korvl22001:
Он немец, нас они не любят (не все).....


что про свое изречение по положениею ЦД на 25% САХ вспомнил? возразить по теме нечем, решил по национальности пройтись, для человека, который ни в зуб ногой по теме ветке само то, но бред не пиши на форуме, думай иногда, а то опять придется немцев обвинять в том что ты азов не понимаешь.

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.

Ко всем:
И все-таки просветите, что не так в: "разность между УА и тангажом должна быть 3° 15’ всегда в установившемся полете" имеется ввиду в горизонтальном?

neustaf:
что про свое изречение по положениею ЦД на 25% САХ вспомнил?

подтверждаю его ещё раз....просто с учётом ВСЕХ моментов будет другая цифра, ферштейн?

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, потом сюда.....он хоть и еврей, но нельзя же немцу так коверкать его учение....он не виноват.

korvl22001:

neustaf:
что про свое изречение по положениею ЦД на 25% САХ вспомнил?

подтверждаю его ещё раз....просто с учётом ВСЕХ моментов будет другая цифра, ферштейн?


да понял, понял: со всей беседы и всех ссылок вы ничегошенько не поняли для вас ЦД самолета Ту-204 по-прежнему жестко приколочена гвоздями к 25%.

Доброй ночи, господа аэродинамики!

Был искренне удивлен, ознакомившись с промежуточными результатами диспута. Одни персонажи поменяли точку зрения, другие обвинили мир в измене и ушли в глухую оборону. 
Ну..., это - так, лирика.

С практической точки зрения, мне показалось, что вы, не решив для себя принципиальных вопросов, увлеклись частностями, взявшись выяснять углы установок с точностью до минут, расположение всего остального с точностью до процента САХ. Это конрпродуктивно.

Не подумайте, что я вмешиваюсь и хочу как-то повлиять на результат. Я хочу поделиться с вами простыми мыслями из чувства простого человеческого альтруизма.

korvl22001:
Изучаем Ньютона сначала, потом сюда.....
///////////

сам бы глянул, хотя да, куда тебе
пару суток беседуем а у тебя по-прежнему легкий ветерок под фуражкой...

korvl22001:

Ваши цифры правильны. Главное в них - положительный угол установки стабилизатора. плюс 1, 5 градуса.....это значит, что подъёмная сила есть....пусть и небольшая. САМ ФАКТ

Поправка. Не угол установки, а угол атаки конечно 1, 5 градуса......тут ищейки мигом извратят всё)))

Итак:
Давайте начнем с исходных положений.
Разговор идет о самолете Ту-204. Низкоплан, классической схемы. Самолетов этой схемы великое множество. И все они летают по одним и тем же аэродинамическим законам и принципам. 
Я не летал на Ту. Но, неплохо зная 310, 330, 777, могу предположить, что если законы аэродинамики практически идентичны в применении к этим самолетам разных фирм и поколений, то они так же приложимы и к Ту-204, который не является какой-то уникальной машиной и в чем-то похож на каждый из них, а уж на 757 так и просто близнец.
Поэтому есть смысл обсуждать аэродинамическую схему такого самолета вообще, а потом, когда будет найден консенсус, тогда желающие могли бы, пользуясь знанием углов и процентов, обосновать применение общих положений к конкретному самолету.

Давайте начнем с самого простого - балансировки самолета в установившемся ГП:
В этом деле основную ответственность возлагают на моменты, создаваемые крылом и ГО. Стоит заметить, что в располагаемом диапазоне центровок и при относительно неизменных положениях центров давления крыла и ГО, центр масс самолета перемещается в достаточно широких пределах от предельно переднего, ограниченного по условиям управляемости до предельно заднего положения, ограниченного по условиям продольной устойчивости. Так вот, перемещение центра масс самолета может свободно проходить и впереди от ЦД крыла, так и сзади. При этом балансировка достигается перестановкой стабилизатора и созданием балансирующего момента. При совпадении центра масс с центром давления крыла самолет сбалансирован без создания какого-либо момента стабилизатором, поскольку крыло в это случае не сохдает никакого момента вообще. Соответственно угол атаки стабилизатора будет равен 0. В остальных же случаях он отличен от 0 в ту или иную сторону.

