..........
А собственно сабж - на Рис.6 стр.11

DSA76:
Первое, что нужно оспорить, это то, что ЦД крыла находится на 25%САХ. ИМХО, это бесспорно
//////////
сама фраза не верна
1 25% чего ? САХ ? источник пожалуйста
2 говорить можно о положениеи ЦД конкретного профиля , .
3 положение ЦД зависит от АЛФА, числа М
рекомендую обратится к классической аэродинамике Мхитарян стр http://photo.qip.ru/users/neus ...

neustaf:

DSA76:
Первое, что нужно оспорить, это то, что ЦД крыла находится на 25%САХ. ИМХО, это бесспорно
//////////
сама фраза не верна
1 25% чего ? САХ ? источник пожалуйста
2 говорить можно о положениеи ЦД конкретного профиля , .
3 положение ЦД зависит от АЛФА, числа М
рекомендую обратится к классической аэродинамике Мхитарян стр http://photo.qip.ru/users/neus ...

Пост Уставшего ИЗУЧИЛ

В среднем величина скоса в зависимости от режима полета колеблется от 1-2 до 6-8 градусов.

Так что при угле установке стабилизатора \+2 и угле скоса -4, угол атаки стабилизатора будет отрицательным -2 градуса. То есть при РВ установленном нейтрально и симметрично профиле оперения оно будет создавать отрицательную подъемную силу.

Уже не стыковка ЕСЛИ ВЗЯТЬ угол скоса потока 1 - то по тексту получится угол атаки +1


2.На магистральных самолетах применяются сверхкритические профили крыла, которые имеют очень сильный пикирующий момент, а их центр давления находится не на 25% хорды, а значительно дальше (порядка 35-50% САХ, в зависимости от профиля.

Напоминает РЕКЛАМУ с больших плакатов!
ГДЕ ссылка на ТУ-204 КОНКРЕТНО

Где пишет Бехтир, что фокус крыла 25%?

Рисунок 3.
Рисунок 5.
А также на 13 стр текст
--У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля кры-
ла совпадают.

kovs214:

Вообще_то_я_эндокринолог.

Максимальные углы отклонения стабилизатора относительно СГФ:
-на пикирования плюс 3.5 град.
-на кабрирование минус 8 град.
САХ крыла 4.61005 м.
Это из РЛЭ.

Эти данные общеизвестны - в них нет необходимости щас , кроме разве ясности что СТАБ оклоняется и вверх и вниз

neustaf:

http://storage.mstuca.ru/bitst ...

стр. 11 рис. 6
Подъемная сила крыла приложена в т. 25% САХ. Для центровок 32%, 42% обозначена положительная подъемная сила на стабилизаторе, т.к. крыло создает для таких центровок кабрирующий момент.

Спорить с этой книгой у меня нет ни квалификации, не аргументов.

про ЦД Вообще_то_я_эндокринолог: выше написал. рис. 3

рекомендую обратится к классической аэродинамике Мхитарян

А МХИТАРЯНА не надо сюда тащить...
Он нам сейчас не поможет точно
Иначе УКАЖИТЕ где у него написано что ЦД НЕ МОЖЕТ БЫТЬ 25%САХ

Чтоб было понятнее Вам что я хочу донести-
1 Рассмотрим горизонтальный полет БЕЗ возмущений и стало быть без приращений
КАК распологаются силы?
Вот тут Бехтир и утверждает что они таковы - ЦД крыла 25% САХ положительна
ЦТ - скажем 40% САХ отрицательна
ЦДстаб Положительна

Я так понимаю что КЛЮЧЕВОЙ момент тут расположение ЦД 25%
Так вот на Рисунках Бехтира ИМЕННО такое положение - 25%

Если Вы ПРИВЕДЕТЕ реальный ПЕРВОИСТОЧНИК по Ту-204 с ИНЫМИ значениями - прекрасно, будем изучать...

устойчивость в продольном канале это способность самолета восстанавливать угол атаки и скорость после внешнего воздействия без вмешательства пилота.

КТО ж с этим поспорит!

Отклоненим стаб/Рв вы обеспечиваете балансировку - уравновешиваете моменты.

