Вопрос: указатель какой УА показывает - крыла или самолета?
+++++++++++
Фактически показывает местный угол атаки в месте расположения "крылышка" (он же "флажок-флюгер")- датчика угла атаки.
Дальше его, местный угол атаки, приводят разными расчетными ухищрениями к установочному углу атаки крыла, при этом принимают за нулевой угол атаки в том сечении, в котором приложен центр давления крыла - это я так думаю, но это не значит, что это так на самом деле.
Из статьи про АУАСП я так и не понял, как "сводят воедино" местный угол атаки" и "фактический УА", а статья вот она http://studopedia.ru/16_71734_ ...

здесь тоже не сказано, по какому алгоритму Блок комутации "переваривает" сигналы различных УА
http://www.airwiki.org/breo/pn ...

Из статьи про АУАСП я так и не понял, как "сводят воедино" местный угол атаки" и "фактический УА", а статья вот она

да тут не надо быть семи пядей во лбу , что бы убедится, что "УА указателя" - о котором пишет ковс и "УА характеристик" из


http://www.dream-air.ru/new/pi ...
1.3. Аэродинамические характеристики самолета Сy = f( a) и Сy =
f(Cх) (механизация убрана)
Аэродинамические характеристики получают по результатам продувок
модели самолета с последующим уточнением в летных испытаниях.
Зависимости Сy = f(a) и Cy = f(Cx) имеют следующие характерные углы

- aо = +1, 5 - угол атаки нулевой подъемной силы, на котором Cy =
0, ny = 0, К = 0.

да тут не надо быть семи пядей во лбу , что бы убедится, что "УА указателя" - о котором пишет ковс и "УА характеристик" из это разные углы, на 2гр "УА указателя" самолет летит в ГП на эшелоне, а на 1, 5 гр "УА характеристик" Су=0, рост УА на 0, 5 гр это прирост Су около 0, 035-0, 04 - явно недастаточно. Межде ними еще какая дельта УА.
как их там сводят не понятно, но можно прикинуть, какой будет Су в ГП на эшелоне на приборной 500 для полетной массы 90 тонн Су=0, 41 по книжному при получится "УА характеристик" 5, 5 , что примерно, разница 5, 5-2=3, 5 что примерно и соответсвует углу установке бортовой нервюры 3, 25.

так что скорее всего "УА указателя"+ "угол бортовой нервюры" = "УА характеристик",
тогда на "УА характеристик"н, в=6, 5 "УА указателя"н.в будет 6, 5-3, 25=3, 25

Всё абсолютно правильно выше kovs214 написал. 2 градуса держали на эшелоне, при этом скорость была где-то посредине между верхним и нижним забором.
По поводу захода/ожидания, с чистым крылом - где-то 7-8 градусов (на 10-ти садился на забор по скорости), но при использовании режима "Ожидание" (автоматически подвыпускаются предкрылки) диапазон расширялся и можно было спокойно лететь градусах на 12-ти, а то и больше.
Цифры по памяти, так что здорово не пинайте, если чё)) Но где-то так.
Угол атаки этот, естественно - местный. Он индицировался и он же "заходил" в СПКР.
P.S. Удобно было таки пилотировать, имея перед глазами эту инфу))

Да, и вдогонку - на глиссаде с полностью выпущенной механизацией при расчётной скорости угол получался градусов 8 (совсем недалеко от забора:) - на 10-ти градусах примерно забор и был). "Методики" захода здесь были разные))

neustaf
...По книжке УАн.в 6, 5 градусов, но это вовсе не тот УА который показывал указатель, вы сами можете вспомнить какие были показания УА например около скоростей наивыгоднейших? При полете в зоне ожидания к примеру.
----------
Такие детали я уже не вспомню.

...скорей всего, так и есть.

booster
...Фактически показывает местный угол атаки в месте расположения "крылышка" (он же "флажок-флюгер")- датчика угла атаки.
Дальше его, местный угол атаки, приводят разными расчетными ухищрениями к установочному углу атаки крыла, при этом принимают за нулевой угол атаки в том сечении, в котором приложен центр давления крыла - это я так думаю, но это не значит, что это так на самом деле.
----------
Пробовал я в этих показаниях разобраться когда ещё на 154 летал, но не совсем получилось, уж очень заумно всё описано. Возможно самому тямы не хватило :). Лигум, в аэродинамике 154го, прямо написал, что этот прибор не точный, но там не было, в РЛЭ, пилотирование по УА. В РЛЭ же ТУ-204, описано пилотирование по УА. Значит здесь добились точности измерения УА.