Теперь об устойчивости.
За устойчивость самолета отвечают не балансировочные моменты и не ЦД крыла и ГО, а аэродинамический фокус самолета. Это точка приложения приращений аэродинамических сил в случае изменения углов атаки или скорости. 
Фокус самолета лежит далеко позади центра давления крыла и обязательно позади положения центра масс при предельно задней центровке. 
В целом, фокус самолета сдвинут более назад при большей относительной площади ГО. Можете мысленно поставить эксперимент и "превратить" классическую схему постепенно через тандемную схему в утку. Вы обнаружите, что фокус смещается все более назад и, если у классической схемы фокус находится где-то у края САХ, то у тандема он уже где-то посередине между крыльями, а у утки в районе основного заднего крыла.
При условии, что центр масс самолета никогда не оказывается позади фокуса, можно говорить о продольной устойчивости.

Все современные лайнеры продольно устойчивы. И у всех балансировка изменяемого положения центра масс достигается перестановкой стабилизатора. При этом, некоторые фирмы (Эрбас в частности, а также Ил с его Ил-62 и Ту с 204) используют еще и возможность принудительного изменения положения центра масс методом перекачивания топлива в полете в дополнительные килевые баки или баки расположенные в стабилизаторе.
Этим достигается то, что центр масс перемещается в положение центра давления и стабилизатор на нулевом угле атаки создает минимальное сопротивление, либо центр масс смещвется назад за центр давления, заставляя стабилизатор устанавливаться на положительный угол атаки. Это приводит к уменьшению потребного угла атаки крыла, и, соответственно, к снижению его Сх и индуктивного сопротивления. В итоге находится некий баланс при котором сопротивление самолета в целом минимально. 

Это основы практической аэродинамики авиалайнеров такой схемы. Они известны уже лет 50, а может и больше. Как раз с тех пор как начались игры с ценровкой на самолетах классической схемы.

А теперь, отягощенные новым знанием, беритесь за калькуляторы и обосновывайте, как этот процесс выглядит на конкретном Ту-204.

Если понадобятся подсказки из теории вообще, всегда готов поделиться своими наблюдениями. Обсуждать же конкретные углы и проценты не имею ни возможности, ни желания.

Удачи, господа!

Обсуждать же конкретные углы и проценты не имею ни возможности, ни желания.



а жаль, именно там и ответ, у Ту-204 предельно задняя центровка 42%, в ГП на эшелоне с УА около 2, 5 и М0.75 где распологается ЦД?

Three One Zero:

Доброй ночи, господа аэродинамики!

Был искренне удивлен, ознакомившись с промежуточными результатами диспута. Одни персонажи поменяли точку зрения, другие обвинили мир в измене и ушли в глухую оборону.
Ну..., это - так, лирика.

С практической точки зрения, мне показалось, что вы, не решив для себя принципиальных вопросов, увлеклись частностями, взявшись выяснять углы установок с точностью до минут, расположение всего остального с точностью до процента САХ. Это конрпродуктивно.

Не подумайте, что я вмешиваюсь и хочу как-то повлиять на результат. Я хочу поделиться с вами простыми мыслями из чувства простого человеческого альтруизма.

Здравствуйте. Ну...ждём, делитесь мыслями....или то, что выше написали и есть ваши мысли?

neustaf:

пару суток беседуем

пару суток тут дерьмо из тебя льётся непрекращающимся потоком, прости господи...

Three One Zero:

Этим достигается то, что центр масс перемещается в положение центра давления и стабилизатор на нулевом угле атаки создает минимальное сопротивление, либо центр масс смещвется назад за центр давления, заставляя стабилизатор устанавливаться на положительный угол атаки.

Вот пожалуй самое ценное. Чисто технически интересно.....что выгоднее с экономической точки зрения, (аэродинамика позволяет) полёт при нулевом угле атаки стабилизатора, но с чуть бОльшим углом атаки самолёта, или полёт с чуть меньшим углом атаки самолёта, но с "перебросом" части веса на стабилизатор. Технически это возможно, как я понял. Логически лобовое сопротивление крыла желательно уменьшать в первую очередь через уменьшение угла атаки, поэтому на второй вариант пошли - "передачу" части веса на стабилизатор. Специально бак, насосы, контроль, АСШУ....всё для большей экономичности полёта.
Но это ладно, лирика....как вы говорите. Главное - Бехтир не виноват))). Ляпы есть, но только не в этой части (положительной подъёмной силы на стабилизаторе). Но думаю всё равно никого не убедили))))

korvl22001:


ваш последний пост , как нельзя лучше отражает ваш внутренний мир, все четко и логично, вы очень последовательны.

