Продолжение:

2. Схемы сил на вираже

Для выполнения виража требуется неуравновешенная сила. Появляется она при накренении самолета, называется - центростремительной, а её величина
пропорциональна синусу угла крена (γ). При ближайшем рассмотрении эта сила есть ни что иное как горизонтальная проекция подъемной силы самолета.



Рис. 1 Схемы сил на вираже(вид сзади, сбоку, сверху)
Прикрепленные файлы: 2157960.png(24.3 Kb)

Продолжение

3. Уравнения движения

1) Условие постоянства скорости:

P =Q

2) Условие постоянства высоты:

G = Y*cosγ

3) Условие искривления траектории полета (наличие неуравновешенной центростремительной силы):

F ц.с.= Y*sinγ

Рассмотрим эти уравнения подробнее.

Первое уравнение

Условие постоянства скорости:

P =Q

Оставим это уравнение без комментариев.

Второе уравнение

Условие постоянства высоты:

G= Y*cosγ

В горизонтальном полете без крена подъемная сила равна весу самолета. При
выполнении виража нам приходится накренять самолет и вместе с ним
подъемную силу (Рис. 2).
Рис 2. Влияние угла крена на потребную величину подъемной силы
Прикрепленные файлы: 1423990.png(25.3 Kb)

Продолжение

Теперь уравновешивать вес самолета "должна" не вся подъемная сила, а лишь её составляющая - проекция на вертикальную ось:

Y*cos(γ)

Независимо от угла крена вертикальная составляющая подъемной силы на вираже должна оставаться постоянной и уравновешивать силу тяжести (вес) самолета.

Такое условие диктует необходимость увеличения полной подъемной силы самолета по закону:

Y = G*nу

где: nу = 1/cos(γ) - нормальная перегрузка на вираже

Очевидно, что с увеличением крена самолета должна расти и его подъемная сила (см. Рис. 2):

Y1 < Y2 < Y3

Третье уравнение

Условие искривления траектории полета (наличие неуравновешенной центростремительной силы):

F ц.с. = Y*sinγ

Есть золотое правило вМеханике: Если тело движется неравномерно или криволинейно - ищи неуравновешенную силу!

В нашем случае неуравновешенной силой является горизонтальная проекция подъемной силы самолета (Рис. 3)

Утверждение о том, что центростремительная сила уравновешивается центробежной - ошибочно. Центробежная сила есть сила инерции и в инерциальных системах отсчета она не учитывается, но в неинерциальных - без неё не обойтись. Самолет выполняющий вираж в инерциальной системе отсчета связанной с Землей подчиняется только центростремительной силе. Летчик же находящийся в неинерциальной системе отсчета связанной с кабиной самолета - центробежной.



Рис. 3 Разложение подъемной силы на проекции.

Центростремительная сила вызывает центростремительное ускорение, при котором вектор поступательной скорости самолета изменяется не по величине, а по направлению. Ускорение это направлено вдоль линии действия центростремительной силы - перпендикулярно к траектории полета. Парадокс состоит в том, что двигаясь равномерно по окружности мы движемся ускоренно в направлении центра криволинейной траектории. Здесь следует различать тангенциальное (касательное) и нормальное (центростремительное) ускорения.
Прикрепленные файлы: 5519872.png(39.6 Kb)

Продолжение

Прикрепленные файлы: 5510513.png(28.8 Kb)

Продолжение

Анализируя уравнения и формулы можно сделать выводы:

- радиус и время виража зависят только от скорости полета и угла крена
- перегрузка - только от угла крена.

Это означает, что перегрузка, радиус, и время виража НЕ зависят ни от типа самолета, ни от его веса. От типа самолета и его веса зависят только границы выполнимости предельных виражей.

- минимальная безопасная скорость полета на вираже выше чем в горизонтальном полете и растёт она прямо пропорционально корню квадратному из перегрузки
- угловая скорость на вираже обратно пропорциональна времени виража.

