и тем самым давим штурвал от себя уменьшая УА на отрицательный и уменьшаем Су и У.
--
Это мы делаем для сохранения траектории. Понятно, что для гп- на большей скорости, требуется меньший УА. Да и тангаж. Если мы будем сохранять тангаж на увеличенной скорости (давим- не давим, дело десятое)- тут пардон.
(Ну мож единственно, давить чуть меньше придется.)

Михаил_К:
Я просто заметил другую мелкую деталь - на скорости около 200 км/ч крыло создаёт значительную подъёмную силу, что сказывается на эффективности тормозов (и пресловутом пикирующем эффекте).18/08/2015 [11:46:18]

Ну это только в вашем воображении сказывается.Даже перед подъемом стойки реакция главных стоек шасси составляет 32 тонны.Умножьте на Ксц=0, 6 и теоретически достижимая сила торможения составит 19 тонн. А было всего 8 тонн торможения.Так что тормоза были полностью эффективны.

kovs214:
Вы предлагаете и взлетать, и садиться с закрылками 45 градусов?

Вы удивительно невнимательны: про посадку я ни гу-гу :))

итак, повторим "для тех кто в танке" про продолженный (раз уж так сильно не хочется прекращать) взлёт с довыпуском закрылков до 45 на ЯК-42, или если угодно: взлет с изменением конфигурации на разбеге после достижения скорости 210, режим: "взлетный", колонка на себя до пупа, а он гад не взлетает.

kovs214:...Положение механизации, на этих самолётах:
взлётное и посадочное. В первом случае имеем больший прирост
Су, во втором случае Сх...
17/08/2015 [15:58:23]

Анисим:
и во втором случае, если верить В.П.Бехтиру стр.30 http://ra03.twirpx.net/0938/09 ... , будет прирост Су не многим меньше первого, а может быть и большим, смотря на каком угле происходит сие действо.
Поэтому и прирост dY подъёмной силы Y будет весьма ощутимым по отношению со случаем первым.
То что увеличится сопротивление X - не такая уж беда, ведь скорость то уже достаточна, если опять-таки верить В.П.Бехтиру стр.87 205-210 км/час для масс 40-42Т, для планирования по глиссаде, а стало быть и для ухода на второй круг.

Однако характеристики по сваливанию для второго случая гораздо симпатичнее, (не будем забывать отчего произошло столкновение самолета с поверхностью и препятствиями на ней).

Для того, чтобы оторваться от планеты, условие превышения кабрирующего момента над пикирующим желательное, но совсем не обязательное!!!

При превышении подъёмной силы Y силы тяжести mg, самолёт, согласно второму закону Ньютона, будет двигаться с ускорением (Y-G)/m вверх, а то что до этого пикирующий момент доминировал, то это его проблема: при отрыве стоек она исчезнет, и появится проблема совсем другого рода: "вспухает", и так же ессно- "давишь" его штурвалом" до разгона 220, (а скорее всего и давить не надо будет) и, как говорилось раньше: "уход на второй круг согласно РЛЭ", если опять-таки верить В.П.Бехтиру 97-98, ("...с высоты 30м" можно не читать:)).

kovs214:
LEngFT.
1. На рис. 44 и 45 страницы 127 и 128 размещены сравнительные параметры седьмого испытательного полёта и аварийного полёта. Если я правильно понял, то временная шкала взята по времени испытательного полёта, или нет? Если это есть время испытательного полёта, то как на него можно наложить параметры аварийного полёта с другим временем, или это допустимо, и так можно сравнивать эти полёты?18/08/2015 [10:39:06]

Да, там шкала времени испытательного полета. А на нее в таком же временном масштабе ! перенесены графики параметров аварийного взлета. Но нужна точка синхронизации - то есть к какой секунде графика испытательного взлета привязать секунду аварийного. И эта точка синхронизации указана МАК - это точка начала роста скорости. Посмотрите скорость растет у обоих графиков из одной точки.
Работать и сравнивать с этим вполне можно, просто надо понимать - какие вопросы Вы будете ставить и какой результат хотите получить. И учитывать в полученном результате это допущение.
Но я бы синхронизировал это графики по другому. Как - я уже обменивался мнениями по этому вопросу с neustaf и даже приводил картинку. Надо не по точке роста скорости синхронизировать, а чтобы графики скорости совпали (наложились приблизительно друг на друга) на скорости до 165 км/ч - когда еще не было торможения в аварийном взлете, тогда более наглядно видно возникновение торможения на скорости более 165 км/ч.