Но думаю всё равно никого не убедили))))


Я и не собираюсь никого убеждать. Просто с удовольствием наблюдаю битву титанов :)

Three One Zero:

Просто с удовольствием наблюдаю битву титанов :)
/////////

а вы полагаете, что в партере интереснее, чем на рампе?

Я уже выступил, прочитал "отрывок из произведения". Теперь снова в зрителях :)

Three One Zero:

Но думаю всё равно никого не убедили))))


Я и не собираюсь никого убеждать. Просто с удовольствием наблюдаю битву титанов :)

Эндокринолог хоть обрадуется и то хорошо)) да и деньги сэкономили....хотя почитать конечно интересно....как-то так уж получилось, что книгу пропиарили....боюсь сметут с прилавков))) специально не поеду, но если рядом буду, обязательно гляну. Имею в виду, может конкретные цифры будут....

Вообще_то_я_эндокринолог:

Вот реальные значения показаний приборов и расчетные (Центровка 36% больше создать не получилось)
m=89000кг
H=10060m
t=-46
M=0, 75 V=490км/ч (приборная) 807 Истиная
Угол тангажа 2.6
Угол атаки 2.2
Угол отклонения стаб -0, 7

Тут всё "красиво" :), только ТНВ МСА=-50 град, т.е. "тепловато" на эшелоне. Про центровку. Вы её взяли с КИССа, но она вычисляется ВСС, которая "танцует" от забитой в неё центровки, так что сказать про эту (вычисленную 36%) центровку, что она точная, не совсем верно, и если пассажиры будут сидеть в хвосте, а перекачкой "гнать" центровку, которая на КИСС назад, не ориентируясь по отклонению стабилизатора, то самолет можно загнать в "неустойчивость", тут, я конечно не знаю, как сработает АСШУ...всё это ИМХО. Косвенный, но очень верный показатель центровки это отклонение стабилизатора, в данном случае, центровка, судя по стабилизатору, где-то довольно задняя. Отклонение стабилизатора, можно смотреть по КИСС и по прибору, между этими показаниями, бывает разница, вот нам рекомендовали смотреть не по дисплею, а по прибору, вроде как на нем точнее.

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

Тут уже стали "легче". ТНВ ещё "теплее". Остальные параметры практически идентичны.

при выпуске интерцепторов 22 градуса сразу после перевода на снижение
Угол атаки 3.0
Угол отклонения стаб \+0, 8

Выпуск на 22 град. это, если не забыл, 3-й щелчок :). При выпуске интерцепторов возникает, довольно ощутимый кабрирующий момент и АСШУ, через стабилизатор, его парирует отклонением последнего. Вроде, тоже все логично.

Второй перелет Центровка 29%
m=70000кг
H=9750m
t=-37
M=0, 75 V=500км/ч (приборная) 824 Истиная
Угол тангажа 2.4
Угол атаки 1.5 (то ли прибор имеет инструментальную погрешность,
то ли... , но 1.5 - это угол нулевой подъемной силы из букварей)
Угол отклонения стаб -0, 8

Тут, скорей всего, летели пустыми. И, если посмотреть предыдущие ваши записи, то вы летаете по числу М, везде 0.75 ;). Если бы вы здесь летели на УА=2.0-2.2 град. как выше, вы бы сэкономили N-е количество топлива ;), и тангаж бы "подтянулся" к выше написанным данным. Все мои коменты, это ИМХО.
20/01/2013 [11:27:49]

2 Three One Zero:

Я уже выступил, прочитал "отрывок из произведения". Теперь снова в зрителях :)

Я заметил что вы не любите конкретики....
И ничего нового нам так и не сообщили. По крайней мере мне. Но за "выступление" спасибо - по любому - ПОДДЕРЖКА из партера тоже полезна. :-)


2 kovs214:

только ТНВ МСА=-50 град, т.е. "тепловато" на эшелоне. Про центровку. Вы её взяли с КИССа, но она вычисляется ВСС, которая "танцует" от забитой в неё центровки, так что сказать про эту (вычисленную 36%) центровку, что она точная, не совсем верно, и если пассажиры будут сидеть в хвосте, а перекачкой "гнать" центровку, которая на КИСС назад, не ориентируясь по отклонению стабилизатора, то самолет можно загнать в "неустойчивость", тут, я конечно не знаю, как сработает АСШУ...всё это ИМХО. Косвенный, но очень верный показатель центровки это отклонение стабилизатора, в данном случае, центровка, судя по стабилизатору, где-то довольно задняя. Отклонение стабилизатора, можно смотреть по КИСС и по прибору, между этими показаниями, бывает разница, вот нам рекомендовали смотреть не по дисплею, а по прибору, вроде как на нем точнее.

