Для Корсара75
Судя по Вашему молчанию профиль заполнять нет нужды?

Для Корсара75
Судя по Вашему молчанию мне свой профиль заполнять не обязательно?

"Главное, не суетиться под клиентом." )

Я понял, слив защитан.
Если по теме - вопрос не решается простой вышеприведенной формулой зависимости угла атаки-установочного угла крыла-тангажем.
Угол атаки крыла - угол между вектором скорости и средней аэродинамической хордой (САХ). При выпуске закрылков САХ ползет за задней кромкой крыла, соответственно отклоняется на бОльшие углы атаки, прямая связь с углом установки крыла теряется. При этом на графике зависимости Сy от альфа все кривые при разных положениях механизации совмещены. Может, имеется в виду все-таки угол атаки самолёта?
И так, от себя, не по теме.
Площадь крыла при выпуске закрылков увеличивается, а в аэродинамике только одна цифра площади при чистом крыле. Можно ли её подставлять в формулы при расчёте посадочных характеристик?

А это как понимать?

Саныч 62:
Тем меньше скорость для ТОГО ЖЕ угла тангажа (угла наклона траектории на посадке (в рассматриваемом случае). Ведь на посадке нет смысла в росте угла тангажа. Не так?

corsair75:
Не так! Остальное вечером, если до моего возвращения Вам этого не объяснят...

Если на двигатели Ан-12 установить систему всережимного автофлюгирования, то Б и А нас будут догонять на предпосадочной прямой. Скорости планирования будут порядка 220-250 в зависимости от посадочного веса.

прикиньте, а бывает, что А и Б вынуждены за какой-нибудь Cessna-172 заходить, вот ужас-то)) А вообще, я не понял, с чего вдруг изменится скорость планирования? Не могли бы объяснить подробнее, что Вы имели в виду.

Corsair 75
Иногда хочется обнять....
:///////
Flood, no comments,

Большинство пилотов, в отличии от инженерной братии, употребляя термин "угол атаки", всегда имеют в виду угол атаки крыла. 

Набор слов :большинство , всегда, для сельского схода в самый раз, читайте первоисточники, документы, а не под меняйте их своими личными впечатлениям,

pilotnavy
...И так, от себя, не по теме.
Площадь крыла при выпуске закрылков увеличивается, а в аэродинамике только одна цифра площади при чистом крыле. Можно ли её подставлять в формулы при расчёте посадочных характеристик?
----------
При расчёте посадочных хар-к коэффициент Су берётся с поляры с выпущенной механизацией. Я нигде не встречал площадь крыла с выпущенной механизацией, да и это, как мне кажется ни к чему. Есть продувки, есть поляры с разным углом отклонения мех-ции.

pilotnavy.
Если на двигатели Ан-12 установить систему всережимного автофлюгирования, то Б и А нас будут догонять на предпосадочной прямой. Скорости планирования будут порядка 220-250 в зависимости от посадочного веса.
--------
Я тут, что-то тоже не совсем догнал... Что такое "всережимное флюгирование"? Насколько помню, есть флюгирование по отрицательной тяге (автоматическое), от кнопки КФЛ, и гидрофлюгирование, или не?

Площадь крыла при выпуске закрылков увеличивается, а в аэродинамике только одна цифра площади при чистом крыле. Можно ли её подставлять в формулы при расчёте посадочных характеристик?
----------
При расчетах действительно используется площадь чистого крыла, а при расчёте посадочных хар-к используются соответствующие коэффициенты учитывающие изменение профиля крыла полученные экспериментальны путем

Если от меня потребуют доказательства того, что 2 + 2 = 4
Я предпочту вежливо заблуждаться вместе с "оппонентами". )))

+!!!

В эмпирических формулах прикладной аэродинамики, при выпуске механизации,
площадь крыла, величина САХ и даже её угол относительно строительной оси
(угол установки крыла) остаются неизменными.

Не уподобляйся унтер-офицерской вдове, которая сама себя высекла. )

PS.