И ещё, масса самолета никакого отношения к нормальной перегрузке не имеет.
И хотя: nу = Y/G
согласно Второго закона Ньютона любая сила, в том числе и подъемная, равна произведению массы на ускорение:
Y = m*а,
а сила тяжести (вес) - произведению массы на ускорение свободного падения:
G = m*g
Обе эти силы приложены к одной массе. При делении одной силы на другую, массы можно сократить:
nу = Y/G = m*a / m*g = a/g



Рис. 4 График зависимости величины перегрузки от углов крена
Прикрепленные файлы: 3926896.png(49.8 Kb)

Продолжение



Рис. 5 Влияние веса на величину подъемной силы самолета.

Перегрузка, есть показатель соотношения сил и ускорений действующих на самолет. Пропорциональное изменение этих сил на величину перегрузки не влияет.
Прикрепленные файлы: 8654061.png(34.0 Kb)

5. Предельные виражи

Одна из основных задач боевого маневрирования в горизонтальной плоскости заключается в том, чтобы "перекрутить" противника на виражах.

Мы уже выяснили, что перегрузка, радиус, и время виража НЕ зависят ни от типа самолета, ни от его веса. От типа самолета, его веса, летно-технических характеристик планера и силовой установки, от знания пилотом динамики полета, теории и практики пилотирования зависят параметры предельных и форсированных виражей.

Предельный вираж, это тот же правильный вираж с постоянной скоростью и без скольжения. Характеризуется он, минимальными значениями радиуса и времени виража достигнутыми при выходе на предельные ограничения по допустимым: Су; перегрузке; или на максимальную тягу. Выход на то или иное ограничение зависит от того, на какой скорости выполняется предельный вираж.

Мы уже знаем, что при увеличении угла крена на вираже подъемную силу тоже необходимо увеличивать. Увеличивать подъемную силу на вираже можно несколькими способами:
- увеличением скорости
- увеличением угла атаки
- увеличением скорости и угла атаки
- значительным увеличением скорости с одновременным уменьшением угла атаки
- значительным увеличением угла атаки с одновременным уменьшением скорости.

Здесь следует учитывать, что при полете на минимальной скорости попытка увеличения угла атаки без увеличения скорости может привести к срыву самолета в штопор, а при полете с максимальной тягой (Рmax) на максимальной скорости вираж без уменьшения скорости невозможен. И потому в умных книжках пишут, что на минимальной и максимальной скоростях радиус виража равен бесконечности.

А что происходит на скоростях "удаленных" от предельных? На этот вопрос ответ нам дают Кривые Н.Е. Жуковского по тягам (не путать с мощностями):



Рис. 6 Кривые Н.Е. Жуковского по тягам

Самые эффективные (предельные) виражи при боевом маневрировании - виражи с максимальными угловыми скоростями и перегрузками, и с минимальными радиусами можно получить на скоростях близких к тем, при которых избыток тяги ∆P достигает своего максимума. (Рис. 4)

При увеличении крена на малых скоростях у земли мы "упремся" в границу предельных радиусов виражей по Су доп. раньше, чем выйдем на максимальную перегрузку.
На больших скоростях, мы скорее всего выйдем на границу по максимальной тяге.
И только в диапазоне скоростей с максимальным избытком тяги (Рис.4) мы выходим на предельные физиологические и разрушающие перегрузки.

ИМХО, применение скоростных виражей в воздушном бою может быть оправдано лишь в случае планирования форсированного доворота на скоростную цель в заключительной стадии атаки.
Прикрепленные файлы: 1355862.png(90.0 Kb)

Продолжение

6. Границы выполнимости предельных виражей.