Тепло у нас конечно - Африка однако.
Центровку я взял ясно из КИСА, но перед полетом естественно я забил туда вычисленное значение по загрузке, а уж дальше КИСС отображает изменения при перекачке топлива довольно неплохо.
Ну как смотреть стабилизатор по прибору, если на нем цена деления 1 градус.... :-(((
Сомневаюсь что там точнее, но в следующем полете замечу разницу.
Заднюю центровку контролируем и по КИСС и по стабилизатору и по поведению самолета, он же начинает ерзать, как вошь на гребешке.
А скорость назад мы держали - домой очень хотелось... тем более за экономию не платят.

korvl22001:
....... книгу пропиарили....боюсь сметут с прилавков))) специально не поеду, но если рядом буду, обязательно гляну. Имею в виду, может конкретные цифры будут....

Очень надеюсь что Вам все ж удастся взглянуть на нее и прикинуть ее полезность в нашем нелегком деле. Нужны ИМЕННО цифры, ибо у Бехтира они по самому минимуму, не то что у любимого Лигума!

Господа, я понимал, когда Вы упрощали задачу до максимума, чтоб понять ее КАЧЕСТВЕННО. Но теперь вы пытаетесь считать что-то количественно, для конкретного самолета, апеллируя углами атаки до 0, 1 градуса и центровками до 1%. А при этом

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

А я думаю что будет. А кто-то думает, что самолет летает потому что магия.
Ну что это за аргументы?

Так вот, не хотел я этого делать, но плюнул и просчитал для геометрии Тушки.
На режиме
m=70000кг
H=9750m
t=-37
M=0, 75 V=500км/ч (приборная) 824 Истиная

Скос потока без учета числа Маха - 1, 61 градуса. С учетом сжимаемости на М=0.75 скос составляет 2, 44 градуса.

Источник методики расчета: И.В. Остославский, Г.С. Калачев "Продольная устойчивость и управляемость самолета" стр. 104-106, 110.

Вообще_то_я_эндокринолог:

Центровку я взял ясно из КИСА, но перед полетом естественно я забил туда вычисленное значение по загрузке, а уж дальше КИСС отображает изменения при перекачке топлива довольно неплохо.

Так и было, но где гарантия что первая цифра центровки верна? ;)

Ну как смотреть стабилизатор по прибору, если на нем цена деления 1 градус.... :-(((
Сомневаюсь что там точнее, но в следующем полете замечу разницу.

У нас на одном с-те была разница, но если показания одинаковые, то конечно КИСС.

Заднюю центровку контролируем и по КИСС и по стабилизатору и по поведению самолета, он же начинает ерзать, как вошь на гребешке.

Да, елозит он здорово, особенно когда попадаешь в болтанку, я половину 3-его бака сразу убирал, не выдерживал :))

А скорость назад мы держали - домой очень хотелось... тем более за экономию не платят.

Тогда всё понятно:)). Тут, ещё интересный момент, посмотреть тангаж до перекачки топлива, и после перекачки, при условии что УА постоянный, допустим 2 град. в обоих случаях.
21/01/2013 [10:35:06]

Теперь по эксперименту. Боюсь без представителей КБ ничего вы полезного не снимите с приборов. Или хотя-бы без ИТС. Может они знают. Объясню почему. Заодно это ответ на вопрос, который просили объяснить попроще.

Итак, Вопрос №1: Как считать угол атаки?
При аэродинамических расчетах угол атаки считается от средней геометрической хорды (СГХ). Потому, что Средняя аэродинамическая хорда (САХ) понятие в некоторой степени виртуальное, но предполагается, что она лежит там же где СГХ.

