И-150:

не надо про большинство:) Вы привели пример с клипом. Давайте разберемся что на нем изображено. И насколько верно.

И-150:

DAOS:

И-150:

Хорошо. Тогда вопрос - в клипе указана сила Ya от которой появляется момент Мz кр. Что это за сила? ...и где она приложена?

Прочтите еще раз

Я прочел.... У меня сомнения по поводу правильности этого рисунка. Раз Вы приводите его как аргумент, то хочу услышать как Ваше понимание того там изображено. Поэтому вопрос открыт - Что за сила Ya от которой появляется момент Мz_кр ...и где она приложена?

У меня есть простое и доходчивое объяснение, тогда сразу все станет на места и зелёным.
Но не здесь и сейчас. Почему? На этот вопрос надо набрать очень длинный текст и я еще решу с утра (мудреннее), стоит ли вообще.

Если вкратце.
За «без наград и званий», что кстати и имею, я выступаю только по вопросам безопасности полётов, и то не обязан.

И-150:
Много текста не надо:) Достаточно дописать:
-изображенная сила Ya - это.... (три слова)
-точка приложения изображенной силы Ya называется .... (одно слово)...крыла
И все сразу станет понятно...

Если без текста то

-изображенная сила Ya - это....ВЕЛИЧИНА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА
-точка приложения изображенной силы Ya называется .... ФОКУС САМОЛЕТА
И все сразу станет понятно...

Хорошо. Вот это я и хотел услышать. Спасибо!

поскольку термина "ВЕЛИЧИНА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА" нет, пожалуйста уточните, - Вы имели ввиду суммарную (результирующую)аэродинамическуй силу крыла? Я правильно понял?

Вам не кажется, что Вы задаете наводящие вопросы.

Прочтите еще раз

06/02/2013 [23:53:43]

И-150:
Если без текста то


изображенная сила Ya - приращение подъемной силы;
Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки.

Совершенно верно. Мне приходится задавать вопросы в такой форме, что бы услышать хоть какой то вариант ответа. И увидеть как понимается ТО, что изображено в клипе по Вашей ссылке.

И-150
Ты ссылку не перепутал?

Вот тут понятнее:


http://www.uvauga.ru/E_library ...
-

Как жаль, что не могу принять участия в спарринге! :( Почему-то на всех приведенных источниках по ссылкам на УВАУГА у меня картинки не отображаются.
Придется ждать развития темы и других ссылок. Да и вообще, я хотел бы живого общения, а не битвы первоисточников, к которым у многих участников есть вполне обоснованное недоверие.

nandron:

изображенная сила Ya - приращение подъемной силы;
Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки.

Ок. в клипе показано образование момента Mzкр от силы Ya. И как вы сказали Ya это приращение подъемной силы по углу атаки. Но куда делся момент при нулевом угле, вызваный несимметричностью профиля?

А американцы не парят мозги математикой как УВАГА,
(кстати я подозреваю, что там у них Суа это производная Су по альфа,
хотя и не ручаюсь)


http://www.grc.nasa.gov/WWW/k- ...

Все то же самое, просто вид сбоку.
ас - Фокус
ср - ЦД
Мы привыкли, что есть центр давления (подвижный при изменении УА) и фокус (подвижный при изменениях скорости). В ЦД приложена подъемная сила, а в фокусе только ее приращение.
Это немного неудобно понимать, но удобно для расчетов.
Если ЦД удобен для оценки балансировки при неизменном УА, то фокус удобен для того же в условиях изменения УА или скорости.

Американцы описывают процесс немного другими словами, но в целом все понимается точно так же.

И наконец, отсутствие сложных формул не всегда признак ущербности. Просто цели у приведенной публикации не научные, а популяризаторские.

Спасибо Three One Zero. Все верно.

Так что же за сила Ya (дающая относительно ЦТ момент Mzкр) изображена на клипе по линку И-150 и в какой точке она приложена?

