literballer:
Я не могу понять, почему в конфигурации -1* стаб, +1, 7* ГО создает нейтральный момент (=0), при том, что УА ГО в данной конфигурации будет отрицательным.10/08/2015 [17:00:42]

Почему отрицательный? Стаб на кабрирование на 1 градус - у него УА отрицательный - если относительно набегающего потока параллельного оси фюзеляжа. А РВ на пикирование на 1, 7 градуса относительно хорды стаба - даст положительный угол атаки -1+1, 7=0, 7

kovs214:

Я, немного не про то. На трассе, ну хотя бы, на скорости 150 кмч, нажмите на тормоза. Скорей всего, ваше равномерное движение нарушится, и сидящий рядом обратит на это внимание, или не? :)


ЕМНИП, в Отчете упомянут схожий инцидент с ВС типа "Гольфстрим". Напомню, там прерывали взлет, после того, как опора не пошла на Vr. Причиной было определено именно неосознанное торможение, в материалах СОК был график Продольного ускорения ( http://s3.uploads.ru/d/wmk1t.jpg ). Так вот, в соотв. отчете была указана немаловажная деталь - вестибулярный аппарат человек хорошо различает переменные ускорения, но крайне плохо изменения ускорения в пределах одного знака. Там было акцентировано на том, что неосознанное торможение вполне может оказаться незамеченным, если ускорение просто уменьшается, но остается положительным.

LEngFT:

literballer:
Я не могу понять, почему в конфигурации -1* стаб, \+1, 7* ГО создает нейтральный момент (=0), при том, что УА ГО в данной конфигурации будет отрицательным.10/08/2015 [17:00:42]

Почему отрицательный? Стаб на кабрирование на 1 градус - у него УА отрицательный - если относительно набегающего потока параллельного оси фюзеляжа. А РВ на пикирование на 1, 7 градуса относительно хорды стаба - даст положительный угол атаки -1+1, 7=0, 7


Потому что задняя кромка суммарного профиля ГО будет выше передней, не так ли? Точки на них ведь и соединяет хорда?

Если же рассматривать стаб. и РВ как независимые поверхности, получится еще "хуже": +0, 7* РВ уравновесили 1* Стаба.

Вот в чем я не прав? (Я не утверждаю, что я прав, просто не могу понять ошибку в логике своих рассуждений, если она есть).

LEngFT
относительно хорды стаба - даст положительный угол атаки -1
//////

УА измерятеся от набегающего потока, а не хорд, рассуждения literballer верны и показывают ущербность вашего метода, при котором РВ эффективнее СТАБ относительно набегающего потока, но вы это упорно отказываетесь понимать, вам смешно становится.

613445:
а разве РВ не получает весь поток уже отклонённый стабом? Не?
/////

это задачка показывает, что подходы МАКа, LEngFT неверны, процессы сложнее и считать надо не по прибитым производным моментов только по уgлам отклонения.

literballer:
Потому что задняя кромка суммарного профиля ГО будет выше передней, не так ли? Точки на них ведь и соединяет хорда?

Если ГО - да. А надо отдельно рассматривать стаб и РВ.

Если же рассматривать стаб. и РВ как независимые поверхности, получится еще "хуже": +0, 7* РВ уравновесили 1* Стаба.Вот в чем я не прав? 10/08/2015 [17:53:31]

Ничего не хуже. Да уравновесили. А откуда явно следует что это невозможно? Не вижу такого. Ведь пояснял уже - РВ воздействует на всю площадь стаба, и его отклонение вниз меняет картину обтекания ВСЕГО стабилизатора. Он создает повышенное давление внизу стаба и значит это компенсирует кабрирующий момент стаба. Я не вижу тут предмета даже для сомнений. И здесь не надо заморачиваться а надо верить данным предоставленным ОКБ Яковлева. Кроме того и плечо до ЦТ от РВ на 1, 7 м больше чем у стаба. А на плече ГО в 16 метров - это как никак 10 %.
Ну а если более подробно разбираться -это надо очень спецлитературу искать именно по расчетам оперения.
Вы же сами занимались вопросом момента от двигателей и видели что аэродинамика это не совсем очевидная и довольно сложная вещь. У Ту-134 момент от двигателей кабрирующий в полете, и пикирующий у земли. Это ведь не совсем очевидно.

Сравнительный расчет провели? Из него будет очевидно что РВ считается от хорды стаба и только. Вы же не станете утверждать что МАК считает неправильно.

П.С. Еще раз фиксируем условие:
Ст -1* к потоку /кабрирование/
РВ +1, 7* (к хорде стабилизатора, что есть +0, 7* к потоку) /пикирование/


давайте для наглядности увеличим ваши цифры в 10 раз
Стаб -10,
РВ от хорды стаба +17, т.е отклонен вниз и по расчетам Ленгт на связке СТАБ-РВ момнет 0, что означает подъемной силы нет и 7гр отклонения РВ от потока уравновешивает 10 градусов стабилизатора, по его расчетам РВ по отклонению от потока эффективнее стабилизаторы в 1, 4 раза!!!!

если провести аналогию с крылом, то получается выпуск закрылков на 7 градусов у симметричного профиля приводит к тому что АЛФА нулевой подъемной силы -10!!!!
для сравнения у Як-42 профиль несущий выпуск закрылков на 20, предкрылков на 20 приводит к тому, что АЛФА нулевой подъемной силы -2 градуса Стр114 - понимаете какую чушь люди лепят.

LEngFT
Вы же не станете утверждать что МАК считает неправильно.