Практическая аэродинамика - прикладная наука, сплошь и рядом состоящая из эмпирических формул, и формула подъемной силы не исключение.
Эмпирические формулы не выводятся математически и не имеет особого смысла в их научном понимании. Они только «подгоняют» теоретические значения к эмпирическим - полученным опытным путем. Формы таких зависимостей подбирает исследователь. Он же определяет конкретные значения параметров эмпирической формулы.

Согласно широко известной эмпирической формулы дозвукового обтекания крыла:
Y = Cy*q*S подъемная сила зависит от площади крыла (S), кинетической энергии
набегающего потока (q) и угла атаки (УГ) крыла. УА задает коэффициент
пропорциональности этой зависимости через коэффициент подъемной силы крыла
(Cy), который является функцией этого угла: Су = f(УА).

Для kovs214
Выше я писал касательно темы угла тангажа, что на Ан-12 скорость планирования завышена в среднем на 30 км/ч из соображений безопасности на случай отказа двигателя.
Действительно, есть системы автоматического флюгирования по ИКМ и по отрицательной тяге. Но они ограничены положением РУД 56 и 38 град соответственно. При меньших значениях УПРТ автоматика не работает.:(. К тому же по отрицательно тяге введена временная задержка во избежание ложных срабатываний, что на посадочное курсе при минимуме погоды не есть гуд.

pilotnavy.
Понятно. Благодарю.

Corsair 75
Не уподобляйся.....

flood, no comment

То Corsair75
Скоростной поток roV*V/2 это не кинетическая энергия, размерность не та, у энергиии кг*м2/с2, а у скоростного потока кг/м*с2.

Клоунада в цирке Шапито в разгаре. Теперь он и до угла атаки добрался потрясая пыльным, замшелым и недействующим ГОСТом. На святое покусился.)(С)
Чуть позже озвучу несколько букаф по этому вопросу, а то здесь пышным цветом расцвели вакханалия, фантасмагория и волюнтаризм. Надо спасать угол атаки.)

Так он и в Механике Ньютона и в системе СИ круглый ноль.
Вернее - пузырь надутый, способный изрекать лишь: "flood", "no comment"... )))
Беда его в том, что Механику зазубрить нельзя - её понимать надо.

К вопросу о размерностях:
Во всех учебниках Практической аэродинамики вы найдете формулу подъёмной
силы самолета:

Y = 1/2Cy*p* V2*S

где:
Сy - коэффициент подъемной силы
р - массовая плотность воздуха
V - скорость набегающего потока
S - площадь крыла

Иногда встречается и такая формула:

Y = Cy q S

где q - скоростной напор: q = 1/2 ρ V2

Из курса физики мы помним формулу кинетической энергии движущегося тела:

Е кин. = 1/2 m V2

где m - масса тела

А что такое плотность? Это как раз и есть масса - масса одного кубического
метра воздуха!

Следовательно скоростной напор - это ни что иное как кинетическая энергия
единичного объема воздуха!

Выходит, что крыло преобразует кинетическую энергию потока в подъемную силу.


Для Е кин. = 1/2 m V2
Масса единичного объема воздуха - в кг. Скорость в квадрате - м2/с2
В результате имеем размерность: кг*м2/с2
В чем проблема, neustaf?

Corsair
В чем проблема, neustaf? 
/////////
ро кг/м3, для вас это не проблема, как и 2 закон Ньютона по своему трактовать. Творите собственную физику,

corsair75Опытный боецответитьТак он и в Механике Ньютона и в системе СИ.......
/////////
Ваши оскобления и хамство оставляю без комментариев......
Flood, no comment

LengFT
а то здесь пышным цветом расцвели вакханалия, фантасмагория и волюнтаризм. 
/////////
вы про это
LengFT
Влияет ли на полет самолета притяжение Луны? Влияет.

Абсолютно согласен, когда нечего сказать по теме в которой не ориентируются начинают нести абсурд.

