2 kovs214:

Речь идет о том, что в ГП угол атаки не выдерживается балансировочной перекачкой топлива.

Еще один Читатель:

2 И-150:
Переодические анализы полетных данных, проводимые в ГосНИИ ГА для нашей компании с целью определения фактора деградации показали, что расход топлива меньше, а значит и дальность полета больше в случаях, когда центровка в полете была около предельно задней. Все таки дело в меньшем лобовом сопротивлении. Не так ли?

С наименьшим Сх можно получить наибольшую скорость. А на дальность интересует наибольшая величина К*М, я уже об этом писал. Естественно, что если при этом спроектировать так, что лобовое сопротивление будет как можно меньше, то это лучше при прочих равных. А вообще полезно рассматривать поляры по скоростям К = f(Су/Сх). Даю Вам ссылку для лучшего понимания:
http://www.forumavia.ru/forum/ ...
Пост 26/10/2008 [07:42:18] к примеру (не мой, претензии не ко мне если что). Но полезно.

2 DSA76
Я высказывался по поводу стр.11. Осилил 15. И дальше выискивать что-то рациональное или цифры при постоянном выносе мозга как рис.6 рис.7 и.т.д. не горю желанием.
Или думаете есть что почитать в этих «Откровениях»? :)

DSA76:

kovs214:
Если вопрос идет про устойчивость, как можно забыть про Фокус самолета? ;-)

Мы рассматриваем устоявшийся ГП. УА не меняется, нет ПРИРАЩЕНИЯ подъемной силы - понятие фокуса теряет смысл в рассматриваемом (тема топика) вопросе.

Нужно оперировать только подъемными силами крыла и ГО, приложенными к их ЦД, тягой и сопротивлением и искать баланс их моментов относительно ЦТ.

Тогда момент на ГО Мго = -(Мкрыло \+ Мтяги \+ Мсх)
При предельно задней центровке 42% САХ момент подемной силы на крыле - кабрирующий (ЦД - 25% САХ). Мтяги - кабрирующий, Мсх - момент силы лобового сопротивления - пикирующий.
Если в сумме крыло\+тяга\+сопротивление дадут кабрирующий момент, стабилизатор должен стоять на пикирование для балансировки.
18/01/2013 [15:47:20]

Так исходя из этих рассуждений, а при центровки 32% в каком положении должен быть стабилизатор, если ЦД 25% САХ? И самолет летит не в идеальной атмосфере, а есть болтанка, фокус постоянно присутствует, устойчивость по перегрузке-то должна быть ;-).

Александр, при всем уважении.А на фига такая ветка? Или я ничего не понимаю в аэродинамике устойчивых по перегрузке и скорости самолетов. Если кто-то делает "научные" открытия, пусть сам и доказывает, не трать свои нервы :). А может и не понимаю....-( тут чему угодно научат.

Старожил
форума
КВС Су-24:

И эти люди возят(возили)других людей??

-- та не дай бог попасть к таким на борт.

И-150:

Как я уже говорил я из СОМНЕВАЮЩИХСЯ и пытаюсь найти истину.
Так вот справедливости ради хочу отметить в каких местах Вашего рассуждения ПРИСУТСТВУЕТ бред

Еще раз всё целиком. Большими буквами мои комментарии.Со стр.11
«Два самолета, имеющие одинаковую массу, но разные центровки, будут иметь различные летно-технические характеристики (ПОКА ВЕРНО)
Рис.6
У ЛА с более задней центровкой будет меньше угол атаки, а, следовательно, меньшее лобовое сопротивление, меньше потребная тяга двигателей и расход топлива, больше дальность и продолжительность полета. (НЕ ТАК . САМОЛЕТЫ ЛЕТАЮТ НЕ НА МЕНЬШЕМ УГЛЕ АТАКИ А НАИВОГОДНЕЙШЕМ, ГДЕ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ К МАХ, А ДАЛЬНОСТЬ ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ НА РЕЖИМАХ ПОЛЕТА С НАИБОЛЬШЕМ ПРОИЗВЕДЕНИЕМ К*М)

Вот первое ВАШЕ заблуждение - самолеты летают НЕ НА наивыгоднейшем угле атаки!
Было бы ХОРОШО и Экономично так летать. Но на самом деле к ТАКОМУ только стремятся все службы по возможности...И бывают полеты СОВЕРШЕННО далекие от наивыгоднейших углов, когда пилоты выбирают скажем БЫСТРЕЕ попасть домой и полет совершается на МКР...
И вы так и не пояснили ПОЛНУЮ причину меньших расходов при задней центровки!