Теперь построим полные графики границ радиусов предельных виражей, как установившихся так и не установившихся - для малых и больших высот, путем
анализа функции R(V) при различных заданных условиях:

- Су предельно допустимый (угол атаки критический)
- перегрузка предельная -n max (угол крена - γ max)
- тяга максимальная - Р max



Рис. 7 Границы предельных виражей на малых высотах

На малой высоте суммарная граница предельных виражей состоит из трех участков. В области обозначенной точечной штриховкой существует ограничение только для правильных виражей. В этой области для сокращения времени разворота на заданный угол применяются форсированные развороты и довороты. При этом перегрузка превышает предельную по тяге, что приводит к уменьшению скорости и радиуса разворота.
Прикрепленные файлы: 9053793.jpg(67.4 Kb)

Окончание



Рис. 8 Границы предельных виражей на средних и больших высотах

На средних и больших высотах граница правильных виражей по тяге лежит выше границ по Су доп. и по предельной перегрузке.
Область обозначенная точечной штриховкой - зона форсированных виражей, разворотов и доворотов.
На средних высотах, правее точки "2" возможны ограничения для форсированных виражей по максимальной перегрузке. На больших высотах форсированные виражи ограничены только по Су доп.
На потолке радиус установившегося виража равен бесконечности.

Время виража пропорционально R/V, т.е. тангенсу угла наклона луча проведенного из начала координат в заданную точку границы виражей.
Точка соприкосновения касательной с границей радиусов правильных виражей даст нам точку (т. "1") с минимальным по времени оптимальным радиусом виража.
На средних и больших высотах оптимальный радиус отличается по величине от минимального радиуса виража.
/Алексей Дзыгало/
Прикрепленные файлы: 7859283.png(301.7 Kb)

Полет на "ноже"

Теоретически, самолёт может сделать идеально правильный "круг" с креном в 90 градусов. Для такого "круга" подойдет расчет центрифуги:

t = 0.64*V/n

где: 0.64 = 2*Пи/g

Стоя "на ноже", Вы, рулем направления , поддерживаете самолет в горизонте, а рулем высоты создаете себе предельную перегрузку - ту перегрузку, которую способен выдержать ваш организм. В этом случае время полета по кругу будет зависеть только от скорости полета.
Если ваша предельная перегрузка, к примеру, 6.4 единиц, то расчет времени
упростится до безобразия:

t сек. = 0.1*V м/с

R = t*V/6.28

где: 6.28 = 2*Пи

И на этот раз, тип с-та не будет иметь значения.

Рисуя схему сил при полете "на ноже" надо понимать, что в прямолинейном полете подъемная сила на крыле не нужна. Силу тяжести в этом случае должна компенсировать "подъемная сила" фюзеляжа вместе с вертикальной составляющей силы тяги двигателя.

В связи с тем, что коэффициент подъемной силы фюзеляжа мал, а коэффициент
лобового сопротивления велик, аэродинамическое качество его невелико:
К = Су/Сх.
Это означает, что для выполнения горизонтального полета потребуется дополнительная тяга двигателя т.к. она "жестко" связана с аэродинамическим качеством соотношением:

P = G/K

где: G - вес самолета.

Следует также помнить, что потребный угол атаки фюзеляжа будет значительно больше, чем угол атаки крыла в нормальном горизонтальном полете без крена, а отклоненный руль направления при полете "на ноже" создаст дополнительное лобовое сопротивление.

В возможность полетов - "на ноже" я верю слабо, а в их бессмысленность - Да!

PS.

Ни один самолет времен 2WW, даже реактивный истребитель Ме262 с его тяговооруженностью - 0.28, на это не способен.

Применение механизации в маневренном бою.

Чтобы попытаться перекрутить маневренного противника надо, ИМХО, на дистанции огневого решения сбросить скорость до оптимальной выпустив механизацию крыла.

Выпуск щитков/закрылков (щ/з) на финальной стадии атаки позволяет резко увеличить кривизну траектории за счет уменьшения скорости полета (радиус виража пропорционален квадрату скорости). Это позволит выйти на режим минимального по времени и максимального по угловой скорости предельного, по тяге, радиуса виража.

