адзига:

Вынужден повториться! :
"Вы понимаете разницу между "расчетом тяги и мощности" и "расчетом тяги по мощности"?"

Вот и я о том же! :))))))
Расчет тяги и мощности весчь точная, а расчет тяги по мощности эмпирическая игрушка для определенных условий. Вы же сами видите, что при нулевой скорости формула абсурдна, хотя мощность есть, а тяги может и не быть, или она может быть отрицательной при отрицательном угле атаки винта. :))))

адзига:

Так какого, извините, хрена Вы тут подвизались.

Развлекаюсь рядом с самодемонстрацией Вашей гениальности! :)))))
Не люблю агрессивной некомпетентности. :)))))

PS.
Может и Жуковский, тоже, к аэродинамике никакого отношения не имеет?

адзига:

Может и Жуковский, тоже, к аэродинамике никакого отношения не имеет?
-----------
Жуковский имеет, но думаю что если бы он прочитал на форуме интерпретацию своих мыслей, то он бы в гробу закрутился. Он то искал точный физический смысл и математические закономерности.

Для двоеточия:

1.Или Вы, здесь и сейчас, оглашаете величину погрешности вычислений по формуле:
P=75N/V, или Вы, извините, болтун.
01/09/2009 [23:11:45]

2.Назовите мне пример где величина тяги корректируется
в зависимости от источника её образования.
01/09/2009 [23:34:11]

Вас разве не учили отвечать за свои слова?
Прошу конкретно и без дураков.
В противном случае дискуссию с Вами прекращаю.

адзига.Винтовая мощность определяется по фомуле: Nв=(Мкр*Nв):716, 2. Мкр берем с ИКМ.Nв-обороты с тахометра.Если ИКМ-это грубо т.е.только для отказов, то его значение, видимо, в формулу бы не ставили, однако...ИМХО.

2 kovs214:

Сожалею, что повелся на второстепенные вопросы.
Хочется, что бы дискуссия развивалась в глубь, а не в ширь.
Возвращаюсь к теме ветки:
-Зачем пилоту кривые потребных мощностей, если есть кривые потребных тяг?
-Какие характерные точки, определяемые по "кривой мощностей" нельзя
определить по "кривой тяг"?
-Существует ли угроза безопасности полетов из-за отказа от кривой
потребных мощностей при изучении вопросов практической аэродинамики?

адзига.1.Если я изучаю винтовой с-т, мне нужны кривые по мощности, если реактивный , то кривые по тяге. 2.Все точки о предилимы и там и там.Только АЛЬФАнв. по тяге-это касательная парал-но оси скорости, а по мощности- касательная из начала координат. 3.Угрозы не вижу. ИМХО. Я о дозвуковых с-тах.

kovs214:

Если я изучаю винтовой с-т, мне нужны кривые по мощности.

Очень хочу знать, для чего - с аэродинамической точки зрения?
Ведь на всех схемах, от горизонтального полета и до фигур
высшего пилотажа, присутствует вектор тяги?
И это не зависии от типа двигателей.


Я о дозвуковых с-тах.

Так сверхзвуковые все с ТРД.

адзига.ИМХО, на винтовых с-тах тяга это косвенный признак.Винт-движетельпреобразует мощность в тягу.Р=(75*N*КПДв)/Vполета.И если полет установившейся(квазиустановившейся), то зная тягу мы определим лобовое сопротивление на данной Н и V.Я рассматриваю и Nпотр. и Nрасп.

kovs214:


Я рассматриваю и Nпотр. и Nрасп.

Строго говоря, и я рассматриваю тяги - потребную и располагаемую.


на винтовых с-тах тяга это косвенный признак.

Я не о признаках, а о аэродинамических понятиях толкую. Как же тяга может быть косвенной, если одним из условий установившегося горизонтального полета любого самолета, будь то винтовой или реактивный, является равенство тяги и лобового сопротивления.

Винт-движетельпреобразует мощность в тягу.Р=(75*N*КПДв)/Vполета.