На рис.6 показано, что задняя центровка 42% (это предельно допустимая задняя центровка в полете) вызывает необходимость создания на ГО силы Y3большеY2, что приведет к уменьшению угла атаки.
ЗДЕСЬ ЯВНОЕ НЕПОНИМАНИЕ ТОГО, ЧТО ЧЕМ МЕНЬШЕ ПЛЕЧО У ФОКУСА ЛА К ЦТ, ТЕМ МЕНЬШЕ ПОТЕРИ НА БАЛАНСИРОВКУ, ПОЭТОМУ ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКА НАИБОЛЕЕ ВЫГОДНА, ДАЖЕ В УЩЕРБ УПРАВЛЯЕМОСТИ,
===
ВАШ БРЕД!
При более ЗАДНИХ центровках УПРАВЛЯЕМОСТЬ ЛУЧШЕ, а не ХУЖЕ и в ущербе устойчивость!

ПОЭТОМУ НА РЕЖИМАХ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА ДОБИВАЮТСЯ ЕЕ (ПУТЕМ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА) НЕ БОЛЬШЕ 32%.
====
Еще один БРЕД!
Никто НЕ ПЕРЕКАЧИВАЕТ топливо на взлете и посадке (за исключением ОСОБЫХ случаев) ибо это ОЧЕНЬ кратковременный процесс.
Перекачка осуществляется для крейсерского режима и для достижения центровок БОЛЕЕ 32%

Сложилось впечатление что Вы ЧТО-ТО знаете но почему-то НЕ ЛЮБИТЕ Бехтира, при этом сами страдаете Вами же указанными у него болезнями...

rook:

Александр, при всем уважении.А на фига такая ветка? Или я ничего не понимаю в аэродинамике устойчивых по перегрузке и скорости самолетов. Если кто-то делает "научные" открытия, пусть сам и доказывает, не трать свои нервы :). А может и не понимаю....-( тут чему угодно научат.

Старожил
форума
КВС Су-24:

И эти люди возят(возили)других людей??

-- та не дай бог попасть к таким на борт.

Дык чего и озадачился, мне в командировку, в Новосибирск видимо теперь не лететь, а ехать:))

КВС Су-24:

2kovs214:
В детстве не пробовали, после дождя в луже палкой поводить??:))...
18/01/2013 [16:12:55]

Было дело :-)), а ещё нравилось на разводы бензина в луже смотреть :))

2 Вообще_то_я_эндокринолог

Я даже знаю что у Вас общего с Бехтирем.

Вот так и выглядит переболомученная атмосфера:))

Читал, читал... считанные люди, кто понимает, внятно формулируют свои мысли. Остальное - набор слов.

Единственное, заметил пару вещей, на которых не акцентировали внимание, что может привести к заблуждениям:

1. Нет никакой прямой кореляции между углом установки стабилизатора и тем, какого знакасилу он создает.
Дело в том, что и крыло и фюзеляж вызывают скос потока, то есть поток за ними закашивается вниз. И закашивается тем больше, чем больше угол атаки. При выпуске механизации скос становится еще больше.

Конкретная величина скоса потока на оперении зависит от его положения относительно крыла, геометрии крыла и т.д. и т.п. методики расчета все известны.
В среднем величина скоса в зависимости от режима полета колеблется от 1-2 до 6-8 градусов.

Так что при угле установке стабилизатора +2 и угле скоса -4, угол атаки стабилизатора будет отрицательным -2 градуса. То есть при РВ установленном нейтрально и симметрично профиле оперения оно будет создавать отрицательную подъемную силу.

2.На магистральных самолетах применяются сверхкритические профили крыла, которые имеют очень сильный пикирующий момент, а их центр давления находится не на 25% хорды, а значительно дальше (порядка 35-50% САХ, в зависимости от профиля.

2 И-150:
Общее как раз у Вас....
А вот ГДЕ ответ на мои КОНКРЕТНЫЕ замечания?

quafodil:

На снижении иногда при выпуске интерцепторов наблюдается угол установки стабилизатора \+0.5 по кадру УПР. А теперь давайте свои формулы, ученики Бехтира, АУ!