Я имел ввиду отклонение СТАБ не как реакцию на возмущение, а такое его положение при котором НА НЕМ появляется восстанавливающая сила

Да пожалуй ВЕСЬ спор сводится к 1 вопросу МОЖЕТ или НЕТ быть центр давления на крыле 25%

Остальное АБСОЛЮТНО не важно.....
При положительном ответе - вытекает однозначное признание возможности положительной подъемной силы стабилизатора в УСТАНОВИВШЕМСЯ спокойном полете
При отрицательном - очевидно возвращаемся к тому чему нас учили 30 лет

Вообще_то_я_эндокринолог:

Скажите пожалуйста:
- от какой линии измеряется УА, который индицируется указателем в кабине?

Суть вопроса - понять, какой угол атаки к потоку имеет установленный в "0" стабилизатор при полете с УА по указателю на 2*

Спасибо.

Вообще_то_я_эндокринолог:

nandron:

korvl22001:
...Координаты ФОКУСА и ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ крыла совпадают и находятся на расстоянии ДВАДЦАТЬ ПЯТЬ ПРОЦЕНТОВ САХ = 1, 152 м. !

Где Вы взяли у Бехтира эту цифру?

Читайте, что написано у Него со стр.13:

"У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения) находится на (50\\+-5)% САХ.

Поверьте такая ПОДТАСОВКА не годится....
Фокус крыла пишет Бехтир 25%
А 50% - это РЕЗУЛЬТИРУЮЩИЙ - с учетом фюзеляжа и оперения

Читайте все и то что в скобках

Какая подтасовка? Эта цифра - "1, 152 м" и есть координата фокуса крыла - 25% от САХ. Или что подтасовка? Что фокус КРЫЛА совпадает с центром давления КРЫЛА?

korvl22001:
Вы не вникли в структуру моего поста!
Подтасовка что ЯКОБЫ Бехтир пишет ФОКУС КРЫЛА 50...
А он пишет не ФОКУС КРЫЛА а (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения)
то есть фокус самолета
больше ничего :-)

DSA76:

- от какой линии измеряется УА, который индицируется указателем в кабине?

Суть вопроса - понять, какой угол атаки к потоку имеет установленный в "0" стабилизатор при полете с УА по указателю на 2*

=======
Угол меряет флюгерок установленный на фюзеляже (как обычно) между набегающим потоком и оттарированной величиной угла установки крыла 3, 25. Типа между потоком и условной хордой крыла....

А вот на второй вопрос ответа НЕТ...
и вы поймете почему если прочтете мои посты с начала этой ветки...
Нету данных по РЕАЛЬНЫМ скосам потока, нету данных по реальных отношениях между углами установки стабилизатора и отображению на мониторе....

kovs214:

korvl22001:

А какую информативность несет сей рисунок? :) Показан только
Мпикирующий, а где Мкабрирующий? Если это полет установившейся...:).
По этому рисунку самолет должен пикировать;) Ниже показано три
вида устойчивости и графики зависимости УА от времени. Бехтир ниже пишет:
"...Если центровка 42% САХ будет нарушена, то соответственно умень-
шится расстояние от ц.м. до фокуса, то есть уменьшится плечо силы Y,
востанавливающий момент также станет меньше, и продольная устойчивость
по перегрузке будет хуже...", т.е. запас по устойчивости-то есть,
а если есть запас, то значит самолет не нейтрален, а устойчив, а у
устойчивого самолета у стаб-ра отрицательная подъемная сила :).

Опять про стр.13.) Я понимаю, почему идёт такое неприятие. Все думают, что нет продольной устойчивости. Запас по продольной устойчивости никуда не девается, он так и остаётся (50+-5)-42= 3-8% (минимальн.). Опять же - все рассуждения про установившийся горизонтальный полёт.Вот убийственный аргумент)): внизу случай б). Там G и Y на одной линии....т.е. нет вообще никакого момента, ВООБЩЕ. Линия действия сил совпадает. Это происходит тогда, когда они приложены на 25% САХ. В этом случае балансировки (любой подъёмной силы стабилизатора) вообще не нужно....вообще. А фокус, тот который на 50% в зависимости от приращения подъёмной силы ЛЮБОГО ЗНАКА (по любой причине)возвращает самолёт в перовначальное состяние. В пределах тех самых 3-8% запаса естественно. А нулевой угол установки стабилизатора означает, что угол атаки равен углу тангажа. (про скос не будем говорить....на малых углах атаки самолёта вообще неизвестно, под каким углом происходит набегание потока на стабилизатор, вполне возможно, что он вообще работает в нескошенном потоке, за исключением возмущений от трения о фюзеляж, он далеко назад отнесён). С этим случаем согласны? Что в этом случае ноль балансировочных усилий на стаб., но самолёт тем не менее устойчив?:-)

korvl22001:
Мы то согласны и я и kovs214: .... :-))))))
Вы не ТЕМ доказываете...