Соответственно вопрос: Кто может дать гарантию, что прибор установленный на самолете считает относительно нее? А крыло у нас в полете деформируется, то есть угол относительно фюзеляжа на земле и на Махе 0, 75 разный. А какой он? Кто-то знает? И относительно чего прибор реально меряет угол атаки на Ту-204?

3 градуса 15 минут, о которых Вы говорили это угол установки БОРТОВОЙ нервюры относительно продольной оси фюзеляжа. У СГХ угол уже другой за счет крутки крыла. В полете еще другой, за счет деформации.

Прибор скорее всего снимает относительно какой-то оси, находящейся под некоторым углом к продольной оси фюзеляжа (что и показал Ваш эксперимент). А вот как эта ось коррелирует с СГХ?

Разработчики в принципе считают, что пилоту не обязательно знать истинное значение угла атаки. Прибор можно хоть по продольной оси фюзеляжа поставить. Просто углы критические будут другие. Не 12, а 9 например. В РЛЭ пропишут и все. Разницы с точки зрения пилотирования нет.


Вопрос №2 А откуда меряется угол установки стабилизатора? Вы дружно приняли, что он меряется от СГХ крыла (и Вы правы с точки зрения расчета аэродинамических расчетов).

Но так ли это на конкретном самолете? Та индикация которая выводится летчику от чего отсчитывается? От СГХ? От СГХ в деформированном состоянии? От продольной оси фюзеляжа? От оси, от которой меряют угол атаки?

Так что рекомендую пообщаться с Вашими ИТС-никами. Но не уверен, что и они ответят на эти вопросы.

korvl22001:

Вообще_то_я_эндокринолог:

Книга нужна!
А отступили временно... :-)))
Помните как Кутузов, собираем материал и готовимся с духом

Отступили....вы кинули меня на растерзание))). А ведь по вашим цифрам всё прекрасно видно и можно конкретно посчитать....все данные практически есть. Но....для полной наглядности нужны углы на центровке 40% хотя бы.

korv22001, вы настойчиво хотите эндокринолога загнать в зону неустойчивости :)), по положению стабилизатора, которые он "привёз", центровка скорей всего такая и была, на стабилизаторе 0 градусов, а тем более в плюсовом диапазоне не летали, может сейчас более смелые люди, не знаю :-)).
21/01/2013 [01:02:11]

Вообще_то_я_эндокринолог:

korvl22001:
Меня смущают мои данные по углу атаки с прибора....
Очевидна же инструментальная погрешность 1.5-1.6 по указателю практически соответствует альфа нулевому и это не стыкуется с ГП
Пытаюсь как-то разобраться с этой проблемой
21/01/2013 [01:27:39]

Наверное уже разобрались? Лёгкий самолет и число М=0.75 (хотели домой), если бы УА был 2 град, то М , соответственно меньше...

Вообще_то_я_эндокринолог:

nandron:
Я так думаю, что разность между УА и тангажом должна быть 3° 15’всегда в установившемся полете.

Я тоже так думал, пока не снял эти показания....
Не стыкуется все почему-то.
Сегодня попытаюсь на разбеге зафиксировать показания угла атаки, при нулевом тангаже для простоты.
21/01/2013 [01:45:46]

А почему Вы думаете что разница должна быть в 3° 15’? Угол установки (заклинения) по борту 3° 15’, на конце крыла 1° 15’, т.е. мы видим геометрическую крутку, среднее число, между этими числами 2° 15’, мы его(приблизительно), и видим на тангаже. Возможно этот угол соответствует САХ...возможно :). ИМХО.

To kovs214:
"...Наверное уже разобрались? Лёгкий самолет и число М=0.75 (хотели домой), если бы УА был 2 град, то М , соответственно меньше..."

Да, не домой хотели (цель полета - для налета, с этим все в порядке)...
Просто, подпер нас сзади Туркиш , вот и пришлось диспетчеру на встречу пойти, - или слезай с эшелона и телепайся в болтанке и облачности на 280м (вот там, точно бы наэкономили... :-) ).

Dysindich.
)) понятно, грамотный выбор... лучше на своём быстрей, чем ниже и медленее :))

Вообще_то_я_эндокринолог:

nandron:
Я так думаю, что разность между УА и тангажом должна быть 3° 15’ всегда в установившемся полете.

Я тоже так думал, пока не снял эти показания....