Надо помнить, что достигнув оптимальной скорости виража щ/з надо убрать. Такой маневр является обоюдоострым оружием т.к. энергозатратен для атакующего. В случае срыва атаки атакующий и атакованный самолеты могут легко поменяться местами. Стоит это делать или нет каждый решает сам т. к. выполнение такого маневра требует от пилота точного расчета начала его применения и высокой техники пилотирования.

Определение оптимальной скорости выполнения таких виражей не представляет труда при наличии графика предельных по радиусу виражей.

Очередная "битва" за вираж!

После бурных дебатов вирпилов о теории и практике виража в теме: " Физика и аэродинамика в БзС" (не без моего участия), её перенесли в "Курилку" и закрыли:
http://forum.il2sturmovik.ru/t ...

Во искупление всех своих возможных грехов я написал эту статью и открыл тему: "Вираж самолета" (для вирпилов).

Но не тут-то было. Сначала в БзС возникло стихийное движение под лозунгом: "Прошу забанить НАВЕЧНО Алекся Дзыгало - adzyga": http://forum.il2sturmovik.ru/t ...

А неделю назад, уже в "Курилке", опять вспыхнули жаркие баталии в теме: "Снова про вираж": http://forum.il2sturmovik.ru/t ...

Не имея желания вторично испытывать судьбу, свое ИМХО по затронутому вопросу попробую изложить здесь:

О виражах никогда особенно не заморачивался. В течении четырех лет обучения в балашовском АУЛе, во время летной практики всегда носил за голенищем сапога навигационную линейку НЛ-10.

Прокладывая маршрут на карте, во время предполетной подготовки, приходилось учитывать радиусы разворотов при прохождении поворотных пунктов маршрута (ППМ). Приходилось это делать потому, что на учебных маршрутах крены на развороте не превышали 15 градусов и радиусы разворотов достигали приличных величин. Крутые виражи мы отрабатывали при полетах в зону пилотирования.

Определение величины радиуса и времени виража (разворота) с помощью НЛ-10 не представляет никаких сложностей:

- по шкале 6 устанавливаем визирку на соответствующую отметку скорости

- передвигая движок подводим под визирку деление шкалы 4, соответствующее углу крена самолета

- по шкале 5 отсчитываем искомое значение радиуса ( R ) разворота или виража.

Зная скорость полета и радиус, по логарифмической шкале определяем время разворота или виража.

Кинематические формулы радиуса и времени правильного установившегося виража подтверждают их зависимость от скорости полета и угла крена. И только от них!

Правда существует распространенное заблуждение, что эти параметры зависят еще и от перегрузки.

Тем, кто в школе не прогуливал уроки математики легко доказать на примере формулы нормальной перегрузки, что заданный крен однозначно определяет потребную перегрузку на вираже:

nу = 1/cos(угла крена)

PS.
Так уж получилось, что гуляя по интересующим меня темам, три месяца назад, на форуме в БзС я натолкнулся на утверждение одного местного "халдея" о том, что на время виража, при прочих равных условиях влияет еще и вес?!:

"К времени виража Як-1 с разным весом.
По расчёту, для истребителя весом 3000кг, скорости 340км/ч, крене 70град(перегрузка 3).
Время виража , при прочих равных, уменьшается на 0.8секунды, при уменьшении веса на 100кг." (пост 5827): http://forum.il2sturmovik.ru/t ...

Если бы я знал какую бурю негодования у "жертв" ЕГЭ вызовет моя просьба показать эти расчеты...

Реплика

Опять читаем:

"Угол крена на вираже производная от перегрузки, которая в свою очередь зависит и от полётного веса." (пост 8)

"Противоречие однако. Вираж не зависит от массы, но зависит от перегрузки, которая зависит от массы." (пост 10)

"Полётный вес входит в перегрузку n=Y/G. Увеличьте вес, пересчитайте перегрузку (!!!), радиус." (пост 16)

И так на протяжении семи страниц: http://forum.il2sturmovik.ru/t ...
=============================

Думаю, собака зарыта здесь:

Полетный вес (G) есть сила тяжести - mg
Подъемная сила (Y) согласно Второго закона Ньютона ни что иное как - ma
После подстановки этих выражений в формулу:

n=Y/G

массы можно сократить!