Аргумент УБИЙСТВЕННЫЙ! (для философии Бехтира)
Сегодня же проверю в полете....

Какая оказалась продуктивная тема!!!

Вообще_то_я_эндокринолог, попробуйте такую мысленную операцию:

Представьте самолет-тандем (такие раньше иногда встречались в виде авиеток, а сейчас только Квики и есть, тоже авиетка наверно)
Итак, представили?
Теперь подумайте о распределении сил и моментов. Подумайте, где у такого самолета фокус?
Теперь мееееедленно мысленно уменьшайте заднее крыло да размеров обычного стабилизатора, а переднее увеличивайте. Постепенно превращайте ваш тандем в Ту-204. Соответственно следите за изменением положения центра масс и фокуса.

Если у Вас все получится, то Вы обязательно уловите момент, когда заднее крыло перестанет создавать положительную подъемную силу и перейдет в минус.

Такие мысленные методы позволят сделать Ваши исследования более интересными и даже захватывающими!

quafodil:

На снижении иногда при выпуске интерцепторов наблюдается угол установки стабилизатора \\+0.5 по кадру УПР. А теперь давайте свои формулы, ученики Бехтира, АУ!

Погорячился немного....
Аргумент Ваш не противоречит философии что СТАБ может создавать ПИКИРУЮЩИЙ момент!

Ибо то что интерцепоры - момент кабрирующий думаю НИКТО спорить не станет.
Далее при создании более задних центровок СТАБ изменяет свои значения от -1.5 до -0.5 в полете то есть ПРИБАВКА ПИКИРУЮЩАЯ (но она пока НЕ ГОВОРИТ о общем знаке, то есть общий момент СТАБА тут вполне может быть еще кабр.)

Далее выпуск интерцепторов УВЕЛИЧИВАЕТ кабрирующий момент и СТАБ продолжает изменять углы в сторону КАБРИРОВАНИЯ до +0.5

2 Вообще_то_я_эндокринолог

Я уже начинаю пить водку, чего и Вам советую :) Бехтира если обидил пусть извинит - но нельзя же так ошибаться и заумничать, тем более на бумаге.

Эндокринолог, как Вы думаете я понимаю Ваши фразы: "И бывают полеты СОВЕРШЕННО далекие от наивыгоднейших углов, когда пилоты выбирают скажем БЫСТРЕЕ попасть домой и полет совершается на МКР...";"При более ЗАДНИХ центровках УПРАВЛЯЕМОСТЬ ЛУЧШЕ, а не ХУЖЕ и в ущербе устойчивость!" (Это когда говорят об экономичном ГП);"Никто НЕ ПЕРЕКАЧИВАЕТ топливо на взлете и посадке (за исключением ОСОБЫХ случаев) ибо это ОЧЕНЬ кратковременный процесс."(да мне пох как это, изменение центровки, достигается)
Тролить неохота, с наилучшими :)))

Three One Zero:

Какая оказалась продуктивная тема!!!

Вообще_то_я_эндокринолог, попробуйте такую мысленную операцию:

Представьте самолет-тандем (такие раньше иногда встречались в виде авиеток, а сейчас только Квики и есть, тоже авиетка наверно)
Итак, представили?
Теперь подумайте о распределении сил и моментов. Подумайте, где у такого самолета фокус?
Теперь мееееедленно мысленно уменьшайте заднее крыло да размеров обычного стабилизатора, а переднее увеличивайте. Постепенно превращайте ваш тандем в Ту-204. Соответственно следите за изменением положения центра масс и фокуса.

Если у Вас все получится, то Вы обязательно уловите момент, когда заднее крыло перестанет создавать положительную подъемную силу и перейдет в минус.

Такие мысленные методы позволят сделать Ваши исследования более интересными и даже захватывающими!

Я не ПРОТИВНИК перехода СТАБА на пикирующий момент в принципе!
Но понимаю что для КОНКРЕТНОГО самолета Ту-204 БЕЗ ДАННЫХ О ПРОДУВКАХ и измерении сил нам будет ОЧЕНЬ трудно сделать правильные выводы
Ибо цифры 25, 50 .... относительно абстрактны....
А самое главное я НЕ ЗНАЮ углов атаки стабилизатора в полете и его нулевого угла подъемной силы....
БЕЗ этих данных ОБЕ версии НОМРМАЛЬНО вписываются в теорию экономии топлива и улучшения управляемости при смещении центровки назад

И-150:
Тролить неохота, с наилучшими :)))

За это УВАЖАЮ!