если вы утверждаете, что МАК считает неправильно, почему вы это мне запрещаете?
возьмите листочек нарисуйте углы,
СТАБ -10 (вниз носок отклонен)
РВ +17 от хорды стабилизатора (вниз хвостик РВ отклонен)
поток по оси фезюляжа по вашим и МАКа расчетам это связка СТАБ+РВ не дает момента и не дает подъемной силы
посмотрите непредвзятым взглядом - чушь ведь получается.

да сорри в привиденной выше анологии с крылом/закрылком отклонение закрылка 17 градусов - УА У0 - -10!!

LEngFT:

РВ воздействует на всю площадь стаба, и его отклонение вниз меняет картину обтекания ВСЕГО стабилизатора. Он создает повышенное давление внизу стаба и значит это компенсирует кабрирующий момент стаба.


Я принял это пояснение, просто не могу понять саму физику процесса. И учетом околонулевого исходного уровня моих знаний, спрашивать подробнее было мне не с руки - "пошел в люди".

Вы же сами занимались вопросом момента от двигателей и видели что аэродинамика это не совсем очевидная и довольно сложная вещь. У Ту-134 момент от двигателей кабрирующий в полете, и пикирующий у земли. Это ведь не совсем очевидно.

занимался, поэтому и утверждаю, что процессы сложнее, подмена такой простотой как одна производная во всем диапазоне отклонений - хуже воровства.
У ту-154 и у земли будет кабрирущий момент при дачи режима, но скорость при этом должна быть не менее 250, пикирующий момент будет на стоящем самолете и от высоты не зависит сей эффект, только от скорости обтекания стабилизатора.

neustaf:
.. РВ по отклонению от потока эффективнее стабилизаторы в 1, 4 раза!!!!
***********
если про "эффективнее для пилотирования" то нужно учитывать площади и плечо и изменение физического профиля всего ГО .Нет?

neustaf:

давайте для наглядности увеличим ваши цифры в 10 раз
......
если провести аналогию с крылом, то получается выпуск закрылков на 7 градусов у симметричного профиля приводит к тому что АЛФА нулевой подъемной силы -10!!!!


Примерно так я и рассуждал. (Правда не забываем, закрылки - они ж, вроде, щелевые ...)
Думаю, это значимо. что в данной конфигурации, что хвостик РВ окажется заведомо выше носка Ст.

Было бы интересно достигнуть консенсуса в этом вопросе. Для этого, правда, требуется от всех определенная доля критичности к своим утверждениям.

literballer:
Примерно так я и рассуждал. (Правда не забываем, закрылки - они ж, вроде, щелевые ...)
///////

верно закрылки щелевые и ведут к большому росту Су , но даже при них АЛФА0 всего то -2, а при отклоняемых без щелей прирост Су был бы еще меньше.


613445:

neustaf:
.. РВ по отклонению от потока эффективнее стабилизаторы в 1, 4 раза!!!!
***********
если про "эффективнее для пилотирования"



представьте вы отклонили РВ на 3 градуса - на штурвале возникли усилия и чтобы парировать их Стаб нужно отклонить на 1 градус - тогда РВ встанет по потоку и усилия на штурвале пропадет (для известных мне Ту-134, Ту-154), по маковско/ленговским расчетам отклонить Стабилизатор придется на 4, 2 градуса, что бы РВ с 3 встал по потоку. расхождение с общепринятым подходом и указанным в Практической аэродинамики Як-42 Бехтира в 4, 2 раза - верны ли эти расчеты?

neustaf:
представьте вы отклонили РВ на 3 градуса - на штурвале возникли усилия и чтобы парировать их Стаб нужно отклонить на 1 градус - тогда РВ встанет по потоку и усилия на штурвале пропадет
***********
РВ так и останется под 3*к потоку и на штурвале усилия тоже останутся.Это я должен перевести РВ под 0* во время перестановки стаба. Не?

literballer, я Вас спрашивал:
Сравнительный расчет провели? 10/08/2015 [18:39:39]

2 neustaf

Вы излишне горячитесь. Вы думаете со мной спорите? ОКБ Яковлева дало Аэр характеристики в МАК. МАК по ним посчитал момент тангажа. И вопрос разбивается на две части.
1.Правильно ли я считаю момент используя значения отклонений рВ и стаба или неправильно? Этот вопрос очевиден, правильно. Так как только при моей интерпретации Вы выйдете на значения момента тангажа указанные на графике мАК стр.121. То есть я считаю по такой же методике как и МАК.
2. Достоверны ли значения аэр характеристик предоставленные в МАК ОКБ Яковлева?
Ну если МАК делает на их основе выводы о причинах катастрофы - значит и я могу опираться.
Поэтому Вы определитесь. Вы какой вопрос оспариваете - первый или второй, а то я что-то не пойму.
По закрылкам - посмотрите Бехтира стр.33-35, и посмотрите соотношение площадей закрылков и крыла.Думаю вопрос отпадет.

коллеги, мне кажется, путают разные методы компенсации: триммирование снимает усилия при неизменном положении РВ и штурвала (и при неизменной балансировке), а переставка стабилизатора позволяет при той же неизменной балансировке уменьшить угол РВ и отклонение штурвала тем самым также снизив усилия.

Поэтому Вы определитесь. Вы какой вопрос оспариваете - первый или второй, а то я что-то не пойму. 
//////
Я вам привел расчеты, согласно этим расчетам один градус РВ к потоку в 1, 4 раза эффективнее 1 градуса всего стабилизатора к потоку, вас и МАК эти цифры полностью устраивают, вы на них строите свои расчеты, бог с вами. Для меня из практической аэродинамики Были совсем другие соотношения 1 к 3 стабилизатор эффективнее РВ. Начальных данных не по усиоиям на штурвале, не по соотношению эффективности стаб/РВ в Отчете нет, есть набор цифр взятых неизвестно откуда с перечеслением громких названий, по мне все это полная профонация, как и определение взлетной массы с точностью до 1 кг. Вы с цифрами, которые я привел по вашей методе разобрались? К цифрам претензии есть?