Так о чем я и говорю!
Пересчитайте мощность в тягу и дайте пилоту кривую потребных и располагаемых тяг
для последующего им анализа динамических характеристик самолета.

kovs214:

Ядренный фокус.Пэно для прикола написал, не серчай.Конечно Н.Е.Жуковского.

А почему Вы оправдываетесь? Именно кривые Пэно. И только во времена борьбы с космополитизмом их стали называть кривые Жуковского. Кстати обезличенная поляра раньше называлась кривой Лилиенталя. Видно к Жуковскому уж совсем надо было за уши притягивать.

b737.Да, я в курсе и поляры, тогда с обменом информации были проблемы.Возможно открытия были сделаны одновременно.Зачем ЭТО ворошить.Разве что, только для очередного срача...

Шайтан:
Знаю, знаете Вы аэродинамику, но видно не всю (как и я). ИМХО.

Всё знают только все, но никто не знает, что знают все. (с)
Дискуссии стараюсь затевать лишь по темам достаточно, ИМХО, мне знакомым.

:
Развлекаюсь рядом с самодемонстрацией Вашей гениальности! :)))))
Не люблю агрессивной некомпетентности. :)))))

Если кто и привносит личностное в чисто теоретическую тему,
то это уже его проблема. :)))


И всё же,
ЗАЧЕМ ПИЛОТУ КРИВЫЕ МОЩНОСТЕЙ?
Ведь на всех схемах, от горизонтального полета и до фигур высшего пилотажа,
присутствует только вектор тяги? И это не зависит от типа двигателей.
Почему бы не пересчитать мощность в тягу и дать пилоту кривую потребных и
располагаемых тяг для последующего им анализа динамических характеристик
самолета?

Пусть простят меня оппоненты, но мотивированного обоснования
необходимости кривых потребных и располагаемых мощностей для
описания динамических характеристик ЛА я так и не услышал.
Как и не услышал о степени их влияния на безопасность полетов
в целом.
:)))

адзига:

Если кто и привносит личностное в чисто теоретическую тему, то это уже его проблема. :)))
---------
Это самокритика? :))))

:

адзига:

Если кто и привносит личностное в чисто теоретическую тему, то это уже его проблема. :)))
---------
Это самокритика? :))))

Понимаю, как тяжело молчать, когда тебя ни о чём не спрашивают.
:)))

адзига.1.Для пересчета Nпотр в Рпотр применим фор-у: Рпот=(75*Nпот)/Vпот.
2.На кривой Nпот, на альфаЭК, Nпот min- это граница 1и2 режимов полета.
3.На кривой Рпот, на альфаНВ, Рпот min- это граница 1и2 режимов полета.
4.Во вторые режимы желательно не попадать.
5.По кривым Рпот можно опред Хлоб , при установившемся полете.

2 kovs214:

Прим.
1.При анализе кривых потребных тяг и мощностей, в отличии от поляр,
оперируют не углами атаки а скоростями (Vэк., Vнв...)
2.Нет необходимости по кривой потребной тяги определять лобовое сопротивление
самолета. Она, эта кривая, идентична кривой лобового сопротивления в ГП.
Зачастую, саму ось ординат Кривых Жуковского помечают не только значком
тяги - Р, но и лобового сопротивления - Q или X.

PS.
Повторяю: "Все характерные скорости горизонтального полета одинаково легко
определяются как по кривой потребных мощностей, так и по кривой потребных тяг."

адзига.Видимо в ваших вопросах подвох.Если ничего не меняется, то какой смысл пересчитывать Nпотр в Рпотр.Я остаюсь при мнении, что Nпот для ТВД и поршней, а Рпотр для ТРД.

kovs214:

адзига.Видимо в ваших вопросах подвох.Если ничего не меняется, то какой смысл пересчитывать Nпотр в Рпотр.Я остаюсь при мнении, что Nпот для ТВД и поршней, а Рпотр для ТРД.

Как можно "оставаться при мнении", не имея такового?! Это уже не мнение, а предпочтение.
Что-то из области кулинарии. Вспомните девиз двигателя торговли - рекламы - Если нет разницы, то зачем платить больше?
Подвоха никакого нет. Я за принцип разумной достаточности в изучении основной лётчиской науки - Практическая аэродинамика.
И потому, я против "кривых мощностей", аэродинамических фокусов...и многого другого,
чем халдеи от аэродинамики засирают мозги практикующим пилотам.
Желающие постичь премудрости теоретической аэродинамики, ИМХО, могут заниматься этим факультативно.