ПС: Понял что Вы далеки от РЕАЛЬНОЙ авиации. Потому с наступающим вас КРЕЩЕНИЕМ! :-)

Угол атаки стабилизатора при нулевой подъемной силе - нулевой. Стабилихаторы, как правило имеют симметричный профиль.

Но чтобы покруче Вас запутать, предлагаю подумать о влиянии угла скоса потока. А это как-никак 2-4 градуса. То есть, даже если стабилизатор установлен на 0 относительно оси самолета, то все равно угол атаки у него отрицательный и сила на нем тоже отрицательная!

Чего же после этого стоят все наши потуги рассказать благодарному человечеству о положительной подъемной силе на стабе?

Еще один Читатель:

2 kovs214:

Речь идет о том, что в ГП угол атаки не выдерживается балансировочной перекачкой топлива.
18/01/2013 [16:18:08]

Перекачкой топлива уменьшают балансировочное сопротивление самолета и экономят топливо...

kovs214:

http://oat.mai.ru/book/glava07 ...

Не будем рассматривать весь ваш текст...
Можете ответить на 1 вопрос?

На рисунке 7.18 Вами приведенной ссылки ЧТО МЕШАЕТ ЦЕНТРУ МАСС ПЕРЕМЕСТИТЬСЯ в точку МЕЖДУ подъемной силой крыла и стабилизатора?

И ЧТО ПРИ ЭТОМ ПРОИЗОЙДЕТ?

А произойдет как раз ПЕРЕХОД с кабрирующего момента стаб на пикирующий!!!!!!!!
И балансировка НИЧЕМ не нарушится....

Вообще_то_я_эндокринолог.

...так рис 7.18 это схема "бесхвастка", а мы рассматриваем "нормальную схему". У нас рис.7.15...

Three One Zero:

Угол атаки стабилизатора при нулевой подъемной силе - нулевой. Стабилихаторы, как правило имеют симметричный профиль.

Но чтобы покруче Вас запутать, предлагаю подумать о влиянии угла скоса потока. А это как-никак 2-4 градуса. То есть, даже если стабилизатор установлен на 0 относительно оси самолета, то все равно угол атаки у него отрицательный и сила на нем тоже отрицательная!

Чего же после этого стоят все наши потуги рассказать благодарному человечеству о положительной подъемной силе на стабе?

Именно ТАК я и понимаю что БЕЗ данных о продувках
и знании о РЕАЛЬНОМ скосе мы НИКОГДА не добьемся истины.
А ТЕОРЕТИЧЕСКИ возможность создания ПИКИРУЮЩЕГО стабилизатора возможна в отличие от вечного двигателя, и возможно поэтому Бехтир все же ввел нас в небольшое заблуждение.

Но продолжаем однако копать!

kovs214:

Вообще_то_я_эндокринолог.

...так рис 7.18 это схема "бесхвастка", а мы рассматриваем "нормальную схему". У нас рис.7.15...

Ну если опустить ЭТУ деталь, что бесхвостка....
ВМЕСТО сил от элеронов представьте СТАБ.

Просто с рисунком ПРОЩЕ расговаривать

kovs214:

Перекачкой топлива уменьшают балансировочное сопротивление самолета и экономят топливо...

Вот здесь, на стр.13 очень хорошо показаны моменты, указан фокус самолёта (50%САХ)
при центровке 42% (при перекачке) и видно, что и подъёмная сила ГО и приращение положительные....ну не знаю, лучше уже не смогу сказать, с этим рисунком тоже не согласны? )):
http://storage.mstuca.ru/bitst ...

To rook,
Как для чего ветка?
Это чтобы эти новообращенные гении на ветке про внуковский Ту-204 не резвились, , нехай тут обитают под присмотром, но что то оге не торопятся далее вещать о положительной подемной силы стаб при центровке более 25% САХ

Вообще_то_я_эндокринолог.

