реагируете на малейшее несогласие с Вашей точкой зрения? Я не усомнился в вашем авторитете. Не стоит его охранять настолько чутко, словно кто-то только и думает как бы его стащить и на себя напялить.

Когда несколько лет перевалят за десяток, придет осмысление, уйдет детский максимализм , уменьшится ощущение эгоцентричности вселенной и станет легче...
=======

(вздыхая) Перевалило... (вздыхая еще печальнее) Давно... И все случилось именно так.

Насчет "сам дурак"………наш друг! :
http://www.youtube.com/watch?v ...
:)

Three One Zero:
Отчего же так резко реагируете на малейшее несогласие с Вашей точкой зрения?
/////////

да с большой душой. Бюшгенс (может неверно, фамилию произнес) большой бальзам. остальное , увы, написать мне никогда ничего не светит (серость общая), но к примеру Мурзилку , якобы из Оксфорда, снесли из инета, если в этом есть хоть капля моих трудов, уже не зря хлебную карточку на форуме отрабатываю.

привидите данные из ваших источников на ненашем языке, буду очень рад,
кстати 25% это вроде бы просто выбранная точка отсчета и необязаетельно связана с фокусом самолета, но тогда учитывается Мz0 относительно 25% и приращение момента от Су.

//////
Не стоит его охранять настолько чутко,
--------

мне то охранять нечего, учился 25 лет назад, летал 10 назад, что мне охранять? книг не писал, лекций не читал.

..."Для получения предельно задней центровки надо к Хт.мин. добавить запас устойчивости
Величина запаса устойчивости зависит от типа самолета. Для дозвуковых маневренных
самолетов 0, 03... 0, 05 , для неманевренных 0, 1... 0, 12, для сверхзвуковых 0, 02... 0, 03. Проектирование самолета с учетом возможности автоматизации управления позволяет обеспечить полет самолета с уменьшенным запасом аэродинамической устойчивости, вплоть до статической неустойчивости у маневренных самолетов. Например, для тяжелых транспортных и пассажирских самолетов оптимум по запасу продольной статической устойчивости находится вблизи точки
нейтральности 0, 01... 0, 02"...стр.45 формула (5.4).
http://www.ssau.ru/files/struc ...

ЗЫ. Текст несколько подкорректировал, причины, думаю понятны - полностью копирование не получается.

fcim:
.....и обратно пропорционален плотности набегающего потока... ?

Если следовать этому предположению дальше, то поставь конструктора на крыло симметричный профиль, иметь бы стабилизатору на эшелоне положительную подъемную силу и положение \+4...\+6 (скос \+ балансировочное значение).

Поставь на Ту-204 симметричный профиль и можно забыть о его крейсеркос числе М
А выпуск интерцепторов приводит к увеличению УА и неизвестному какому скоку потока за крылом

fcim:

(интерцепторы уменьшили на части крыла кривизну профиля... уменьшился момент на пикирование).


Как вы пишете осторожно, от обратного. Уже выяснили - с выпуском интерцепторов появляется самый настоящий кабрирующий момент и самолёт поднимает нос (увеличивает тангаж). А про уменьшение момента на пикирование можно говорить при уборке закрылков или шасси....мы же не называем это уменьшение момента на пикирование (при уборке механизации) увеличением момента на кабрирование. Тут надо называть конкретный момент, создаваемый той или иной поверхностью, а не уменьшение или увеличение суммы моментов при балансировке. Иначе путаница будет. Появился момент на кабрирование - это значит, что он именно появился с выпуском интерцепторов, а не пикирующий уменьшился. Сумма моментов поменяется конечно.

neustaf:
Поставь на Ту-204 симметричный профиль и можно забыть о его крейсеркос числе М

Абсолютно верно. Это был воображаемый эксперимент.

korvl22001:
Тут надо называть конкретный момент, создаваемый той или иной поверхностью, а не уменьшение или увеличение суммы моментов при балансировке. Иначе путаница будет.

Поверхностью является выпукло-вогнутая плоскость крыла, момент которой задается изогнутой средней линии профиля. Увеличишь изгиб профиля - больше "скручивание", сделаешь профиль симметричным - нет собственного момента.
Данный момент на пикирование, кроме как силой на ГО на кабрирование, парировать нечем. Вот и получается, что углы установки стабилизатора оказываются ближе к "минусовой" зоне.