Недавно на вопрос где расположена центральная центровка?
получал ответ что она расположена между предельно передней и предельно задней.

PS.
"...то какой смысл пересчитывать Nпотр в Рпотр." // -

В любом случае Вам придется это сделать. Ведь не будете вы объяснять,
на примере:
Nпотр = Q (где Q - сопротивление самолета) условие равномерности
горизонтального полета в л.с. (лошадиных силах). И тут же - условием
прямолинейности ГП запишите равенство подъемной силы весу самолета:
Y = G. в кг. или тоннах.

Или Вы нашли способ пересчета веса самолета в л.с. (лошадиные силы)?
:)

для адзига:

Недавно на вопрос где расположена центральная центровка?
получал ответ что она расположена между предельно передней и предельно задней.


"центральная центровка" ?!
:)

Каков вопрос - таков ответ.

задумался и не то написал.
НЕЙТРАЛЬНАЯ центровка

Бывает.
:)

адзига.Согласен.А как продольная устойчивость без...фокуса?

kovs214:

адзига.Согласен.А как продольная устойчивость без...фокуса?

Продольная устойчивость однозначно определяется положением центра давления (ЦД) крыла относительно центра тяжести (ЦТ) самолета.
Что касается аэродинамического фокуса крыла, то из курса физики за среднюю школу нам известно - любую пару и более сил можно сложить в одну результирующую, так же как и разложить любую силу на две и более составляющих.
Если величина силы, в нашем случае - подъемной, и её точка приложения (ЦД) на каком-то, пусть даже переменном, от ЦТ, плече меняются по линейному закону то её тоже, в некоторых случаях, имеет смысл разложить на две составляющие. При этом, на хорде крыла можно найти такую точку, относительно которой момент от приращения подъемной силы будет равен нулю.
Русский ученый, аэродинамик, С.А. Чаплыгин обратил внимание, на то, что если в эту точку поместить силу равную приросту подъемной силы при изменении углов атаки крыла, то значительно упростятся расчеты характеристик устойчивости и управляемости самолета в большом диапазоне скоростей полета, там где зависимость Су по углу атаки линейна.
Эта МНИМАЯ точка получила название "аэродинамический фокус".

"Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент относительно которой остается постоянным при небольших изменениях угла атаки." /С.А. Чаплыгин/

Но так как основной момент относительно ЦТ создает подъемная сила крыла расположенная в ЦД, то и об устойчивости самолета мы можем говорить пока он - ЦД находится за ЦТ самолета. Приращение подъемной силы "расположенной" в фокусе крыла, (приблизительно 25% САХ), может лишь уменьшить или увеличить степень устойчивости самолета в зависимости от того где находится ЦТ конкретного, снаряженного в полет, самолета - впереди фокуса, или за ним.
Понятие "аэродинамический фокус крыла" значительно упрощает математические расчёты характеристик устойчивости и управляемости самолета, и не более того. И до тех пор пока нас - пилотов интересуют данные балансировочных кривых устойчивости и управляемости, а не их расчёты, понятием - "аэродинамический фокус крыла" можно не озабочиваться.

адзига.Спасибо.Доходчиво и понятно.Я думал вы фокус вообще отметаете.

адзига:
Продольная устойчивость однозначно определяется положением центра давления (ЦД) крыла относительно центра тяжести (ЦТ) самолета.


Полная безграмотность...


kovs214:

адзига.Спасибо.Доходчиво и понятно.Я думал вы фокус вообще отметаете.


Вы издеваетесь? Человек явно не читал практическую аэродинамику самолета. Все его аэродинамические познания - из начального курса аэродинамики, когда про реальную жизнь студентам еще не рассказывают.

Прочнист:

Полная безграмотность...


Где Вы были раньше? Слушаю вашу версию!

Прочнист.Ну...описАлся человек.С кем не бывает.

