neustaf:

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?



Ни в коем случае. Там описан динамический процесс, в котором меняется не только момент двигателя, но и аэродинамические моменты, а баланс моментов - статическое мгновенное состояние. Я еще не готов развернуто ответить, подковываюсь в аэродинамике, но часть ответа в моем посте выше для Dysindich.

В двух словах, для несбалансированного движения при одних и тех же значениях скорости, УА, тяги (оборотов двигателя) и пр. суммарный момен может быть совершенно разным и определяться ГРАДИЕНТОМ скорости, который, в свою очередь и задает НАПРАВЛЕНИЕ приращения суммарной подъемной силы в точке фокуса самолета.

П.С. Перестаньте настойчиво пытаться загнать меня "под плинтус", я же обозначил свою дилетантскую сущность... Возможно, выше падать придется... Лучше помогите мне со следующим вопросом - как относительно СГФ по высоте расположен ЦТ самолета Ту-154?

DSA76:

Ни в коем случае
/////////

тогда вопрос закрыт
уменьшения тяги двигателе самолета Ту-154 ведет к возникновению пикирующего момента.

чтобы вы долго не мучились насчет градиентов, скажу почему
уменьшение тяги двигателей ведет к уменьшение эжекции за счет струи выходящих газов на стабилизаторе, угол скоса потока на стабилизаторе уменьшается, отрицательная подъемная сила тоже, равенство моментов крыла и стабилизатора нарушается самолет опускает нос.

если вы хотите далее искатъ ответы в рамках физике 6 класса карты вам в руки,

"3 градуса 15 минут явно приведены по бортовой нервюре."
"3 градуса 15 минут, о которых Вы говорили это угол установки БОРТОВОЙ нервюры относительно продольной оси фюзеляжа."

Я просил проще, а Вы - наоборот.
Уточняющие вопросы:
- самолет находится на горизонтальной стоянке, какой у него тангаж?
- самолет рулит по полосе без уклонов, какой у него угол атаки крыла?

Уточняющие вопросы:
- самолет находится на горизонтальной стоянке, какой у него тангаж?

Не знаю. Это зависит от центровки и, как следствие, обжатия амортстоек на основных и носовой опорах. Вдобавок от геометричиских параметров самих амортстоек. То есть, если обжаты основная и носовая опора одинаково, то фюзеляж может быть в горизонте, а может быть и нет.
Конкретно для Ту-204, судя по вот этой картинке
http://f01.cdn.av sim.su/forum/uploads/post-13-1131690647_thumb.jpg
около нуля градусов.


- самолет рулит по полосе без уклонов, какой у него угол атаки крыла?

Очень разный. У бортовой нервюры 3 градуса 15 минут.
Геометрическую крутку 204-го я не знаю.
Но у концевой нервюры 3 градуса 15 минут минус угол крутки.
А у СГХ опять таки не знаю. Для этого надо вычислить положение СГХ и знать, по какому закону эта крутка изменяется по размаху.

neustaf:

уменьшения тяги двигателе самолета Ту-154 ведет к возникновению пикирующего момента.

Спасибо. Век живи, век учись!

Однако это никоим образом не опревергает того, что непосредственно тяга двигателя создает пикирующий момент.

Получается так:
- Увеличение тяги увеличивает пикирующий момент двигателя.
+ Однако увеличение тяги увеличивает скос потока на стабилизаторе (т.е. увеличивает по модуля его угол атаки), тем самым увеличивая кабрирующий момент стабилизатора.
= Таким образом суммарно получаем увеличение кабрирующего момента при увеличении тяги двигателя.

Спасибо, очень познавательно ... Признаю ошибочность изначальной выкладки о необходимости избыточной устойчивости для "парирования" пропадающего пикирующего момента отказавшего двигателя - этот момент парируется изменением обтекатения стабилизатора.

