Не надо путать силу и момент силы.

А также силу и ее приращение (Y и ΔY)

И не валить всё в кучу как в помойное ведро.

Вот эту кучу, наваленную в теме по Ан-22 и разгребаем потихоньку, уж как получается - так и получается.

возможного их попадания в кучеводождевую облачность. Летим, самолет продольносбалансирован. По Вашим практическим аэродинамикам пикирующий момент крыла равен кабрирующему моменту руля высоты. Пьем чай, центровку не меняем, смотрим метеолокатор. Метеолокатор, кстати, показывает не облачность, а количество влаги в ней, и по какой то причине- по незнанию, недооценке, отказу локатора, отсутствия опыта, не первый раз и тд попадаем в восходящие или нисходящие потоки 30-40 м/с. Пусть в восходящие. Угол атаки крыла увеличивается, автопилот, кстати у Вас расписана неправильная логика его работы, он «держит» высоту и курс. Чтобы держать высоту надо переложить РВ чтобы увеличить его кабрирующий момент. Пока все балансируется, летим без проблем, но может наступить и такой момент, когда угол атаки крыла выйдет за критические значения и работающий РВ бросит самолет вверх, а может и РВ выйдет из диапазона регулировки, в общем вариантов в Вашей практической аэродинамике в вопросе продольной балансировки много, особенно при нисходящих потоках:)
Сейчас мы летаем в условиях Турбулентности Ясного Неба, нам дают метеокарты со струйными течениями, сотни самолетов автоматически передают, к сожалению не наши, фактическую погоду на землю, все эти метеоявления не ведут к катастрофам, все это описано и проверено, а вот грозы тут только обход или сверху, извиняйте за много букв, сложное всё таки это Ваше продольное равновесие и варианты ее нарушения :)

А вклад реактивной силы движков при крутом пикировании (нос вниз, составляющая вниз) ? Наверное и нисходящий поток: стихия ...

Вдогонку, Ektoсk: вообще да, по арифметике не проходит, согласен.

А в честь чего фокус самолета смещается вперед, если по определению "Фокус самолета (аэродинамический фокус) — это ключевая точка на крыле или фюзеляже, относительно которой момент аэродинамических сил, вызванный изменением угла атаки (угла между потоком воздуха и крылом), остается постоянным"??

На каждой модификации Ту-104 (менялась длина фюзеляжа, ВПУ и пр.) конкретный свой угол установки стабилизатора для обеспечения эффективности РВ в эксплуатационном диапазоне центровок и режима полета, а не для якобы предотвращения подхвата. В приведенной Вами мемуарах доктора технических наук Геннадия Ашотовича Амирьянц, он очевидно описывает испытание опытных образцов этих модификаций для определения угла установки стабилизатора перед запуском в серию, или слышал звон - да не знает где он, а заодно троллит читателей изменением центровки самолета путем принудительного перемещения пассажиров вперед, да еще так, чтобы они не ворчали.

Я уже приводил пример с Ту-22 и Су-7, где цельно поворотный управляемый стабилизатор (т.е. управление по тангажу не углом отклонения РВ, а углом отклонения стабилизатора), но это их не спасает от подхвата. Еще есть скоростной подхват - при резком торможении со сверхзвука на до звук, там тоже цельно поворотный управляемый стабилизатор не спасает от подхвата. Так что угол установки стабилизатора к предотвращению подхвата никакого отношения не имеет.

А в честь чего фокус самолета смещается вперед, если по определению "Фокус самолета (аэродинамический фокус) — это ключевая точка на крыле или фюзеляже, относительно которой момент аэродинамических сил, вызванный изменением угла атаки (угла между потоком воздуха и крылом), остается постоянным"??

Вы сначала утверждали что фокус самолета может располагаться то впереди центра масс, то сзади. Теперь, что он ни при каких обстоятельствах не смещается, хотя про ЦД говорили что он смещается. Если из-за срыва потока ЦД смещается вперед, фокус тоже переместится вперед и когда он окажется впереди центра масс, самолет потеряет статическую устойчивость и после приложенной перегрузки к самолету, перегрузка будет нарастать за счет увеличения угла атаки, а не затихать. Поэтому второе название устойчивости самолета по углу атаки это устойчивость по перегрузке.

На каждой модификации Ту-104 (менялась длина фюзеляжа, ВПУ и пр.) конкретный свой угол установки стабилизатора для обеспечения эффективности РВ в эксплуатационном диапазоне центровок и режима полета, а не для якобы предотвращения подхвата.