КТО МОЖЕТ ОТВЕТИТЬ на ключевой вопрос??

МОЖЕТ или НЕТ быть центр давления на крыле 25%?

Остальные разглагольствования пусты....

МОЖЕТ или НЕТ быть центр давления на крыле 25%?
=======

Он только там и бывает :)

Собственно вопрос даже не так стоит..
Бехтир СКАЗАЛ , показал в своей работе, что центр давления на крыле МОЖЕТ быть 25%...

Приведите хотя бы ЕЩЕ чьи-нибудь аргументы ПРОТИВ этого.

Хотя аргументов Бехтир на самом деле не приводил - он ПРОСТО нарисовал картинку И ВСЕ.
И ОЧЕНЬ хочется увидеть мнение еще каких-нибудь "ВЕЛИКИХ".

Ибо мне вот тоже не очень-то хватает картинок Бехтира на самом деле.

Господа
вы никак не можете понять,
1фраза
"Фокус центр давления у профиля "относятся к кокретному профилю, это понретное сечение крыла, само крыло наброно из многих профилей они меняются от корня к законцевке ( относительная толщина, геометрическая крутка и многое другое)
2 центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху с учетом его набора профилей, выражена она в % САХ( сама по себе средняя хорда ни с каким профилем не связана) начало САХ выбран второй лонжерон, если на рисунке САХ для стреловидного крыла рисуют еще и профиль, то это говорит только только о большом понимании авторов рисунка
3 Мхитарян нужен хотя бы для того, чтобы понять у нессиметричного профиля ЦД меняет свое положения в зависимости от УА,
С таким же успехом вы можете говорить , что скорость самолета 400 на всех режимах полета

neustaf-злыдень, собрал тут , они уже друг друга цитатами закидали, в которых разбираются, как свиньи в апельсинах:)))

neustaf:

Господа
вы никак не можете понять,
1фраза
"Фокус центр давления у профиля "относятся к кокретному профилю, это понретное сечение крыла, само крыло наброно из многих профилей они меняются от корня к законцевке ( относительная толщина, геометрическая крутка и многое другое)
2 центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху с учетом его набора профилей, выражена она в % САХ( сама по себе средняя хорда ни с каким профилем не связана) начало САХ выбран второй лонжерон, если на рисунке САХ для стреловидного крыла рисуют еще и профиль, то это говорит только только о большом понимании авторов рисунка
3 Мхитарян нужен хотя бы для того, чтобы понять у нессиметричного профиля ЦД меняет свое положения в зависимости от УА,
С таким же успехом вы можете говорить , что скорость самолета 400 на всех режимах полета

МЫ НЕ РАССМАТИРАВЕМ НИКАКИЕ ИЗМЕНЕНИЯ !

СТАБИЛЬНЫЙ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ.

КВС Су-24:

neustaf-злыдень, собрал тут , они уже друг друга цитатами закидали, в которых разбираются, как свиньи в апельсинах:)))

Очень точно подмечено, как раз про neustaf :-))))

Я его про фому а он про ерему

Чтобы разбираться ВО ВСЕМ СРАЗУ , надо сначала разобраться с конкретным ПРОСТЫМ случаем...
И случай этот - горизонтальный установившийся полет БЕЗ ВОЗМУЩЕНИЙ.
А потом уже лезть за апельсинами для свиней...

А какую информативность несет сей рисунок? :) Показан только
Мпикирующий, а где Мкабрирующий? Если это полет установившейся...:).
По этому рисунку самолет должен пикировать;) Ниже показано три
вида устойчивости и графики зависимости УА от времени.