А как просто так взять и переместить? Запас-то по устойчивости должен быть, это же не манёвренный истребитель, НЛГС требует запаса 10% ;-). Мне вот непонятно, на живом самолете, стабилизатор я всегда устанавливал на (-2град), ну на (-1град), на (0град) не летал. И как в таком положении он мог создавать положительную подъемную силу? ;-).

korvl22001:

Вот здесь, на стр.13 очень хорошо показаны моменты, указан фокус самолёта (50%САХ)
---------

Посмотрите еще, пожалуйста на рис. 5, а так же на рис. 8, где для центровки 20% указана отрицательная подъемная сила на ГО, а для 32% и 42% - положительная.

To rook,
Как для чего ветка?
Это чтобы эти новообращенные гении на ветке про внуковский Ту-204 не резвились, , нехай тут обитают под присмотром, но что то оге не торопятся далее вещать о положительной подемной силы стаб при центровке более 25% САХ

korvl22001:

kovs214:

Перекачкой топлива уменьшают балансировочное сопротивление самолета и экономят топливо...

Вот здесь, на стр.13 очень хорошо показаны моменты, указан
фокус самолёта (50%САХ)
при центровке 42% (при перекачке) и видно, что и подъёмная
сила ГО и приращение положительные....ну не знаю, лучше уже
не смогу сказать, с этим рисунком тоже не согласны? )):
18/01/2013 [18:03:41]

А какую информативность несет сей рисунок? :) Показан только
Мпикирующий, а где Мкабрирующий? Если это полет установившейся...:).
По этому рисунку самолет должен пикировать;) Ниже показано три
вида устойчивости и графики зависимости УА от времени. Бехтир ниже пишет:
"...Если центровка 42% САХ будет нарушена, то соответственно умень-
шится расстояние от ц.м. до фокуса, то есть уменьшится плечо силы Y,
востанавливающий момент также станет меньше, и продольная устойчивость
по перегрузке будет хуже...", т.е. запас по устойчивости-то есть,
а если есть запас, то значит самолет не нейтрален, а устойчив, а у
устойчивого самолета у стаб-ра отрицательная подъемная сила :).

To уставший
////
Хорошо что есть еще кто понимает что к чему
По скосу. потока и кртическим профилям верно, можно лишь добавить , что 33-35% это для конкретного профиля, а не САХ, которая искуствееное понятия и для определения ЦД стреловидного крыла необходимо учитывать и распределения Давления по профилю ( а каждое крыло это набор прфилей) и распредение давления по размаху крыла ( помните такие эпюры наверняка) зависит и от геметрических и аэродинамических круток, все вместе и выводит на 45-50% положения ЦД в прцентах САХ ( о чем упоминули в начале той писульке, но потом успешно забыли)
Тот вариант что привели на картинке с центровками и вектором У подошел бы для прямого крыла Ан-2, там САХ и хорда крыла одно и то же,

kovs214:

Вообще_то_я_эндокринолог.

А как просто так взять и переместить? Запас-то по устойчивости должен быть, это же не манёвренный истребитель, НЛГС требует запаса 10% ;-). Мне вот непонятно, на живом самолете, стабилизатор я всегда устанавливал на (-2град), ну на (-1град), на (0град) не летал. И как в таком положении он мог создавать положительную подъемную силу? ;-).

Давайте СНАЧАЛА разберемся с ТЕОРЕТИЧЕСКОЙ стороной вопроса.
Центр масс можно переместить банально перекачкой топлива, или ПЕРЕМЕЩЕНИЕМ пассажиров.
То есть это перемещение ВОЗМОЖНО совершенно без проблем.
И вот ДАЛЬШЕ

РАССМОТРИТЕ что происходит с силами на указанном рисунке.
Устойчивость БЕЗ ПРОБЛЕМ обеспечится отклонением стабилизатора, опять же ПОКА ТЕОРЕТИЧЕСКИ

Вообще_то_я_эндокринолог.
Если, я правильно понял, Вы летаете на этом типе?

Летаю
Дальше то ЧТО?

Пусть тут ВСЕ косо смотрят на Бехтира, но для начала его НАДО аргументированно оспорить!
А просто бросаться какашками - удел тролей....

Я еще раз повторю что ПОКА именно пытаюсь найти УБЕДИТЕЛЬНЫЕ аргументы.
пытаюсь сложить углы установки крыла, стабилизатора, скоса потока и их углы атаки....
Но некогда .
Утром прилетел, ночью снова в небо...

Вообще_то_я_эндокринолог.