В связи с тем , что оппонент слинял остается лишь закончить мысль:

Скоростной напор - это часть энергии потока, выражающая его кинетическую энергию.
http://znanija.com/task/9497179

СКОРОСТНОЙ НАПОР (динамическое давление) - кинетич. энергия единицы объёма идеальной несжимаемой жидкости: 1/2*Ро*V2 где Ро - плотность жидкости, V - скорость её течения; входит составной частью в Бернулли уравнение.
http://femto.com.ua/articles/p ...

Если в формулу кинетической энергии потока: Е кин. = 1/2*m*V2 вместо массы подставить
массовую плотность Ро, то получим известную формулу скоростного напора: q = 1/2*Ро*V2. Физический смысл которой заключается в том, что скоростной напор есть кинетическая энергия единичного объема потока.

Corsair
Y = Cy*q*S подъемная сила зависит от площади крыла (S), кинетической энергии набегающего потока (q) и угла атаки (УГ) крыла. УА задает коэффициент 
///////////
Именно так было в оригинале, придется еще раз подчеркнуть, скоростной напор это не кинетическая энергия, а динамическое давление, (в размерностях СИ) , в скоростном напоре учавствует не 1м3 воздуха, впрочем первоткрывателем это не в первой, стройте собственную физику, проблем нет, живите в собственном выдуманном мире, хамство и оскорбления от вас отставляю без комментраиев.

"И эти люди запрещают мне ковыряться в носу." (с)
Любое движущееся тело, будь оно твердое, жидкое или газообразное, обладает кинетической энергией и способно выполнить работу - будь оно в качестве скоростного напора или динамического давления. И если при вычислении их энергии или работы не совпадёт размерность, то в вычислениях допущена ошибка.
Да, мы не знаем какое количество воздуха участвует в создании подъемной силы. Но зная величину скоростного напора (q) одного кубического метра воздуха и площадь крыла (S) можем вывести эмпирическую формулу подъемной силы: Y = Cy q S с одним неизвестным - Су, который принимает вид графика: Су = f(УА) после замера подъемной силы в аэродинамической трубе на различных углах атаки профиля крыла.

Corsair 
Y = Cy*q*S подъемная сила зависит от площади крыла (S), кинетической энергии набегающего потока (q) и угла атаки (УГ) крыла. УА задает коэффициент  
////////:
Это фраза, ересь, вы от нее уже отказались? Ответ однозначный ДА, НЕТ, Флуда не о чем не надо,

Вы ни разу не видели график Су по углу атаки: Су = f(УА)?
Вы забыли формулу скоростного напора: q = 1/2 ρ V2 ?
Вы имеете что-то против формулы: Y = 1/2Cy*p* V2*S ?

И после таких провокаций Вы хотите что бы Вам не грубили.
Нех мне ставить условия ДА, НЕТ. Не согласны с моей формулой
дайте свою. Обоснуйте. И со ссылочкой, плиз. Вот тогда поговорим.
А пока Вы для меня Тролль обыкновенный, ответа не заслуживающий.

neustaf, если Вы не против, вмешаюсь в Ваш спор. Я просто хочу понять (для себя): Вы (в основном) против "вольностей" формулировки, чем является поток q в формуле, или намекаете на существенную разницу между Су и УА (полагаю, оставшаяся переменная площадь крыла S трактуется однозначно).
Если уточнить формулировку "подъемная сила Y=Cy*q*S прямо пропорциональна площади крыла S, УДЕЛЬНОЙ кинетической энергии набегающего потока q и коэффициенту Су, с близкой к линейной зависимости от угла атаки прямоугольного крыла большого удлинения в рабочем диапазоне углов атаки (от 0 до УАдоп), при скоростях потока меньше Мкрит и на "чистом крыле"" - так будет лучше?
Конечно, строго говоря, Су зависит не только от УА (и не только линейно, особенно если вспомнить о критическом УА), но и от формы крыла в плане, профиля крыла, включая переменный по размаху УА и профиль - геометрическая и аэродинамическая крутка, интерференции крыла и других элементов планера/конструкции, поперечного V крыла, наличия средств управления подъемной силой/пограничным слоем/и т.п., скорости потока, числа Рейнольдса, производственных факторов (включая точность при производстве и чистоту поверхности), массы и перегрузки ЛА (с учетом деформаций крыла), близости поверхности (экранный эффект), и, наверное, чего-то еще, что я по-быстрому не вспомнил)) Вы это имеете в виду?

corsair75, пост выше не только к neustaf относится, но и Вам намек подумать, прежде чем безапелляционно заявлять о собственной непогрешимости и вести себя невежливо.