Я поправлюсь по вчерашнему: Yа не "величина подъемной силы крыла", а "подъемная сила самолета" - Yа=Yсам=Yкр+Yфюз. И приложена она в точке фокуса самолета.

Так что не надо никаких теорий - всё довольно складно и понятно.

И-150:

Я поправлюсь по вчерашнему: Yа не "величина подъемной силы крыла", а "подъемная сила самолета" - Yа=Yсам=Yкр\+Yфюз. И приложена она в точке фокуса самолета.

Так что не надо никаких теорий - всё довольно складно и понятно.

Спасибо.
Тогда сразу возникают вопросы.
- Если в Вашей трактовке Yа=Yсам=Yкр+Yфюз, то почему момент от этой силы относительно центра тяжести указан как Мкр (только крыла)? Куда делось остальное?:)
- Пожалуйста, объясните, что такое в Вашем понимании - "подъемная сила самолета"??? Как она выглядит и где ее искать?
- Что такое "точка фокуса самолета"???

Мы говорим о начальных понятиях - пока все НЕ складно и Не понятно.

Статья интересная, в основном, про схему "утка", но, в начале статьи, есть и про самолет "нормальной схемы"...Для сравнения ;-).
http://www.yuanaircraft.ru/pix ...

..."В целях снижения потерь аэродинамического качества на балансировку полет на крейсерском режиме должен был выполняться при малых запасах устойчивости, что позволяло уменьшить нагрузку на горизонтальное оперение и фюзеляж. Задняя центровка самолета обеспечивалась системой перекачки топлива из крыльевых баков в килевой бак, при этом возможное изменение центровки получалось почти на 10% параметра САХ (средняя аэродинамическая хорда крыла). Все эти мероприятия позволили получить расчетное значение аэродинамического качества на крейсерском режиме 18, 1, которое было подтверждено в ходе летных испытаний Ту-204"...
http://www.uacrussia.ru/ru/mod ...

По теме ветки я высказался на стр.1 и 2, перечитайте, это не так много.
Существующего, более- менее правильного объяснения (не Бехтира и не Оксфорда) расклада сил и моментов типа УВАУГА вполне достаточно, чтобы при проектировании определиться с центровками на основе продувок, статистики, летных испытаний.
И что Вы мне задаете вопросы, я что, доктор?)))) Я также могу задать Вам вопросы, и также те же самые. Если Вас интересуют мои предположения и теории, то они скорей всего умрут вместе со мной )))))
Я выступаю здесь, как по-моему и neustaf , против порочной схемы Бехтира. Не может в ГП рассматриваться подъемная сила ЛА впереди цт, плюс сила го вверх, - такое летать не может в принципе. Прав Zero – египетской казни повинны)))
И во всех других схемах: утка, бесхвостка, тандем - центр давления ЛА позади ЦТ. Я скажу больше и в неустойчивой схеме в ГП он почти там же.

против порочной схемы Бехтира.
======

Ну-ну... :))) Генетику не так давно тоже лженаукой называли :)

И-150:

Я выступаю здесь, как по-моему и neustaf , против порочной схемы Бехтира. Не может в ГП рассматриваться подъемная сила ЛА впереди цт, плюс сила го вверх, - такое летать не может в принципе.

Мерилом устойчивости является положение фокуса самолета. Если мхема обеспечивает положение фокуса самолета позади ЦТ, при том, что ЦД крыла находится впереди ЦТ - она устойчива. Другое дело, что запас устойчивости ограничен. По "ненавистному" Бехтиру фокус находится в 50+-5% САХ. Что принципиально нежизнеспособного в схеме, где:
- ЦД крыла - 25% САХ
- ЦТ - 42% САХ
- фокус самолета - 50% САХ ?

DSA76:

И-150:

Я выступаю здесь, как по-моему и neustaf , против порочной схемы Бехтира. Не может в ГП рассматриваться подъемная сила ЛА впереди цт, плюс сила го вверх, - такое летать не может в принципе.