2. Если верить расшифровки аварийного полёта, то там есть три (хоть и маленьких) ступени увеличение тангажа - это в 11.59.00, до 0.7 градусов, затем в 11.59.19, до 1.3 градуса, и наконец в 11.59.26, до 2.0 градусов. Или это опять неточности расшифровки?

Нет все верно.С ростом скорости растет кабрирующий аэродинамический момент, увеличивается подъемная сила и одновременно уменьшается реакция главных стоек шасси и пикирующий момент от них, самолет перебалансируется на стойках согласно новым значениям моментов.

kovs214:

2. Если верить расшифровки аварийного полёта, то там есть три (хоть и маленьких) ступени увеличение тангажа - это в 11.59.00, до 0.7 градусов, затем в 11.59.19, до 1.3 градуса, и наконец в 11.59.26, до 2.0 градусов. Или это опять неточности расшифровки?


Извиняюсь, что "встреваю"...

Данные значения соответствуют именно изменению тангажа.

Пользуясь случаем, хочу привести крайне интересные выдержки из Отчета (с.192-193):
"В аварийном полете, после отклонения колонки штурвала "на себя" (разгрузки передней стойки), среднее отклонение руля
направления уменьшилось до ~5° влево." (с ~8°. LB)

"Угол тангажа увеличился лишь до величины 2°, что
позволило разгрузить переднюю стойку шасси. Факт разгрузки передней стойки
подтверждается начавшимися колебаниями по курсу в пределах ±2°, что связано с
определенными трудностями выдерживания направления разбега при движении только на
_основных_ стойках шасси."

Первая нас отсылает к возможно неверной регулировке механизма разворота передней опоры и недавнему его ремонту.

Вторая и первая говорит о том, что МАК подразумевает разбег только на ООШ при тангаже в 2*.

Я являюсь сторонником версии отказа механизма разворота, который проявлялся в недостаточной реакции ПОШ на расход педалей. И взлет, по моей версии, выполнялся не в режиме самоориентирования ПОШ (так, ЕМНИП, запрещено), а именно в режиме РАЗБЕГ (или как он там). Однако "ватная" реакция на педали потребовала применения раздельного торможения, со всеми вытекающими последствиями. В пользу этой версии говорит первая цитата.

Что касается второй цитаты, то у меня есть предположение, что в районе 2* тангажа есть некоторая точка максимального потребного кабрирующего момента для подъема ноги.
Я допускаю, что увеличение Y при тангаже 2* увеличивает суммарный пикирующий момент (проявляется продольная устойчивость) и, таким образом, для отрыва ПОШ от ВПП может потребоваться момента на ГО меньше, чем для "преодоления" тангажа 2".

Крайний абзац на правах сугубого ИМХО.

Нет все верно.С ростом скорости растет кабрирующий аэродинамический момент, увеличивается подъемная сила


какой момент создает растущая подъемная сила? неуж то кабрирующий, вы совсем запутались в моментах, вывешивание ПОШ произошла из-за отклонения РВ, для уменьшения шума от ПОШ, вот из-за этого момента на кабрирования и разжалась ПОШ. посмотрите на контрольный взлет никто там штурвал не тянул и увеличения тангажа не произошло, хотя момент аэродинамический там так же рос. пока РВ не отклонишь во взлетное положение превышения кабрирующего момента на дпикирующим не будет, так и будет борт бежать опираясь на ПОШ, но теперь хоть стало понятно откуда у ваших ошибок ноги растут.

http://www.interfax.ru/russia/ ...

LEngFT: Смотрю, судилище как паровоз по рельсам прет (.

Не хотя исследовать ПОШ, пусть исследуют механизм ее разворота. тем более, ЕМНИП, они разделились после падения.

literballer:
Я допускаю, что увеличение Y при тангаже 2* увеличивает суммарный пикирующий момент (проявляется продольная устойчивость) и, таким образом, для отрыва ПОШ от ВПП может потребоваться момента на ГО меньше, чем для "преодоления" тангажа 2".