...а в чём интрига? ;). Или "хитрость" в этом: 4400+5500=9900? ;) Только при Качестве 8, сопротивление будет 10000 кг.

kovs214
Пробовал я в этих показаниях разобраться когда ещё на 154 летал,

да так почти на всех типах УА с железа (указателя) не соответсвуют приведенным в книжках по ПА, там пляшут от других исходных значений, по ярославскому случаю было тоже самое УА с расшифровки, с мурзилки МАКа и с ПА Бехтира не соответсвовали друг другу.

такой пост написал в ответ FL410 "спокойно лететь градусах на 12-ти, а то и больше"
а он почему ту не ушел, коротко на этом сайте УАдоп=15г на М менее 0, 3, т.е примeрно те же 3 гр от "УА указателя"

neustaf.
..."С-т ТУ-204 с крылом сформированным из умеренных суперкритических профилей..... Угол атаки крейсерского полёта 5, 8-6, 2 градуса"... Это цитата из Практ-ой аэр-ки Ежова.

Да есть графики "живые" в РЛЭ Ту-204. К сожалению, нет у меня электронной версии, сейчас найду свою старую бумажную, сфоткаю, выложу.

На 204 всё по другому, тут все аналоговые сигналы превращают в цифру. На полтиннике всё аналоговое.

Да какая разница, как передаётся информация, аналог или цифра. Аэродинамика пишется учеными, там свои углы атаки. Тот-же угол атаки крыла при выпуске механизации увеличивается сам по себе, из за изменения поперечного профиля. Установили датчик на фюзеляже, он там постоянен, не зависит от положения механизации и спокойно можно летать, зная максимально допустимые углы для различных режимов. На современных самолетах положение механизации обозвали 1, 2, 3 и тд до FULL и никто особо не задумывается сколько там в градусах 18, 26, 37 или 15, 28, 36 и 45. Также и с углом атаки. Было бы что выдерживать. )))

Согласен с предыдущим оратором - хоть и неграмотным, но таки пилотом))
Собственно, ниже ссылки на обещанные "рабочие" графики из РЛЭ (с индицируемыми значениями УА):

http://uploads.ru/ZpEri.png

http://uploads.ru/HMBoF.png

http://uploads.ru/zQkBH.png

kovs214
..."С-т ТУ-204 с крылом сформированным из умеренных суперкритических профилей..... Угол атаки крейсерского полёта 5, 8-6, 2 градуса"... Это цитата из Практ-ой аэр-ки Ежова.

да и тут есть "зазор" между тем что вы видели на указателе и что в ПА,
на крейсерских М еще и влияние М на поляру начинает сказыватся, я
считал для поляры М менее 0, 4, поэтому небольшое отличие.

FL410
Согласен с предыдущим оратором - хоть и неграмотным, но таки пилотом))
Собственно, ниже ссылки на обещанные "рабочие" графики из РЛЭ (с индицируемыми значениями УА):
http://uploads.ru/zQkBH.png

так я же и говорю все стыкуется особенно с третьим YАдоп на нем 15 с предкрылками, а вы на забор на 12 садились по указателю, примерно 3 гр везде зазор, между "УА указателя" и "УА характеристик",

...в ГП, средне М где-то 0, 75.

kovs214
...в ГП, средне М где-то 0, 75.
///////////
на этих М и максимальное качество будет менее 18,

Там, так и пишут. На УА наивыгоднейшем разве летают. ЗОЖ и отказ двигателя не трогаем.

Да, 10 тонн, чёт переклинило меня... Интрига-не интрига, но интересно, это спецом так проектируют, что отказ движков в посадочном положении позволяет сохранить глиссаду, убрав механизацию?