Кстати, все логично приводится к "фокусам":

- при уменьшении тяги двигателей самолета Ту-154, возникает положительное приращение подъемной силы на стабилизаторе, которое, приведенное к фокусу, создает пикирующий момент ("перекрывающий" уменьшение ПИКИРУЮЩЕГО момента двигателей ;-) )

То DSA76
Где то так все и есть, теперь верно излагаете

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...

Энееет)....тут речь идёт о переводе двигателя с МГ до номинала....и при этом возникает кабрирующий момент....следовательно, при отказе эти двигатели должны создать пикирующий момент (речь про ТУ-154, не ТУ-204)....вот это пока ввело меня в лёгкий ступор:)

korvl22001:
Энееет)....тут речь идёт о переводе двигателя с МГ до номинала....и при этом возникает кабрирующий момент....

увеличение режима изменяет, помимо прочего, обтекание стабилизатора - увеличивается кабрирующий момент на ГО. (еыеличивается "подсос" - сильнее скашивается поток - увеличивается абсолютный УА стабилизатора). Увеличение кабрирующего момента на ГО "перекрывает" увеличение пикирующего момента силы тяги двигателей.
Спасиби neustaf: за науку...

To korvl22001:
"...Энееет)....тут речь идёт о переводе двигателя с МГ до номинала....и при этом возникает кабрирующий момент....следовательно, при отказе эти двигатели должны создать пикирующий момент (речь про ТУ-154, не ТУ-204)....вот это пока ввело меня в лёгкий ступор:)..."

Можете меня пристрелить, но я, в упор не пойму причины вашего ступора...:-)
При нижней децентрации двигателя , в результаты чего появляется вертикальное плечо силы тяги и появляется кабрирующий момент, - конструкторам ничего особенно делать не приходится - все обеспечивается автоматически... (Ту-204)
При верхней, приходится изгаляться, небольшое отклонение вектора тяги в продольном канале , решает эту проблему и , несмотря на верхнюю децентрацию, тяга начинает создавать кабрирующий момент.(Ту-154). Теперь и там , и там, при обрезке тяги - кабрирующий момент пропадает, а компенсировавший его пикирующий от РВ - нет. Самолет - опускает нос - без участия пилота - обеспечивая "правило правильного самолета". Чем больше была тяга в момент отказа, тем энергичнее будет опускание носа (вариант взлета) - то, что доктор прописал.
Я и рад бы вам формул навалить для пущей важности, но не вижу куда их втиснуть в моих пояснениях...

То DSA76:
"...Я еще не готов развернуто ответить, подковываюсь в аэродинамике, но часть ответа в моем посте выше для Dysindich..."

Не нужно усложнять простые вопросы , "...зри в корень!...", и все у Вас получиться.

Уставший:

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!".



46.2/удлинение*хи1*хи2*хи3=5.46

Тогда скос потока на стабилизаторе равен 5.46*Су.

Насчёт Ванги, и ахинеи лучше промолчали бы, путая кабрирующий момент с подъёмной силой. Прошу вас воздержаться в дальнейшем от хрени всякой и не предварять ею пост. Теперь по делу.
Эти расчёты для прямого трапециевидного крыла, это во-первых. Во-вторых при угле атаки 1.5 градуса Су=0 и это соответствует режиму пикирования. По подъёмной силе Су не подсчитать, т.к. одну и ту же площадь могут иметь крылья различной формы в плане. Надо брать поляру для данного самолёта, по той эмпирической формуле не подсчитать, тут точность нужна. Всё искать для Ту-204. Я что-то не нашел пока. А по вашим подсчитал давно....у меня вообще 5.82* получилось, этож абсурд....

путая кабрирующий момент с подъёмной силой
=======
Лечитесь, Шура (с)

Эти расчёты для прямого трапециевидного крыла, это во-первых
=======
Ага, особенно на Махах 0.75-0.8. А там дальше еще на сверхзвуке скос считается. Тоже для прямого видимо. Покажите, где вы это прочитали. Или дял вас надо на схеме сил две картинки приводить, чтоб вы не дай бог не подумали, что раз на картинке крыло прямое, то это только для прямого рассчитывается.

