И для закрепления) не напрасно ведь у самолета несколько разные углы атаки на взлете и на посадке??? А для того, чтобы самоль летел, подъемная сила должна быть не только больше ), но и больше силы тяжести. (на массу тут начхать)

логинов:

Вычесли этот наноугол и озвучь его в эфире.

ту555 а для чистого искусства сие неважно!)) по наноугол) а вот составляющей тяги от угла атаки приложенной к подъемной силе могли бы меня попрекнуть заслуженно))

Логично, но не до конца..не к 0 скорости подьемная сила равна 0, а к Су=0, на пробеге площадь крыла больше чем на взлете, и тормозится самоль лучше когда до последнего стоечку переднюю не опускаешь..то бишь Сх увеличиваешь. Хотя Боинг и не рекомендует этого делать.Не надо фуражками питаться, надеюсь поняли друг друга..

)))) я не буду давать ссылок на зависимость Су по альфа-яндекс рулит. но даже на нулевом угле атаки Су больше нуля. А все современные самолеты на которых мы летаем имеет установочный положиетльный угол атаки (не беру тех, кто летает на Су26 или Як 50) Так что говорить о Су равном нулю - некорректно и не сосем верно. Лучше подискутировать не=а тему какой именно Сх вы увеличиваете?)) вернее не уменьшаете, не опуская носа. Друг друга поняли) Аэродинамика ведь общая наука.

етественно профиль крыла тоже ну с Сучка или оного Яка - то бишь нормальный, НЕЖуковским одобренный!!

Согласен, не стоит лезть в дебри..В свое время у меня в училище по аэродинамике пятерка была, по честному заработанная..И то что самолет с симметричным профилем крыла, не зависимо от положительного угла установки, тоже может летать приходилось доказывать..

igor737:

... и тормозится самоль лучше когда до последнего стоечку переднюю не опускаешь..то бишь Сх увеличиваешь.


А, ведь, с поднятой передней ногой и основные ноги несколько разгружаются. А как тогда быть с коэффициентом трения? Он, ведь, тогда тоже уменьшится, а следовательно, и тормозиться с-т будет не лучше, а хуже.
Приходилось мне летать с балашовцами. Так вот они "с детства" приучены на пробеге полностью отдавать штурвал от себя, т.е. прижимать с-т к бетону, утверждая, что тем самым увеличивают коэффициент трения качения. В этом что-то есть. Но я никогда не пользовался этим приёмом. Трудно сказать, какой коэффициент сопротивления будет больше - аэродинамический (Сх) или трения качения.
Мне больше нравится, когда пробег осуществляется с "гордо поднятой головой" и лишь тогда, когда уже "голова" не держится, тогда уж можно и опустить переднюю ногу, но при этом хорошенько прицелиться и ... обязательно попасть ею в КТА.

"
логинов:

и если кто-либо мне сможет доказать мне исходя даже из формулы той самой подъемной силы, что при движении самолета с какой-либо скоростью и при наличии положительного угла атаки а таковой априори на этих этапах) подъемная сила 0 - то я наверное сожру фуражку.
Хотя может на Боинге своя аэродинамика.."
Ой-ой...Готовьтесь есть фуражку:)
Вы рассматриваете только подъёмную силу крыла, в этом случае Вы правы (хотя есть такие профили крыла, для которых при нулевом угле атаки Су будет отрицательный)
При нулевом угле атаки пусть Су крыла будет=0. Но для того, чтобы сбалансировать самолёт по тангажу, необходимо приложить подъёмную к стабилизатору, направленную вниз. А значит, есть небольшой диапазон положительных углов атаки, при котором подъёмная сила крыла меньше подъёмной силы крыла, а значит, балансировочная подъёмная сила будет направлена вниз!!! Надеюсь, доходчиво объяснил. Оговорка - это написано для устойчивых по перегрузке самолётов.

Извиняюсь, ошибся.Читать так:
...
А значит, есть небольшой диапазон положительных углов атаки, при котором подъёмная сила крыла меньше подъёмной силы стабилизатора, а значит, балансировочная подъёмная сила будет направлена вниз!!! Надеюсь, доходчиво объяснил. Оговорка - это написано для устойчивых по перегрузке самолётов.