Думаю, теперь Вы поняли мой вопрос о приведении "0" датчика УА к СГФ. По вопросу топика у нас свами полное единодушие.

Уставший:

Вопрос №2 А откуда меряется угол установки стабилизатора? Вы дружно приняли, что он меряется от СГХ крыла (и Вы правы с точки зрения расчета аэродинамических расчетов).

Но так ли это на конкретном самолете? Та индикация которая выводится летчику от чего отсчитывается? От СГХ? От СГХ в деформированном состоянии? От продольной оси фюзеляжа? От оси, от которой меряют угол атаки?

Так что рекомендую пообщаться с Вашими ИТС-никами. Но не уверен, что и они ответят на эти вопросы.
21/01/2013 [11:37:45]

В РЛЭ написано:

Максимальные углы отклонения стабилизатора относительно СГФ:
-на пикирование плюс 3.5 град
-на кабрирование минус 8.0 град
но про индикацию, ничего не написано...

2 neustaf
Су скос потока за крылом будет всегда, иначе подъемной силе взятся неоткуда - второй закон Ньютона.


Третий.

To kovs214:
"... но про индикацию, ничего не написано..."

Этот вопрос для отечественной инженерной культуры, имеет особый , творческий характер...

Быль. (дабы внести нотку, разрядки и отдыха, нашему воспаленному воображению...)

За давностью лет точность числовых выражений может не соответствовать действительности, но это и не важно...
Как-то, за рюмкой чая с заводчиками , зашел разговор о "прецизионности" производства современной высокотехнологичной техники... И я узнал, что максимальное отклонение вертикали киля не может быть более 15мм от проектной в верхней точке...
- "...Ну, вот закончили мы машину №64***, ну померили ..., ну 47мм получилось... Так, что, ты думаешь эту машину теперь, что , на свалку, что ли выбрасывать? Испытатели взлетели, на некой скорости отбалансировали, а мы по этой балансировке ноли выставили. И , вперед и с песней! Летает, Ласточка!!..."

Поэтому, даже не сомневаюсь, что понятие , "кривая машина", здесь многим известно :-)

Мне нравится задумка активистов ветки по практическому эксперименту, - не идеей, а самим процессом :-). С удовольствием принимаю посильное участие в ее реализации.

2 neustaf
Был неправ. Второй

kovs214:

Но....для полной наглядности нужны углы на центровке 40% хотя бы.

korv22001, вы настойчиво хотите эндокринолога загнать в зону неустойчивости :)),

Нее :), всё по РЛЭ, никаких запредельных значений. Там же автоматика на помощь приходит....самолёт "умный" по большому счёту....немножко западным проигрывает, как всё наше, но .....вполне нормальный. Иногда даже кажется, что слишком умный для наших. Я имею в виду культуру обращения с техникой (соблюдение требований и т.д.), но это уже системные вопросы, не хочу даже и касаться их.

Уставший:

Господа, я понимал, когда Вы упрощали задачу до максимума, чтоб понять ее КАЧЕСТВЕННО. Но теперь вы пытаетесь считать что-то количественно, для конкретного самолета, апеллируя углами атаки до 0, 1 градуса и центровками до 1%. А при этом

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

А я думаю что будет. А кто-то думает, что самолет летает потому что магия.
Ну что это за аргументы?


Скос потока без учета числа Маха - 1, 61 градуса. С учетом сжимаемости на М=0.75 скос составляет 2, 44 градуса.

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....

Dysindich.

....Мне нравится задумка активистов ветки по практическому эксперименту, - не идеей, а самим процессом :-). С удовольствием принимаю посильное участие в ее реализации.

:) это процесс творческий, тем более на таком самолете, сидишь как в лаборатории и снимаешь параметры :). "Кривая машинка"...была у нас тоже одна, центровка пустой очень передняя была((

jordifrio:

2 neustaf
Был неправ. Второй

21/01/2013 [13:31:45]
/////////
Да там и второй и третий, а так как а=dVx/dt, то угол скоса потока и определяется
СКОС=arcsin(Vx/V), то и скос будет всегда пока есть подемная сила и пропорционплен Су ( чем он выше, тем менее Vгп потр, тем больше скос потока
Это конечено в самом общем виде, так как у каждой частицы воздуха своя траектория и свое прирпщение Vx, но принцип такой

Можно посчитать и точнее по формулам, что использует Уставший,
Те кто ни ф теме, сразу сезжают на национальность и бросаются какашками в прямом смысле этого слова

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]

Скос потока так и учитывается, как написАл Уставший. Т.к. самоелет летит с большой скоростью, то скос потока с крыла и "догоняет" стабилизатор. Т-образное оперение и там скос потока учитывается, только коэффициент берётся меньше. Как вы думаете, а на ТУ-154 может стабилизатор создавать положительную подъемную силу? ;-).