Во-вторых при угле атаки 1.5 градуса Су=0 и это соответствует режиму пикирования.

Это вообще бред невнятно сформулированный. При угле атаки 1, 5 у вас Су=0 может быть только если крыло верх ногами перевернуть. А пикирование с Су=0 это пикирование отвесно в землю и никак иначе.

По подъёмной силе Су не подсчитать, т.к. одну и ту же площадь могут иметь крылья различной формы в плане
=========
Су самолета в горизонтальном полете при таких исходных данных, как привез Эндокринолог подсчитает любой студент 2-го курса авиационного ВУЗа. Можете даже отнять оттуда хоть половину на стабилизатор, вы все равно получите отрицательный угол атаки оперения.

Надо брать поляру для данного самолёта, по той эмпирической формуле не подсчитать, тут точность нужна
===
Это точная эмпирическая формула, основанная на данных трубных экспериментов ЦАГИ. откуда по вашему кривые для хи взялись?

А по вашим подсчитал давно....у меня вообще 5.82* получилось, этож абсурд....
=======
Не абсурд а вполне реальная картина, хотя и тут подсчитали с косяками.

Вы просто ужасающий дилетант, но при этом пытаетесь что-то из себя корчить.

То DSA76:
Ну вот и замечательно, что разобрались, заодно и старухе нос утерли...
Существует много разных способов обеспечить правило опускания носа при отказе двигателя при верхней децентрации. Не помня, как точно реализовано на Ту-154, я предложил свой (не угадал).
В принципе, достаточно ознакомиться с общим курсом дисциплины Конструкция самолета, чтобы увидеть многообразие форм обеспечения опускания носа при отказе двигателя, для верхней децентрации.
Замечательно, что за счет эжекции на стабилизаторе получаем искомый результат.
Когда такой возможности нет (Л-410) , вопрос решается корректировкой отрицательного угла установки стабилизатора. Или расположением стабилизатора в струе винта, которая создает кабрирующий момент , перекрывающий пикирующий момент от двигателя (Як-18т).
Так, что , Вы на правильном пути, до коммунизма осталось 10ть км, - пятилетка - это шаг вперед.

Dysindich:

Спасибо! Вам - благодарных учеников!

Уставший:

Вы просто ужасающий дилетант, но при этом пытаетесь что-то из себя корчить.
//////


взялись кормить trоля - несите крест смиренно , он уже определил что вы путаете моменты с подъемной силой, то ли еще будет

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

Теперь по эксперименту. Боюсь без представителей КБ ничего вы полезного не снимите с приборов.

Согласен на 100%!
КАЧЕСТВЕННО я проблему понял....
Посчитать что-либо при ПОЛНОМ отсутствии авторитетных значений летных характеристик не представляется возможным...
Но процесс анализа показаний приборов - "занимательная аэродинамика" :-))))

Да вот надежда слабая на ту злополучную книгу.... Если кто посмотрит в магазине ее и оценит как СТОЯЩУЮ то мы тут готовы ее купить (правда электронный вариант, которого по-видимому пока не существует). Бумажный к нам дойдет не скоро...

neustaf:

взялись кормить trоля - несите крест смиренно , он уже определил что вы путаете моменты с подъемной силой, то ли еще будет
====
Да мне сначала казалось что человек искренне "не въезжает" однако, гляжу, аргументация свелась к "не верю!". Почти по Станиславскому.
Худо только, что в его бредни кто-то и поверить может.

Уставший:


Да мне сначала казалось что человек искренне "не въезжает" однако, гляжу, аргументация свелась к "не верю!". Почти по Станиславскому.

Проблема не в том что кто-то не въезжает к сожалению. А в атмосфере на всем форуме и тут в частности.
Когда аргументов не хватает а вокруг льются помои у человека срабатывает инстинкт самосохранения и он СЛОМЯ голову начинает неадекватные действия и высказывания.