По этому же рисунку. Этот рисунок для конкретной центровки -42%САХ. М кабрирующий составляет Y умноженное на расстояние до ЦМ равное 17%САХ. В "наших")) цифрах он составляет 100 000кГ* 0, 7837 = 78 370 кГм. Его балансирует показанный на рисунке пикирующий момент. А положительная подъёмная сила стабилизатора в этом случае составляет:
4078, 3 килограмма....четыре тонны.
Моменты только для этих сил, от тяги, лобового сопротивления не считаем.
Так что пикировать не должен...моменты уравновешены).

Господа
вы никак не можете понять,
1фраза
"Фокус центр давления у профиля "относятся к кокретному профилю, это понретное сечение крыла, само крыло наброно из многих профилей они меняются от корня к законцевке ( относительная толщина, геометрическая крутка и многое другое)
2 центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху с учетом его набора профилей, выражена она в % САХ( сама по себе средняя хорда ни с каким профилем не связана) начало САХ выбран второй лонжерон, если на рисунке САХ для стреловидного крыла рисуют еще и профиль, то это говорит только только о большом понимании авторов рисунка


Это вообще трудно понять.
ЗАЧЕМ все это было здесь вставлять? Из какого учебника?
Это совершенно ОБЩИЕ понятия НИКАК не проясняющие суть вопроса.
Так ГДЕ написано что "центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху" не может быть 25% НИКОГДА

Вообще_то_я_эндокринолог:

korvl22001:
Мы то согласны и я и kovs214: .... :-))))))
Вы не ТЕМ доказываете...

Да нет же, kovs214 не согласен и я никак не могу перетащить в наш лагерь))). Хорошо бы в РЛЭ хоть какое-нибудь упоминание о положительной подъёмной силе найти, иначе убедить практически невозможно. Уже и Мамаладзе сказал о пол. силе......никто не хочет всмотреться. Вся эта бодяга из=за разноса фокусов вдоль хорды....которую специально для этого и сделали (для "переброса" части веса на стабилизатор и сохранении при этом запаса по продольной устойчивости) Стереотип вбит, вместо того чтоб открыть книгу....проще стебануться здесь))). Уже и цифры приведены....и конкретные и в процентах (про 3-8%) запаса по прод. устойчивости....короче я никому ничего не доказываю. Просто с kovs214 приятно поговорить, он корректен и не отметает с ходу любое "нововведение". А насчёт Бехтира и коллектива авторов вообще))))....тут с ходу всё отметается....типо мы больше знаем. А между тем ни одного сколько-нибудь обоснованного возражения нет. Всё так примерно: это должно быть так, потому-что это так.

korvl22001:
Я вот пытался книгу найти
Аэродинамика самолетов семейства ТУ-204/214, А. Б. Кощеев и еще авторы
Не встречали?
Может там что-то СВЕЖЕЕ
Книга только по магазинам при ОПУПЕННОЙ цене 100 енотов....

*** устойчивость ***

Вы что-то не понимаете сути, по моему (это эндокринологу). Устойчивость означает что ПРИ ОТКЛОНЕНИЯХ самолет СТРЕМИТЬСЯ СНОВА ЗАНЯТЬ СТАРОЕ ПОЛОЖЕНИЕ.

Устойчивых схем известно две
- стабилизатор на хвосте, на нем ОТРИЦАТЕЛЬНАЯ подъемная сила
- стабилизатор на носу, на нем ПОЛОЖИТЕЛЬНАЯ подъемная сила.

В обоих случаях если самолет отклоняется от стабилизированного положения, то изменения сил на стабилизаторе возвращают его обратно. Скажем, в классике
- самолет чуть уменьшил скорость.
- сила на стабилизаторе упала - хвост поднялся - самолет набрал скорость - равновесие восстановилось.

Если центр тяжести сместить назад за фокус, то на стабилизаторе нужна будет ПОЛОЖИТЕЛЬНАЯ сила. Тогда
- скорость чуть упала
- хвост опустился (сила то упала)
- скорость ЕЩЕ упала
- хвост ЕЩЕ опустился
и так стремительно все приведет к кувырку через голову или штопору или чему нибудь еще... Именно поэтому на таких самолетах летать можно лишь с ЭДСУ и так делают лишь на военных самолетах.

Поэтому рассказывать, что сила на стабилизаторе Ту-204 положительна, можно кому угодно но не аэродинамикам и не физикам - так просто НЕ МОЖЕТ БЫТЬ.