адзига:

:

адзига:

Математический метод расчета тяги по мощности погрешностей не имеет.

Это шутка или непонимание приблизительности формулы? :)))))

Или Вы, здесь и сейчас, оглашаете величину погрешности вычислений по формуле:
P=75N/V, или Вы, извините, болтун.




Товарищ не болтун, он просто понимает, что пересчитать мощность в тягу не так-то просто.

А вот вы - неуч.

С потребной - идеальной - мощностью как раз проблем нет. Там, кстати, идет обратный расчет минимально необходимой мощности по необходимой тяге.

А вот расчет реальной - располагаемой - мощности точно выполнить невозможно (разве что на очень точном стенде). К.п.д. пропеллера принимают приблизительно. Так что зная мощность на валу хрен вы просто определите тягу в данный момент времени.

2 Прочнист:
Что Вы скачите с вопроса на вопрос?!
Не крутите попой, Уважаемый!
Начали с продольной устойчивости, так уж извольте закончить вашу мысль.
Или у Вас опять недержание...)))

адзига:

Прочнист:

Полная безграмотность...


Где Вы были раньше? Слушаю вашу версию!




Продольная устойчивость самолета определяется положением ц.д. (или фокуса) ВСЕГО САМОЛЕТА, а не исключительно крыла. Имеется в виду относительно ц.т. и статическая устойчивость (точнее отсутствие апериодической неустойчивости). На динамическую устойчивость оказывают влияние также и другие параметры.

На практике далеко не всегда ц.т. самолета находится впереди фокуса крыла. Центровки в 30 - 40% САХ - это не экзотика.

Прочнист:



Товарищ не болтун, он просто понимает, что пересчитать мощность в тягу не так-то просто.

А вот вы - неуч.

С потребной - идеальной - мощностью как раз проблем нет. Там, кстати, идет обратный расчет минимально необходимой мощности по необходимой тяге.

А вот расчет реальной - располагаемой - мощности точно выполнить невозможно (разве что на очень точном стенде). К.п.д. пропеллера принимают приблизительно. Так что зная мощность на валу хрен вы просто определите тягу в данный момент времени.

А какова погрешность перевода рубля в копейки?
Не надо путать погрешности измерения самой мощности с
последующим строго математическим пересчетом ее в тягу.

адзига:

2 Прочнист:
Что Вы скачите с вопроса на вопрос?!


Я-то не скачу.
Вы подняли два вопроса, вот мы их раздельно и рассмотрели. Зачем смешивать мух и котлеты?

В обоих вы показали весьма поверхностный уровень знаний.

Так что ведите себя поскромнее.

Прочнист:

Продольная устойчивость самолета определяется положением ц.д. (или фокуса) ВСЕГО САМОЛЕТА, а не исключительно крыла.

Что означает ваше выражение - "положением ц.д. (или фокуса)"?
Выражайтесь яснее, пожалуйста!

адзига:

А какова погрешность перевода рубля в копейки?
Не надо путать погрешности измерения самой мощности с
последующим строго математическим пересчетом ее в тягу.


Товарищ не понимает сути проблемы...

"Строго математически" вы пересчитаете мощность в тягу только с точностью до буковок в формуле. А вот когда надо будет получить конкретное число килограмм тяги т.е. пересчитать мощность в тягу "арифметически", то тут и выплывают неопределенности, и некоторым буковкам-коэффициентам присваиваются приблизительные значения. А мощность как раз считается известной, приведенной в паспортных данных на двигатель.

В кривых мощностей этот процесс несколько замаскирован, чтобы не огорчать юные умы суровой реальностью.

Прочнист:

На практике далеко не всегда ц.т. самолета находится впереди фокуса крыла. Центровки в 30 - 40% САХ - это не экзотика.

А кто спорит?

Сравните вашу, выше приведённую, фразу с моей:

"Приращение подъемной силы "расположенной" в фокусе крыла, (приблизительно 25% САХ), может лишь уменьшить или увеличить степень устойчивости самолета в зависимости от того где находится ЦТ конкретного, снаряженного в полет, самолета - впереди фокуса, или за ним."