То 504 про триммирование речи нет, я просто посчитал как соотносится мрмент от РВ и от стабилизатора, по формулам, которые првел Ленг ссылаясь на МАК один градус стабилизатора к потоку, соответсвует примерно 0, 7 градуса РВ к потоку, получается, что стабилизатор менее эффективен чем РВ, хотя из практики мы знаем, что не выставив стабилизатор по центровке на Як42 не взлететь,

kovs214:

корвалол.
Вы что так за МАК рьяно "бьётесь"? Или как создали свою теорию "торможения", так и отойти от неё не хотите? :)), корвалол, разгоните свою машину до приличной скорости и нажмите тормоза, ощущения (именно ощущения) опишите здесь ;)

Неее, "бьюсь" только за техническую сторону дела, всегда это подчёркиваю. В данном случае вся картина была составлена до МАКа, поэтому даже впечатление было: а не передрал ли МАК выводы ФАКа). МАК просто конкретные данные дал, расшифровку. Ну всё на свои места встало, поэтому при всём желании не могу найти ни ошибки, ни попытки подтасовки. Даже ошибка в несколько сот килограмм в ЛЮБУЮ сторону не может изменить картину.
Насчёт машины аналогия ваша не совсем точна, лучше тогда так:
- мы разгоняемся до скорости 200 с ускорением 0, 3g.
- на каком-то этапе ускорение "замедлится" до 0, 25g.
Чисто физически вы этого не почувствуете, вас так же будет вжимать в спинку кресла, только сила "вжимания" (при весе 100) с 30 до 25 кГ упадёт, вот и всё. Ещё замедлится время достижения нужной скорости. У вас в примере "появление" ускорения - это будет отмечено хренью в ухе (забыл уж, как она называется), а плавное изменеие уже нет. Только или появление, или резкое изменение.

neustaf:

to корвалол,
если у вас есть объективные данные по усилиям на штурвале Як-42 на взлете, то привидите пожалуйста, буду рад, но а пока чем богаты, страничка из Практической аэродинамики Як-42
http://s016.radikal.ru/i337/15 ...

на числе М 0, 6 на 10 км (приборная 375 что в 1, 7 более наших скоростей на взлете, аэродинамическая нагрузка более чем в 2, 5 раза больше, чем на скорости 230) для создания перегрузки 2 с центровкой 20% усилия 60 кгс ( с размерностью промахнулся Бехтир 600 никак не может быть) , там же есть приписка на взлете если Стаб не в положении 8-10° РВ может не хватить (не по усилиям, а по рас оду руля)

neustaf:
вы сами понимаете, что пишите?
вы утверждаете, что усилий пилотов не хватает в полете на скорости 600 отклонить РВ более чем на 1, 5, поэтому все управление ведется стабилизатром,

Я же писал уже, что в вашей ссылке НЕТ зависимости: "угол отклонения руля VS усилие на штурвале". То, что вы принимаете за усилие на штурвале - это усилие на ПЛОСКОСТИ РУЛЯ, и никакой ошибки у Бехтира нет. Указана сила, которую нужно приложить к горизонтальному оперению, чтоб получить перегрузку 2 или сколько там.

Я считал для скорости 57м/с, угла (10 + 13 = 23*), площади 7м2 (точно не помню) получилось почти 6 кН (5775). Вы что, всерьёз считаете, что когда пишут "двумя пальцами", то усилие непосредственно на руле высоты такое же, как на штурвале? Оно раз в 10 больше.
Там же аэродинамическая (осевая) компенсация. Сам руль "сбалансирован". Поэтому, не вдаваясь в тонкости обтекания системы: стабилизатор - руль, можно сказать, что ГРАДУС руля составляет примерно СЕМЬ килограмм на штурвале. На руле в это время все 70 кг "висят".

Прикинул, градус руля (+ стаб) составляет на скорости 205 ~2, 8 кГ на штурвале.
При соотношении 1/10. Усилие на руле при этом 643 кГ (при площади 7, 8), на штурвале соответственно около 65 кГ и есть.

СЕМЬ килограмм из МАКовского соотношения взял: 5 градусов руля - 30-35 кГ на штурвале при предельно передней центровке.

Летал на Ту-154 и знаю, что все пилоты, подходя к самолету (когда уже багаж загружен) по передней стойке определяли, что центровка передняя, а уж на рулении, когда передняя стойка бьет, и подавно ясно было.Но на Ту-154 есть волшебный переключатель под колпачком на передней панели и возможность перекачки топлива из второго.Не знаю как на Як-42, но в голове не укладывается, как можно так просчитаться с центровкой опытным пилотам.

корвалол:

Прикинул, градус руля (+ стаб) составляет на скорости 205 ~2, 8 кГ на штурвале.
При соотношении 1/10. Усилие на руле при этом 643 кГ (при площади 7, 8), на штурвале соответственно около 65 кГ и есть.

у вас в одном посте две взаимоисключающие цифры усилий на штурвале при отклонении Рв на один градус
2, 8 и 65 kG вы между себя разберетись, пожалуйста, одну цифру озвучьте, которая для вас достоверна


СЕМЬ килограмм из МАКовского соотношения взял: 5 градусов руля - 30-35 кГ на штурвале при предельно передней центровке.