Мерилом устойчивости является положение фокуса самолета. Если мхема обеспечивает положение фокуса самолета позади ЦТ, при том, что ЦД крыла находится впереди ЦТ - она устойчива. Другое дело, что запас устойчивости ограничен. По "ненавистному" Бехтиру фокус находится в 50\+-5% САХ. Что принципиально нежизнеспособного в схеме, где:
- ЦД крыла - 25% САХ
- ЦТ - 42% САХ
- фокус самолета - 50% САХ ?
07/02/2013 [14:26:21]

Допусти, возьмем за основу эти цифры. От фокуса самолета (50%) отнимем ПЗЦ в ГП (42%), и получим 8%, если я правильно понимаю, это есть запас устойчивости, т.е. самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз ;-).

DSA76, Гляньте на стр.11 рис.6. аэродинамики Бехтира. Что нарисовано пером, подкреплено еще и текстом.

И-150:
Спасибо за ответ. Выступать за или против, можно и нужно тогда, когда для этого есть основания. В данном случае понимание (знание). Вы привели в качестве одного из аргументов линк на клип. По на мой взгляд, в нем есть принципиальные "неточности". Поэтому я хотел услышать, как Вы понимаете то, что там демонстрируется. В результате мы дошли до того что:
- "в точке фокуса самолета - приложена подъемная сила самолета";
- Момент тангажа крыла образован суммой "подъемных сил" крыла и фюзеляжа;
... приехали:(

Мне, честно говоря, не понятно, как с таким "багажом понимания" можно говорить о порочности Бехтира, Оксфорда и других:)

2DAOS

Объясните мне, чем образован момент тангажа Су-27, МиГ-29?

kovs214:

DSA76:

Мерилом устойчивости является положение фокуса самолета. Если мхема обеспечивает положение фокуса самолета позади ЦТ, при том, что ЦД крыла находится впереди ЦТ - она устойчива. Другое дело, что запас устойчивости ограничен. По "ненавистному" Бехтиру фокус находится в 50\\+-5% САХ. Что принципиально нежизнеспособного в схеме, где:
- ЦД крыла - 25% САХ
- ЦТ - 42% САХ
- фокус самолета - 50% САХ ?
07/02/2013 [14:26:21]

Допусти, возьмем за основу эти цифры. От фокуса самолета (50%) отнимем ПЗЦ в ГП (42%), и получим 8%, если я правильно понимаю, это есть запас устойчивости, т.е. самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз ;-).


Это догма, но не критерий. В очередной раз путаются понятия сбалансированности и устойчивости.
Для привычной схемы (ЦД крыла позати ЦТ) самолет действительно балансируется при отрицательном УА стабилизатора. При расположении ЦД крыла перед ЦТ, для балансировки потребуется уже положительная подъемная сила на стабилизаторе. Критерием же продольной устойчивости есть только положение фокуса позади ЦТ - самолет должен "флюгировать" в изменяющемся потоке (в частности, пикировать при увеличении УА, т.к. приращение подъемной силы будет приложено в фокусе, т.е. позади ЦТ). И чем дальше находится фокус позади ЦТ, тем устойчивей самолет. Единственная проблема схемы с несущим стабилизатором в том, что положение фокуса невозможно далеко отодвинуть от ЦТ, т.е. создать большой запас по устойстивости. Но на эшелоне в устоявшемся полете этого запаса достаточно - перекачали топливо и летим в экономном режиме.

Смоей точки зрения дилетанта, каноническая схема, когда крыло и ГО создают разнонаправленные подъемные силы более "порочна". Эта разнознаковость не достоинство, а недостаток - плата за обеспечение необходимой устойчивости. Какой экономический смысл тащить на эшелоне доплнительную нагрузку в виде "виртуальных" кг отрицательной подъемной силы на ГО, создавая при этом дополнительное сопротивление потоку повышенным УА крыла?

И-150:

DSA76, Гляньте на стр.11 рис.6. аэродинамики Бехтира. Что нарисовано пером, подкреплено еще и текстом.

..........

Не вижу там никаких противоречий. В чем нежизнеспособность схемы?

Ушел.....