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....

Это скос потока НА СТАБИЛИЗАТОРЕ. Который учитывает коэффициент подъемной силы, удлинение и сужение крыла, ПОЛОЖЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРА ПО ГОРИЗОНТАЛИ И ВЕРТИКАЛИ ОТНОСИТЕЛЬНО КРЫЛА, число Маха.

Ссылку на методику расчета я привел. Кто не верит может пересчитать.

kovs214:

Скос потока так и учитывается, как написАл Уставший. Т.к. самоелет летит с большой скоростью, то скос потока с крыла и "догоняет" стабилизатор. Т-образное оперение и там скос потока учитывается, только коэффициент берётся меньше. Как вы думаете, а на ТУ-154 может стабилизатор создавать положительную подъемную силу? ;-).

Я не считал, но пока НЕ ВЕРЮ, что скос потока на стабилизаторе будет таким :). Влияние скоса потока уменьшается с удалением стабилизатора от крыла и отнесением его в другую плоскость. Пока лень считать....я обычно выкладки привожу, чтоб всем было ясно, чего и откуда я взял. Он конечные цифры приводит.....эмпирически я вижу, что это не так.

Про Ту-154 точно не знаю, но запомнил, что вы где-то тут говорили, что и у 154 видели "стрелочку вверх"....надо думать это была положительная подъёмная сила стабилизатора)) Но вы имеете в виду надеюсь крейсерский режим? Препятствий конечно нет...но для реализации этой положительной силы должно быть большое плечо между фокусами, или при коротком (относительно) плече - большая площадь. У 154 вроде обычный....в общем я тут осторожен, потому-что не знаю точно.
Пока неохота голову ломать. Меня больше удивило, что двигатели Ту-154 создают кабрирующий момент, как тут пишут. Видно же, что выше ЦМ расположены...ну..может быть вектор тяги центрального направлен вверх за каким-то....с точки зрения здравого смысла вы сможете прояснить сей феномен? У меня в голове просто не укладывается и этот вопрос сейчас меня больше занимает:-)

korvl22001:
Посмотрите, насколько стабилизатор отнесён назад и выше....и...прикиньте, может ли он (поток) набегать под этим углом на стабилизатор.



можно конечно быть полным нулем в аэродинамике и нечего в этом предосудительного нет, если не является частью вашей профессии, но к чему это демонстриривать в каждом посту изображая из себя гения всего и вся - синдром новодоскино?
посмотрите как выглядит реальный спутный след, хотя думай вас и это вряд ли убедит.

http://www.youtube.com/watch?v ...

То korvl22001:
"...Пока неохота голову ломать. Меня больше удивило, что двигатели Ту-154 создают кабрирующий момент, как тут пишут. Видно же, что выше ЦМ расположены...ну..может быть вектор тяги центрального направлен вверх за каким-то....с точки зрения здравого смысла вы сможете прояснить сей феномен..."

Это классическое требование... Правильный самолет при отказе двигателя должен опускать нос с разгоном скорости...

DSA76:
Момент тяги двигателей исключительно определяется тем, как вектор тяги прохидит относительно ЦМ:
Ту-154 - пикирующий, т.к. вектор тяги проходит выше ЦМ (спасибо за книгу, там я прочитал, что двигатели расположены выше СГФ
///////////

а прочитали, что увеличение тяги создает кабрирующий момент?
или это вы пропустили?

можете сами разобратся почему, кстати совсем по теме последних постов, особенно ковs214 о самолете Ту-154.

Уставший:
Который учитывает коэффициент подъемной силы, удлинение и сужение крыла, ПОЛОЖЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРА ПО ГОРИЗОНТАЛИ И ВЕРТИКАЛИ ОТНОСИТЕЛЬНО КРЫЛА, число Маха.

////////

ох, нелегкое это дело кормить тролей.

korvl22001.