еще одна цифра 7 кг, я вам страшную тайну открою, только вы не удивляйтесь, центровка не влияет на нагрузку на Рв и на штурвале никаким образом.
Усилия зависят от угла отклонения по отношению к потоку и от набегающего потока. Объективных цифр по усилиям в нормальном взлете в Отчете МАКа нет.
вы, попытавшись сами разобратся в вопросе, приводите ряд цифр от 2, 8 кг до 7 усилий на штурвале при отклонении РВ на 1 градус на скорости 57 м/с.
каая из цифр этого диапазона для вас лично достоверна?

корвалол:
Поэтому, не вдаваясь в тонкости обтекания системы: стабилизатор - руль, можно сказать, что ГРАДУС руля составляет примерно СЕМЬ килограмм на штурвале. На руле в это время все 70 кг "висят".


на какой скорости?

kovs214:



Я, немного не про то. На трассе, ну хотя бы, на скорости 150 кмч, нажмите на тормоза. Скорей всего, ваше равномерное движение нарушится, и сидящий рядом обратит на это внимание, или не? :)


ну если в нашей ситуации, то движение должно быть с ускорением. и в момент когда педаль в не до конца в пол (номинал), и машина набирает плавно скорость, чуть обжать колодки. то водила сможет заметить что авто как буд-то мощи не хватает или колеса плохо крутиться стали. пассажир вряд ли что поймет ;)

КВС понял что самоль перестал "тянуть" и заорал "взлетный" , но не помогло. может в предыдущие разы ему помогало кто знает...

LEngFT:

literballer, я Вас спрашивал:
Сравнительный расчет провели? 10/08/2015 [18:39:39]


Нет! Я уперся в исходные данные - график моментов из Отчета. Я там вообще не могу понять его поведения в момент перекладки - по окончании перекладки стабилизатора мы получаем примерно тот же момент при одинаковом положении РВ.

Решил зайти "со стороны" Остославского, перечитав Ваши комментарии об установленной им зависимость эффективности РВ и Ст., как КОРЕНЬ из отношения площадей поверхностей.

Подумав немного, я теперь полностью уверен, что автор изначально рассматривал эти поверхности как независимые! И подразумевать под отклонением стабилизатора отклонение всего ГО (Ст.+РВ), используя зависимость "им. Остославского" - некорректно!

Легко доказывается логически, т.с. от противного.

Для простоты предположим, что исходно РВ установлен в "0".
В этом случае отклонение стабилизатора (а по сути, всего ГО) _гарантированно_ НЕ ЗАВИСИТ от соотношения площадей РВ/Ст.
А вот необходимое компенсирующее отклонение РВ как раз от этого соотношения ЗАВИСИТ.

ИМХО, Вы были не правы и отклонение стабилизатора на Х градусов следует компенсировать отклонением РВ, большим, чем 1, 7*Х. Вопрос каким?

literballer:
Вы были не правы и отклонение стабилизатора на Х градусов следует компенсировать отклонением РВ, большим, чем 1, 7*Х. Вопрос каким?

хорошо, что все таки разобрались. что к чему.теперь немного дальше.
если 0, 022 и 0.038 эти производные по коэффициенту моментов по углу атаки для РВ и Стаб (хотя они и не константа), то мы имеем.
1 переставляем стаб на один градус от потока, Приращение момента 0, 038 от СТАБ и 0.022 от РВ (так как как нам объяснил автобус611 стаб переставляется полностью вместе с РВ при неподвижном штурвале) получаем 0, 038+0, 022= 0, 06 суммарное приращение момента.
2 отклоняем РВ на 1 градус не трогая стаб - приращение моментов 0, 022.
3 определяем эффективность стаб/РВ 0, 06/0, 022=2, 7 что сответсвует Практической аэродинамики Як-42 Бехтира и другим самолетам Ту-134, Ту-154,

literballer:
Нет! Я уперся в исходные данные - график моментов из Отчета. Я там вообще не могу понять его поведения в момент перекладки - по окончании перекладки стабилизатора мы получаем примерно тот же момент при одинаковом положении РВ.

Очень понятно там.Там скорость падает. Момент зависит от скорости в квадрате. Там тангаж растет, а значит угол атаки, а значит и пикирующий момент от самолета.

ИМХО, Вы были не правы и отклонение стабилизатора на Х градусов следует компенсировать отклонением РВ, большим, чем 1, 7*Х. Вопрос каким?11/08/2015 [14:37:45]

Все еще надеюсь на присущую Вам логику.Поймите такую мысль, Вы не со мной спорите, и это не я неправ, а либо МАК неправильно посчитал моменты либо ОКБ дало липовые данные. Еще раз для Вас то что уже говорил neustaf.
ОКБ Яковлева дало Аэр характеристики в МАК. МАК по ним посчитал момент тангажа. И вопрос разбивается на две части.
1.Правильно ли я считаю момент используя значения отклонений рВ и стаба или неправильно? Этот вопрос очевиден, правильно. Так как только при моей интерпретации Вы выйдете на значения момента тангажа указанные на графике мАК стр.121. То есть я считаю по такой же методике как и МАК. А по ней 1 градус стаба = 1, 7 градуса РВ.
2. Достоверны ли значения аэр характеристик предоставленные в МАК ОКБ Яковлева?
На мой взгляд - да, так как они опубликованы и на основании их мАК делает выводы о причинах катастрофы.
Поэтому ответьте мне пжл - Вы какой вопрос оспариваете - первый или второй?
И проведите все-таки сравнительный расчет. Не понимаю Вашего упорного нежелания это делать. Просто потому что это опровергнет Ваши рассуждения?
Вот расчет для 27-29 секунды - с графика ПО МАК - скорость с учетом аэродинамической поправки -210 км/ч или 58, 3 м/с, отклонение РВ -10 град, стабилизатор -8, 7 град, тангаж +2 град, соответственно с учетом установочного угла крыла +3 град - угол атаки =+5 град, Кмто с графика рис.35 стр.115 для угла атаки 5 град есть -0, 18. Тогда
Кмтсм=Кмто+Кмтрв*Врв+Кмтст*Вст=-0, 18+(-0, 022*(-10))+(-0, 038*(-8, 7))=0, 3706
Откуда момент тангажа будет =0, 3706*4, 6*150*0, 5*0, 125*58, 3^2=54300 кгс*м.
Как очевидно на 27-29 секунде значение этого момента на графике составляет около 54000 -56000 кгс*м. Незначительное расхождение объясняется колебаниями скорости и значений РВ на графике, потому может быть рассогласованность в значениях по которым считается график МАК и использованных при данном расчете.
Если Вы ПО ДРУГОМУ будете подставлять значения отклонений стабилизатора и рВ у Вас не сойдется НИЧЕГО вообще.
Так в чем дело? Кто неправ - МАК или ОКБ? Обо мне тут речи даже и нет.