Вывод:
При изменении "веса" (массы) перегрузка (потребный угол крена) не изменится.

PS.
Однако следует помнить, что при увеличении массы самолета область возможных (предельных) виражей для него сужается. Об этом собственно моя статья.

Вопрос:

Как изменяются скорость, время и радиус выполнения правильного виража при
увеличении массы самолета на 10%, если крен, коэффициент Cy и высота
полета остаются неизменными?
===============================================

Так как подъемная сила при Су = const пропорциональна квадрату
скорости, рост массы самолета на 10% потребует увеличения скорости
полета пропорционально корню квадратному из соотношения: 110/100 т.е. в
1.0488 раза или на 4.88%
Время виража тоже увеличится на 4.88% т.к. оно пропорционально скорости полета.
Радиус виража - на 10% т.к. он зависит от квадрата скорости полета.



Прикрепленные файлы: 4925148.png(4.0 Kb) · 0938436.png(6.5 Kb)

Авиационный форум АВИАФОРУМ.NET
Перейти

PS.

Это ссылка на форум, в подменю искать его в Google

PS.

Это ссылка на форум, в подменю искать его в Google
Статья про вираж в Авиационных семинарах.

Это ссылка на форум, в подменю искать его в Google
Тема (статья) про вираж в разделе Авиационные семинары.

И какая же перегрузка будет при выполнении "экзотического" виража с креном 90º? :)

От нуля до бесконечности

Полет на "ноже":

Теоретически, самолёт может сделать идеально правильный "круг" с креном в 90 градусов. Для такого "круга" подойдет расчет центрифуги:

t = 0.64*V/n

где: 0.64 = 2*Пи/g

Стоя "на ноже", Вы, рулем направления , поддерживаете самолет в горизонте, а рулем высоты создаете себе предельную перегрузку - ту перегрузку, которую способен выдержать ваш организм. В этом случае время полета по кругу будет зависеть только от скорости полета.
Если ваша предельная перегрузка, к примеру, 6.4 единиц, то расчет времени
упростится до безобразия:

t сек. = 0.1*V м/с

R = t*V/6.28

где: 6.28 = 2*Пи

И на этот раз, тип с-та не будет иметь значения.

Рисуя схему сил при полете "на ноже" надо понимать, что в прямолинейном полете подъемная сила на крыле не нужна. Силу тяжести в этом случае должна компенсировать "подъемная сила" фюзеляжа вместе с вертикальной составляющей силы тяги двигателя.

В связи с тем, что коэффициент подъемной силы фюзеляжа мал, а коэффициент
лобового сопротивления велик, аэродинамическое качество его невелико:
К = Су/Сх.
Это означает, что для выполнения горизонтального полета потребуется дополнительная тяга двигателя т.к. она "жестко" связана с аэродинамическим качеством соотношением:

P = G/K

где: G - вес самолета.

Следует также помнить, что потребный угол атаки фюзеляжа будет значительно больше, чем угол атаки крыла в нормальном горизонтальном полете без крена, а отклоненный руль направления при полете "на ноже" создаст дополнительное лобовое сопротивление.

В возможность полетов - "на ноже" я верю слабо, а в их бессмысленность - Да!

PS.

Ни один самолет времен 2WW, даже реактивный истребитель Ме262 с его тяговооруженностью - 0.28, на это не способен.

corsair75
PS.
Ни один самолет времен 2WW, даже реактивный ...
--------------------------------------------------
А Bee Gee 1932 года? Летающая бочка. ;) На самолетах нормальной схемы сие невозможно, ибо киль там не для красоты присобачен.
Может только если на самолете с изменяемым вектором тяги попробовать...

PS2.

При рассмотрении виражей надо четко представлять:

1. Ограничение по перегрузке - это то же самое что и ограничение по крену.