По поводу кто-кого кормит... :-) анекдот
В зоолабораторию к горилле самцу подсадили самку, чтобы наблюдать...
Гориллы подружились быстро и через некоторое время самец нежно обнял самку и говорит.
"Хочешь я покажу тебе суперфокус? Смотри я сейчас нажму вот эту зеленую кнопку и тот урод в очках принесет нам пару бананов!"

Между прочим, если кому интересно, каких величин может достигать скос потока, то оказывается в практической аэродинамике Ан-24 приведены вполне конкретные цифры (стр.68):
"Например, для самолета с полетным весом 16000 кГ, при отклоненных закрылках на 38° и скорости 300 км/ч, соответствует угол атаки крыла 6°, а угол атаки горизонтального оперения равен —12°. "

С учетом того, что стабилизатор на Ан-24 закошен на 3 градуса вниз от крыла, величина скоса потока на оперении составляет ни много ни мало 15 градусов!

(кажущийся угол атаки +3 (угол установки относительно горизонтали) а реальный угол атаки -12.)

Уставший:
Худо только, что в его бредни кто-то и поверить может


на этой ветке таких вы видели?

Вообще_то_я_эндокринолог:

А в атмосфере на всем форуме и тут в частности.



атносферу вы формируете сами, на этой ветке только вы и Корв использовали лексику сточной канавы, это ваш личный выбор, ветка и ее участники ни при чем.

Пардон, в последнем сообщении обманул. У меня не пропечаталось. Там угол атаки -6 градусов у крыла. Так что скос на самом деле небольшой - 3 градуса.

Однако нашел там вот такую интересную таблицу:
http://i52.fastpic.ru/big/2013 ...

Из которой посчитал, что для Ан-24 в полетной конфигурации средний скос составляет 4.4 - 4.5 умноженное на Су.

После чего рассчитал скос потока по методу Остославского и о чудо! 4, 43*Су. Удивительно точное совпадение.

Уставший:
Из которой посчитал, что для Ан-24 в полетной конфигурации


у антоновцев очень интересная школа: в продольном канале они обошлись без изменяемого стабилизатора на транспортных Ан-26, Ан-12, Ан-124 в широком диапазоне скоростей, изменения механизации и изменения центровок и при десантировании тяжелых грузов в том числе.

Вот по поводу Ан-24. ))) Понимаю, злостный оффтопик, но всяко лучше чем искать мусор в чужих глазах.
Итак:
Если взять за основу озвученные углы атаки на ГО Ан-24, то просто геометрически получается скос не 15, а 9 градусов. Конечно, и 9 градусов скоса впечатляют. Ну так это же при закрылках 38!!! ))).

Вообще-то скос потока всегда меньше угла атаки крыла. Иначе получается вечный двигатель ))) Надо же учитывать потери на трение, на индуктивное сопротивление, то-се... )))

Что-то мне сдается, что скос там градуса 4-5. Это как вы любите говорить ИМХО :) В этом случае рабочий УА на стабилизаторе около 8, что тоже весьма немало, особенно, если помнить, что за 15 градусами начинается срыв потока и тот самый классический фантомасовский "клевок"

В общем, что-то в арифметике не так. Или у таинственного фантомаса в аэродинамической схеме заложено нечто совсем необычное.

ИМХО (вместо Аминь) )))

Three One Zero: Вы ж дальще-то тоже читайте. Я ж написал, что у меня знак не пропечатался. И таблицу привел.

Если взять за основу озвученные углы атаки на ГО Ан-24, то просто геометрически получается скос не 15, а 9 градусов.
=======
Почему? Крыло +6 (от горизонта) - оперение +3(от горизонта). Реальный угол атаки -12. Получается 15, а не 9. Но это все равно неправильно, о чем я написал.

Просто из геометрических построений.
Угол атаки на чистом крыле равен тангажу плюс установочный угол крыла.
Угол атаки на крыле с выпущенными закрылками равен тангажу плюс установочный угол, плюс угол между строительной горизонталью фюзеляжа и плоскостью, соединяющей переднюю кромку крыла и заднюю кромку закрылка.