Так в чем дело? Кто неправ - МАК или ОКБ? Обо мне тут речи даже и нет. 
//////
Без понятия, я вам приводил расчеты по формулам МАКа из них следует, что 1 градус отклонения РВ к потоку в в1, 4 раза эффективнее 1 градуса отклонения стабилизатора к потоку - по моим расчетам у вас претензии есть?
От какой печке танцевал МАк откуда он взял эти цифры и нагрузку на штурвал в 70 кг на разбеге я так же без понятия никаких исходных обьективных данных в Отчете нет.

LEngFT:

1_ Все еще надеюсь на присущую Вам логику.Поймите такую мысль, Вы не со мной спорите, и это не я неправ, а либо МАК неправильно посчитал моменты либо ОКБ дало липовые данные.
....
2_ И проведите все-таки сравнительный расчет. Не понимаю Вашего упорного нежелания это делать. Просто потому что это опровергнет Ваши рассуждения?
.....
3_ Так в чем дело? Кто неправ - МАК или ОКБ? Обо мне тут речи даже и нет.


2_ Я не готов это сделать, т.к. Вы мне предлагаете сверить данные на входе и выходе своего рода "черного ящика" - подставить в Вашу формулу данные графика моментов МАК, в которых мы с Вами изначально сомневаемся. Проверять формулу я не могу из-за несоизмеримого с Вашим уровнем знаний, моего безграничного доверия Вашей искренности. График моментов, ИМХО, непригоден даже для "графического" сравнения моментов РВ и Ст. - посмотрите на участок, где перекладывается стаб - http://uploads.ru/h2QPU.jpg .

В состязании же наших калькуляторов я с готовностью отдам приз за точность Вашему ;-)

1_ Если Вы еще не разуверились в моей логике, подойдите пожалуйста не столь безапелляционно к моим сомнениям. Мне не страшно будет признать _свою_ ошибку, но я буду искренне расстроен в случае провала _Вашей_ миссии.

3_ Ранее (давно еще) я выразил определенные сомнения в Вашей интерпретации соотношения моментов на ГО, согласно которой выходит, что отклонение РВ на 1, 7 градуса компенсирует перекладку _всего_ ГО на 1 градус. Именно это соотношение, если я правильно понял, фигурирует в Вашей цепочке рассуждения, выводящей на более переднюю центровку. Я просто интуитивно "заподозрил неладное" в этом соотношении.
Ряд последних обсуждений вновь отослали меня к указанной Вами зависимости из Остославского.
Мои сомнения в ошибочности Вашей интерпретации, собственно, Остославского укрепились после того, как я предложил как минимум один частный случай (РВ=0), когда момент создаваемый отклонением всего ГО _не зависит_ от соотношения площадей РВ/Стаб., а момент, создаваемый РВ - зависит.

МАК пока оставляем в стороне.

neustaf:

корвалол:
Поэтому, не вдаваясь в тонкости обтекания системы: стабилизатор - руль, можно сказать, что ГРАДУС руля составляет примерно СЕМЬ килограмм на штурвале. На руле в это время все 70 кг "висят".


на какой скорости?

На скорости подъёма передней опоры. Она рассчитывается в зависимости от массы. Центровка для этого конкретного случая (30-35 кг, 5*руля) задана - предельно передняя (18%), угол отклонения руля 5*. По данным лётных сертификационных испытаний, усилие на штурвале при этом не превышает 30-35 кГ. Это "объективные" как вы кругом замечаете, данные, не связанные с Ярославлем (стр.122). И такие данные у МАКа есть для любых значений в эксплуатационном диапазоне. Дальше считаем реальную силу на руле, она больше четырёхсот килограмм. Отсюда имеем: общий угол руля: -12 (угол стаба при центровке 18%)плюс 5* "своих" = 17*.
Соотношение: 450кГ реальное на руле/ 30-35 на штурвале = 13 - 15. То есть усилие на руле превышает усилие на штурвале в 13-15 раз. Но это для предельно передней. Для остальных случаев усилие на штурвале (штатное) будет меньше. Ибо эти требуемые пять градусов руля можно разбить на 3 + 2 = градус стаба + 2 градуса руля. Именно эти два градуса в остальных случаях, кроме предельно передней, и назвали утрированно: "двумя пальцам", когда нос "за ручкой поднимается". На предельно передней двумя пальцами не получается из-за того, что ход стаба выбран.