2. Ограничение по Су доп. - это то же самое что и:
- ограничение по критическому углу атаки
- ограничение по V min. виража
- ограничение по удельной нагрузке - G/S
Во всех этих случаях крыло будет работать на КРИТИЧЕСКОМ угле атаки.

3. При увеличении крена на малых скоростях у земли мы "упремся" в границу предельных радиусов виражей по Су доп. раньше, чем выйдем на максимальную перегрузку.
На больших скоростях, мы скорее всего выйдем на границу по максимальной тяге.
И только в диапазоне скоростей с максимальным избытком тяги мы выходим на предельные физиологические и разрушающие перегрузки.

4. При минимальной скорости маневра, как и при минимальной скорости горизонтального полета, крыло работает на одном и том же угле атаки. Только в прямолинейном горизонтальном полете подъемная сила равна весу: Y = G, а при выполнении маневра она равна произведению веса на перегрузку маневра: Y маневра = n*G. А так как подъемная сила пропорциональна квадрату скорости полета, то перед выполнением глубоких и предельных виражей мы должны увеличивать скорость полета пропорционально корню квадратному из перегрузки.

5. При выполнении виража мы должны различать два вида вращения: собственное вращение тела вокруг оси проходящей через его ЦТ и орбитальное
- вокруг оси проходящей через центр окружности виража. При выполнении классического виража собственное вращение самолета отсутствует!

смелое заявление!
...через пол "окружности виража" хвостом вперёд? :)))

https://c.radikal.ru/c27/2110/ ...
Забанить навечно! /Я у мамы дурочка/

На синей стороне я до завтра "отдыхаю" , и поэтому на ветке "На ПП Ватулино упал аэропракт" идет "обмен мнениями" по перегрузкам на "бочке"("кадушке")..Не смогли бы Вы , Просто Летчик и Юркий объяснить поведение ремней на этом видео - https://youtu.be/1I8sPWdRMU4
Если не тяжело..

Ремни выполняют свою функцию: фиксируют тело относительно его "рабочего места".
Что Вы там увидели необычного?

Я про концы ремней , которые не зафиксированные ..Ну , которые , то вспухают , то прилипают к туловищу покатушника..

они то, как раз и доказывают несостоятельность утверждения, что: "водичка не прольётся" и "Бочка, точнее, для Ан-72 - кадушка, фигура бесперегрузочная".

Вот знаменитое от Боба Гувера.. https://youtu.be/V9pvG_ZSnCc
Не буду Вас спрашивать , почему из стакана с соком ничего не убежало..Ответьте лучше , с Одинаковой ли силой прижимается стакан с содержимым ( к тому на чем стоит) , на всем времени этой эволюции ?...Или не с постоянной величиной ?.. И если "Нет" , то почему ?..

2 НМ
Упростим задачу..
Вы садитесь в спортивный самолет и не пристегиваясь ремнями взлетаете.. Идете в наборе со скороподьемностью 10м/с. Затем , набрав определенную высоту , переворачиваете самолет на спину и начинаете спуск со скоростью снижения 10м/с. В обоих случаях Вам ремни не нужны , Ваша "пятая точка" будет прижата к креслу. Вопрос : В каком из двух этапов полета , Вы испытаете бОльшую перегрузку и в каком- мЕньшую ?...

Не менее интересно наблюдать за положением шарика на тросе замков сдвижной части фонаря, над головой
покатушника особенно во время увеличения угла тангажа, перед выполнением второй бочки, что легко заметить
по изменению положения горизонтального оперения относительно головы покатушника.

Почему не убежало? В конце витка сам стакан "улетел" с подставки.
Для того, чтобы вода не бежала из стакана достаточно, чтобы равнодействующая гравитационной и инерционной сил действующих на воду была направлена ко дну стакана.
Каждая точка самолёта имеет свою траекторию, а соответственно и свою перегрузку. И далеко не факт, что все эти траектории и перегрузки одинаковы у всех точек, скорее наоборот.
Одинаковыми они будут только при поступательном движении, то есть при отсутствии любого вращения относительно центра масс.
Так как при выполнении данного манёвра равнодействующая вышеуказанных сил меняется, по крайней мере по величине, то и "прижимающая" сила будет меняться.