А, ну псевдо-утка может быть сделана, тут я не знаю. То есть если фокус на крыле смещается со скоростью так, что оно обеспечивает устойчивость, то стабилизатор на каких то скоростях может и иметь положительную подъемную силу (небольшую) - тогда корень крыла будет играть роль переднего оперения утки.

В общем и целом это мало что меняет и вероятнее всего, на посадочных режимах все ведет себя классическим образом.

2Alex.R
= Поэтому рассказывать, что сила на стабилизаторе Ту-204 положительна, можно кому угодно но не аэродинамикам и не физикам - так просто НЕ МОЖЕТ БЫТЬ.
Вы аэродинамик и физик?

Alex.R:
В общем и целом это мало что меняет и вероятнее всего, на посадочных режимах все ведет себя классическим образом.

Самое главное НЕ НАДО РАСПАЛЬЦОВКИ!
Мы тоже не в носу поковыряться вышли...
Я все-таки экзамен ЛИЧНО Мхитаряну сдал на 5, правда 25 лет назад...

Просто примите за закон для себя НИКОГДА НЕ ГОВОРИТЬ НИКОГДА!
Применяйте более верные формулировки.
Меня так же как и вас ПОКОРОБИЛА эта попытка осквернить :-))
святую КЛАССИЧЕСКУЮ схему - не утка.
Но я почитал ПОВНИМАТЕЛЬНЕЕ букварь и понял что ВОЗМОЖНЫ варианты

Поэтому рассказывать, что сила на стабилизаторе Ту-204 положительна, можно кому угодно но не аэродинамикам и не физикам - так просто НЕ МОЖЕТ БЫТЬ.


Умилило! :) Прям песочница! Такие же наивные и такие же бескомпромиссные...

Рекомендую попытаться понять (да хоть в какой-нибудь Википедии прочитать) что такое:
- центр давления
- центр масс
- фокус крыла
- фокус самолета
- диапазон допустимых центровок

Удачи в самообразовании! :)

Three One Zero:
Ну что ж Вы ТАК жестоки!
Летчик должен быть.....
Правильно ЗДОРОВЫМ.
Не всем дается букварь-то.

Я тут слышал на Мхитаряна замахнулись! Скоро будем на потеху нормальным ученым обсуждать переход от переменных Эйлера к переменным Лагранжа. :)

Нет, нет!!! Не торопите события! До таких глубин познания мы еще не дошли... Нам бы про центр давления и его расположение на крыле, желательно стреловидном.

Вот представьте Ту-204 летит на эшелоне, скорость крейсерская и неизменная. Представили?

А теперь давайте! Про балансировку и устойчивость, фокусы и приращения, скосы потоков и подъемные силы. Ну все, что накопилось. Вываливайте!!!

Публика замерла в ожидании откровения. Ваш звездный час!

.....
Эндокринолог, записывайте!

Вообще_то_я_эндокринолог:

Я все-таки экзамен ЛИЧНО Мхитаряну сдал на 5, правда 25 лет назад...

Уважаемый выпускник ГВФ, не могли бы вы не капсить в каждом посте? Невозможно читать...



Уже не стыковка ЕСЛИ ВЗЯТЬ угол скоса потока 1 - то по тексту получится угол атаки \+1

В авиации нельзя чего-то "взять". Все должно быть точно и конкретно рассчитано под конкретный самолет. Иначе можно "взять" скорость на заходе + 50 км/ч, можно "взять" угол атаки на заходе +2 и т.д.
Поэтому открываем товарища Остославского (Аэродинамика самолета), стр 257. И считаем скос потока для Туполя. Не будет там угла скоса -1.



Напоминает РЕКЛАМУ с больших плакатов!
ГДЕ ссылка на ТУ-204 КОНКРЕТНО

И это говорит человек, якобы сдававший аэродинамику Мхитаряну!

http://www.dream-air.ru/new/pi ...
Характеристика профилей по размаху крыла
Сечение
Борт фюзеляжа ОЧК Конец крыла
Профиль
П 190 К П 226 М П 226
...
Крыло скомпоновано с применением сверхкритических профилей...

Вообще_то_я_эндокринолог.

Вот сия книга, вроде самую дешевую нашел ;)

http://www.mdk-arbat.ru/bookca ...