Конкретно к "все 70 висят". Ну посчитайте сами, ясно же, что цифры только для того, чтоб показать, что усилие на руле во много раз (на порядок даже) превышают полную аэродинамическую силу на руле, которая на шарнир передаётся.
ПС. Считал грубо, как для плоской пластины с хордой один метр и размахом 7, 8 в потоке, со скоростью 57 м/с. Угол атаки соответственно 17*.
Если перейти на реальный симметричный профиль и влияние стаба, то цифры на руле не будут сильно отличаться. Точные данные, повторюсь, у МАКа есть на весь эксплуатационный диапазон. Мне они, для сравнительного расчёта, совершенно не нужны. Достаточна даже такая точность: сила на штурвале на порядок превышает реальную силу на руле. А "порядок" в свою очередь может быть и "в девять раз", и в "одиннадцать раз". Поэтому цифра 70 кГ на штурвале, на угле отклонения 10+13=23* на скорости 205 объективная, как и писал, взятая МАКом из КаБэвских данных. Было бы 100 - написали бы 100. МАК приводит 30-35 кГ и 5* руля просто для того, чтоб показать, что МАКСИМАЛЬНАЯ сила на штурвале в ШТАТНОМ взлёте, в самом неблагоприятном случае: предельно передняя центровка = выбранный ход стаба, не превышает 35 кГ. Всё что выше......намекается на прекращение взлёта короче. Отсюда и упор на то, что РАНЬШЕ с такими усилиями не сталкивались и т.д и т.п.

цифры только для того, чтоб показать, что усилие на штурвале во много раз (на порядок даже) меньше полной аэродинамической силы на руле, которая на шарниры передаётся.
=========
Поправлю.

Достаточна даже такая точность: сила на штурвале на порядок превышает реальную силу на руле.

Ещё поправлю. Наоборот конечно.

neustaf:


От какой печке танцевал МАк откуда он взял эти цифры и нагрузку на штурвал в 70 кг на разбеге я так же без понятия никаких исходных обьективных данных в Отчете нет.

МАК танцевал от печки, под названием "лётные сертификационные испытания самолёта Як-42".
И 30-35 кГ, и 70 кГ оттуда.
Исходные объективные данные:
- скоростной напор
- угол отклонения руля
= однозначные усилия на штурвале при этих вводных
Полномочные представители вполне могут запросить эти данные (выдержки из отчётов испытаний), секретом они не являются. У вас представление о МАКе, как о шарашкиной конторе, которая цифры с потолка берёт. Любой спец давно опроверг бы их, там же уголовное дело, а не форумские посиделки разоблачителей. То есть за недостоверные данные МАК несёт ответственность. Члены ФАКа конечно могут говорить что угодно, но бездоказательно.

Центровка для этого конкретного случая (30-35 кг, 5*руля) задана - предельно передняя (18%), угол отклонения руля 5*. По данным лётных сертификационных испытаний, усилие на штурвале при этом не превышает 30-35 кГ. Это "объективные" как вы кругом замечаете, данные, не связанные с Ярославлем (стр.122). И такие данные у МАКа есть для любых значений в эксплуатационном диапазоне. Дальше считаем реальную силу на руле, она больше четырёхсот килограмм. Отсюда имеем: общий угол руля: -12 (угол стаба при центровке 18%)плюс 5* "своих" = 17*.


жаль, что вы не смогли ответить ни на один из zаданных мной вопросов, но уже приятно, что вы перешли к углам по потоку, вы на верном пути, и так продолжим по вашим словам при предельно передней центровке и общему углу РВ к потоку 17 градусов на скорости 205 сила на штурвале 35 кгс (из этого делаем вывод, что на 1 градус РВ по потоку составляет принерно 2 kg) - вы не против, я надеюсь?


идем дальше, стаб в том взлете стоял на 8 градусов, РВ отклонил экипаж на 10, суммарно 18, примерно соответсвует вашим расчетом умножаем на 2 , ну 37 максимум, как же МАК ориентируясь уже на ваши вычисления получил 70???
не проясните? для этого же суммарный угол РВ к потоку должен быть 35 градусов, кaк вы их получили (или МАК, каk угодно) господа все ваши измышления это подгонка под ответ, чуть проверишь цифрани нарываешся на полную чушь.

корвалол:
У вас представление о МАКе, как о шарашкиной конторе, которая цифры с потолка ---
//////

увы да, лично вы не смогли привести ни одного объективного фактора, ни одного, но вы верите, вера это свято, но не объективнa, а ваши размышления, что у кого что есть разбиваются в прах о сухую цифирь.

neustaf:



жаль, что вы не смогли ответить ни на один из zаданных мной вопросов,

)))

идем дальше, стаб в том взлете стоял на 8 градусов, РВ отклонил экипаж на 10, суммарно 18, примерно соответсвует вашим расчетом умножаем на 2 , ну 37 максимум, как же МАК ориентируясь уже на ваши вычисления получил 70???
не проясните? для этого же суммарный угол РВ к потоку должен быть 35 градусов, кaк вы их получили (или МАК, каk угодно) господа все ваши измышления это подгонка под ответ, чуть проверишь цифрани нарываешся на полную чушь.

Вы с Бехтировскими ошибками разобрались или нет? Если уж тут его через...палку кидают, о чём можно вообще говорить?
Cначала уточните, когда, на каком этапе полёта шла речь о 70 кГ.

корвалол:
neustaf:
жаль, что вы не смогли ответить ни на один из zаданных мной вопросов,

)))


как же я вас понимаю, отвечать на конкретные вопросы гораздо сложнее чем поставить с клавы три скобочки.
если у вас будут еще вопросы, как раньше по скосу потока или еще чего спрашивайте, с удовольствием вам расскажу, что и как.