Если изменили эксплуатационный диапазон центровок, ему соответствует другой угол установки стабилизатора, что бы самолет был более сбалансирован. Почему более? На Ил62, к примеру, где тоже нет никаких бустеров в управлении, кроме как в демпферах, считалось что самолет сбалансирован по продольному каналу только тогда, когда сняты нагрузки на триммере руля высоты и сам руль высоты соответственно находится в нейтральном положении, достигалось перестановкой стабилизатора. Поэтому слово “более” использовал. Для Ту104 балансировка по продольному каналу только триммером и достигалась.

В приведенной Вами мемуарах доктора технических наук Геннадия Ашотовича Амирьянц, он очевидно описывает испытание опытных образцов этих модификаций для определения угла установки стабилизатора перед запуском в серию, или слышал звон - да не знает где он, а заодно троллит читателей изменением центровки самолета путем принудительного перемещения пассажиров вперед, да еще так, чтобы они не ворчали.

Эти испытания были когда уже самолет перевозил пассажиров и когда уже произошли катастрофы, это отмечено в нескольких местах книги.
Перемещение пассажиров в передний салон для изменения центровки, когда это было необходимо, было общей практикой не только на Ту-104.

Я уже приводил пример с Ту-22 и Су-7, где цельно поворотный управляемый стабилизатор (т.е. управление по тангажу не углом отклонения РВ, а углом отклонения стабилизатора), но это их не спасает от подхвата. Еще есть скоростной подхват - при резком торможении со сверхзвука на до звук, там тоже цельно поворотный управляемый стабилизатор не спасает от подхвата. Так что угол установки стабилизатора к предотвращению подхвата никакого отношения не имеет.

Когда фокус самолета с вектором подъемной силы ушли уже далеко за центр масс, даже полностью отклоненный на пикирование стабилизатор не создает достаточный момент для остановки уже возникшего подхвата. В первые секунды запас руля высоты важен.

Выдержки из книг

“Практическая аэродинамика самолета Ту-16” Маркин Б.Г.
стр.75 Таким образом, устойчивость самолета по перегрузке определяется исключительно взаимным расположением центра тяжести и фокуса самолета.

стр. 87 -Про неустойчивость по перегрузке, и далее там про угол отклонения руля высоты

Про подхват стр. 144
Самолет “подхватывает” (появляется непроизвольное кабрирование) на большие углы тангажа (до 35-40градусов). Если в момент начала кабрирования летчик отдаст штурвал от себя, то самолет выходит на эксплуатационные углы атаки практически без запаздывания. В случае задержки отдачи штурвала от себя на 1.5-2.0сек самолет продолжает кабрировать и сваливается на крыло.
---Это все приведено при достижении скорости сваливания. Если альфа критический будет достигнут при болтанке, “подхват” будет более интенсивным и неожиданным, так как не будет предупредительной тряски перед этим. Вот этот режим подхвата и не испытали на Ту-104 перед катастрофами.

Еще книга
Аронин Г.С. "Практическая аэродинамика"

стр. 310 - про смещение фокуса на стреловидном крыле
стр. 282, 301, 304, 308, 309 - про устойчивость самолета и фокус

Также понятие “подхват” определено в книге “Практическая аэродинамика самолета Ту-16” Григорьев Н.Н. на стр. 9

Ну а теперь нужно вспомнить, с чего все начиналось, теперь уже без лишних эмоций.

[-] скрыть ответ на сообщение пользователя RF-66000 от 24.12.2025 00:49
RF-66000
А почему в полете задрало то хвостовую часть если она а) имеет собственный вес направленный вниз б) подъемная сила стабилизатора в классических самолетах- отрицательна.... вниз должен бы сложиться
С ув RR

Subar.
Старожил форума
24.12.2025 10:40

..б) подъемная сила стабилизатора в классических самолетах- отрицательна..

Такого быть не может !! Есть потери на балансировку, но никак не отрицательная У. Представляете, сколько весит хвостовая часть (?), а тут ещё и отрицательная У на гор.оперении... Эт что бы тогда творилось с самолетом ?!

csr
Такого быть не может !! Есть потери на балансировку...

Потери. Это когда что-то от чего-то отнимают или прибавляют?
Вес хвостовой части влияет всего лишь на положение центра тяжести самолёта.