Ессно , что на разных концах крыла силы будут неодинаковы . Если Вы про это ...Мы сейчас имеем ввиду Продольную Ось самолета , в которой находится кабина пилотов и стакан с жидкостью , соответственно. При чистой "бочке" , фокус-мокус Гувера созерцать не получится. Стакан слетит с подставки , так как не будет силы , которая будет и прижимать его к подставке. Потому как , вращение самолета на 360 градусов Только ! вокруг продольной своей оси.
В случае же "размазанной бочки" (кадушки) , самолет совершает вращение на 360 градусов вокруг продольной оси, но ось (фюзеляж самолета) при этом также перемещается в пространстве по окружности. Вот это Перемещение по окружности и создает центробежную силу , для того , что бы стакан оставался прижатым к подставке ( или к панели..)
НО ! эта цетробежная сила не будет одинаковой на всем протяжении этой эволюции самолета. В первой половине выполнения этой фигуры самолет будет дополнительно под влиянием ПОЛОЖИТЕЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ. Во второй же половине исполнения "кадушки" , под влиянием ОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ.
https://i0.wp.com/kb-aero.ru/i ...
НО ЦЕНТРОБЕЖНОЙ СИЛЫ ЕЩЕ ДОСТАТОЧНО , ЧТО БЫ УДЕРЖИВАТЬ СТАКАН С ЖИДКОСТЬЮ !. И все правильно Вы заметили , когда у Гувера , из стакана , мгновенно улетучилась жидкость. Когда это произошло ?..Когда гуверовский самолет закончил вращение , однако ОТРИЦАТЕЛЬНАЯ ПЕРЕГРУЗКА ОСТАВАЛАСЬ !. И жидкость , соответственно, "выстрелила" вверх. Может Гувер это специально это сделал , а может просто не успел . Неважно. Главное все наглядно. И Вы , вместе с "Просто Летчиком" и "Юрким" , банально блуждаете в "трех соснах" . Не понимая физики этого явления.

Да , конечно , шарик наглядно показывает действие всех сил на него ..

Физики этого явления не понимаете Вы: "цетробежная сила не будет одинаковой на всем протяжении этой эволюции самолета" лишь по одной причине - неравномерное вращение стакана и/или разный радиус кривизны траектории, которую описывает стакан.
Первая или вторая половина "кадушки" не играет никакой роли для создания центробежной силы.
Я ведь в предыдущем ответе писал: "Для того, чтобы вода не бежала из стакана достаточно, чтобы равнодействующая гравитационной и инерционной сил действующих на воду была направлена ко дну стакана".
Гравитационная, она же сила тяжести - mg, инерционная, она же центробежная сила - mv²/r, где v и r - параметры траектории "кадушки" - поступательная скорость вращения по кривой и радиус кривизны в плоскости вращения стакана.

Шарик, как раз, и показывает лишь направление равнодействующей гравитационной и инерционных сил, действующих на него.

...."Первая или вторая половина "кадушки" не играет никакой роли для создания центробежной силы."...

Первая и Вторая части "кадушки" , непосредственно связаны с земным тяготением (гравитацией) !..Без оной , ГРАВИТАЦИИ , никакую "кадушку" , "петлю" , "штопор " ..Самолет не сможет скрутить ! ..Хоть и пускай , гипотетически , на "МКСе" размерами 20км×20км×20км .. Почему , сечете ?...Или нет ?..Попробуйте дать Правильный ответ . Если не сможете , я даже не знаю о чем дальше с Вами говорить...

Господа, хотите про "кадушку"? Замутите про нее авторскую тему и резвитесь в ней. Эта тема про вираж. Дальше буду удалять ваши посты.