а значит, балансировочная подъёмная сила будет направлена вниз

вот уже до чего договорились...

балансировочная подъёмная сила будет направлена вниз!!!

Клевок)))

Flogger:

Извиняюсь, ошибся.Читать так:
...
А значит, есть небольшой диапазон положительных углов атаки, при котором подъёмная сила крыла меньше подъёмной силы стабилизатора, а значит, балансировочная подъёмная сила будет направлена вниз!!! Надеюсь, доходчиво объяснил. Оговорка - это написано для устойчивых по перегрузке самолётов.

Извиняюсь!
И все же, ИМХО, Вам лучше жевать, чем писать.
Доходчиво объяснил?

neustaf:

С какой стати на уменъшение скорости самолет ответит увеличение угла атаки?
С уменьшением скорости - уменьшается подъемная сила - самолет опускает нос...

День добрый!
Нос он опускает на первом режиме, а на втором - может и "задрать" его.
В этом случае возникает парашютирование и как следствие - увеличение угла
атаки за счет добавления вектора вертикальной скорости к вектору горизонтальной...

Позволю себе заметить, что границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость, а не наивыгоднейшая, как здесь утверждают некоторые оппоненты.

Ув. adzuga, ответьте, пожалуйста на пару вопросов:
1)Куда направлен продольный момент (на пикирование или на кабрирование), создаваемый крылом, на самолете, устойчивом по перегрузке?
2)Куда направлен продольный момент от стабилизатора, на таком же самолете?

Чтобы избежать ненужной общности, возьмем, скажем, режим установившегося горизонтального полета.

Igor737:
Без обид, но кепочку придётся солить именно Вам. Советую немного вдуматься в сказанное тов.Логиновым.

to 11111:

1 и 2 режимы (в установившемся Г.П.) придумали теоретики, для себя, что бы как то разграничить понятия.
Наши же практики взяли сие на вооружение и оперируют ими где надо и не надо (хотя это только для установившегося гориз. полета).
За рубежом, летчики вообще этими понятиями не загромождают себе мозги - для них нет такого понятия.

На практике пилот этой границы режимов не замечает, падает скорость в Г.П.- дает обороты, растет скорость - уменьшает, если надо. Самоль (на 2 реж.) при падении скорости опускает нос сам (см. балансировочную диаграмму) что бы набрать скорость, но тупой пилот (как и АП, с отключенным АТ) будет выдерживать вариометр ноль, не добавив обороты, вот и сваливается. Поэтому в РЛЭ рекомендуют на высотах, близких к практическому потолку отключать АП (что бы избавиться хотя бы от одного дурака).

Кстати 1 и 2 режимы, на сверхзвуковых самолетах, есть не только на минимальных скоростях, но и на сверхзвуке. А вышеупомянутые набор и снижение не характерны для 2 режима, по сути.
Вывод: надо быть дураком, что бы загнать самолет на 2-й режим и свалиться, а знание теории здесь не при чём..

авиакрестьянин:
1 и 2 режимы (в установившемся Г.П.) придумали теоретики, для себя....

Спасибо, посмеялся от души.

авиакрестьянин:

Хоть, ты и "крестьянин", но рассуждаешь правильно!
Только дураки сваливаются!

Bazaroff:

Ув. adzuga, ответьте, пожалуйста на пару вопросов:
1)Куда направлен продольный момент (на пикирование или на кабрирование), создаваемый крылом, на самолете, устойчивом по перегрузке?
2)Куда направлен продольный момент от стабилизатора, на таком же самолете?

Чтобы избежать ненужной общности, возьмем, скажем, режим установившегося горизонтального полета.

Ув.Bazaroff:

За неимением времени приведу цитату.
Если будет желание, можем продолжить разговор
по Вашей теме после 22.00 часов.:

"Если центр давления крыла находится впереди центра тяжести самолёта, то для
компенсации кабрирующего момента от подъёмной силы крыла нам потребуется аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направленная вверх.
Если ЦД находится за ЦТ то – направленная вниз. И достигается это путем триммирования руля высоты.
А теперь внимание!
Если Вам будет сложно осмыслить это прямо сейчас , то постарайтесь запомнить:
При любом взаимном расположении ЦД крыла и ЦТ самолёта , ЦД полной аэродинамической силы самолета всегда будет находиться в центре его тяжести."