Был бы очень признателен, если бы пилотирующие пилоты посмотрели куда перемещается стабилизатор при уменьшении скорости (горизонтальный полет, механизация убрана). Теоретически должен "уходить" в плюсовую зону.

fcim:

Был бы очень признателен, если бы пилотирующие пилоты посмотрели куда перемещается стабилизатор при уменьшении скорости (горизонтальный полет, механизация убрана). Теоретически должен "уходить" в плюсовую зону.



и теоритически и практически с уменьшением скорости потребное балансировачное отклонения РВ на себя увеличивается (для создания кабрирующего момента), соответственно стабилизатор отклоняется вниз

fcim:
...Теоретически должен "уходить" в плюсовую зону.

...что за теория?

и теоритически и практически с уменьшением скорости потребное балансировачное отклонения РВ на себя увеличивается (для создания кабрирующего момента), соответственно стабилизатор отклоняется вниз
=======

Не всегда и не везде.
Например на А310 А300 А330 на малых и средних высотах с ростом скорости стабилизатор отрабатывает на пикирование, а с уменьшением скорости на кабрирование. На больших высотах и скоростях все наоборот: с ростом скорости начинается отработка на кабрирование.

...Теоретически должен "уходить" в плюсовую зону.
...потребное балансировачное отклонения РВ на себя увеличивается (для создания кабрирующего момента), соответственно стабилизатор отклоняется вниз

было бы неплохо, если бы кто сказал, что есть "плюсовая зона", а также почему для создания кабрирующего момента стабилизатор должен отклонятся вниз?

Например на А310 А300 А330 на малых и средних высотах с ростом скорости стабилизатор отрабатывает на пикирование, а с уменьшением скорости на кабри
///////////
Очень хотелось бы глянуть на балансировачную кривую этих самолетов

Например на А310 А300 А330 на малых и средних высотах с ростом скорости стабилизатор отрабатывает на пикирование, а с уменьшением скорости на кабри

требования к устойчивости из ФАП-23 (почти индентичны аналогичному FAA)

23.173. Статическая продольная устойчивость. В условиях, указанных в параграфе 23.175 и при указанной там балансировке самолета, характеристики усилий на рычаге управления рулем высоты и трения в системе управления должны быть следующими.

(а) Для достижения и выдерживания скоростей меньше балансировочной скорости должны требоваться тянущие усилия, а для достижения и выдерживания скоростей больше указанной балансировочной скорости должны требоваться толкающие усилия...



вы утверждаете, что на аирбасах 300, 310, 330 наоборот с уменьшением скорости для сохранения ГП штурвал(джойстиk) надо отдавать от себя?

а также почему для создания кабрирующего момента стабилизатор должен отклонятся вниз?


для увеличения кабрирующего момента стабилизатора (увеличения отрицательной подьемной силы) штурвал отклоняется на себя, РВ при этом отклоняется вверх.
для управляемых стабилизаторв можно отклонить стабилизатор вниз (носок стабилизатора) - отрицательная подъемная сила также увеличивается.

вы утверждаете, что на аирбасах 300, 310, 330 наоборот с уменьшением скорости для сохранения ГП штурвал(джойстиk) надо отдавать от себя?
=====

:-) сие просто немыслимо. Эти самолеты вручную и в автомате летают по обычным правилам. Скорость больше - штурвал от себя и стабилизатор на пикирование.

По скорости автопилот триммирует точно так же. Скорость больше - от себя.

Там есть несколько дополнительных (скрытых) функций триммирования:

Есть еще FAC (Flight Augmentation Computer). Он действует по несколько иным законам.
FCOM A300-600 1.09.12
Speed Trim (by FAC)
- active above 200 kt
- Mack Trim active above M.70 Nose Up order to optimize the longitudinal stability and handling qualities.

Иногда на больших высотах-скоростях Маск-trim становится заметнее действия Автотрима. Я это демонстрировал удивленным пилотам. Некоторые до этой демонмтрации не верили, что такое возможно.

С балансировочными кривыми это мало связано. Тут влияние скорости на перемещение центра давления.

С балансировочными кривыми это мало связано. Тут влияние скорости на перемещение центра давления.


и то и другое все равно относится к балансировке, что по скорости, что по числу М



Иногда на больших высотах-скоростях Маск-trim становится заметнее действия Автотрима. Я это демонстрировал удивленным пилотам. Некоторые до этой демонмтрации не верили, что такое возможно.