Со мною Вам говорить уже не о чем, так что не переживайте.
Не я начал этот диалог, но я его закончу.
Всего хорошего!

Дык, бочка - та же карусель, что и вираж, ...только относительно "немного другой оси"! :))))

Спасибо! Просветил и все же.

При рассмотрении виражей надо четко представлять:

1. Ограничение по перегрузке - это то же самое что и ограничение по крену.

2. Ограничение по Су доп. - это то же самое что и:
- ограничение по критическому углу атаки
- ограничение по V min. виража
- ограничение по удельной нагрузке - G/S
Во всех этих случаях крыло будет работать на КРИТИЧЕСКОМ угле атаки.

3. При увеличении крена на малых скоростях у земли мы "упремся" в границу предельных радиусов виражей по Су доп. раньше, чем выйдем на максимальную перегрузку.
На больших скоростях, мы скорее всего выйдем на границу по максимальной тяге.
И только в диапазоне скоростей с максимальным избытком тяги мы выходим на предельные физиологические и разрушающие перегрузки.

4. При минимальной скорости маневра, как и при минимальной скорости горизонтального полета, крыло работает на одном и том же угле атаки. Только в прямолинейном горизонтальном полете подъемная сила равна весу: Y = G, а при выполнении маневра она равна произведению веса на перегрузку маневра: Y маневра = n*G. А так как подъемная сила пропорциональна квадрату скорости полета, то перед выполнением глубоких и предельных виражей мы должны увеличивать скорость полета пропорционально корню квадратному из перегрузки.

5. Не стоит переоценивать вертикальную составляющую силы тяги силовой установки. В горизонтальном полете её величина составляет не более 1.5-2% от подъемной силы самолета.
6. При выполнении виража мы должны различать два вида вращения: собственное вращение тела вокруг оси проходящей через его ЦТ и орбитальное - вокруг оси проходящей через центр окружности виража.
При выполнении классического виража собственное вращение самолета отсутствует!

Вираж сбалансированного самолета описывается кинематическими формулами параметров траектории его центра тяжести. И здесь не имеет значения
ни тип самолета, ни его вес, ни его аэродинамическая компоновка.

При рассмотрении виражей надо четко представлять:

1. Ограничение по перегрузке - это то же самое что и ограничение по крену.

2. Ограничение по Су доп. - это то же самое что и:
- ограничение по критическому углу атаки
- ограничение по V min. виража
- ограничение по удельной нагрузке - G/S
Во всех этих случаях крыло будет работать на КРИТИЧЕСКОМ угле атаки.

3. При увеличении крена на малых скоростях у земли мы "упремся" в границу предельных радиусов виражей по Су доп. раньше, чем выйдем на максимальную перегрузку.
На больших скоростях, мы скорее всего выйдем на границу по максимальной тяге.
И только в диапазоне скоростей с максимальным избытком тяги мы выходим на предельные физиологические и разрушающие перегрузки.

4. При минимальной скорости маневра, как и при минимальной скорости горизонтального полета, крыло работает на одном и том же угле атаки. Только в прямолинейном горизонтальном полете подъемная сила равна весу: Y = G, а при выполнении маневра она равна произведению веса на перегрузку маневра: Y маневра = n*G. А так как подъемная сила пропорциональна квадрату скорости полета, то перед выполнением глубоких и предельных виражей мы должны увеличивать скорость полета пропорционально корню квадратному из перегрузки.

5. Не стоит переоценивать вертикальную составляющую силы тяги силовой установки. В горизонтальном полете её величина составляет не более 1.5-2% от подъемной силы самолета.
6. При выполнении виража мы должны различать два вида вращения: собственное вращение тела вокруг оси проходящей через его ЦТ и орбитальное - вокруг оси проходящей через центр окружности виража.
При выполнении классического виража собственное вращение самолета отсутствует!

Вираж сбалансированного самолета описывается кинематическими формулами параметров траектории его центра тяжести. И здесь не имеет значения
ни тип самолета, ни его вес, ни его аэродинамическая компоновка.