Cначала уточните, когда, на каком этапе полёта шла речь о 70 кГ.
+++++++
это так мило, вы уже эту цифру сами ставите под сомнение и просите меня, который всегда говорил, что таких усилий на штурвале не было, ее подтвердить??
Фантастика!
Я вас спрашиваю откуда вы взяли 70кг, вместе с МАКом давайте вы за свой бред и отвечайте

literballer:
Мои сомнения в ошибочности Вашей интерпретации, собственно, Остославского укрепились после того, как я предложил как минимум один частный случай (РВ=0), когда момент создаваемый отклонением всего ГО _не зависит_ от соотношения площадей РВ/Стаб., а момент, создаваемый РВ - зависит.11/08/2015 [19:23:18]

Я не могу понять что написано выше.Расшифруйте более подробно, с точной терминологией, что значит РВ=0, что значит момент не зависит от какого- то соотношения. Опишите с самого начала, только тогда я смогу разобраться.А так - не понял ничего из написанного.

Я не готов это сделать, т.к. Вы мне предлагаете сверить данные на входе и выходе своего рода "черного ящика" - подставить в Вашу формулу данные графика моментов МАК, в которых мы с Вами изначально сомневаемся. Проверять формулу я не могу из-за несоизмеримого с Вашим уровнем знаний, моего безграничного доверия Вашей искренности.

Я за много лет сколько общаюсь впервые Вас так сильно не понимаю. Вы говорите какими-то загадками, такое впечатление что как будто специально чтобы возникала путаница. Не понимаю фразы - сверить данные на входе и выходе из черного ящика. Что есть черный ящик, что есть вход и выход? Что Вы называете моей формулой? Формула расчета момента или коэффициента момента? И я данные графика моментов мАК ни в какую формулу не подставляю. Наоборот используя аэр характеристики подставляю их в стандартную формулу расчета моментов и получается тот самый график баланса моментов МАК.
Вообщем я ничего не понял что Вы мне написали. И почему Вы не можете мне показать как надо использовать данные - тоже.

График моментов, ИМХО, непригоден даже для "графического" сравнения моментов РВ и Ст. - посмотрите на участок, где перекладывается стаб - http://uploads.ru/h2QPU.jpg .

Я посмотрел, но ничего не увидел. Откуда вывод что непригоден? Опять загадки.

МАК пока оставляем в стороне.

МАК невозможно оставить в сторонке.
Ответьте на прямой вопрос. Данные ОКБ Яковлева - по Вашему липа или просто по Вашему у цифр опубликованных на стр.115 другое понимание и пользоваться ими надо по другому чем это делаю я? А я выше показал как ими пользоваться. Я их использую так же как и мАК. Если по другому надо пользоваться - то покажите мне как это надо делать. Просто не могу понять Вашу позицию. Потому как если 1 гр ст не равен 1, 7 гр РВ, то никак не получится график моментов МАК. А это значит что рушится все абсолютно. Если же в графике моментов мАК аэр момента посчитан правильно - значит это ведет только к тому что данные ОКБ - липа, если исходить из Ваших 1 гр ст не равен 1, 7 гр РВ. Вот к каким последствиям ведет Ваша логика, и я крайне удивлен что Вы этого просто не хотите видеть. Где в этих рассуждениях по Вашему ошибка? Укажите. Мне просто уже интересно стало.

Вот прямо с графика моментов мАК как получить коэффициент момента РВ.
На 25 секунде РВ отклоняется на 13 градусов - с (+3) до(-10). Изменение момента тангажа от этого отклонения - 50000-14000=36000 кгс*м. Скорость около 190+5=195 км/ч или 54, 2 м/с. Тогда коэф момента РВ = 36000/(54, 2*54, 2*0, 5*0, 125*4, 6*150*13)=0, 022
Это прямо с графика МАК элементарно. 4, 6 - САХ, 150 - площадь крыла, 0, 125 - плотность воздуха, 13 - градусы РВ.
У Вас сомнения в чем? В формуле момента? Что он есть коэф * скор напор* площ крыла* длину сАХ?

To LEngFT
///////
Поражаюмь, вы что так сильнт испугались, что формулы МАК малехо лохаваты, куда поднвалось ваше критическое мышление?
Вы можете оспаривать определение ИАКом центровки ну боитесь пр знать, что все исчесление неверо?

Добрый вечер, уважаемые.
С интересом наблюдаю за баталиями, но должен сказать, что многие вопросы просто несерьезны, как мне кажется...
Например - откуда отсчитывать угол отклонения РВ - а заглянуть в того же Остославского (или еще куда) и посмотреть просто...
И везде будет - от плоскости стабилизатора.
То же самое и с моментом от РВ - есть же формулы, принятые для подобных расчетов (в том же Остославском, опять же)...

neustaf:

Cначала уточните, когда, на каком этапе полёта шла речь о 70 кГ.
+++++++
это так мило, вы уже эту цифру сами ставите под сомнение и просите меня, который всегда говорил, что таких усилий на штурвале не было, ее подтвердить??
Фантастика!
Я вас спрашиваю откуда вы взяли 70кг, вместе с МАКом давайте вы за свой бред и отвечайте

У вас просто недостаточно знаний для копания в этом вопросе. Это видно по совершенному непониманию работы ГО, в частности по усилиям на нём и переходу с них на усилия штурвала. Вы с лёгкостью внесли свою бредовую поправку, обвинив Бехтира в ошибке. Как я могу вам чего-то объяснить, если вы даже книги опровергаете, на которые сами и же ссылаетесь? То есть, вносите на ходу свои поправки в размерности, совершенно не понимая сути? Кроме цифр, надо владеть физикой процесса, понимаем, что и как происходит. В частности: как трансформируются сотни килограмм на руле в приемлемое усилие на штурвале. Для этого надо знать кинематику того узла, как завязан угол отклонения колонки с передаточным усилием и т.д. и т.п. Без знания этой "механики" вы так и будете плавать в голых цифрах, не понимая сути явления.