теперь понятно, что к чему, я полагаю, что это "иногда" на центровку завязано, она тоже влияет на балансировку.

Нет, это не совсем так. Центр давления крыла смещается назвд независимо от центровки. Тут влияние только скорости или Маха. Просто заметно это становится только на больших высотах. Да и само перемещение порядка десятых градуса.
Оно и понятно, 0, 7 - 0, 82 Маха далеки от сверхзвуков

Просто заметно это становится только на больших высотах.


сами прикиньте если
взять центровку 20% и положение ЦД (условно) 40% и его смещение от увеличение числа М на 2%, то приращение Мпик от роста М составит 0, 1 от начального Мпик кр
если центровку 30% и положение ЦД 40% и его смещение от увеличение числа М на те же 2%, то приращение Мпик от роста числа М составит 0, 2 от начального Мпик кр.

Да, Вы тут правы.

Несмотря на справедливую критику, рискну все-таки вставить свои 5 копеек:
-Схема с несущим стабилизатором устойчивая,
а не применяют ее потому, что в силу всяких причин (типа корневого срыва, превышение числа М, может еще чего) стабилизатор оказывается вне зоны скоса потока и моментально на закритическом угле ( "подхват" вроде бы и сейчас случается а если прибавить к углу установки еще 4-5 градусов-бидэ будет)ИМХО

Несмотря на справедливую критику, рискну все-таки вставить свои 5 копеек:
-Схема с несущим стабилизатором устойчивая,
а не применяют ее потому, что в силу всяких причин (типа корневого срыва, превышение числа М, может еще чего) стабилизатор оказывается вне зоны скоса потока и моментально на закритическом угле ( "подхват" вроде бы и сейчас случается а если прибавить к углу установки еще 4-5 градусов-бидэ будет)ИМХО

Старший мастер:

Несмотря на справедливую критику, рискну все-таки вставить свои 5 копеек:
-Схема с несущим стабилизатором устойчивая


при выполнении ряда условий, в общем виде так о ней не скажешь

nandron:
...что за теория?

Теория старая: сумма сил и сумма моментов должны равняться нулю. А также то, что силы и моменты пропорциональны квадрату скорости и обратно пропорциональны плотности набегающего потока.

Позвольте суммировать промежуточные итоги ветки "Создает ли стабилизатор Ту-204 в полете положительную подъемную силу?".
1. Участники обсуждения согласились, что на задних центровках (больше 25%) самолет устойчив и стабилизатор вроде как должен создавать положительную подъемную силу (должен создавать момент на пикирование).
2. НО по показаниям КИСС и фотографиям ВС стабилизатор явно выставлен на кабрирующий момент. В добавок скос потока за крылом ещё больше увеличивает этот кабрирующий момент.

Из вышесказанного можно сделать вывод: на крейсерском режиме ЦД крыла все-таки лежит ПОЗАДИ ЦТ. Вопрос почему?

Начинаю подгонку теории и практики :-) Не пинайте, если повторю ранее сказанное. Рассмотрим положение ЦД крыла при разных скоростях (на одной и той же высоте, механизация убрана, положение ЦТ постоянно).
1) Большая скорость, подъемная сила равна весу, угол атаки (Су) маленький, собственный аэродинамический момент крыла офигенный (растет в квадрате по скорости); итого - ЦД крыла смещен к задней кромке (похоже за ЦТ, "на глаз" к ~40% САХ).
2) Малая скорость, подъемная сила по-прежнему равна весу, собственный аэродинамический момент крыла значительно меньше первого случая; итого - ЦД крыла приближается к фокусу [крыла] со стороны задней кромки и ЦТ, (может быть и перескакивает ЦТ).

Во втором случае балансировочные отклонения вроде как требуются меньше, но с другой стороны скорость, а значит и эффективность стабилизатора меньше, поэтому отклонение может потребоваться большее. Что "победит" без конкретных данных сказать нельзя.

Большое спасибо Three One Zero за наблюдение положения стабилизатора на А310 и др. Не ожидал, что ЦД крыла так на "арбузах" "гуляет".

2 тарший мастер:

Схема с несущим стабилизатором используется очень давно. Еще у "Ильи Муромца" И.Сикорского ЦТ был в районе задней кромки крыла. Тем не мене мощное ГО (бипланной схемы) успешно обеспечивало устойчивость и управляемость.

nandron:
...что за теория?