Будьте внимательнее, плиз!

адзига:
Что означает ваше выражение - "положением ц.д. (или фокуса)"?


Координату ц.д. или фокуса самолета по продольной оси.



адзига:
Сравните вашу, выше приведённую, фразу с моей:

"Приращение подъемной силы "расположенной" в фокусе крыла, (приблизительно 25% САХ), может лишь уменьшить или увеличить степень устойчивости самолета в зависимости от того где находится ЦТ конкретного, снаряженного в полет, самолета - впереди фокуса, или за ним."

Будьте внимательнее, плиз!


Бред написан в вашей фразе, полный бред. Правильно только то, что фокус крыла действительно находится на примерно 25% САХ. Все остальное - бессмыслица.

И не надо вилять задницей.
Вы утверждали:
"адзига:
Продольная устойчивость однозначно определяется положением центра давления (ЦД) крыла относительно центра тяжести (ЦТ) самолета."

Это не так.

Так что зная мощность на валу хрен вы просто определите тягу в данный момент времени.

А что, Второй закон Ньютона уже отменили? )))
Вы про разгонные характеристики что-нибудь слышали?

Вы утверждали:
"адзига:
Продольная устойчивость однозначно определяется положением центра давления (ЦД) крыла относительно центра тяжести (ЦТ) самолета."

Это не так.// - Очень весомый аргумент! :)))

kovs214:

адзига.Согласен.А как продольная устойчивость без...фокуса?



Нормально. Для простых самолетов с малым числом режимов (напр. планеров) вполне можно считать устойчивость без фокуса. Это все-таки абстракция. А ц.д. - это ближе к реальности. А когда есть аэродинамическая труба, т.е. можно продуть и получить зависимости, то проще получается с фокусом. Так уж методики сложились.

Так что зная мощность на валу хрен вы просто определите тягу в данный момент времени.




Второй закон Ньютона не отменили, но в определении располагаемой тяги по имеющейся мощности двигателя он вам не поможет, если вы, скажем, к.п.д. винта не знаете.




адзига:
Вы про разгонные характеристики что-нибудь слышали?


Еще ищете на свою голову приключений?

Каким образом связаны эти ваши "разгонные хаоактеристики" с кривыми потребных и располагаемых мощностей?




адзига:

Это не так.// - Очень весомый аргумент! :)))


В интернете есть Практическая аэродинамика самолета Ил-76 - там подробнее написано.

Прочнист:


адзига:
Что означает ваше выражение - "положением ц.д. (или фокуса)"?


Координату ц.д. или фокуса самолета по продольной оси.

До сих пор я считал, что координаты ЦД и фокуса, строго говоря, не совпадают.
И как тогда, в вашем случае, мы можем назвать точку приложения "полной" подъемной силы самолета.

Поэтому я и пишу - "или". Смотря какой методикой пользоваться. Правильно считать по ц.д., но он сильно гуляет с изменением угла атаки. Поэтому дают заключение о статической устойчивости по фокусу, подразумевая, что это не абсолютно, но достаточно точно.

Каким образом связаны эти ваши "разгонные хаоактеристики" с кривыми потребных и располагаемых мощностей?

Тяга, та же сила. И равна она массе умноженной на ускорение.
Если Вам так трудно определить располагаемую мощность винтового двигателя,
определите его тягу по разгонным характеристикам, пересчитайте её обратно
в мощность по известной Вам формуле и будет Вам счастье. )))

Прочнист:

Поэтому я и пишу - "или". Смотря какой методикой пользоваться. Правильно считать по ц.д., но он сильно гуляет с изменением угла атаки. Поэтому дают заключение о статической устойчивости по фокусу, подразумевая, что это не абсолютно, но достаточно точно.

Студент поплыл!

Смотря какой методикой пользоваться. Правильно считать по ц.д., но он сильно гуляет с изменением угла атаки.

Предлагаю абстрагироваться от фокуса и прошу ответить на вопрос: - Где расположен центр
давления подъемной силы устойчивого самолета относительно центра его тяжести?

Уточните для какого самолета вы задаете вопрос?
Для классика или утка.