то, что Бехтир, нервно будет курить в стороне, это можно гарантировать ;). Судя по аннотации книга хорошая, довольно информативная...если там напишут, что стаб-р создает положительную подъемную силу, тогда я поверю :-)).

korvl22001:

Опять про стр.13.) Я понимаю, почему идёт такое неприятие.
Все думают, что нет продольной устойчивости. Запас по продольной
устойчивости никуда не девается, он так и остаётся (50\+-5)-42= 3-8%
(минимальн.).

Если в учебнике, предоставлен чертеж или схема, которая вызывает
массу вопросов, домыслов и недопониманий, то это не учебник - это кроссворд :-).
Книга теряет смысл учебника, и вызывает недоверие, а это, практически
было на всех уровнях обучения...потом выпускались методички,
где разъяснялись подробности...снежный (бумажный) ком возрастал :)).
Сколько в институтах было методичек? Много :-))
Так, вот, уже писалось, по НЛГС запас должен быть 10%, а при перекачке
топлива он остается около 5%, вот тут-то и нужна АСШУ, которой
отдано часть "плохой устойчивости" ;-)...

Опять же - все рассуждения про установившийся
горизонтальный полёт.Вот убийственный аргумент)): внизу случай б).
Там G и Y на одной линии....т.е. нет вообще никакого момента, ВООБЩЕ.
Линия действия сил совпадает. Это происходит тогда, когда они
приложены на 25% САХ. В этом случае балансировки (любой подъёмной
силы стабилизатора) вообще не нужно....вообще. А фокус, тот который
на 50% в зависимости от приращения подъёмной силы ЛЮБОГО ЗНАКА (по любой причине)возвращает самолёт в перовначальное состяние. В пределах
тех самых 3-8% запаса естественно.

Повторюсь. Внизу 3-и схемы возможного состояния самолета по
устойчивости: устойчивый, нейтральный и неустойчивый. В этих
случаях берутся две точки на САХ: ЦТ самолета и ФОКУС опять же
самолета! Если уважаемый Бехтир хотел объяснить одну схему зачем
лепить туда "всё что я знаю"? :-). А, если самолет устойчивый, т.е
у него есть запас устойчивости, то это обеспечивается за счет
отрицательной подъемной силы стабилизатора ;-). И тут, рассматривать
схему установившегося полета не логично. Уст. полет это когда сумма сил и
моментов равна нулю, на схеме, это точка (ЦТ) из которой выходят
подъемная сила, вес, тяга и лобовое сопротивление ;-).
Фокус, который на 50% - это фокус самолета.

А нулевой угол установки стабилизатора
означает, что угол атаки равен углу тангажа. (про скос не будем говорить....
на малых углах атаки самолёта вообще неизвестно, под каким углом
происходит набегание потока на стабилизатор, вполне возможно, что
он вообще работает в нескошенном потоке, за исключением возмущений
от трения о фюзеляж, он далеко назад отнесён). С этим случаем согласны?
Что в этом случае ноль балансировочных усилий на стаб., но самолёт тем
не менее устойчив?:-)

Это написано, слегка, не по авиационному, я не совсем понял :-)
18/01/2013 [23:09:46]

Вообще_то_я_эндокринолог:

КТО МОЖЕТ ОТВЕТИТЬ на ключевой вопрос??
МОЖЕТ или НЕТ быть центр давления на крыле 25%?
Остальные разглагольствования пусты....
18/01/2013 [23:21:25]

Как Вы знаете, на этом крыле суперкритический профиль информации о нем, практически нет, я очень сомневаюсь про 25%, да, и вроде про это писал Уставший в начале ветки.

Вообще_то_я_эндокринолог:

МЫ НЕ РАССМАТИРАВЕМ НИКАКИЕ ИЗМЕНЕНИЯ !

СТАБИЛЬНЫЙ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ.
18/01/2013 [23:37:05]


А, Вы себя в угол не загоняете "стабильным
горизонтальным полетом"? Без обид. Если, я правильно понял,
то Вы имеете ввиду "установившийся ГП", но при таком полете
сумма сил и моментов равна нулю, и самолет приводится к
материальной точки и четырем силам...
А при рассмотрении устойчивости надо все рассматривать в
"растянутом" виде :). ИМХО, конечно.