Теория старая: сумма сил и сумма моментов должны равняться нулю. А также то, что силы и моменты пропорциональны квадрату скорости и обратно пропорциональны плотности набегающего потока.

Позвольте суммировать промежуточные итоги ветки "Создает ли стабилизатор Ту-204 в полете положительную подъемную силу?".
1. Участники обсуждения согласились, что на задних центровках (больше 25%) самолет устойчив и стабилизатор вроде как должен создавать положительную подъемную силу (должен создавать момент на пикирование).
2. НО по показаниям КИСС и фотографиям ВС стабилизатор явно выставлен на кабрирующий момент. В добавок скос потока за крылом ещё больше увеличивает этот кабрирующий момент.

Из вышесказанного можно сделать вывод: на крейсерском режиме ЦД крыла все-таки лежит ПОЗАДИ ЦТ. Вопрос почему?

Начинаю подгонку теории и практики :-) Не пинайте, если повторю ранее сказанное. Рассмотрим положение ЦД крыла при разных скоростях (на одной и той же высоте, механизация убрана, положение ЦТ постоянно).
1) Большая скорость, подъемная сила равна весу, угол атаки (Су) маленький, собственный аэродинамический момент крыла офигенный (растет в квадрате по скорости); итого - ЦД крыла смещен к задней кромке (похоже за ЦТ, "на глаз" к ~40% САХ).
2) Малая скорость, подъемная сила по-прежнему равна весу, собственный аэродинамический момент крыла значительно меньше первого случая; итого - ЦД крыла приближается к фокусу [крыла] со стороны задней кромки и ЦТ, (может быть и перескакивает ЦТ).

Во втором случае балансировочные отклонения вроде как требуются меньше, но с другой стороны скорость, а значит и эффективность стабилизатора меньше, поэтому отклонение может потребоваться большее. Что "победит" без конкретных данных сказать нельзя.

Большое спасибо Three One Zero за наблюдение положения стабилизатора на А310 и др. Не ожидал, что ЦД крыла так на "арбузах" "гуляет".

2 тарший мастер:

Схема с несущим стабилизатором используется очень давно. Еще у "Ильи Муромца" И.Сикорского ЦТ был в районе задней кромки крыла. Тем не мене мощное ГО (бипланной схемы) успешно обеспечивало устойчивость и управляемость.

fcim:

Какие силы и моменты обратно пропорциональны плотности набегающего потока?
Если можно - черкните формулу.

Кто "согласились, что на задних центровках (больше 25%) самолет устойчив и стабилизатор вроде как должен создавать положительную подъемную силу"?

вдогонку, ко второму вопросу:))))))
http://www.youtube.com/watch?v ...

2 fcim
Не знаю как ваши«все» , а наши «все» согласились вот с этим:
http://www.uvauga.ru/E_library ...
Стабилизатор в ГП в устойчивой схеме ВСЕГДА создает отрицательную подъемную силу.

Итоги:
кроме неубиенных "желобков Three One Zero", которые косвенно подтверждают практически то, что создание в полете углов атаки стабилизатора на которых возможно существование положительной подъемной силы практически маловероятно, и доказательства наличия которых было документально предоставлено Самим Three One Zero, к слову сказать, сторонником "положительной" версии, ничего нового мы не имеем! (Фантазии на тему: "Мы рождены, чтоб сказку сделать былью" в счет не берем!)

неубиенных "желобков Three One Zero",
=====

Звучит как "кривые Жуковского"!
Приятно!
Вот и пришло признание от современников!
(раскланивается на три стороны, смешно подкидывая руками фалды концертного фрака)

Кстати, о желобках, моего теперь имени, там выше по ветке я перетолковал желобковую теорию, и теперь сторонники большого скоса потока на мои желобки сослаться уже не смогут.

Так что поаккуратнее с аргументацией!

...там выше по ветке я перетолковал желобковую теорию, и теперь сторонники большого скоса потока на мои желобки сослаться уже не смогут.

Думаете, что потомки станут читать эту чушь, которой Вы хотите себя опорочить, отнюдь - гораздо охотнее они поверят в светлую и сладкую Правду, которую о Вас написали современники:)))

Ах, пишите больше сладкой Правды!!! Да пусть не дрогнет Ваша рука на клавиатуре, да не угаснет в Ващем сердце искра добра и справедливости!