Я еще раз повторю что ПОКА именно пытаюсь найти УБЕДИТЕЛЬНЫЕ аргументы.
пытаюсь сложить углы установки крыла, стабилизатора, скоса потока и их углы атаки....
Но некогда .
Утром прилетел, ночью снова в небо...
18/01/2013 [19:12:28]

Это непосильная задача, я без подколок, такую инфу еще можно найти про ТУ-154, но про ТУ-204, скорей всего, только в КБ.

Вообще_то_я_эндокринолог,
попробуйте обдумать такой вопрос:
А всегда ли нулевой угол стабилизатора по показаниям в кабине реально нулевой относительно строительной оси фюзеляжа?
Вот, например у Эрбасов индикация установки стабилизатора имеет как положительный так и отрицательный диапазон углов. А у Боингов просто какие-то условные единицы? Что же на самом-то деле?

В качестве подсказки:
Я в свое время на 330 взлетал с углами стабилизатора +3 (если память не отшибло), а на 777 сейчас и понятия не имею какой там угол. Поставил расчетные единицы и все на этом.
Так где правда?

2 kovs214:
Это непосильная задача, я без подколок, такую инфу еще можно найти про ТУ-154, но про ТУ-204, скорей всего, только в КБ.

Я уже ПОЧУВСТВОВАЛ!
Вот ДАЖЕ угла установки крыла НЕ МОГУ найти!

Может кто из СУПЕРСПЕЦОВ подскажет?????
И желательно с указанием источника.

Three One Zero:

Вообще_то_я_эндокринолог,
попробуйте обдумать такой вопрос:
А всегда ли нулевой угол стабилизатора по показаниям в кабине реально нулевой относительно строительной оси фюзеляжа?
Вот, например у Эрбасов индикация установки стабилизатора имеет как положительный так и отрицательный диапазон углов. А у Боингов просто какие-то условные единицы? Что же на самом-то деле?

В качестве подсказки:
Я в свое время на 330 взлетал с углами стабилизатора \+3 (если память не отшибло), а на 777 сейчас и понятия не имею какой там угол. Поставил расчетные единицы и все на этом.
Так где правда?

Какова ЦЕЛЬ ваших высказываний?
Показать что Вы ничего толком не знаете и НЕ ХОТИТЕ узнать и что все ЭТО НЕВАЖНО?
Каждый вибирает по себе куда и как идти...

Вообще_то_я_эндокринолог:
Пусть тут ВСЕ косо смотрят на Бехтира, но для начала его НАДО аргументированно оспорить!

Оспорить что? Слово, фразу, рисунок - конкретно можете сказать в формате: стр.- такая-то, выражение - такое-то и т.д.

Three One Zero:
Если истина НА ПОВЕРХНОСТИ , ткните меня в нее МОРДОЙ!
Я ДОПУСКАЮ что я- ТУПОЙ!

Но поверьте САМОМНЕНИЕ приводит людей в канаву на киевском шоссе...
Не надо делать вид что вы знаете АБСОЛЮТНО все, а просто объясните.
Не думаю что придется больше печатать чем то что вы пишете

Вообще_то_я_эндокринолог,

Не сердитесь. Никакой цели у меня нет. Аэродинамики (и теоретическую и практические) я помню достаточно хорошо, чтобы не путаться в их основах. Просто если вывалить вам все сразу, получится менторство. Вы же сами взялись искать истину. Читаете книжки, роетесь в Нете.
Я хотел немного подтолкнуть Вас в нужном направлении поисков не фактами, а намеками.

Ну раз нет, так нет. :) Просто жалко, что Вы тратите время между прилетел и улетел на размышления о расположении центров давления стреловидного крыла в районе 50%САХ, как тут кто-то авторитетно заявил :)
Удачи!

2 nandron:

Вообще_то_я_эндокринолог:
Пусть тут ВСЕ косо смотрят на Бехтира, но для начала его НАДО аргументированно оспорить!
Оспорить что? Слово, фразу, рисунок - конкретно можете сказать в формате: стр.- такая-то, выражение - такое-то и т.д.

Ну конечно.
В ДИНАМИКЕ ПОЛЕТА САМОЛЕТА Ту204-120
http://storage.mstuca.ru/bitst ...

На 7 рисунке приведен случай перемещения центра масс в полете (в процессе перекачки топлива например).
И изображено что стабилизатор имеет положительную (пикирующую) подъемную силу.