Alex.R

Вот тут с Вами соглашусь, и пока меня не переубедили в "положительности" стабилизатора :)).

kovs214:

А, Вы себя в угол не загоняете "стабильным
горизонтальным полетом"? Без обид. Если, я правильно понял,
то Вы имеете ввиду "установившийся ГП", но при таком полете
сумма сил и моментов равна нулю, и самолет приводится к
материальной точки и четырем силам...
А при рассмотрении устойчивости надо все рассматривать в
"растянутом" виде :). ИМХО, конечно.

Я не себя в угол загоняю а Вам пытаюсь открыть сознание!
Сначала разобраться с простым - потом лезть в дебри... Ну вы же помните ДИАЛЕКТИКУ?
От простого к сложному.... :-)

Правильно вы сводите самолет к 4 силам, даже к 3, но тут приходите в какой-то ступор!
НЕ НАДО РАССМАТРИВАТЬ устойчивость сейчас.
Вы просто возмите постулат - ну летит же самолет - он сбалансирован и устойчив!
И рассмотрите просто 3 силы. (четвертую - надеюсь Вы имели ввиду скажем подъемную силу фюзеляжа можно вообще отбросить, ввиду ненужности предельной точности) Нас интересует только направление силы на стабилизаторе без уточнений ее величины.

Но и этот вопрос как я уже говорил можно упростить, чтоб ВСЕМ стало ясно. Речь идет не о 4 силах и даже не о 3! достаточно определиться с 1 - подъемной силой крыла. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ на крыле решит все вопросы одним ударом, его расположение точнее.

Про суперкритический профиль тут писали...
Но убедить не смогли. Потому что троль он даже очень умный остается тролем...

kovs214:
, , , я очень сомневаюсь про 25%,

Кстати я тоже сомневаюсь к Вашему сведению. Но в противоположном мнении (про 50%)
я пока сомневаюсь БОЛЬШЕ... :-)))

Любое сомнение - это совершенно здоровое чувство!
Не сомневаются только троли, они рождены исключительно совершать зло и сомнения им неведомы...

Вообще_то_я_эндокринолог:

Правильно вы сводите самолет к 4 силам, даже к 3, но тут приходите
в какой-то ступор!
НЕ НАДО РАССМАТРИВАТЬ устойчивость сейчас.
Вы просто возмите постулат - ну летит же самолет - он сбалансирован
и устойчив!
И рассмотрите просто 3 силы. (четвертую - надеюсь Вы имели ввиду
скажем подъемную силу фюзеляжа можно вообще отбросить, ввиду
ненужности предельной точности) Нас интересует только направление
силы на стабилизаторе без уточнений ее величины.

Тут, что-то я не совсем понимаю :). 4-е силы, это подъемная, сила веса,
лобовое сопротивление и тяга. Про подьемную силу ф-жа я даже не думал :)
если лезть в такие дебри, то можно не выплыть :).

Но и этот вопрос как я уже говорил можно упростить, чтоб ВСЕМ стало
ясно. Речь идет не о 4 силах и даже не о 3! достаточно определиться
с 1 - подъемной силой крыла. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ на крыле решит все
вопросы одним ударом, его расположение точнее.

Для таких упрощений, ИМХО, самолет должен ездить по земле,
а не летать, не обижайтесь. Что бы Вам решить эти задачи, однозначно
нужна книга Кащеева, там скорей всего, инфы много, не как у Бехтира ;).
19/01/2013 [11:01:07]

ообще_то_я_эндокринолог:

Господа
вы никак не можете понять,
1фраза
"Фокус центр давления у профиля "относятся к кокретному профилю, это понретное сечение крыла, само крыло наброно из многих профилей они меняются от корня к законцевке ( относительная толщина, геометрическая крутка и многое другое)
2 центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху с учетом его набора профилей, выражена она в % САХ( сама по себе средняя хорда ни с каким профилем не связана) начало САХ выбран второй лонжерон, если на рисунке САХ для стреловидного крыла рисуют еще и профиль, то это говорит только только о большом понимании авторов рисунка


Это вообще трудно понять.
ЗАЧЕМ все это было здесь вставлять? Из какого учебника?
Это совершенно ОБЩИЕ понятия НИКАК не проясняющие суть вопроса.
Так ГДЕ написано что "центр давления крыла это обобщенная характеристика всего крыла по всему рпзмаху" не может быть 25% НИКОГДА
//////////
Если вам сложно понять чем отличается хорда профиля и САХ, тогда вам надо туда где ропроще
ЦД крыла самолета Ту-204 не может быть на 25% САХ, так как в этом случае вы получаете неустойчивый самолет. САХ это измерительная линейка для друго самолета может быть и 25% САХ