да этот подход МАКовской смотрю многим мозги набекрень повернул.
меряют аэродинамический момент только на кабр, остальные на пикирование, момент от ПОШ вообще не учитывают, что откуда происходит, что первично, что вторично без МП, потом появляются вот такие перлы:

LEngFT:
увеличивается подъемная сила и одновременно уменьшается реакция главных стоек шасси и пикирующий момент от них, самолет перебалансируется на стойках согласно новым значениям моментов.

рост УА за счет роста У, хотя устойчивость mz по УА (ris 35) однозначно говорит рост УА ведет к росту пикирующего момeнта - короче полная каша от производителя.

SYS:
В реальности мелочи складываясь зачастую влияют очень сильно.
----------
Нужно сначала результат получить, а потом видно будет - какие параметры и как могли на него повлиять.
Тогда и ясно будет - стоило ли огород городить...

LEngFT.
Благодарю Вас за ответ.

GX53:

Нужно сначала результат получить, а потом видно будет - какие параметры и как могли на него повлиять.
===
Спасибо, Вы сделали мой день. FMEA и прочее из риск-менеджмента и прочего для обеспечения безопасности полетов и надежности ВС придумали наверное полные идиоты, не читающие этот форум.

literballer:
...Я являюсь сторонником версии отказа механизма разворота, который проявлялся в недостаточной реакции ПОШ на расход педалей. И взлет, по моей версии, выполнялся не в режиме самоориентирования ПОШ (так, ЕМНИП, запрещено), а именно в режиме РАЗБЕГ (или как он там). Однако "ватная" реакция на педали потребовала применения раздельного торможения, со всеми вытекающими последствиями. В пользу этой версии говорит первая цитата...
18/08/2015 [13:20:51]

Смотрю на сравнение параметров 7-го испытательного полёта (ИП), и аварийного полёта (АП) на стр 44, и какое-то двоякое впечатление складывается. Кстати ветер в этих двух полётах, практически, "дул" под одинаковыми углами, только с разных бортов: в АП слегка попутный справа, в ИП - слегка попутный слева. Отклонение РН, (в среднем) в АП около 10 градусов, в ИП около 5 градусов. В ИП движение РН какие-то более закономерные, в АП - более сумбурные, но это моё ИМХО. При штатном разбеге (я беру другой тип), в начале разбега, когда скорость ещё мала, движение педалями более "длинные", т.к. РН ещё не эффективен, и направление выдерживается больше за счёт ПОШ. На эволютивной скорости, это где-то 120-150 кмч, РН становится более эффективными, соответственно движение педалей, а значит и РН более "мелкие". Это в штиль. При "боковике" в отклонение РН надо вносить корректив.

Анисим:
kovs214:
Вы предлагаете и взлетать, и садиться с закрылками 45 градусов?

Вы удивительно невнимательны: про посадку я ни гу-гу :))

Я не только невнимательный, я ещё и не могу понять что вы хотите сказать
или спросить ;). Вы летали, или летаете? Если это гостайна, то не разглашайте её ;).

neustaf:
какой момент создает растущая подъемная сила? неуж то кабрирующий, вы совсем запутались в моментах... 18/08/2015 [13:44:31]

Читайте внимательней то на что сами отвечаете - С ростом скорости растет кабрирующий аэродинамический момент. Это так и есть - см.график МАК черная линия аэродинамического момента направлена именно на кабирирование и начиная с 0 секунды постоянно растет с ростом скорости до 23 секунды, а дальше начинается рост момента уже и за счет отклонения РВ. Но и до отклонения РВ аэродинамический момент был кабрирующий. Вы просто про стабилизатор забыли.)))
Вот например значения моментов по моему файлику экселя который я здесь публиковал. На скорости 150 (13-14 секунды) , от крыла=-12700, от РВ=-5300, от стаба=26400, откуда Маэр самолета=26400-12700-5300=8400 . Смотрим график МАК - он в это время именно такой - около 8000 кгс*м.
И также на графике видно что с ростом скорости из-за роста подъемной силы уменьшается голубая линия расчетного значения пикирующего момента от главных стоек.

но теперь хоть стало понятно откуда у ваших ошибок ноги растут.