Конкретно про 70 кГ. Читайте отчёт, страница 125, воспроизводство в натурном эксперименте. Никто не говорит, что 70 кГ было в момент первоначального взятия шт. на себя. Торможение было многоэтапным, начиная с самого малого, с дальнейшим ростом силы трения = пикирующего момента = усилия на штурвале для создания взлётного угла. Вы приводите цифры первоначальные (стаб 8 и т.д.), а 70 кГ было В КОНЦЕ, после перекладки стаба на -10, угол руля - 12*, СКОРОСТЬ 229!!! При этом учесть, что в случае "неотрыва стойки" усилие растёт с ростом скорости, в то время как в штатном взлёте роста усилия нет.
Ещё раз, потому что вы про эти 70 кг тут постоянно упоминаете: они были перед самым отрывом, после перекладки стаба на -10, рулях -12, скорости 229. До этого меньше естественно. Считайте сами, имея минимум данных.

GX53:
многие вопросы просто несерьезны, как мне кажется...

Так и есть, такое обсуждать на авиационном форуме - просто смешно, еще вчера написал.

LEngFT:

Вот прямо с графика моментов мАК как получить коэффициент момента РВ.

Тогда коэф момента РВ = 36000/(54, 2*54, 2*0, 5*0, 125*4, 6*150*13)=0, 022

150 - площадь крыла...

У Вас сомнения в чем?

В формуле момента? Что он есть коэф * скор напор* площ крыла* длину сАХ?



11/08/2015 [22:47:10]


А не подскажете, почему только одного крыла?

У ВС же два крыла, не правда ли?

LEngFT:

Вот прямо с графика моментов мАК как получить коэффициент момента РВ.

На 25 секунде РВ отклоняется на 13 градусов - с (+3) до(-10).

Изменение момента тангажа от этого отклонения - 50000-14000=36000 кгс*м. Скорость около 190+5=195 км/ч или 54, 2 м/с.

Тогда коэф момента РВ = 36000/(54, 2*54, 2*0, 5*0, 125*4, 6*150*13)=0, 022

11/08/2015 [22:47:10]


Вообще черненький график на Рис.42 ОО обозначен "продольный аэродинамический момент , действующий на самолет".

Не подскажете, он создается только одним крылом? Или только одним РВ?

LEngFT:

Вот прямо с графика моментов мАК как получить коэффициент момента РВ.

На 25 секунде РВ отклоняется на 13 градусов - с (+3) до(-10).

Изменение момента тангажа от этого отклонения - 50000-14000=36000 кгс*м. Скорость около 190+5=195 км/ч или 54, 2 м/с.

Тогда коэф момента РВ = 36000/(54, 2*54, 2*0, 5*0, 125*4, 6*150*13)=0, 022

11/08/2015 [22:47:10]


Вообще черненький график на Рис.42 ОО обозначен "продольный аэродинамический момент , действующий на самолет".

Не подскажете, он создается только одним крылом? Или только одним РВ?

Здесь странички из книги Лигум Аэродинамика 154 http://s020.radikal.ru/i702/15 ...
http://s017.radikal.ru/i400/15 ...
Понятно описано как считается момент от самолета РВ и стаба. Даны конкретные формулы подтверждающие то что я говорил.Сказано о линейности коэф моментов, о чем тут некоторые со мной спорили.)))
Указан тот порядок расчета момента - сначала без ГО, а потом добавка от ГО.
Здесь Остославский - http://airspot.ru/library/book ...
Хорошая статься про момент ГО. Все расписано. Также указано про линейность коэф моментов. И приводится тот довод о котором я и говорил - плечо большое у ГО, потому коэф ГО - линейны!

По поводу 3 градусов РВ на 1 градус стаба у 134 и 154, и почему 1, 73 у 42. Решил попытаться разобраться, самому интересно. Взял характеристики ГО у всех. И выяснилось. Отношение площади РВ к ГО у 134 и 154 - одинаково - 20, 8 % , а у 42 - 26, 3 % - на 27 % больше. Далее, стреловидность ГО у 134 -38 град и у 154 - 40 град. А у 42 - 25 градусов. И это ведет к следующему. Средняя по размаху хорда руля высоты у оперения с бОльшей стреловидностью - меньше чем у оперения с меньшей стреловидностью, это очевидно - так как площадь РВ у более стреловидного оперения "размазывается" на более длинный фактический размах оперения если считать его по линии стреловидности. И соответственно даже при одинаковом отношении площади РВ к ГО - отношение хорды РВ менее стреловидного оперения к хорде ГО будет всегда больше чем у более стреловидного оперения. А значит менее стреловидное оперение ведет к увеличению площади "обслуживаемой " им части стабилизатора на которую оно влияет, что при еще и бОльшем соотношении площади РВ к площади ГО - как у 42 - ведет к увеличению эффективности РВ. Потому и нет ничего удивительного в значении 1, 73.
Мне кажется очень логичное объяснение.

НиколайK:
А не подскажете, почему только одного крыла?
У ВС же два крыла, не правда ли?


Ну, не позорьтесь-же, собеседник!
Ибо, если это всерьез, то грош Вам цена, как оппоненту!
А если "подкол", то повторение шутки трижды - отсутствие меры!