DSA76:

kovs214:
Допусти, возьмем за основу эти цифры. От фокуса самолета (50%) отнимем ПЗЦ в ГП (42%), и получим 8%, если я правильно понимаю, это есть запас устойчивости, т.е. самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз ;-).


Это догма, но не критерий. В очередной раз путаются понятия сбалансированности и устойчивости.

А почему догма? Рассматривая расположение стабилизатора относительно крыла, мы "внедряемся" в область устойчивости самолета. При рассмотрении сего феномена нам нужно взаимное расположение ПЗЦ и фокуса самолета на САХ, разница между ними есть запас устойчивости, который оговорен в НЛГС-3 (АП-25). При наличии АСШУ, перекачкой топлива в киль мы уменьшаем запас устойчивости, (но не убираем его), делая самолет МЕНЕЕ устойчивым, но не нейтральным и, тем более, неустойчивым...
07/02/2013 [15:09:59]

kovs214:

DSA76:

kovs214:
Допусти, возьмем за основу эти цифры. От фокуса самолета (50%) отнимем ПЗЦ в ГП (42%), и получим 8%, если я правильно понимаю, это есть запас устойчивости, т.е. самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз ;-).


Это догма, но не критерий. В очередной раз путаются понятия сбалансированности и устойчивости.

А почему догма? Рассматривая расположение стабилизатора относительно крыла, мы "внедряемся" в область устойчивости самолета. При рассмотрении сего феномена нам нужно взаимное расположение ПЗЦ и фокуса самолета на САХ, разница между ними есть запас устойчивости, который оговорен в НЛГС-3 (АП-25). При наличии АСШУ, перекачкой топлива в киль мы уменьшаем запас устойчивости, (но не убираем его), делая самолет МЕНЕЕ устойчивым, но не нейтральным и, тем более, неустойчивым...
07/02/2013 [15:09:59]


Полностью согласен с Ващим высказыванием. Но из него абсолютно никак не следует, что стабилизатор должен иметь отрицательный УА, т.е. Ваше "самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз". Именно последнее - догма классической аэродинамики, но никак не закон.

DAOS:
fcim:
Вы смешали два понятия - результирующей подъемной силы и приращения подъемной силы по углу. и в результате пришли к неверному пониманию.

В приведенном мной примере, в начале, было специально указано, что профиль крыла симметричен. Никаких Mz0 учитывать не надо. У симметричного профиля, в линейной части Су, положение ЦД и фокуса совпадает (25%), поэтому рассматривать их исходящими из одной точки корректно. Поясните пожалуйста, где ошибка в моих рассуждениях.

DAOS:
Так как с увеличением угла (порыв ветра) пикурующий момент крыла уменьшается - Мz_кр=Мz0\+Mz.

Поясните пожалуйста, что такое MzF? И каким образом он уменьшает Mz крыла при увеличении угла атаки?

neustaf:
вы очень невнимательный читатель, ограничение ЦТ 42% у Ту-204 на эшелоне, а при взлет/заход (где большие Су) ЦТ ограничена 32%

Где вы взяли центровачные данные по ИМ?

Сэр, на данный момент речь идет о том, что: «Ну хоть на каком-нибудь режиме можно увидеть на КИСС положение стабилизатора +3?». Согласитесь, что при предельно задней центровке это более вероятно.

Что такое ИМ?

И-150:
Не может в ГП рассматриваться подъемная сила ЛА впереди цт, плюс сила го вверх, - такое летать не может в принципе.

А И-16, типа, и не летал никогда?

DSA76:

...Полностью согласен с Ващим высказыванием. Но из него абсолютно никак не следует, что стабилизатор должен иметь отрицательный УА, т.е. Ваше "самолет устойчив, а значит подъемная сила стабилизатора направлена вниз". Именно последнее - догма классической аэродинамики, но никак не закон.
07/02/2013 [15:45:57]

...про законы в аэродинамике, вроде как слышал, про догмы, что-то не приходилось :-). Вы Бехтира лично знаете?

fcim:

neustaf
Где вы взяли центровачные данные по ИМ?