Ржу -ни магу.))) Цирк... Но за вас рад - что понятно стало.)))

neustaf:
какой момент создает растущая подъемная сила? неуж то кабрирующий, вы совсем запутались в моментах... 18/08/2015 [13:44:31]

Читайте внимательней то на что сами отвечаете - С ростом скорости растет кабрирующий аэродинамический момент. Это так и есть - см.график МАК черная линия аэродинамического момента направлена именно на кабирирование и начиная с 0 секунды постоянно растет с ростом скорости до 23 секунды, а дальше начинается рост момента уже и за счет отклонения РВ. Но и до отклонения РВ аэродинамический момент был кабрирующий. Вы просто про стабилизатор забыли.)))
Вот например значения моментов по моему файлику экселя который я здесь публиковал. На скорости 150 (13-14 секунды) , от крыла=-12700, от РВ=-5300, от стаба=26400, откуда Маэр самолета=26400-12700-5300=8400 . Смотрим график МАК - он в это время именно такой - около 8000 кгс*м.
И также на графике видно что с ростом скорости из-за роста подъемной силы уменьшается голубая линия расчетного значения пикирующего момента от главных стоек.

но теперь хоть стало понятно откуда у ваших ошибок ноги растут.

Ржу -ни магу.))) Цирк... Но за вас рад - что понятно стало.)))

booster:
Ноль в принятой Вами системе координат находится в какой точке основной опоры шасси?
Для чего Вам надо изобретать свою систему координат?
----------
У меня ноль находится в точке пересечения горизонтали, проходящей через ЦТ и вертикали, проходящей через точку сочленения тележки ООШ и стойки ООШ.
Мне так легче представить, как действуют силы, приложенные к самолету.
А что не так?

SYS:
Спасибо, Вы сделали мой день. FMEA и прочее из риск-менеджмента и прочего для обеспечения безопасности полетов и надежности ВС придумали наверное полные идиоты, не читающие этот форум.
--------
Кажется, мы говорим о разных вещах...

Ржу -ни магу.))) Цирк... Но за вас рад - что понятно стало.))) 
//////
да хоть так, пр вашим выкладкам рост скорости приводит к росту тангажа, увеличению угла атаки, увеличения УА ведет же наоборот к росту пикирующего момента, вы разберитесь, что означает кривая mz по АЛФА, так ка вы рассуждаете. Бывает только при аэродинамическом подхвате, потере устойчивости по УА, рост до 2 градусов тангажа, толкь по причине отклонения РВ для вывешивания стойки, а причины вашего непонимания процессов в кривом инструменте МАК, который вы также взяли на вооружения, попытатся разобратся
С эффетивносью РВ и Стаб по местным УА вы не захотели, назвали это ерундой, обьяснеия об устойчивости самолета по УВ, вы назвали цирком, можете ржать дальше довольно типичный подход для людей, которые не желают понять физических явлений процесса.
Ну и так вам на перспективу:
Устойчивость по УА коротко периодическая, по скорости длиннопериодическая - хотя я уже опасаюсь, что вас и это информация может заставить ржать до не могу.

И также на графике видно что с ростом скорости из-за роста подъемной силы уменьшается голубая линия расчетного значения пикирующего момента от главных стоек. 
/////////
Вы на этот график чаще смотрите, там пикирующих момент от стоек еще и в полете действует, веселые картинки в действии

neustaf, не надо за набором умных научных фраз прятать непонимание Вами сути. При росте скорости и тангажа пикирующий момент конкретно крыла конечно растет, но вот только кабрирующий момент от стаба тоже растет и более быстро. Но вы этого понять почему-то не хотите.
Вот наглядная табличка для аварийного взлета согласно расчету из аэр данных приведенных ОКБ Яковлева. И она соответствует графику МАК.
Скорость..Тангаж...Мкрыла..Мрв...Мст....М самолета
50........0......-1200..-700...3300.....1400
100.......0, 7.....-5200..-2400..12100....4500
175.......1, 3.....-17100.-7100..35600...11400
Откуда видно - несмотря на рост пикирующего момента от крыла - стабилизатор растет быстрее него.
То что при росте подъемной силы уменьшается реакция опор главных стоек шасси приводит к уменьшению пикирующего момента от них, что тоже дает эффект на кабрирование. И это есть на всех 5 графиках имеющихся у меня взлетов Як-42. На разбеге тангаж всегда растет. Так что корректируйте ваше понимание этого.

kovs214:


Смотрю на сравнение параметров 7-го испытательного полёта (ИП), и аварийного полёта (АП) на стр 44, и какое-то двоякое впечатление складывается. Кстати ветер в этих двух полётах, практически, "дул" под одинаковыми углами, только с разных бортов: в АП слегка попутный справа, в ИП - слегка попутный слева. Отклонение РН, (в среднем) в АП около 10 градусов, в ИП около 5 градусов. В ИП движение РН какие-то более закономерные, в АП - более сумбурные, но это моё ИМХО. При штатном разбеге (я беру другой тип), в начале разбега, когда скорость ещё мала, движение педалями более "длинные", т.к. РН ещё не эффективен, и направление выдерживается больше за счёт ПОШ. На эволютивной скорости, это где-то 120-150 кмч, РН становится более эффективными, соответственно движение педалей, а значит и РН более "мелкие". Это в штиль. При "боковике" в отклонение РН надо вносить корректив.


Многие отметили "пилу" РН. Но, может первичным был ход педалей? Там амплитуда более 5 см при большой частоте . Характер графика, кстати, меняется после взятия штурвала на себя. Ну и какой-то непонятный, но знаковый момент на 33 с.

МАК сравнил разбеги аварийный и экспериментальные. Но почему-то нет сравнения с графиками предыдущих взлетов (они 100% есть, см. с. 83), за исключением упоминания о Vr больше 200 во всех доступных записях. Там целых три вылета из Внуково, даже их сравнить было бы интересно.

neustaf:
пикирующих момент от стоек еще и в полете действует, веселые картинки в действии
18/08/2015 [18:33:14]

Многократно пояснял - это не фактический момент, а расчетный параметр.

Многократно пояснял - это не фактический момент, а расчетный параметр. 
///////
Из каких расчетов у самолета в вохдухе появляется момент от главных стоек шасси?
Если по вашему это матмодель взлета в Ярославле, то с чего вы тогда ржете когда вам пишут про угол наклона по mz по АЛЬФА, может попробуете уже критически посмотреть на матмодель по которой такой бред расчитывают, а не ржать над вещами смысла которых не понимаете.

Саилу

Вы бы не могли прокомментировать спор метров этого форума:
LEngFT:

neustaf:
пикирующих момент от стоек еще и в полете действует, веселые картинки в действии
18/08/2015 [18:33:14]

Многократно пояснял - это не фактический момент, а расчетный параметр.

По моему скромному мнению выпуск шасси приводит к появлению аэродинамического пикирующего момента на любом ВС. Но я конечно ошибаюсь.

То что при росте подъемной силы уменьшается реакция опор главных стоек шасси приводит к уменьшению пикирующего момента от них, что тоже дает эффект на кабрирование.

Извините, вы это серьезно?
рост тангажа может произойти только в одном случае, когда сумма всех моментов, еще раз повторяю сумма всех моментов (а не так как считаете вы с МАКом в веселых картинках учитывая только то что пожелаете) даст результирующую на кабрирование, вы хоть это понимаете?
Рост в аварицном взлете тангпжа до 2 градусов из за отклонения РВ на кабрирование, вам это в какой раз писать надо, вы хоть чуть вырветесь за пределы своей мурзилки. Стойка шуметь начала экипаж взял штурвал на себя, вывесил переднюю стойку, так потом с ней и бежали, а не из за роста скорости УА увеличился на два градуса, вы на положение РВ в аварийном взлете смотрите? Или шоры уже не позволяют.

Подкину. Пикирующий момент от основных стоек (синий), падает на гораздо бОльшую величину, чем рост подъёмной силы. Это тоже мимо пропускают.

SYS
По моему скромному мнению выпуск шасси приводит к появлению аэродинамического пикирующего момента на любом ВС. Но я конечно ошибаюсь.
//////
Конечно ошибаетесь в силу отсутствия каких либо познаний в аэродинамике, вам даже и не понять насколько в этот раз вы лоханулись. все аэродинамические моменты МАК пытался считать через mz по альфа, углам отклонения РВ и стаба, а тот момент это он считает за реакцию от опор главных стоек, откда она в воздухе берется не понятна, ну а вы со своими пикирующими моментами от выпуска колес, как обычно мимо кассы, вы давайте про сферических коней в вакууме, там вам сподручнее

Сису досталось))

корвалолМолодой боецСису досталось))
/////////
да ему не привыкать, сейчас чуть помолчит и начнет снова постить очередную чушь,

корвалол:

Сису досталось
===
Лениво выкладывать ссылки на учебники практической аэродинамики конкретных ВС, авторы которых тоже утверждают о наличии аэродинамического пикирующего момента от выпуска шасси. Но они тоже к сожалению знают аэродинамику хуже местных авторитетов. Так что мне не обидно.