На чистом крыле (все очень примерно):
Тангаж 2 градуса, установочный угол крыла 3 получаем УА = + 5
Для стабилизатора (без скоса потока) получается
Тангаж 2, установочный -3 получаем УА = -1

Теперь выпустим закрылки на 38. Что видим?
Заявленный угол атаки крыла стал 6. Тангаж при этом стал около 0.
То есть стабилизатор обдувантся (без учета скоса потока) под углом атаки -3

Заявленный Вами УА ГО -12 градусов. (будем считать по результатам продувок)
Вот и остается на скос 9, а не 15.

Фактически, если не брать в расчет те совершенно диких 12 градусов, то угол атаки, как Вы справедливо заметили будет около 7-8, а скос потока 4.5.

Простая геометрия за 5 кл СШ и ничего личного )))

Например, для самолета с полетным весом 16000 кГ, при отклоненных закрылках на 38° и скорости 300 км/ч, соответствует угол атаки крыла 6°, а угол атаки горизонтального оперения равен —12°.

по-памяти, максимальная скорость выпуска закрылков на 38° - 250 км/ч, на 300 км/ч - клевок неминуем, тем более с такой массой.

To Three One Zero

Два вопроса:
1. Что такое "чистое" крыло?
2. Угол тангажа 30 град (делаем горку). Установочный угол крыла +4 градуса. Угол атаки получаем =34 градуса? Так?

Угол, заключенный между средней аэродинамической хордой крыла и продольной осью самолета, называется углом установки крыла φ (рис. 5). У самолета Ан-24 этот угол равен 3°. Такой угол выбран с расчетом, чтобы фюзеляж располагался по потоку при полете на скорости, близкой к максимальной крейсерской, и создавал бы наименьшее лобовое сопротивление. Созданный угол установки уменьшает угол тангажа на взлете и посадке и обеспечивает лучший обзор для пилота
Угол установки стабилизатора относительно хорды крыла равен — 3°
Таким образом скос для 300 км/ч - 6°-0°-3°=3°, для 350 км/ч - 4°-1°-3°=2°

Исправление:
Таким образом скос для 300 км/ч - 6°-0°-3°=3°, для 350 км/ч - 4°-(-1°)-3°=2°

Уставший:

путая кабрирующий момент с подъёмной силой
=======
Лечитесь, Шура (с)

Во-вторых при угле атаки 1.5 градуса Су=0 и это соответствует режиму пикирования.

Это вообще бред невнятно сформулированный. При угле атаки 1, 5 у вас Су=0 может быть только если крыло верх ногами перевернуть. А пикирование с Су=0 это пикирование отвесно в землю и никак иначе.

- aо = +1, 5 - угол атаки нулевой подъемной силы, на котором Cy =
0, ny = 0, К = 0. Самолет находится в свободном падении. В
эксплуатации выход на угол aо не допустим, так как самолет
ограничен минимально допустимой перегрузкой nyminдоп = +0, 1. Углу
атаки +1, 5 соответствует коэффициент Cx = 0, 021;

Лечить вас пока нужно тут. Просил же без понтов обходиться. Вот цитата из вашей же ссылки на 3стр. вы цитируете, даже не читая. Это конкретно по Ту-204. Насчёт вверх ногами это вы про планер с интерцепторами вспомнили. Я может и более доверительно к вам относился, но после того как узнал, что вы понятия не имели, что выпуск интерцепторов приводит к кабрирующему моменту, я со скепсисом отношусь к вашим высказываниям, тем более с комментариями. Вы приводите для расчёта скоса эмпирическую формулу 30-ых годов (книга 51года, а данные публиковались старые). Например: отношение высоты установки стабилизатора к полуразмаху у нас (ту-204) = 0, 1 (примерно 2/20). А если стабилизатор сверху установить (тогда не применяли верхнее расположение), то будет скажем уже 8/20=0, 4
т.е. при удалении стабилизатора скос потока открыла увеличивается, а это ерунда полная.