Subar: Такого быть не может !! Есть потери на балансировку, но никак не отрицательная У.

Саныч62 : Потери. Это когда что-то от чего-то отнимают или прибавляют?

ΔYст отрицательная (компенсационная, стабилизирующая) по отношению к положительной Y (она распределена по всей площади самолета, в том числе и по ГО) от взлета до посадки. От Y вычитается ΔYст (или прибавляется отрицательная ΔYст) от взлета до посадки - ΔYст компенсирует, уменьшает Y - это энергетические потери,

если допустим

RF-6600: б) п̶о̶д̶ъ̶е̶м̶н̶а̶я̶ компенсирующая сила стабилизатора (ΔYст) в классических самолетах- отрицательна

Уточнение:
она распределена по всей площади самолета, которая смотрит вниз, в том числе и по ГО

Она, которая смотрит вниз, это кто?

Да чел кривляется, в лучшем случае, дайте ветке спокойно умереть.

Площадь самолета, которая смотрит вниз, та самая площадь, которая входит в формулу для подъемной силы.

Забористо...

А что Вас так удивляет? Вас удивляет, что фюзеляж создает подъемную силу на рабочих углах атаки? Или что ГО создает подъемную силу на рабочих углах атаки?

Удивляет объяснение направления подъёмной силы, создаваемой стабилизатором.

Это Вы меня с кем-то путаете, я такого объяснения вроде не приводил, если что - подсветите.

Легко!
Читайте
csr
Старожил форума
28.01.2026 22:51

Читаю:
А что Вас так удивляет? Вас удивляет, что фюзеляж создает подъемную силу на рабочих углах атаки? Или что ГО создает подъемную силу на рабочих углах атаки?

Где здесь про стабилизатор? ГО - горизонтальное оперение.

Стабилизатор - это ГО.

Это по Вашему, а на самом деле?
https://bigenc.ru/c/gorizontal ...

Мне всё равно, что это.
Стабилизатор - это ГО.
ГО - это не обязательно стабилизатор.
Разницу улавливаете?

Дурака не научить, тролля не накормить.

От Вас вообще ничего содержательного не наблюдалось и не ожидается.

В двух последних абзацах по этой ссылке всё доходчиво расписано.

Так я вроде эту ссылку и привел.

Великолепно!
А как же с этим?
"csr
Старожил форума
01.01.2026 11:34
Мне не нравится использование в обсуждениях термина "отрицательная подъемная сила" ."

Подтверждаю, а где в этой статье она есть?

Подъемная сила всегда направлена строго перпендикулярно вектору скорости набегающего потока воздуха (или жидкости).

Перечитайте предпоследний абзац по ссылке и подумайте про какие силы идёт речь.

Читаю:
"При нормальной аэродинамической схеме самолёта (горизонтальное оперение в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на горизонтальном оперении направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K"
.
28.01.2026 17:49
это мое (28.01.2026 17:49)
ΔYст отрицательная (компенсационная, стабилизирующая) по отношению к положительной Y (она распределена по всей площади самолета, в том числе и по ГО) от взлета до посадки. От Y вычитается ΔYст (или прибавляется отрицательная ΔYст) от взлета до посадки - ΔYст компенсирует, уменьшает Y - это энергетические потери,
если допустим
RF-6600: б) п̶о̶д̶ъ̶е̶м̶н̶а̶я̶ компенсирующая сила стабилизатора (ΔYст) в классических самолетах- отрицательна
и что?

csr
и что?

Думать не получается? Как называется сила на ГО перпендикулярная вектору скорости набегающего потока?

У Вас читать не получается. По этой ссылке она названа:

"Конструкция горизонтального оперения аналогична конструкции крыла. Однако поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на горизонтальном оперении становится особенно значительной при малых скоростях полёта, с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), – для обеспечения высоких несущих свойств горизонтального оперения на больших отрицательных углах атаки часто применяют горизонтальное оперение с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз) и иногда на горизонтальном оперении устанавливают предкрылки. Обычно площадь горизонтального оперения составляет 20–30 % площади крыла, удлинение λ=3–5, сужение η=2–3, угол стреловидности χ горизонтального оперения меняется в широких пределах: χ=0–45°."