SYS
Но они тоже к сожалению знают аэродинамику хуже местных авторитетов. 
///////
ну что я говорил, ваши нулевые познания так и не позволили вам осознать всю чушь, что вы излагаете, продолжайте, понять как считает МАК пикирующие аэродинамические моменты и моменты от реакции опор шасси вам не по зубам, это существенно превышает ваш уровень, но весьма веселит публику.

SYS:


Лениво выкладывать ссылки на учебники практической аэродинамики конкретных ВС, авторы которых тоже утверждают о наличии аэродинамического пикирующего момента от выпуска шасси. Но они тоже к сожалению знают аэродинамику хуже местных авторитетов. Так что мне не обидно.

Там про другое. Пикирующий момент от выпуска в воздухе само собой. Тут говорится о пикирующем моменте от реакции опоры. То есть, ОН (момент) есть уже на стоянке самолёта, синяя линия на графике моментов, 72 000 в начале который.

корвалол:

Тут говорится о пикирующем моменте от реакции опоры. То есть, ОН (момент) есть уже на стоянке самолёта
====
Он не от реакции опоры, перепутаны причинно-следственные связи. Он от реакции ЦТ на опоры (классика сопромата - балка на двух опорах). Если бы его не было, самолет сел бы на стоянке на хвост. Но сейчас местные авторитеты скажут что я опять несу чушь.

SYS
Он не от реакции опоры, перепутаны причинно-следственные связи. 

SYS По моему скромному мнению выпуск шасси приводит к появлению аэродинамического пикирующего момента на любом ВС. Но я конечно ошибаюсь. 
////////

Как лихо поменяли вы свое мнение, Нечто разобрались, что за ахинею перед этим несли? Вы хоть сам график в глаза видели? Или несете ахинею чисто по велению души?

SYS:

Он от реакции ЦТ на опоры

ЦТ раскидывается по опорам, сила веса направлена ВНИЗ. Реакция опор на эту силу (эмжэ) - направлена вверх. Если развёрнуто: реакция земли подразумевается, та сила, которая вверх направлена.
Не сила тяжести, а реакция опоры на неё. То есть равная по величине, но противоположная по направлению.

корвалол:

Не сила тяжести, а реакция опоры на неё. То есть равная по величине, но противоположная по направлению.
===
Я слышал о третьем законе Ньютона, потому и остаюсь при мнении о том, что первопричина это как раз сила тяжести на ЦТ, все остальное уже следствие.

SYS:


Я слышал о третьем законе Ньютона

, потому и остаюсь при мнении о том, что первопричина это как раз сила тяжести на ЦТ, все остальное уже следствие.

Прекрасно. Тогда:

тот момент, синим цветом который, как раз от "следствия".

Кстати, реактивная тяга тоже такое же " следствие".

kovs214:
Я не только невнимательный, я ещё и не могу понять что вы хотите сказать
или спросить ;).

ещё раз, "для тех кто в танке: про продолженный (раз уж так сильно не хочется прекращать) взлёт с довыпуском закрылков до 45 на ЯК-42..."

Вы летали, или летаете? Если это гостайна, то не разглашайте её ;).

навеяло: https://www.youtube.com/watch? ... :))

Анисим:


ещё раз, "для тех кто в танке: про продолженный (раз уж так сильно не хочется прекращать) взлёт с довыпуском закрылков до 45 на ЯК-42..."

Бехтир что говорит, насчёт потребной скорости при УА 0 градусов (и 3) для массы 54 тонны с этими углами (20/45*)?

корвалол:

Кстати, реактивная тяга тоже такое же " следствие".
====
Вот спасибо! А я об этом даже и не догадывался. Действительно здесь собрались подлинные знатоки, речи которых надо конспектировать и перечитывать по много раз.

SYS:

А я об этом даже и не догадывался.