2adzyga
А вот хамить не надо, уважаемый...
Если не знаете, чем отличается подъёмная сила крыла от балансировочной, то это Ваши проблемы.
Открываем практическую аэродинамику Ту-134, (154 и т.д...), смотрим зависимость Су(а) САМОЛЁТА ( а не изолированного крыла ). Су при а=0 меньше нуля. Увеличиваем а, Су растёт. При каком - то угле атаки Су становится равным 0. Так вот, до этого угла атаки, несмотря не то, что он положительный, подъёмная сила будет направлена куда? Правильно, вниз. Или у Вас по-прежнему другое мнение? Кстати, в предыдущем посте, Вы сами же мои слова и подтвердили.
Так что, ИМХО, жевать то лучше всё-таки Вам, чем говорить...

555:
Когда я добираю что б посадить мягко, я уменьшаю вертик скор.
Но подъёмн сила у меня пусть не на много но меньше веса.


на глиссаде ( стандартный полет ) УНТ=УНГ постоянный, вертикальная также постоянна,
уменьшая вертикальную вы искривляете траекторию, уменьшая УНТ - на это способна только одна сила
- У, кстати на снижении и в наборе она меньше чем в ГП, мягкая посадка - посадка при небольшой вертикальной
и следовательно при небольшем угле снижения почти весь вес самолета уравновешивается подъемной силой, если У значительнее менее веса, то эту разницу придется гасить пневматиками, амортстойками, ну и собственным седалищем в конце концов,


adzyga:
Нос он опускает на первом режиме, а на втором - может и "задрать" его.


может и задрать, но это происходит на углах близких к сваливанию - при изменение распределения давления и как следствия точки приложения аеродинамического фокуса. на углах от АЛФАн.в до АЛФАкр положения фокуса не изменяется, он находится позади ЦТ и поведение самолета на 1 и 2 режиме в области устойчивости по углу атаки (короткопериодической) и скорости (длиннопериодической) не отличается.
все это, разумеется, относится к классической аеродинамики эпохи железных самолетов, а все электронные прибамбасы современных самолетов начиная от стбилицации высоты, АТ и до систем устойчивости в в корне меняют поведение самолета, он сам вумнее Жуковского, без летчика.

Azduga, а источник не назовете?Откуда цитата?
Приведенное вне контекста(про ЦД) лишено всякого смысла, т.к. куда что приложено, зависит от решаемой задачи: нахождение траектории ЦМ ЛА или оценка угловых скоростей/ускорений и т.д. относительно собственных осей под действием моментов.
Это принципиально разные задачи, и решаются они с применением разных систем координат.
Поэтому, дабы не расплываться мыслию по древу, не могли бы Вы коротко ответить на мои ?-росы, односложно, без разъяснений.
Раз уж мы коснулись ЦД, скажите, где будет ЦД на угле атаки нулевой Y?

2 igor737:
Скажите, а в какой момент при посадке, по-Вашему, Су=0?

Flogger:


здесь как раз графики Ту-134 Су(Алфа)

http://fotoplenka.ru/users/neu ...

to 444444:
авиакрестьянин:
1 и 2 режимы (в установившемся Г.П.) придумали теоретики, для себя....

Спасибо, посмеялся от души.


Рано смеёшься. Попробуй найти в РЛЭ иностранного самолета следующее:
- диаппазон скоростей 2 режимов или граничная скорость 2 режима (ссылки на график кривых Жуковского исключаются);
- особенности пилотирования самолета на 2 режимах или действия пилота при попадании во 2 режимы.

То же самое попробуй найти в РЛЭ наших самолетов. Повторяю - только в РЛЭ и без ссылок на график.

Если найдешь таковое, рбъяви всем участникам форума.