Народ ЭТО оспаривает и утверждает что ЭТОГО не может быть , потому что не может быть никогда....

Я пока не вижу реальных причин почему этого НЕ МОЖЕТ быть

nandron:

korvl22001:
...Координаты ФОКУСА и ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ крыла совпадают и находятся на расстоянии ДВАДЦАТЬ ПЯТЬ ПРОЦЕНТОВ САХ = 1, 152 м. !

Где Вы взяли у Бехтира эту цифру?

Читайте, что написано у Него со стр.13:

"У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзеляжа и оперения) находится на (50\+-5)% САХ.

Поверьте такая ПОДТАСОВКА не годится....
Фокус крыла пишет Бехтир 25%
А 50% - это РЕЗУЛЬТИРУЮЩИЙ - с учетом фюзеляжа и оперения

Читайте все и то что в скобках

Вообще_то_я_эндокринолог:

2 kovs214:
Это непосильная задача, я без подколок, такую инфу еще можно найти про ТУ-154, но про ТУ-204, скорей всего, только в КБ.

Я уже ПОЧУВСТВОВАЛ!
Вот ДАЖЕ угла установки крыла НЕ МОГУ найти!

Может кто из СУПЕРСПЕЦОВ подскажет?????
И желательно с указанием источника.
18/01/2013 [19:26:58]

Угол установки крыла 3.25 градуса, если не ошибаюсь. Это все есть в РЛЭ или в РТЭ.

Вообще_то_я_эндокринолог:

Пусть тут ВСЕ косо смотрят на Бехтира, но для начала его НАДО аргументированно оспорить!
На 7 рисунке приведен случай перемещения центра масс в полете (в процессе перекачки топлива например).
И изображено что стабилизатор имеет положительную (пикирующую) подъемную силу.

Народ ЭТО оспаривает и утверждает что ЭТОГО не может быть , потому что не может быть никогда....

Я пока не вижу реальных причин почему этого НЕ МОЖЕТ быть

___________

Первое, что нужно оспорить, это то, что ЦД крыла находится на 25%САХ. ИМХО, это бесспорно.

Фокусы только мешают рассуждениям. Нам нужно с устоявшимся ГП разобраться, где фокусами оперировать нет необходимости - нет ПРИРАЩЕНИЯ подъемной силы. (К слову у Бехтира прямым текстом сказано "Фокус САМОЛЕТА Ту-204-120 расположен 50 ± 5% САХ в зависимости от скорости и высоты полета (рис. 14).")

Вдобавок к скосу потока нам следует учесть, что УА стабилизатора не совсем соответствует углу его отклонения.
Хочу запросить у Вас ликбез:
- "0" стабилизатора приведен к продольной оси самолета?
- Каков тангаж при ГП на УА 2*?

Спасибо за общение.

Вообще_то_я_эндокринолог:
Поверьте такая ПОДТАСОВКА не годится....
Фокус крыла пишет Бехтир 25%

На первый пост по-позже.
Где пишет Бехтир, что фокус крыла 25%?

Вообще_то_я_эндокринолог:

Устойчивость БЕЗ ПРОБЛЕМ обеспечится отклонением стабилизатора, опять же ПОКА ТЕОРЕТИЧЕСКИ




устойчивость в продольном канале это способность самолета восстанавливать угол атаки и скорость после внешнего воздействия без вмешательства пилота.
Отклоненим стаб/Рв вы обеспечиваете балансировку - уравновешиваете моменты.
если хотите разобратся с вопросом попробуйте для начала разобратся где находится ЦД крыла по отношению к САХ, перечитайте пост Уставшего. (запомните САХ это не хорда крыла.)

Вообще_то_я_эндокринолог.

Максимальные углы отклонения стабилизатора относительно СГФ:
-на пикирования плюс 3.5 град.
-на кабрирование минус 8 град.
САХ крыла 4.61005 м.
Это из РЛЭ.

nandron:

Вообще_то_я_эндокринолог:
Поверьте такая ПОДТАСОВКА не годится....
Фокус крыла пишет Бехтир 25%

На первый пост по-позже.
Где пишет Бехтир, что фокус крыла 25%?

Рисунок 3.
Рисунок 5.
А также на 13 стр текст
--У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля кры-
ла совпадают.