Ну и ваши же слова я вам переадресую, они как нельзя более кстати:

Вы просто ужасающий дилетант, но при этом пытаетесь что-то из себя корчить.Только ещё с примесью хамовства и неумением себя вести. А примеры с выпущенными закрылками хрень полная, нам нужны данные именно по Ту-204, там доли градусов играют роль, вы же забалтываете всё ненужными отвлечениями.

Простая геометрия за 5 кл СШ и ничего личного ))

Вообще-то практическую аэродинамику Ан-24 писали грамотные люди, поэтому угол деградации ГО в 3 градуса приведен относительно крыла, а не фюзеляжа, как и положено.
Ничего личного.

по-памяти, максимальная скорость выпуска закрылков на 38° - 250 км/ч, на 300 км/ч - клевок неминуем, тем более с такой массой

На 16 градусах стабилизатор срывается, если без льда.


korvl22001:
вы понятия не имели, что выпуск интерцепторов приводит к кабрирующему моменту
=======
И продолжаю утверждать, что знак и величина момента зависит от кофигурации интерцепторов, крыла и самолета в целом. Ни в одной книге по аэродинамике вы не найдете утверждения, что выпуск интерцепторов приводит только к кабрирующему моменту в любой конфигурации.

Что до остального, вы тролль и идиот. До свидания.

Вообще_то_я_эндокринолог:


Согласен на 100%!
КАЧЕСТВЕННО я проблему понял....
Посчитать что-либо при ПОЛНОМ отсутствии авторитетных значений летных характеристик не представляется возможным...
Но процесс анализа показаний приборов - "занимательная аэродинамика" :-))))

Да вот надежда слабая на ту злополучную книгу.... Если кто посмотрит в магазине ее и оценит как СТОЯЩУЮ то мы тут готовы ее купить (правда электронный вариант, которого по-видимому пока не существует). Бумажный к нам дойдет не скоро...

Там тираж 1 500 только....хотя при такой цене думаю долго пролежит). Толковые книги раньше выпускали....сейчас боюсь напичкают книгу общими фразами о преимуществах и т.д.
И самое главное, нет желания метать тут бисер....310-ый привел уже в общем виде, что сейчас, НЕ В УСТАВШЕМ БУДУЩЕМ так летают....и что? Чуть выдержали паузу....и понеслось. Один пыльные формулы тридцатых годов (упрощенные донельзя)применяет к самолёту который вышел через полвека, для подсчёта единиц градусов....другие просто равнодушно пожали плечами, мол ну и что, хотя до этого просто не допускали возможность такого. Ну посмотрю я эту книгу.....толку-то....тут ведь дело даже и не в Ту-204, а в том, что уже СЕЙЧАС летают самолёты с положительной под.силой на стабилизаторе....вы думаете они успокоятся? Да как бы не так.....они круче Бехтира, гугл знатоки блин))). А как попалось то, что в гугле не написано....они уже не курсах. Короче завтра еду, если настроение будет....шиш кому чего скажу:-)))) Там всё семейство описано....в принципе если смотреть, то последние модификации конечно....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. В общем нет особого желания, как вначале было....огонька нет:-)

Уставший:
Вообще-то практическую аэродинамику Ан-24 писали грамотные люди, поэтому угол деградации ГО в 3 градуса приведен относительно крыла, а не фюзеляжа, как и положено.

..а какой угол деградации на ТУ-204 на эшелоне?

Уставший:

Что до остального,

Не нравится, когда мордой тыкают? Извините, приходится, чтоб показать, кто тут тролль и идиот.
Вот же, конкретный ответ на ваш посто про "бред".... ао = 1, 5* - это угол атаки нулевой подъёмной силы.....

Уставший:
korvl22001
Во-вторых при угле атаки 1.5 градуса Су=0 и это соответствует режиму пикирования.

Это вообще бред невнятно сформулированный. При угле атаки 1, 5 у вас Су=0 может быть только если крыло верх ногами перевернуть. А пикирование с Су=0 это пикирование отвесно в землю и никак иначе.

