Мобильная версия
Войти

Тангаж на снижении, как зависит от типа ВС?

 ↓ ВНИЗ

1..345..6566

pilotnavy
Старожил форума
08.08.2016 11:36
Для Корсара75
Судя по Вашему молчанию профиль заполнять нет нужды?
pilotnavy
Старожил форума
08.08.2016 11:43
Для Корсара75
Судя по Вашему молчанию мне свой профиль заполнять не обязательно?
corsair75
Старожил форума
08.08.2016 11:58
"Главное, не суетиться под клиентом." )
pilotnavy
Старожил форума
08.08.2016 13:13
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?
Саныч 62
Старожил форума
08.08.2016 13:15
corsair75
Увеличение разницы кр. углов атаки с выпущенной механизацией крыла у А и В по сравнению с примитивной у Ан(ов) позволяет первым планировать по глиссаде с меньшей скоростью.
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...
pilotnavy
Старожил форума
08.08.2016 13:28
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.
504
Старожил форума
08.08.2016 13:55
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.
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.
neustaf
Старожил форума
08.08.2016 14:10
Corsair 75
Иногда хочется обнять....
:///////
Flood, no comments,
neustaf
Старожил форума
08.08.2016 14:15
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,
kovs214
Старожил форума
08.08.2016 14:16
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.
kovs214
Старожил форума
08.08.2016 14:22
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?
Sever131
Старожил форума
08.08.2016 14:22
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
corsair75
Старожил форума
08.08.2016 14:33
Если от меня потребуют доказательства того, что 2 + 2 = 4
Я предпочту вежливо заблуждаться вместе с "оппонентами". )))
corsair75
Старожил форума
08.08.2016 14:52
Sever131
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
+!!!

В эмпирических формулах прикладной аэродинамики, при выпуске механизации,
площадь крыла, величина САХ и даже её угол относительно строительной оси
(угол установки крыла) остаются неизменными.
corsair75
Старожил форума
08.08.2016 15:07
neustaf
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,
Не уподобляйся унтер-офицерской вдове, которая сама себя высекла. )
corsair75
Старожил форума
08.08.2016 15:25
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).
pilotnavy
Старожил форума
08.08.2016 15:28
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.
kovs214
Старожил форума
08.08.2016 15:59
pilotnavy.
Понятно. Благодарю.
neustaf
Старожил форума
08.08.2016 19:54
Corsair 75
Не уподобляйся.....

flood, no comment
neustaf
Старожил форума
09.08.2016 01:45
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.
LEngFT
Старожил форума
09.08.2016 03:41
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.)
corsair75
Старожил форума
09.08.2016 04:59
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?
neustaf
Старожил форума
09.08.2016 07:32
Corsair
В чем проблема, neustaf? 
/////////
ро кг/м3, для вас это не проблема, как и 2 закон Ньютона по своему трактовать. Творите собственную физику,
neustaf
Старожил форума
09.08.2016 07:48
corsair75Опытный боецответитьТак он и в Механике Ньютона и в системе СИ.......
/////////
Ваши оскобления и хамство оставляю без комментариев......
Flood, no comment
neustaf
Старожил форума
09.08.2016 07:52
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.
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 01:30
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.
neustaf
Старожил форума
10.08.2016 05:19
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.
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 13:28
"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.
neustaf
Старожил форума
10.08.2016 14:11
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,
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 14:59
neustaf
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.
504
Старожил форума
10.08.2016 15:16
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?
504
Старожил форума
10.08.2016 15:20
corsair75, пост выше не только к neustaf относится, но и Вам намек подумать, прежде чем безапелляционно заявлять о собственной непогрешимости и вести себя невежливо.
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 15:26
504
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.
neustaf
Старожил форума
10.08.2016 15:29
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%
neustaf
Старожил форума
10.08.2016 15:32
Нех мне ставить условия ДА, НЕТ. 
///::/:
Толи не способны однозначно отвечать на простые вопросы, я уже привык, Флуд, хамство без комментраиев
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 15:58
neustaf
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? )))
kovs214
Старожил форума
10.08.2016 16:25
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.
corsair75
Старожил форума
10.08.2016 16:38
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!

504
Старожил форума
10.08.2016 17:31
"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)
neustaf
Старожил форума
10.08.2016 18:38
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?
504
Старожил форума
10.08.2016 21:07
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.
neustaf
Старожил форума
11.08.2016 07:33
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.
BLASIUS
Старожил форума
11.08.2016 08:42
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. )))))
neustaf
Старожил форума
11.08.2016 09:29
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?
BLASIUS
Старожил форума
11.08.2016 09:57
neustaf, согласен. Тут же не суд, где лишнее междометие в корне меняет приговор.
kovs214
Старожил форума
11.08.2016 11:09
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?
kovs214
Старожил форума
11.08.2016 11:15
...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.
kovs214
Старожил форума
11.08.2016 11:18
Здесь, тоже есть про это:
http://www.amyat.narod.ru/theo ...
neustaf
Старожил форума
11.08.2016 11:19
neustaf
Старожил форума
11.08.2016 11:20
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.
1..345..6566



 

 

 

 

← На главную страницу

Чтобы публиковать комментарии, вы должны войти на сайт.

Реклама на сайте Обратная связь/Связаться с администрацией
Рейтинг@Mail.ru