А я объявляю бонус тому, кто найдет вышеперечисленное.

ту авиакрестьянин:
Поискать конечно можно, попробую.
Но то, что теоретики придумали это для себя.... извините. Нужно знать, чего ожидать от самолета.

2 РЕВЕРС
Присоединюсь к уже высказывавшимся. На самолетах отличных от Ил-76 диапазон вторых режимов значительно больше, чем 30км\ч (до 100 км\ч), поэтому полеты на этих режимах обычная КАЖДОДНЕВНАЯ практика, которая просто требует понимания процесса.
С уважением.

Я бы в споре об опасности и неопасности вторых режимов сделал небольшое уточнение.
Опасность в том, что современные самолеты оборудованные автоматикой стабилизации высоты, лишаются ГЛАВНОЙ особенности- УСТОЙЧИВОСТИ по скорости на вторых режимах. Автоматика просто не дает самолету опустить нос. В том числе и поэтому стало необходимым ввести автомат тяги, в логику которого, кстати, и заложено ИЗБЫТОЧНОЕ увеличение тяги в первый момент при уменьшении скорости, с последующим уменьшением режима для поддержания заданной скорости на вторых режимах.
А вот как эти особенности управления тягой реализуются летчиком в ручном режиме- это отдельная песня. Яркий пример, это Иркутский случай с Ту-154, когда командир командует на увеличение оборотов ВСЕГО по 2 процента.

круг и логинов
Вы засрали мозги уже не потеме.
К великому несчастью на вас повелися.

44444:
Нужно знать, чего ожидать от самолета.

Вот конкретно и попробуй найти, где в РЛЭ написано чего ожидать от самолета при полете на 2 режимах.

2 авиакрестьянин
.........Попробуй найти в РЛЭ ........Если найдешь таковое, рбъяви всем участникам форума. А я объявляю бонус тому, кто найдет вышеперечисленное


Ну кроме РЛЭ есть другие книжки, которые нужно летчику почитать, например практическая аэродинамика данного самолета. А мне еще и в училище рассказали про особенности управления тягой на вторых режимах.
Да вот вспомнил, но отсканированный текст привести увы не смогу. В описании автомата тяги Ту-134 написано почему собственно его (автомат тяги АТ) можно использовать до V=400км\ч. Как раз из-за того, что это примерная граница первых и вторых режимов (в зависимости от веса). И логика работы АТ построена таким образом, что АТ вначале с ИЗБЫТКОМ увеличивает тягу, а лишь затем уменьшает её для поддержания заданной скорости.

С уважением

Забыл уточнить, что 400км\ч, это граница при гладком крыле

to DED:
Ну кроме РЛЭ есть другие книжки, которые нужно летчику почитать, например практическая аэродинамика данного самолета.

Читай мой пост внимательно: "...1 и 2 режимы (в установившемся Г.П.) придумали теоретики, для себя....". Я же не говорю про какие то книжки, типа практической аэродинамики (которую пишут ёпари-теоретики), а указываю конкретно в РЛЭ.

А про АТ на Ту-134 - это твои личные выводы, или в РЛЭ так сказано (что из-за 2 режима)?

А вот скажите как выйти на третий режим полета?

гранату под себя кинуть...
Какие еще 3-и режимы? Не захламляй ветку.

Bazaroff:

Откуда цитата?

Из моей полемики с одним халдеем на одной из веток данного форума.



Приведенное вне контекста(про ЦД) лишено всякого смысла, т.к. куда что приложено, зависит от решаемой задачи: нахождение траектории ЦМ ЛА или оценка угловых скоростей/ускорений и т.д. относительно собственных осей под действием моментов.
Это принципиально разные задачи, и решаются они с применением разных систем координат.

В любой системе координат самолет будет лететь "носом вперед", а не хвостом.
И взаимное расположение ЦТ и ЦД будут оставаться прежними.

2qqq:
Главно, через балконные перила не пробуй - чревато...(((

====В любой системе координат самолет будет лететь "носом вперед", а не хвостом.
И взаимное расположение ЦТ и ЦД будут оставаться прежними.====

Отчего же? А, к примеру, на т.н. "кобре", когда углы атаки в районе 120 градусов? В скоростной системе координат - очень даже хвостом вперед...