Вот так-то оно лучше!!!
Подумаю..........
...на досуге:))))

2) Малая скорость, подъемная сила по-прежнему равна весу, собственный аэродинамический момент крыла значительно меньше первого случая; итого - ЦД крыла приближается к фокусу [крыла] со стороны задней кромки и ЦТ, (может быть и перескакивает ЦТ).
--------

Вот это верно, такое бывает, когда ЦД перескакивает ЦТ, по крайне мере трижды за время эксплуатации самолета Ту-154,
Называется аэродинамический нескоростной подхват,

nandron:

fcim:

Какие силы и моменты обратно пропорциональны плотности набегающего потока?
Если можно - черкните формулу.

Посыпаю голову пеплом, был не прав, смущенно расшаркиваюсь и обновляю знания в своей головушке… запамятовал… Ну конечно же прямо пропорционален плотности.

И-150, давайте поставим следующий мысленный эксперимент, чтобы убедиться в том, что Стабилизатор в ГП в устойчивой схеме НЕ ВСЕГДА создает отрицательную подъемную силу.

Рассмотрим самолет нормальной схемы, с симметричным профилем крыла, у которого ЦД крыла лежит впереди ЦТ.
Рассмотрим силы. Подъемная сила смотрит вверх, вес вниз, балансировочная сила на стабилизаторе тоже вверх. Прочими силами и моментами пренебрегаем.
Предположим, на данный ВС налетает порыв ветра снизу. На крыле и стабилизаторе возникают приращения сил направленные вверх. Заметим, что приращение силы на крыле в несколько раз больше, чем приращение силы на стабилизаторе.
Рассмотрим моменты относительно ЦТ. Заметим еще раз, что плечо от ЦТ до ЦД крыла в несколько раз меньше, чем плечо от ЦТ до силы на стабилизаторе.
Момент создаваемый приращением силы на крыле - кабрирующий (поднимает нос). Момент создаваемый приращением силы на стабилизаторе – пикирующий (опускает нос). Моменты направлены НАВСТРЕЧУ друг другу. Пока согласны?
Теперь самое интересное, будьте пожалуйста внимательны. Если момент от стабилизатора (маленькая сила, но на большом плече) пересилит момент крыла (большая сила, но на маленьком плече), то самолет опустит нос, то бишь произойдет нормальная реакция по перегрузке (самолет устойчив, пилот счастлив, мы имеем положительную подъемную силу на стабилизаторе в ГП).
Обратно, если момент крыла пересилит момент стабилизатора, то самолет будет задирать нос, увеличивать отклонение – неустойчивость (придется «ловить» ВС всю дорогу).
Первому случаю соответствует «Илья Муромец» с дли-и-и-и-нным фюзеляжем и мощным ГО. Второму И-16, с коротеньким фюзеляжем и небольшим стабилизатором.

Возвращаясь к Ту-204. Самолет имеет все предпосылки для полета «как тандем» (длинный фюзеляж, приличное ГО, задняя центровка 42%), но почему-то это не подтверждается практически. Предположим, что не учли в рассуждениях момент суперкритического профиля, который отодвигает ЦД крыла к хвосту. На малых скоростях, данный момент будет минимален и следом ЦД максимально смещен вперед. Вот здесь-то (на больших Су) и можно ожидать положительной подъемной силы на стабилизаторе. Слово за практиками.

fcim:

Вы смешали два понятия - результирующей подъемной силы и приращения подъемной силы по углу. и в результате пришли к неверному пониманию.
«Илья Муромец» как и многии ЛА того времени имел профиль крыла с болшой относительной кривизной. Соответсвенно с большим пикирующим Mz0 (ЦД при 0-м угле находится вблизи задней кромки). ЦТ в таком случаи может находится 56-58% САХ. В горизонтальном полете пикирующий момент крыла уравношешивается кабрирующим моментом ГО. Схема нормальная. Самолет стиатически устойчив. Но важно отметить в небольшом диапазоне углов. Так как с увеличением угла (порыв ветра) пикурующий момент крыла уменьшается - Мz_кр=Мz0+MzF. Для его компенсации надо создавать противоположныый момент на ГО. Так как Sго много меньше Sкр приходится увеличивать плечо. Но такая возможность небезранична. Поэтому при такой схеме при больший углах наступает ситуация когда Мz_го уже будет недостаточно для уравновешивания MzF. В результате - самолет станет статически неустойчив (произойдет "подхват")