Что такое ИМ?



ваш "Илья Муромец"


А И-16, типа, и не летал никогда?


И-16 был спроектирован под малый запас устойчивости для улучшения маневренности,
плата за это летчик постоянно в контуре упрывления гоняет ручку туда -сюда, на самолетах следующего поколения Як-1, Лагг-1, Миг-1 от этой идеии отказались

DSA76:

Что принципиально нежизнеспособного в схеме, где:
- ЦД крыла - 25% САХ
- ЦТ - 42% САХ
- фокус самолета - 50% САХ ?
07/02/2013 [14:26:21]


принципиальная ошибка это полагать, что ЦД гвоздями прибит в точке 25%, написали в одной мурзилкe это чушь и народ на сем зациклился.
фокус это величина переменная и говорить о его при положении можно только для определенной скорости при изменнеии АЛФА, если следовать вашей логике предельную центровку 204 можно оставлять и на 42 % самолет же все равно устойчив, да к тому же и с отличными маневренными характеристиками.
но дело в том , что 42% выбрано на эшелоне по запасу положения ЦД от ЦТ по двум причинам
1 полет на эшелоне выполняется на крейсерских скоростях (малые УА, малый Су) с уменьшением УА ЦД смещается назад по хорде
2 на эшелоне увеличивается число М полета, что еще более смещает ЦД назад.
общее положение ЦД порядка 50-55%. вот это смещение ЦД и используют для уменьшения балансировачного сопротивления на стабилизатоте, смещая только на эшелоне ЦT назад.

neustaf:

принципиальная ошибка это полагать, что ЦД гвоздями прибит в точке 25%, написали в одной мурзилкe это чушь и народ на сем зациклился.

фокус это величина переменная и говорить о его при положении можно только для определенной скорости при изменнеии АЛФА, если следовать вашей логике предельную центровку 204 можно оставлять и на 42 % самолет же все равно устойчив, да к тому же и с отличными маневренными характеристиками.
но дело в том , что 42% выбрано на эшелоне по запасу положения ЦД от ЦТ по двум причинам
1 полет на эшелоне выполняется на крейсерских скоростях (малые УА, малый Су) с уменьшением УА ЦД смещается назад по хорде
2 на эшелоне увеличивается число М полета, что еще более смещает ЦД назад.
общее положение ЦД порядка 50-55%. вот это смещение ЦД и используют для уменьшения балансировачного сопротивления на стабилизатоте, смещая только на эшелоне ЦT назад.


Стерильность моих знаний не дает мне возможности сразу заявить, что автор аэродинамики Як-42 и пр. вдруг вот так резко промахнулся с ЦД крыла Ту204.

Вы вот мне скажите, где будет находиться фокус крыла, если ЦД крыла придется на 50% САХ?

DSA76
Стерильность моих знаний не дает мне возможности сразу заявить, что автор аэродинамики Як-42 и пр. вдруг вот так резко промахнулся с ЦД крыла Ту204.



если вы про 25%, тп промахнулся и весьма прилично, сдами авторы той писульки запутались в подменах одно на другое и вышли на этот дикий пассаж ЦД в 25% САХ.


Вы вот мне скажите, где будет находиться фокус крыла, если ЦД крыла придется на 50% САХ?


из практических аэродинамик Лигума
Ту-154
фокус изолированного профиля крыла 23-25%
фокус самолета 50-60% САХ
предельно задняя центровка 32%

самолет Ту-134 более железный, чистая аеродинамика
фокус крыла 20-22%
фокус самолета 55-65% САХ с увеличением числа М ЦД смещается назад и на числе М 0, 8 Хфн = 68%
предельно задняя центровка 38%

neustaf:

DSA76
Стерильность моих знаний не дает мне возможности сразу заявить, что автор аэродинамики Як-42 и пр. вдруг вот так резко промахнулся с ЦД крыла Ту204.



если вы про 25%, тп промахнулся и весьма прилично, сдами авторы той писульки запутались в подменах одно на другое и вышли на этот дикий пассаж ЦД в 25% САХ.