504
так проектируют, что отказ движков в посадочном положении позволяет сохранить глиссаду, убрав механизацию?
/////////
Стандартный УНГ 2гр40мин, качество для сохранения такого угла должно быть более 20, этим и Ту-204 не обладает, один из самых летучих,
Плюс заход проходит на скорости гораздо менее Vн.в на гладком крыле, приуборке механизации разгонятся надо (терять высоту, а ее на глиссаде и так..) иначе упадешь тут же.
Так что ваш подход про проектирование ошибочный, при отказе двух на глиссаде ВПП никак уже не достичь,

Проектируют самолёт так, что бы при отказе двигателя на взлёте, можно было продолжить взлёт с определённым градиентом. С двумя движками - 2, 4%, с тремя - 2, 7%, с четырьмя - 3, 0%. При отказе дв-ля в глиссаде продолжают заход, увеличив режим работающему (-щим) двигателю (-лям). Если начать убирать механизацию, то произойдёт разбалансировка самолёта, дополнительно к той, которая была вызвана отказом дв-ля, а это определённые сложности. В глиссаде составляющая веса помогает снижению. На взлёте - мешает. Если отказ дв-ля произошёл после взлёта, то заход на посадку выполняется с меньшим углом выпуска механизации. Как-то так, если я вас правильно понял.

Пост искать на 25 стр.
В связи с тем, что оппоненты так и не пришли к единому мнению по поводу задачи SYS(а),
хочу обратить внимание именно на ссылку BLASIUS. http://savepic.ru/11053881.png

Вернёмся к задаче в первоначальной её формулировке автором:
"Самолет летит горизонтально на далеко не транс и не на сверхзвуковой скорости.
По какой-то причине тяга двигателей увеличилась в четыре раза. Какое будет ускорение
если самолет продолжит горизонтальный полет?"

Так как в условии задачи рассматривается разгон в горизонтальном полете, то
красную линию на рис. по ссылке BLASIUS можно рассматривать как условную границу
располагаемой тяги.
В каждой точке кривой потребной тяги легко определить мгновенное ускорение по избытку
тяги до красной линии.
Легко заметить, что ускорение будет расти до V нв. и уменьшаться с приближением к V max.
В связи с отсутствием дополнительных сведений, точное значение можно получить только для
начального ускорения. Самое интересное то, что оно будет зависеть только от угла атаки.

F = m*a

В нашем случае: F = 4P - Q

В ГП: Q = P

Следовательно на самолет массой m действует неуравновешенная сила равная 3P

В ГП: P = m*g/Kаэр.

Подставляя 3Р в первое уравнение будем иметь:

3m*g/Kаэр. = m*a

Сократив массы найдем искомое:

a = 3g/K

Пример.

При аэродинамическом качестве равном 15 начальное ускорение будет равно:

a = 3*9.81/15 = 1.96 м/сек2.

PS.
К аэр. зависит от Су, а Су от угла атаки.

Усилю эффект. Выведу свою уникальную формулу (в уме) )), для увеличения тяги в любое число раз - "n". Это буит...это буит....два пишем...:
а = (n - 1)g/К.

Потомки Вас оценят.

Для полноты эффекта предлагаю ответить на вопрос:
Каким образом, при Р = const., можно получить
дополнительную тягу необходимую для набора высоты?

А в чем прикол вопроса?
Самый очевидный ответ - взять ручку на себя)) Это если летим в области первых режимов.
Но могут быть другие варианты: убрать шасси, например (не меняя положение органов управления)))

Хммм...как-то снизить Q?

504:
А в чем прикол вопроса?

Как сказал корвалол - "Для полноты эффекта".)
Не будем мешать ему в деле достойном.

Каким образом, при Р = const., можно получить
дополнительную тягу необходимую для набора высоты?

Тут какая-то подъ.бка. Не уменьшением же массы за счет расхода топлива? Уточним тогда.
Имеется в виду установившийся набор с постоянной скоростью на той же тяге, которая была в равномерном ГП?
Уже голова не соображает...ща вздремну, мож как у менделеева получится.

Полеты на втором режиме не представляют особой сложности.
Конечно, если есть высота или резерв по тяге.
Другое дело "подрыв" перегруженного транспортника с последней плиты.