Спасибо! Без меня.

УДЕЛЬНОЙ кинетической энергии набегающего потока q и коэффициенту 
//^^^^^^////
К чему заводить рака за камень?
Скоростной напор , это всего навсего давление, давление на площадь дает нам аэродинамическую силу, Су коэффициент безразмерный, от чего зависит и сами знаете, кинетическая энергия это совсем из другой оперы, а уж фраза корсара
"кинетической энергии набегающего потока (q) ' Ересь 100%

Нех мне ставить условия ДА, НЕТ. 
///::/:
Толи не способны однозначно отвечать на простые вопросы, я уже привык, Флуд, хамство без комментраиев

"Не согласны с моей формулой дайте свою. Обоснуйте.
И со ссылочкой, плиз. Вот тогда поговорим."

Я у Вас слишком много попросил? )))

504
....Конечно, строго говоря, Су зависит не только от УА (и не только линейно, особенно если вспомнить о критическом УА), но и от формы крыла в плане, профиля крыла, включая переменный по размаху УА и профиль - геометрическая и аэродинамическая крутка, интерференции крыла и других элементов планера/конструкции, поперечного V крыла, наличия средств управления подъемной силой/пограничным слоем/и т.п., скорости потока, числа Рейнольдса, производственных факторов (включая точность при производстве и чистоту поверхности), массы и перегрузки ЛА (с учетом деформаций крыла), близости поверхности (экранный эффект), и, наверное, чего-то еще, что я по-быстрому не вспомнил)) Вы это имеете в виду?

Если брать чисто теорию, то так и есть. Если здесь оперировать теорией, то разговор будет стремится к бесконечности. Если я правильно понимаю, то тут говорят о практической аэродинамике, это значит берётся конкретный, уже спроектированный самолёт, который "продут", и во всех полярах учтены выше-перечисленные факторы. У конкретного с-та уже есть: крутка, стреловидность, макс. число М, углы отклонения закрылков с количеством щелей и т.д и т.п.

Если брать чисто теорию, то так и есть. Если здесь оперировать теорией, то разговор будет стремится к бесконечности. Если я правильно понимаю, то тут говорят о практической аэродинамике, это значит берётся конкретный, уже спроектированный самолёт, который "продут", и во всех полярах учтены выше-перечисленные факторы. У конкретного с-та уже есть: крутка, стреловидность, макс. число М, углы отклонения закрылков с количеством щелей и т.д и т.п.

Ну, наконец-то умное слово услышал.
Спасибо, Олег!

"да как же тебя понять, коли ты ничего не говоришь" (с)
kovs214, очевидно, вследствие идиосинкразии оппонентов дискуссия зашла в тупик. Вместо ответов по существу начинаются какие-то разборки "гопников на районе". Понятно, что если сказать "Солнце вращается вокруг Земли", на тебя посмотрят как на дебила. А если уточнить "в геоцентрической системе координат", уже вроде и трудно спорить, но к истине так и не приблизились. В итоге "каждый пошел своею дорогой, а поезд пошел своей" (с)

То 504
Так как троли априори не непособны отвечать на простые вопросы, как лично вы относитесь к такому открытию
'"кинетической энергии набегающего потока (q) ".
Именно в такой формулировке, вы также считаете ро*V*V/2 кинетической энергией или все же динамическим давлением?

neustaf, я лично спокойно отношусь, т.к. считаю, что выбор между "динамическим давлением" или "кинетической энергией" (с уточнением, что это энергия 1 куб.м) - это больше предмет терминологии (как, к примеру, спорить об измерении мощности в Ваттах или лошадиных силах). Поэтому не вижу большого смысла "ломать копья" по этому вопросу, тем более, что на мой взгляд (как я уже писал выше), гораздо интереснее аспекты зависимости Су.
Тем не менее, возвращаясь к потоку, по моему мнению, исходя из физического смысла (а не размерности) поток q больше похож на давление (например, известно, что сила = давление * площадь; легко видеть аналогию с формулой подъемной силы, не так ли?). Но с другой стороны, в отсутствие движения ("кинезиса") это давление будет равно 0, от скороти зависит так же квадратично, как и кинетическая энергия, так что связь с кинетической энергией также вполне прослеживается. При всем уважении.