Вы попрубуйте вообще в любом месте аэродинамике найти упоминание, что в установившемся ГП для статически устойчивого самолета стабилизатор создает положительную подемную силу, кроме этих пару кривых рисунков

Что- то нигде не встретилось упоминание о правиле продольного V а ведь
имннно им определяетя продольная устойчивость аппарата любой аэродинамической схемы.

kovs214:

Так, вот, уже писалось, по НЛГС запас должен быть 10%, а при перекачке
топлива он остается около 5%, вот тут-то и нужна АСШУ, которой
отдано часть "плохой устойчивости" ;-)...

Так ведь всё так и есть! Диапазон рабочих центровок для любых режимов полёта: 20-32%. Тут запас - 13-18%!!!. А с центровкой 42% он летит только в установившемся режиме ГП (крейсерском). Ради вот этого самого и было всё задумано. Вся эта перекачка топлива в хвост и обратная перекачка при изменении режима. При центровке 42% (с перекачкой) запас уменьшается до 3-8%.....работает АСШУ.

за один пост не пропускает, придётся частями....

Старший мастер:

Что- то нигде не встретилось упоминание о правиле продольного V а ведь
имннно им определяетя продольная устойчивость аппарата любой аэродинамической схемы


влияет на поперечную устойчивость по крену,
к продольной устойчивости по УА и скорости не имеет отношения

korvl22001:
Традиционно считается, что ЦД бывает у профиля и находится на 25% от носка. Есть линия ЦД крыла, объединяющая ЦД профилей. А вот про ЦД самолета науке еще неизвестно.
Можете оформлять патент на изобретение :)

korvl22001:

На 310 не подскажете, какие цифры ЦД крыла и всего самолёта в процентах САХ?


для тех кто в танке
Цифра ЦД всего самолета в установившемся полете равна положению ЦТ самолета в САХ- условие равновесия.

Товарищ Эндокринолог, мне Вас тролить неинтересно и безсмысленно. Я просто указываю на нестыковки в рассуждениях. И не только ваших а вообще замеченных на ветке. То что вы принимаете за троллинг это не более чем обалдение. Ну как бы странно для меня, что человек летающий на типе на заявление о суперкритических профилях говорит что это "похоже на рекламу".



А нулевой угол установки стабилизатора
означает, что угол атаки равен углу тангажа. (про скос не будем говорить....
на малых углах атаки самолёта вообще неизвестно, под каким углом
происходит набегание потока на стабилизатор, вполне возможно, что
он вообще работает в нескошенном потоке, за исключением возмущений
от трения о фюзеляж, он далеко назад отнесён). С этим случаем согласны?
Что в этом случае ноль балансировочных усилий на стаб., но самолёт тем
не менее устойчив?:-)

Я не согласен.
Во-первых с тем что "про скос не будем говорить....". Тогда можно не говорить и про САХ и про центровку и про момент двигателей и еще много про чего. Если вы пытаетесь понять картину то понимать ее надо в целом, иначе можно прийти к ложным выводам.

Во-вторых с тем что "на малых углах атаки самолёта вообще неизвестно, под каким углом
происходит набегание потока на стабилизатор, вполне возможно, что
он вообще работает в нескошенном потоке"

На первое известно, на второе невозможно. Ссылку где можно почитать я уже приводил - Остославский, Аэродинамика самолета, стр 257.


Вообще, всем кто хочет разобраться, а не повыпендриваться, рекомендую начать с книг дедушки Остославского. Великолепные книги, написанные для "рабочих и матросов". Никаких двояких толкований, заумных объяснений. Все понятно и логично.

(про скос не будем говорить....
на малых углах атаки самолёта вообще неизвестно, под каким углом
происходит набегание потока на стабилизатор, вполне возможно, что
он вообще работает в нескошенном потоке, за исключением возмущений
от трения о фюзеляж, он далеко назад отнесён). С этим случаем согласны?


скос потока присутсвует всегда - второй закон Ньютона никуда не дется.
Скос потока пропорционален Су, если самолет в ГП, то есть и У и Су отличная от нуля.