- aо = \+1, 5 - угол атаки нулевой подъемной силы, на котором Cy =
0, ny = 0, К = 0. Самолет находится в свободном падении. В
эксплуатации выход на угол aо не допустим, так как самолет
ограничен минимально допустимой перегрузкой nyminдоп = \+0, 1. Углу
атаки \+1, 5 соответствует коэффициент Cx = 0, 021;

Привели вам цитату конкретно по Ту-204, в ответ вы пропустив и не комментируя пустились в оскорбления. Как раз так и поступают настощие тролли, когда их мордой тыкают в их идиотские высказывания. Особенно видно всё дерьмо в человеке на таких вот примерах.

Вообще-то практическую аэродинамику Ан-24 писали грамотные люди, поэтому угол деградации ГО в 3 градуса приведен относительно крыла, а не фюзеляжа, как и положено.
===========

Пусть так )))
Начнем сначала: за рыбу гроши.

С выпуском закрылков тангаж становится около 0.
Если принять угол установки крыла около 3 градусов, а стабилизатор, соответственно, 0, то угол атаки без учета скоса будет 0.
Вы заявили угол атаки -12. Значит он создался за счет скоса в 12 градусов.
Все-таки арифметика и геометрия за 5 кл. )))

На самом деле, скос потока НЕ бывает больше угла атаки крыла. Ибо это противоречит закону сохранения энергии.
Придется смириться с тем, что, если угол атаки крыла 6 градусов, то скос будет, ну скажем, 4. И угол атаки на стабилизаторе будет -7.

Вот, если вы перегрузиди нос и оттриммировали его полностью на кабрирование, тогда к углу атаки можете смело приплюсовать треть от отклонения руля высоты. Но это уже из другой сказки. Правда?

Конкретные данные были угол атаки +6 угол стабилизатора +3 угол атаки стабилизатора -12 при выпущенных уже закрылках. И для этого случая скос сочтавляет 15 градусов. Но я уже написал что такие исходные данные неверны. И реальгый скос 4 градуса.

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". Я давно уже понял его уровень....некоторые вещи просто не нужно считать, их можно и ТАК оценить в первом приближении....или сказать точно, что человек ошибается. Но....я не представляю, как с такими слабенькими познаниями можно проявлять пренебрежение к кому-нибудь....просто направо и налево раздаёт свои "эпитеты":-)....в принципе неприятие чужой точки зрения и неумение отстоять свою свойственно всем невеждам...у них не хватает знаний, начинают уходить в сторону от предмета обсуждения....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....

Именно не так. Скос потока обуславливается наличием подьемной силы. При нулевом угле атаки, если профиль не симметричный, то подьемная сила есть, а как следствие есть скос потока. Причем ненулевой.

О у современного лайнера крыло рождает не такой скос как в эксперименте в трубе. Наверное все из-за ЭДСУ или суперкритических профилей, которые создают какую то не такую подьемную силу как в 50 годах. Цирк.

Уставший:
. При нулевом угле атаки, если профиль не симметричный, то подьемная сила есть, а как следствие есть скос потока. Причем ненулевой.
==========

Вот тут Вы совершенно правы, а я написал глупость. Посыпаю голову пеплом и буду стараться исправиться в глазах уважаемого сообщества :(

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

Та ошибки и оговорки у всех случаются. Но я получил массу удовольствия, наблюдая как эту глупость радостно подхватил местный тро-ло-ло, в очередной раз проявив свою некомпетентность :-)

Вопрос к юзерам Ту204:
Какой максимально большой угол установки стабилизатора в горизонтальном полете?

Уставший:
Та ошибки и оговорки у всех случаются.


Я тут покопался в своих мозговых файлах и кажется нашел причину ошибки.