"балансировочная сила на горизонтальном оперении"

а у меня:
ΔYст отрицательная (компенсационная, стабилизирующая) по отношению к положительной Y

Да рано ей умирать! Подолью масла в огонь!! Вопрос к вам. Самолёт Ан-2, (стояночный угол, он же тангаж, если не ошибаюсь под 12 гр.) К примеру тот же самолёт Пе-2, Dornier Do-215 и т.п. и т.д. ... Так и вот вопрос !! Стоит самолёт с опущенным Хвостом (с Ц.Т.) сзади опор ( шасси). И начинает разбег. Штурвал в нейтрали до последнего (условие). Как и руль высоты на стабе соответственно..! Вопрос (!) - можете описать поведение самолета в дальнейшем ??! Ну т.е. как изменятся тангаж/угол стоянки, угол атаки и т.п. и т.д. при дальнейшем разбеге / нарастании скорости ?! Штурвал, повторяю(!), держим в нейтрали !!

csr
Там выше вопрос для ооочень умного аэродинамика Теч2. Будет время на досуге, подумай тоже. Буду рад ответу !!

Ну на Пе-2 и Do-215 здесь, конечно, никто не летал. Но может есть спецы с Ан-2 ?!? Очень бы хотелось слышать тему пилотирования этого самолёта со взлёта.

Может уже было в другой ветке, но попробую объяснить еще раз.
Представьте макет самолета из пенопласта. Там где центр тяжести самолета, поместим туда груз.
В полете на крыле создается подъемная сила. Обозначим эту силу вектором и начнем прикладывать эту силу, то есть поднимать макет самолета в этой точке. Центр тяжести впереди. У нас начнет подниматься хвостовая часть самолета, верно? Так в какую сторону нужно прикладывать вектор силы на хвостовом оперении что бы макет оставался в горизонтальном положении?

По поводу Пе-2, Do-215. Пусть стояночный тангаж там 12гр. На разбеге угол атаки будет примерно 12гр. На определенной скорости набегающий поток поднимет хвост, далее при отрыве силы распределятся как в объяснении выше на макете самолета.
У Ан-2 установочный угол стабилизатора -2гр., плюс скос потока 4гр., угол атаки на стабилизаторе в полете, если грубо, будет минус 6гр. Так какая подъемная сила будет на нем, положительная или отрицательная? Про установочный угол стабилизатора на самолетах было ранее и в ветке Ан22 и здесь.

Термин “отрицательная подъемная сила” используется даже для автомобилей, потому что рассматривается аэродинамика, законы и определения одинаковые.

В полете на крыле создается подъемная сила. Обозначим эту силу вектором и начнем прикладывать эту силу, то есть поднимать макет самолета в этой точке. Центр тяжести впереди. У нас начнет подниматься хвостовая часть самолета, верно? Так в какую сторону нужно прикладывать вектор силы на хвостовом оперении что бы макет оставался в горизонтальном положении?

В полете подъемная сила уже есть, в момент отрыва Y вверх равно G вниз, на эшелоне - то же самое, при посадке до касания ВПП - то же самое,
Y вверх равно G вниз на всех стадиях полета. Зачем же ее прикладывать, когда она уже есть? Если еще раз кратковременно приложить еще одну подъемную силу - где ее такую взять и что с самолетом будет? В полете можно говорить о приращениях в плюс или в минус, о дельтах R или дельтах Y.

Летим в горизонте. Допустим, получилась такая дельта, что нос самолета непреднамеренно пошел вверх, что нужно сделать, чтобы макет остался в горизонте?

..На определенной скорости набегающий поток поднимет хвост, далее при отрыве силы распределятся как в объяснении выше на макете самолета.

Ну т.е. сперва на стабилизаторе будет положительная Y, а затем отрицательная ?! И чем выше скорость- тем больше эта отрицательная У, правильно? А далее что..?!

Прикладываем силу в точке где располагается вектор подъемной силы создаваемый крылом, что бы сымитировать эту подъемную силу, как будто самолет летит. Мы же берем просто макет.
Можно макет подвесить на веревочку в точке вектора подъемной силы. Тогда, что бы макет оставался в горизонтальном положении, там где стабилизатор, необходимо приложить какое то усилие вниз. Нагрузка на нитку, на которой висит макет, будет равна весу макета с грузом в ЦТ и плюс эта нагрузка вниз на стабилизаторе. Нагрузка на нитке имитирует подъемную силу крыла. Нагрузка на стабилизаторе макета имитирует отрицательную подъемную силу создаваемую стабилизатором.