Вы вот мне скажите, где будет находиться фокус крыла, если ЦД крыла придется на 50% САХ?


из практических аэродинамик Лигума
.....

Повторю вопрос так:

Вы вот мне скажите, где будет находиться фокус крыла ТУ204, если ЦД крыла придется на 50% САХ?
На 25%САХ? т.е. в устойчивом ГП на эшелоне фокус крыла на 25% при ЦД на 50%? Может ли быть такое?

DAOS:
Ок. в клипе показано образование момента Mzкр от силы Ya. И как вы сказали Ya это приращение подъемной силы по углу атаки. Но куда делся момент при нулевом угле, вызваный несимметричностью профиля?

"При определении момента, создаваемого распределенными силами, можно считать, что он создается только подъемной силой, приложенной в центре давления, а можно рассматривать подъемную силу, приложенную в фокусе крыла, и дополнительный момент, возникающий при нулевой подъемной силе из-за кривизны профиля крыла",

или при симметричном профиле:

"При определении момента, создаваемого распределенными силами, можно считать, что он создается только подъемной силой, приложенной в центре давления, а можно рассматривать подъемную силу, приложенную в фокусе крыла",

то есть фокус и центр давления - одно и то же и находится на 0, 25 от носка при симметричном и чуть смещен при несимметричном профиле, то есть при любом профиле центр давления имеет постоянное место.

Может объясните, где я не так сказал как здесь:

http://www.uvauga.ru/E_library ...

т.е. в устойчивом ГП на эшелоне фокус крыла на 25% при ЦД на 50%? Может ли быть такое?



почему нет? уже замучились ссылки кидать на взаимное расположение ЦД и фокуса крыла, хоть раз vсмотритесь и поймите, что к чему, в 105 раз http://photo.qip.ru/users/neus ...
Ris 13.12

neustaf:

т.е. в устойчивом ГП на эшелоне фокус крыла на 25% при ЦД на 50%? Может ли быть такое?



почему нет? уже замучились ссылки кидать на взаимное расположение ЦД и фокуса крыла, хоть раз vсмотритесь и поймите, что к чему, в 105 раз http://photo.qip.ru/users/neus ...
Ris 13.12


Мой, не обременненный спецзнаниями разум недоумевает, почему:
- ЦД может оказаться вне хорды;
- Асимптоты на графике приходятся на альфа=0, хотя в тексте речь идет об альфа0, который от 0 отличен
- График не действителен для часного случая несимметричного профиля - профиля симметричного, для которого утверждается, что ЦД совпадает с фокусом.

В общем, вопросов не меньше, чем к Бехтиру. Может он считает, что крыло Ту-204 набрано из симметричных профилей?

1 Теоритически может, но это уже за эксплуатационными парамеирами Су для ГП, сами рассудите если момент от У постоянен от фокуса, а Су ( сила) стремится к нулю куда должно стремится плечо ( положение ЦД) - правильно к бесконечности
2 альфа0 для Су=0
3 авторы писульки такими тонкостями как профили не замарачивались,

neustaf:

1 Слишком абстрактный график для моего рабоче-крестьянского уровня развития. Само понятие фокус имеет смысл для малых изменений УА. Этот бы график посмотреть да с конкретными УА.
2. Так пересечение к-т всетаки в альфа0 или альфа=0 по альфа?
3. Для симметричного профиля альфа0=0 а положение ЦД не зависит от знака альфа. Как это увязать с графиками?. ...

Буду думать дальше......

1 Слишком абстрактный график для моего рабоче-крестьянского уровня развития. Само понятие фокус имеет смысл для малых изменений УА. Этот бы график посмотреть да с конкретными УА.
-------
Нет ничего невозможнлгл, было бы желание , приводили ссылку уже две недели назад
//////////

nandron:

...При уменьшении угла атаки центр давления отходит назад, но при тех а, на которых обычно летает самолет, расстояние центра давления от носка профиля не превышает 35-45 % хорды...
http://asus2.ru/osnovy-aviacio ...