Ну так как насчет ответов?

Я правильно Вас понял, Вы цитируете сам себя?

2авиакрестьянин
Еще раз :) Кроме РЛЭ есть другие книги относящиеся к теории и ПРАКТИКЕ пилотирования самолета. Про АТ была отдельная книжка с описанием принципа действия сего агрегата.
И по поводу "ёпари-теоретики" - надеюсь это беззлобная шутка, иначе начинает смахивать на Олега Т, которому чужда аэродинамика как практическая так и теоретическая.

Удачи в небе.

Bazaroff:

Отчего же? А, к примеру, на т.н. "кобре", когда углы атаки в районе 120 градусов?

Не уподобляйтесь выше упомянутому "халдею". Будьте проще! ...а, к примеру, в горизонтальном полете?


В скоростной системе координат

Называется такая система - скоростной стабилизированной.


- очень даже хвостом вперед...

А вот тут дудки! ...только в системе земных осей.


Я правильно Вас понял, Вы цитируете сам себя?

Совершенно верно. Заковычил свои слова потому что боялся, что выражение:
"Если Вам будет сложно осмыслить это прямо сейчас , то постарайтесь запомнить...",
может обидеть Вас. Сейчас осознал, что оно могло сделать нас смертельными врагами.
:)))

А мне теперь всё интереснее и интереснее, что же понял "11111" из всего вышесказанного?)))
И вообще-то у меня такое ощущение, что каждому преподавали "Свою" аэродинамику, которая "чуть-чуть, но отличается".

Отвыкший:

А мне теперь всё интереснее и интереснее, что же понял "11111" из всего вышесказанного?)))
И вообще-то у меня такое ощущение, что каждому преподавали "Свою" аэродинамику, которая "чуть-чуть, но отличается".

Истина есть истина, кто бы её не изрек - Агамемнон или его свинопас.
Агамемнон: "Согласен."
Свинопас: "Вряд ли оно так."
/Антонио Мачадо/
:)))

adzyga:
Вот мне и интересно, как же 11111 поймёт, где же всё-таки она, истина эта!

adzyga:
P.S. тем более, что почти в каждом посте, по моему скромному мнению, есть только доля истины, а есть и ошибки. А есть такие дебри, куда начинающему изучать аэродинамику, как он (Вы?))))себя позиционировал, лучше ещё лет несколько не соваться.

adzyga:
P.S. тем более, что почти в каждом посте, по моему скромному мнению, есть только доля истины, а есть и ошибки. А есть такие дебри, куда начинающему изучать аэродинамику, как он (Вы?))))себя позиционировал, лучше ещё лет несколько не соваться.

Сорри, я не нарочно.

Отвыкший:

adzyga:
Вот мне и интересно, как же 11111 поймёт, где же всё-таки она, истина эта!

Мне кажется, что все уже угомонились кроме нас с вами.
"Заблуждение, с которым мы прожили всю жизнь, ни чем не
отличается от истины" :)))

- очень даже хвостом вперед...

А вот тут дудки! ...только в системе земных осей.

.....Скоростная система координат 0XaYaZa связана с вектором скорости движения центра масс самолета относительно воздушной среды, ее начало также помещают в центре масс самолета. Ось 0Xa в скоростной системе координат всегда совпадает с вектором скорости и называется скоростной осью. Ось 0Ya перпендикулярна вектору скорости, лежит в базовой плоскости самолета и направлена к верхней части самолета. Она называется осью подъемной силы. Ось 0Za проводят так, чтобы она дополняла оси 0Xa и 0Ya до правой системы координат. Эта ось называется боковой осью.Для описания взаимного положения осей связанной и скоростной систем координат используются угол атаки и угол скольжения. Углом атаки называется угол между осью 0X связанной системы координат и проекцией вектора скорости на базовую плоскость самолета -

Взято из http://www.aviadocs.ru/sistemi ...

При угле атаки 120 градусов в системе координат скоростной (буковка а при осях) самолет летит вперед хвостом.