Дык судя по предыдущим постам так и есть))

а теперь, пожалуй, придется взорвать вам мозг, (...при наличии оного :))

все эти графики моментов сил действующих на самолёт, имеющий точки соприкосновения с земной поверхностью, относительно его центра масс, - полная ЛАЖА!!!
Почему? - да потому, что вращение самолёта жестко связанного с поверхностью тремя (условно) точками (ОШ) возможно только относительно либо одной из них, либо относительно оси проходящей через люую из тр

корвалол:

Дык судя по предыдущим постам так и есть
===
Спасибо за сочувствие. Куда уж мне темному и необразованному за местными авторитетами, которые не имея полных данных способны разгадать причины любой авиакатастрофы, физику знают лучше Ньютона, а аэродинамику лучше Жуковского.
Может Вы мне еще одну тайну откроете - если посчитать пикируюший момент от ЦТ относительно ООШ и пикирующий момент от реакции опор относительно ЦТ, то получаются разные цифры. Какой верить?

корвалол:
Бехтир что говорит, насчёт потребной скорости при УА 0 градусов (и 3) для массы 54 тонны с этими углами (20/45*)?

...что надо поставить по две табуретки под основные стойки и на каждую посадить по корвалолу со спидометром :))

Анисим:

все эти графики моментов сил действующих на самолёт, имеющий точки соприкосновения с земной поверхностью, относительно его центра масс, - полная ЛАЖА!!!
====
Сейчас и Вас по невежеству ко мне приравняют. Может лучше конспектировать умнейшие и грамотнейшие речи местных авторитетов?

фальшвыстрел :))
продолжаю:
все эти графики моментов сил действующих на самолёт, имеющий точки соприкосновения с земной поверхностью, относительно его центра масс, - полная ЛАЖА!!!

Почему? - да потому, что вращение самолёта жестко связанного с поверхностью тремя (условно) точками (ОШ) на которые действует сила реакции ВПП возможно только относительно либо одной из них, либо относительно оси проходящей через любую из трёх пар.

Для нашего случая вращение вокруг оси Z возможно только когда она проходит либо через ось ПОШ либо через ось соединяющую пару ООШ.

В первом случае возможно только вращение на пикирование, во втором - только на кабрирование.

Вращение относительно ЦМ, который не находится ни в одной из указанных точек невозможно в принципе, любой возмущающий момент относительно ЦМ будет парироваться равновеликим реактивным моментом от ОШ.

Поэтому, до отрыва от ВПП последней из ОШ, моменты вращения имеет смысл рассматривать ТОЛЬКО относительно оси ОШ или пары ОШ соприкасающихся с ВПП.

Всем первого сентября в школу!!! :))

SYS:
...Может лучше конспектировать умнейшие и грамотнейшие речи местных авторитетов?

нах нах...в школу, батенька, только в школу! ...и не забудьте про палочки для "г-жи МАК" :))

SYS:


Может Вы мне еще одну тайну откроете - если посчитать пикируюший момент от ЦТ относительно ООШ и пикирующий момент от реакции опор относительно ЦТ, то получаются разные цифры. Какой верить?

Не, такие абстракции не пойдут. Дайте точные цифры вашего подсчёта. Тут очевидные вещи Анисим для себя открывает, о которых я на первых страницах говорил (что моменты на земле надо рассматривать относительно шарниров, ибо ЦМ сам поднимается), что говорить о более тонких?
Не зная ваших цифр предположу, мож переднюю стойку учитываете (не учитываете)?

Господа!

Есть предложение взглянуть на "святцы".

На стр. 123 : "Весовые и центровочные параметры в ходе летного эксперемента полностью повторяли значения при аварийном взлете".

Смотрим Рис. 44 на стр. 127: в первом эксперименте ВС оторвалось от земли в 14:48:38 на скорости в 215, 1 км в час при угле атаки (тангаже) в 9.4*.

А вот отрыв при аварийном взлете состоялся по Рис. 54 на стр. 181: в 11:59:51 (мне кажется на секунду раньше чем по МАКу - после чего его скорость начала расти)- на скорости где-то в 206, 3 км в час при угле атаки (тангаже) ориентироовочно всего лишь где-то в 4.0*.

Как такое может быть?

корвалол:
Тут очевидные вещи Анисим для себя открывает, о которых я на первых страницах говорил (что моменты на земле надо рассматривать относительно шарниров, ибо ЦМ сам поднимается), что говорить о более тонких?

охмурили таки корвалола, форумные ксендзы... :))