Увлекшись дискуссией, я почему-то жестко прицепил скос потока к углу атаки. Очевидно, сказались старые, сохранившиеся на подкорке детские представления о том, что самолет летает "отталкивая крылом воздух вниз". К такому представлению естественным оказалось приплести и закон сохранения энергии. )))
На самом же деле, при наличии очень удлиненного крыла и каких-нибудь винглетов, о скосе потока можно вообще не вспоминать, из-за его незначительности. Но это уже ближе к Ту-204, а не к Ан-24.

Спасибо что остановили. А то совсем бы зарвался и заврался )))

DAOS:
Два вопроса:
1. Что такое "чистое" крыло?
2. Угол тангажа 30 град (делаем горку). Установочный угол крыла \+4 градуса. Угол атаки получаем =34 градуса? Так?
=========

1. Чистым называется крыло с убраной механизацией
1а. Чистым называется крыло без отложений твердых осадков (снег, лед, иней)
1б. Просто крыло, тщательно вымытое с мылом.

В контексте дискуссии правильный ответ - 1.

Угол тангажа и угол атаки никак не связаны. В приведенном примере угол атаки может быть и 5 и 35. Все зависит от скорости полета. Но вообще-то, для большинства самолетов, угол атаки 20 градусов это то, после чего самолет падает. Срыв потока, то-се...

Three One Zero:
На самом же деле, при наличии оченль удлиненного крыла и каких-нибудь винглетов, о скосе потока можно вообще не вспоминать, из-за его незначительности. Но это уже ближе к Ту-204, а не к Ан-24.
=======
Ну не могу согласиться. Во-первых у Ан-24 крыло имеет большее удлинение чем у Ту-204.
Во-вторых стреловидное крыло порождает в корневой части более сильный скос потока чем прямое.
Эффект же винглет на
оперении не сказывается потому что они сглаживают скос ближе к законцовкам.
В-третьих скос еще усливается на трнсзвуке.

И как бы от этого никакая ЭДСУ и современность самолета не спасет. Потому что физику Ньютона не отменишь она как в 50-х работала, так и сейчас от нее никуда не дется.

Народец А-У!!!, вставать пора - скоро снова ложиться:

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

Three One Zero:

DAOS:
Два вопроса:
1. Что такое "чистое" крыло?
2. Угол тангажа 30 град (делаем горку). Установочный угол крыла \\+4 градуса. Угол атаки получаем =34 градуса? Так?
=========

1. Чистым называется крыло с убраной механизацией
1а. Чистым называется крыло без отложений твердых осадков (снег, лед, иней)
1б. Просто крыло, тщательно вымытое с мылом.

В контексте дискуссии правильный ответ - 1.

Угол тангажа и угол атаки никак не связаны. В приведенном примере угол атаки может быть и 5 и 35. Все зависит от скорости полета. Но вообще-то, для большинства самолетов, угол атаки 20 градусов это то, после чего самолет падает. Срыв потока, то-се...

Спасибо за ответы. Все понятно:( Как говорится, дальше можно не продолжать...

nandron:

Вопрос к юзерам Ту204:
Какой максимально большой угол установки стабилизатора в горизонтальном полете?
22/01/2013 [02:01:38]

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

Three One Zero:
Очевидно, сказались старые, сохранившиеся на подкорке детские представления о том, что самолет летает "отталкивая крылом воздух вниз".

не такое уж это детское определение, это одно из объяснений создание подъемной силы, очень грубо У=массе воздуха* ускорение, пока есть подъемная сила всегда будет ускорение и скос потока,


На самом же деле, при наличии очень удлиненного крыла и каких-нибудь винглетов, о скосе потока можно вообще не вспоминать,
********
удлинение крыла уменьшает скос потока так как позволяеют большую массу вовлечь в создание У, значит понадобится создать меньшее приращение вертикальной скорости потока, меньший скос.

Винглеты на скос потока не являют, подъемную силу они не уменьшают, они уменьшают потерю энергии в концевых вихрях (уменьшают Сх ин) видео я приводил, с винглетами они будут не такими мощными. отклонение оси этих вихрей вниз будет примерно то же самое.