PS Кстати, именно так происходит балансировка в горизотальном полете и обеспечивается устойчивость авиамоделей класса F1A (планер)

Возвращаясь к Ту-204. Самолет имеет все предпосылки для полета «как тандем» (длинный фюзеляж, приличное ГО, задняя центровка 42%), но почему-то это не подтверждается практически. Предположим, что не учли в рассуждениях момент суперкритического профиля, который отодвигает ЦД крыла к хвосту. На малых скоростях, данный момент будет минимален и следом ЦД максимально смещен вперед. Вот здесь-то (на больших Су) и можно ожидать положительной подъемной силы на стабилизаторе. Слово за практиками.
8888888888888888888888


вы очень невнимательный читатель, ограничение ЦТ 42% у Ту-204 на эшелоне, а при взлет/заход (где большие Су) ЦТ ограничена 32%


Где вы взяли центровачные данные по ИМ?

fcim
Рассмотрим самолет нормальной схемы, с симметричным профилем крыла, у которого ЦД крыла лежит впереди ЦТ.
Рассмотрим силы. Подъемная сила смотрит вверх, вес вниз, балансировочная сила на стабилизаторе тоже вверх.


Дело Бехтира живет :(

Для схемы сил и моментов действующих на самолет надо рассматривать ФОКУС САМОЛЕТА.
В «нормальной» устойчивой схеме самолета ФОКУС САМОЛЕТА ВСЕГДА расположен позади ЦТ,
подъемная сила крыла (её точка приложения в моментах сил рассматривается в точке ФОКУСа САМОЛЕТА ) в ГП ВСЕГДА больше веса самолета на величину отрицательной подъемной силы стабилизатора (в несколько тонн у Ту-204). В этом весь сыр-бор, в уменьшении этих тонн.

Уже в третий раз повторяю ссылку:
http://www.uvauga.ru/E_library ...

И-150:
Вы уверены что те кто рисовал клип, не допустили ошибки?:)

Да. Я ищу ссылки в интернете на основе своих познаний, а не наоборот. Эта ссылка взята с сайта
Ульяновского ВАУГА:
http://www.uvauga.ru

И-150:

Хорошо. Тогда вопрос - в клипе указана сила Ya от которой появляется момент Мz кр. Что это за сила? ...и где она приложена?

Есть смелый, кто возьмется научно объяснить сакральность расположения центра давления крыла позади цетра масс самолета? И какие египетские казни предусмотрены если центр масс сместится назад за центр давления?
Только желательно своими словами и без ссылок.
А то получается какой-то диспут двух ссылок: Методичка из УВАУГА против Мурзилки Бехтира.

Я понимаю в чем проблема у большинства.

Вот, на примере программирования, большинство хакеров и слухом не слыхивали о формальной логике, логических блоках, но это не мешает им быть эффективными в своем деле. И когда такой дока начинает объяснять свои достижения своими же измыслизмами, не удосуживаясь изучением предшествующего – ему верят.

Так и в аэродинамике, раньше практические достижения получались из теоретических рассуждений, подтверждая ту или иную теорию. Теперь же на практике уже совершенствуют то, что было достигнуто и давние теории преданны забвению. Приходит такой вот Шнеерсон с шильдиком Боинга и начинает рассказывать аэродинамику в Оксфорде, - а как же, у них лучшие самолеты.

Советская авиационная школа предана забвению, а западная авиация хищнически направлена на эффективность, и им пофиг как оно работает и где раздобыто – заплатили денег иудам или неприкаянным и будя.
Одно радует – такими методами скоро у них не сможет подняться в небо ни один самолет)))

Вот и гуляет порочная схема сил и моментов типа Бехтира по учебникам и интернету и легко впитывается молодью. В природе ее не существует ни разу – это тупая попытка перенести поверхностные знания теоретической механики в аэромеханику, без понимания основного принципа полета.
Справедливости ради надо сказать, что и Можайский и Жуковский не смогли его найти, хотя отлично исследовали и создали теорию аэродинамики. Открыли его братья Райт.

DAOS:

И-150:

Хорошо. Тогда вопрос - в клипе указана сила Ya от которой появляется момент Мz кр. Что это за сила? ...и где она приложена?

Прочтите еще раз

06/02/2013 [21:02:28]