У истребителей есть такое понятие - "динамический потолок". Разгоняют скорость на высотах несколько ниже практического потолка, а затем, за счет кинетической энергии, достигают высот значительно превышающих практический потолок. Правда, набор этот происходит с торможением и горизонтальный установившийся полет на динамическом потолке не возможен.

Падения перегруженных транспортных самолетов после взлета происходят только в случаях "динамического отрыва", так называемого "подрыва" с последней плиты. После такого отрыва
самолет с большой степенью вероятности может оказаться в зоне вторых режимов без запаса тяги и высоты.

Факторы влияющие на взлетные характеристики и границу разделяющую 1 и 2 режимы - V нв.

1. Перегруз. Чем больше вес, тем меньше величина ускорения на разбеге и больше скорость отрыва, что приводит к увеличению потребной длины ВПП. Граница режимов - V нв. растет.

2. Высокую температуру н.в. и превышение аэродрома можно отнести к неблагоприятным факторам при взлете ВС с предельными весами.

3. Механизация. С одной стороны она уменьшает скорость отрыва, длину разбега и V нв., с другой - ухудшает аэродинамическое качество и градиент набора.

корвалол:
Имеется в виду установившийся набор с постоянной скоростью на той же тяге, которая была в равномерном ГП?

Именно так!

Ну хрен знает, ничего умного пока не придумал. В бехтировский букварь по Ил-76 залез, пишет, потребная тяга для набора больше потребной для ГП на величину
Gsinθн=∆Р. Величина угла набора зависит от избытка тяги и веса. Ни тяга, ни вес не меняются по условию. Короче у меня слив, послушаю более сообразительных.

(с):
"Так как углы набора транспортных самолетов небольшие, то подъемная
сила самолета практически равна полетному весу самолета. Учитывая это,
скорость при наборе высоты практически равна скорости горизонтального
полета и зависит от полетного веса самолета, угла атаки и плотности воздуха
(температуры, давления и высоты полета). Влияние этих факторов на потреб-
ную скорость рассмотрено в гл. 3. Воспользовавшись вторым условием P = X
+ G sinθн определим тягу, потребную при наборе высоты.
Для уравновешивания лобового сопротивления при наборе высоты необ-
ходима тяга такая же, как и в горизонтальном полете, т. е. Pгп = Х= G/К. Со-
ставляющую веса G sinθн уравновешивает избыток тяги ∆Р. Следовательно,
Pн = Pгп+∆P=G/K+Gsinθн. Как видно, тяга, потребная для набора высоты,
больше тяги, потребной в горизонтальном полете, на величину Gsinθн=∆Р,
причем, чем больше полетный вес и угол набора, тем требуется больше допол-
нительной тяги."

Возражений нет, но вопрос остался. )

Вторым режимом называется режим установившегося горизонтального полета на скоростях ниже
V нв., при котором, в отличие от первого режима, случайное уменьшение скорости приводит к росту лобового сопротивления и к дальнейшей потери скорости.
Такое поведение самолета часто трактуется как неустойчивость самолета по скорости.
В действительности же "неустойчивость по скорости" на втором режиме есть ничто иное как "неустойчивое равновесие по скорости". И нарушает его сам пилот, пытаясь пилотировать самолет аналогично приемам пилотирования на первых режимах - стремясь сохранять высоту полета без увеличения тяги двигателей.

Надо набирать высоту на наивыгоднейшей скорости, тогда будет максимальным значение разницы между располагаемой и потребной тягой для ГП, следовательно тем большее значение тяги можно отдать на реализацию набора.
И это собственно элементарно следует из вышеприведенной формулы Pн = Pгп+∆P=G/K+Gsinθн.
Откуда чем больше К - тем меньше тяга потребная для набора. А наивыгоднейшая скорость та - на которой качество максимально.