поток q больше похож на давление (например, известно, что сила = давление *
/////////
Все же не больше похож, а им и является, посмотрите на размерность.давление на площадь это сила, тут вы опять правы, а кинетическая энергия на площадь - это что за зверь, я ж вам привел оригинал сообщения , где не о какой удельной и не упоминалась, это позже уже первооткрыватель прозрел и отказался от своей ереси, но признаться в этом боится.

До чего же горячие люди. Оба правы, т.е. Корсар тоже прав.

1. Вспомним молекулярно-кинетическую теорию. давление р=nkT или р=const*n*E, n - концентрация, E - некоторым образом усредненная кинетическая энергия молекулы, численное значение безразмерной константы можно определить, но сейчас это не важно. Можем переписать р=const*nmv*v, v - некоторая характерная скорость молекул газа. И видим, что давление в газе пропорционально кинетической энергии частиц в единице его объема. Действительно, размерность энергии деленная на размерность объема дает размерность давления.

2. Вид формулы С*(ро*v*v/2)*S = CqS (которая, как верно замечено, эмпирическая) ведет свою историю со времени, когда подъемную силу пытались объяснить по Ньютону. Т.е. в той модели частицы ударяют в площадку, меняют свой импульс, на площадку действует сила. Это рассуждение в точности такое же, как и при вычислении давления газа на стенку сосуда. Поэтому тот факт, что скоростной напор можно рассматривать как кинетич. энергию ед. объема неслучаен. Точно так же оба давления в уравнении Бернулли можно рассматривать как меру внутренней энергии газа (в течении и при заторможенном состоянии). Все это зависит от целей рассуждения.

Живите дружно и не грубите друг другу. С уважением. )))))

Blasius
Я подверг критике именно эту фразу
"кинетической энергии набегающего потока (q) ". 
Вы с ней согласны, именно в этом виде, не надо добавлять в нее задним числом доп, коэффициент и уточнений, в таком виде это ересь, так или нет?

neustaf, согласен. Тут же не суд, где лишнее междометие в корне меняет приговор.

neustaf
...Я подверг критике именно эту фразу
"кинетической энергии набегающего потока (q) ".
Вы с ней согласны, именно в этом виде, не надо добавлять в нее задним числом доп, коэффициент и уточнений, в таком виде это ересь, так или нет?

Александр, а в чём тут ересь? Летящий самолёт обладает потенциальной и кинетической энергией. Он воздействует на среду. Среда воздействует на самолёт. Почему набегающий поток не может обладать кинетической энергией?

...дописываю. Есть энергетический метод расчёта динамики самолёта...
http://lockon.spb.ru/energy.html
Как, мне кажется, динамику можно описать через перегрузку и прирост перегрузки. А тут можно описать через энергетические методы, т.е. несколько упростить весь расчёт.

Здесь, тоже есть про это:
http://www.amyat.narod.ru/theo ...

http://www.lilienthal-museum.d ...

Вид формулы С*(ро*v*v/2)*S = CqS (которая, как верно замечено, эмпирическая) ведет свою историю со времени, когда подъемную силу пытались объяснить по Ньютону.
//://///
Немного не так, к это формуле пришел опытным путем Лилиентал в своей работе Der Vogelflug als Grundlage der Fliegekunst 1889 Полет птицы как основы искусства полета, там он впервые исследовал сопротивление и подъемную силу в зависимости от угла атаки и вызарил эти данные в полярных координатах, откуда и пошло поляра Лилиенталя или попросту поляра.