20/01/2013 [23:25:12]
--------
Если првести кривую через окончания векторов У, получите график для конкретных АЛФА

nandron:

DAOS:
Ок. в клипе показано образование момента Mzкр от силы Ya. И как вы сказали Ya это приращение подъемной силы по углу атаки. Но куда делся момент при нулевом угле, вызваный несимметричностью профиля?

"При определении момента, создаваемого распределенными силами, можно считать, что он создается только подъемной силой, приложенной в центре давления, а можно рассматривать подъемную силу, приложенную в фокусе крыла, и дополнительный момент, возникающий при нулевой подъемной силе из-за кривизны профиля крыла",

или при симметричном профиле:

"При определении момента, создаваемого распределенными силами, можно считать, что он создается только подъемной силой, приложенной в центре давления, а можно рассматривать подъемную силу, приложенную в фокусе крыла",

то есть фокус и центр давления - одно и то же и находится на 0, 25 от носка при симметричном и чуть смещен при несимметричном профиле, то есть при любом профиле центр давления имеет постоянное место.

Может объясните, где я не так сказал как здесь:

http://www.uvauga.ru/E_library ...

Вы привели не совсем корректное утверждение, а потом на его основе пришли к неправильным выводам.
Для начала надо определитсья с терминами
Подъемная сила - это распределеная аэродинамическая сила.
Заменив распределеную подъемную силу ее равнодействующей - мы получим равнодействющую аэродинамической силы (Ya). Точка ее приложенияна хорде называется центром давления (ЦД). Положение ЦД отсительно САХ менятся в зависимости от угла атаки, формы профиля и числа М
Фокус крыла - точка, относительно которой при изменении углов атаки (в летном диапазоне) момент от равнодействующей аэродинамической силы остатся постоянным. Мы можем при нулевом угле определить этот момент и получить момент тангажа Mz0 при альфа=0 относительно точки фокуса. Далее будем считать что при изменении Альфа будет появлятся дополнительная подъемная сила будет приложена в точке фокуса. Поэтому фокусе мы имеем - приращение аэродинамической подъемной силы (Yf). И соответсвенно составяющую момента тангажа Мzf от Yf.
Для симметричного профиля Mz0=0. Подъемная сила образуется за счет изменения Альфа. Поэтому равнодействующая сила выражена только приращением по углу атаки. Т.е для симметричного профиля Ya=Yf, а точки фокуса и ЦД совпадают.
Для несимметричного профиля при изменении альфа(в пределах летных углов) точка фокуса будет постоянной, а положение ЦД менятся.

Поэтому Ваши выводы - "фокус и центр давления - одно и то же и находится на 0, 25 от носка при симметричном и чуть смещен при несимметричном профиле, то есть при любом профиле центр давления имеет постоянное место." - говорят о неправильном понимании.

Фокус крыла - точка, относительно которой при изменении углов атаки (в летном диапазоне) момент от равнодействующей аэродинамической силы остатся постоянным.
----------
Можно только добавить при V =const, если брать диапазон скоростей в установившемся ГП, тут уже фокус не постоянен

2DAOS:
"подъемную силу, приложенную в фокусе крыла, и дополнительный момент, возникающий при нулевой подъемной силе из-за кривизны профиля крыла" от uvauga и Ваше "фокусе мы имеем - приращение аэродинамической подъемной силы (Yf). И соответсвенно составяющую момента тангажа Мzf от Yf" это одно и то же, или нет?

Нет, это не одно и тоже.
Достаточно произнести фразу- "подъемную силу, приложенную в фокусе крыла...." и Вы тут же получаете 100%-й "НЕУД." и отправляетесь на пересдачу.

Попытатесь еще раз прочитать то, что написано в моем сообщении выше. Я не случано сделал акцет на формулировках.

...как мне кажется, здесь довольно доступно ;-) описана положительная подьемная сила стабилизатора и её влияние на устойчивость самолета:
http://bwana.ru/?p=5570