При болтанке, к примеру, при такой аэродинамической конфигурации, при увеличении угла атаки, самолет будет сам стремиться уменьшить угол атаки, а не дальше его увеличивать, за счет вращения вокруг центра масс при приращении подъемной силы происходящее в фокусе самолета. Это подробно расписано в книгах которые я приводил. Такая схема и называется устойчивой.

В полете отрицательная подъемная сила на стабилизаторе не будет сильно изменяться в зависимости от скорости. Эта сила должна быть ровно столько что бы скомпенсировать момент на плече центра масс от точки приложения подъемной силы. Чем более передняя центровка, тем более отрицательная сила нужна на стабилизаторе на сбалансированном по продольному каналу самолету.

И чем выше скорость- тем больше эта отрицательная У, правильно? А далее что..?!

Чем больше скорость, тем больше подъемная сила на крыле и больший кабрирующий момент на стабилизаторе. То и другое, если не отдавать штурвал от себя, не переставлять стабилизатор, приведет к набору высоты при увеличении скорости. При уменьшении скорости соответственно наоборот.

Это, выше, называется устойчивость по скорости.
Изменение чего либо не вызывает его дальнейшего изменения в ту же сторону, а наоборот противодействует этому. Общий принцип устойчивости.

Читаем, изучаем, за формулами - физику не забываем.

https://studizba.com/lectures/ ...

Тема6. Аэродинамическая подъемная сила и сопротивление летательного аппарата
6.1. Взаимное влияние частей летательного аппарата (интерференция)
6.2. Подъемная сила крыла и корпуса с учетом интерференции
Если теперь в плоскости y=0 к корпусу присоединить крыло, то оно окажется в зоне увеличенных по данному закону местных углов атаки.
А это в свою очередь приведет к увеличению подъемной силы крыла в компоновке по сравнению с подъемной силой изолированного крыла.
При этом увеличение подъемной силы на крыле в корневых сечениях будет больше, чем в концевых, так как углы по мере удаления
от корпуса уменьшаются. При уменьшении удлинения или при увеличении сужения увеличивается относительная площадь крыла,
находящаяся в зоне вблизи корпуса, где наибольшие и суммарный эффект по увеличению подъемной силы крыла сказывается более заметно.
Крыло в свою очередь оказывает воздействие на обтекание корпуса. Повышенное давление на нижней поверхности крыла и разрежение на
верхней передаются на соответствующие части поверхности корпуса. В результате на корпусе реализуется дополнительная подъемная сила,
вызванная наличием крыла. Рис. 6.3
6.3. Подъемная сила летательного аппарата с учетом взаимного влияния крыла, корпуса и горизонтального оперения
6.3.1. Скос потока от крыла и его влияние на аэродинамику оперения
обращаем внимание на рис. 6.9 как установлен стабилизатор относительно эффективного угла атаки
и формула 6.13: В общем случае увеличение подъемной силы ЛА, вызванное горизонтальным оперением с учетом влияния на него крыла и корпуса, равно
сумме
Yаго - увеличение подъемной силы ГО за счет влияния корпуса,
DYаго - увеличение подъемной силы ГО за счет влияния корпуса,
DYак - увеличение подъемной силы корпуса за счет влиянич ГО
6.3.2. Подъемная сила летательного аппарата с учетом интерференцииродинамику оперения
Подъемная сила самолета с учетом интерференции может быть определена как сумма
формула 6.15
Следует заметить, что в данных выражениях не учитывается влияние оперения на подъемную силу крыла, т.к. это влияние весьма мало,
а на сверхзвуковых скоростях вообще отсутствует.
Рис. 6.10 Су для отдельных частей самолета (крыло, го, корпус) и самолета в целом

А, это опять творение того “студента”, автора лекций во всех областях знаний. На первой странице приводили цитату этого автора -
"Горизонтальное оперение на основных режимах полета создает положительную подъемную силу, изгибая хвостовую часть корпуса в направлении уменьшения местных углов атаки горизонтального оперения. При этом фокус самолета смещается вперед."
-Шедеврально. Хвостовая часть оказывается изгибается. Положительная подъемная сила на ГО. При этом фокус еще смещается вперед. На следующей странице хвостовая часть изгибается уже в другую сторону.
Интересно, где и как появился первоисточник сего творения?

И зачем нам разбирать понятия интерференции, если мы с основополагающими понятиями разобраться не можем?
На стабилизаторе, при классической аэродинамической компоновке, в общем случае, отрицательная подъемная сила или положительная?