Вот, эту стрелочку вверх, на стаб-ре ТУ-154-го я увидел у Владимира Петровича, вот тогда у меня и стали возникать некоторые недоверия к стрелкам которые стремятся вверх из стабилизатора :)). О двигателях. Сверху, у киля - это воздухозаборник, три двигателя расположены, практически, в одной плоскости, но под разными углами в горизонтальной и вертикальной плоскостях, а у центрального дв-ля сопло повернуто вверх...сложная там механика :). Если найдёте в инете книгу: Лигум Т.И. Аэрод-ка са-та ТУ-154Б, то стр.25, если нет, то я цифры вам напишу.

korvl22001:

Я не считал, но пока НЕ ВЕРЮ, что скос потока на стабилизаторе будет таким :). Влияние скоса потока уменьшается с удалением стабилизатора от крыла и отнесением его в другую плоскость. Пока лень считать....я обычно выкладки привожу, чтоб всем было ясно, чего и откуда я взял. Он конечные цифры приводит.....эмпирически я вижу, что это не так.

Я фигею, дорогая редакция! Ванга от аэродинамики. Нафига расчеты, он эмпирически все видит.
Высоцкий вспоминается... "Ну о чем с тобою говорить? Все равно ты порешь ахинею... лучше я пойду к ребятам пить. У ребят есть мысли поважнее!".

Теперь по сути:
Смотрим сюда:
http://fastpic.ru/view/54/2013 ...
Фиг.3.13
По оси Х - Расстояние между фокусами крыла и ГО, отнесенное к ПОЛУРАЗМАХУ.
Таким образом, при увеличении плеча в два раза (0.5 и 1) угол скоса уменьшается на 20%
Для Ту-204 относительная координата равна почти 1 (можете скачать чертежи и убедиться).
Коэффициент Хи2=1

фиг 3.12 Сужение крыла 3.93, хи1 =1.3.

http://fastpic.ru/view/54/2013 ...
Положение по высоте в полуразмахах (чуть меньше 0.1) хи3=0.9

http://fastpic.ru/view/54/2013 ...
Формула 3.14, удлинение 9.9

46.2/удлинение*хи1*хи2*хи3=5.46

Тогда скос потока на стабилизаторе равен 5.46*Су.
Су сами посчитаете думаю, чай не сложно, зная вес, скорость, высоту и температуру.

И это еще без учета сжимаемости.
http://i53.fastpic.ru/big/2013 ...
А вот влияние сжимаемости (фиг 3.21.)

Все.

Dysindich:

То korvl22001:
"...Пока неохота голову ломать. Меня больше удивило, что двигатели Ту-154 создают кабрирующий момент, как тут пишут. Видно же, что выше ЦМ расположены...ну..может быть вектор тяги центрального направлен вверх за каким-то....с точки зрения здравого смысла вы сможете прояснить сей феномен..."

Это классическое требование... Правильный самолет при отказе двигателя должен опускать нос с разгоном скорости...

У нас несоизмеримые весовые категории, но позвольте возразить.
В общем эти вопросы не связаны. Нос опускается в силу пресловутой устойчивости: при падении тяги увеличивается УА - приращение подъемной силы, приложенное к фокусу самолета, создает пикирующий момент. Данный пикирующий момент по своей величине значительно превышает уменьшение пикирующего момента от двигателя, для случая Ту 154. Эта избыточная устойчивость и обеспечивается тем, что фокус удален значительно от ЦТ, в силу компоновки: ЦД крыла находится позади ЦТ самолета, но как следствие обязательным условием балансировки является разнонаправленность подъемных сил на крыле и ГО.

При отказе двигателя на Ту-204, падение тяги уменьшает кабрирующий момент и способствует (в отличие от Ту-154) опусканию носа, т.е. способствует аэродинамической устойчивости. По-этому и существует возможность "положить" часть нагрузки на стабилизатор (тема топика!) с сохранением запаса устойчивости при отказе двигателя.

Сугубо ИМХО.

П.С. Спасибо за участие в ветке. хотел Вас пригласить, но стеснялся...

to DSA76
//////////

t.e вы полагаете, что Лигум врет в своей книге, когда пишет, что по итогам Летных испытаний установлено, что увеличения тяги создает кабрирующий момент?
а вы, стерильно чистые в аэродинамикe, уличили его во лжи?