Корсару обломали монополию на знание))

Только без определения о каком режиме Ленж говорит - о режиме максимально крутого подъема или режиме максимальной скороподъемности и без уточнения, о каком самолете говорится, дозвуковом или сверхзвуковом, ведь есть отличия. Плюс надо думать о высотно-скоростных характеристиках двигателя, поэтому точный ответ заметно отличается от этого знания вплоть до того, что для того чтобы быстрее набрать высоту надо на некоторой высоте остановиться чтобы разогнаться, включая даже разгон на снижении. И режим максимальной скороподъемности значительно скоростнее сказанного Ленжем. Вроде бы глупость, но по факту оно так. :))

Вроде бы глупость,
==========
Вот единственно правильное определение вами сказанному....только без "вроде бы" )))

Судью на мыло! (с)

фпечку

Сис, вроде лет 5 уже общаюсь с Вами. За это время самый тупой студент уже наверное смог бы выучить аэродинамику. Но чувствую, для Вас это непосильная задача. Как и внимательно прочитать условия задачи. А ведь там четко сказано - Р=const. Потому все Ваши ВСХ, сверхзвук и дозвук идут лесом. Так как они значения не имеют. Имеет значение лишь один вопрос - если тяга в ГП равна условно 5 тонн, то что можно сделать чтобы получить дополнительную тягу необходимую для набора высоты? Ответ тут один - установить скорость набора чтобы качество было максимальным. Это есть наивыгоднейшая скорость. При которой разница между заданным значением тяги Р=const и потребной тягой для ГП будет максимальна, а следовательно мы можем направить на набор максимальное значение тяги.
При этом мы получим максимально крутой подъем, что очевидно следует из формулы приведенной корвалолом. Про режим максимальной скороподъемности тут никто даже не заикался.И этого не было в условиях задачи. Потому Вам совершенно верно корвалол сказал - Вот единственно правильное определение вами сказанному....только без "вроде бы" )))
И констатирую в очередной раз что Вы произвели очередной громкий звук в лужу и выпуск пузырей в воздух. И это я очень мягко сказал.

Да нет, не обломали.)
Я извиняюсь что даю оценку, но относительно знаний Корсара у меня только самое лучшее впечатление. И главное, это самостоятельность мышления, умение рассуждать и смотреть в физическую суть вещей.
Крайне мне не нравится , это сейчас я совсем про других, когда просто постоянно тупо цитируют ГОСТ, ничего не понимая по сути.

LEngFT

относительно знаний Корсара у меня только самое лучшее впечатление.

Аналогично. И в данном конкретном случае именно поэтому и позволяю себе слегка поиронизировать, нисколько не умаляя уважения ни к фундаментальным знаниям, ни к самому собеседнику. По этой же причине (наличию ума у собеседника) уверен, что он меня прекрасно понимает....(в сторону): и прощает))

антифашистское подполье! :)))

то LengFT,
"вроде лет 5 уже общаюсь с Вами. За это время самый тупой студент уже наверное смог бы выучить аэродинамику. Но чувствую, для Вас это непосильная задача" /цитата/, определить соотношение эффективности стабилизатора и РВ Як-42 так и не смогли, узнать максимальные перегрузки болидов формулы 1 так же.

Кстати для любителей чисто теоритических занятий типа котових, когда у них много свободного времени, уменьшение скорости ГП для самолета Ту-154 полетной массой 100 тонн у земли с 500 км/ч до Vнв 435 км/ч даст прирост тяги в 300 кг и самолет попрет в набор с УНТ 0, 2 градуса и вертикальной 0, 4м/с. ( при вертикальнрй скорости набора 0, 5 м/ с считается, что самолет достиг своего практического потолка)

"Но определить соотношение эффективности стабилизатора и РВ Як-42 так и не смогли."


"В 23-м году Персиков уже читал 8 раз в неделю – 3 в институте и 5 в университете, в 24-м году 13 раз в неделю и, кроме того, на рабфаках, а в 25-м, весной, прославился тем, что на экзаменах срезал 76 человек студентов и всех на голых гадах:

– Как, вы не знаете, чем отличаются голые гады от пресмыкающихся? – спрашивал Персиков. – Это просто смешно, молодой человек. Тазовых почек нет у голых гадов. Они отсутствуют. Так-то-с. Стыдитесь. Вы, вероятно, марксист?

– Марксист, – угасая, отвечал зарезанный.

– Так вот, пожалуйста, осенью, – вежливо говорил Персиков и бодро кричал Панкрату: – Давай следующего!"
/"Роковые яйца", Михаил Булгаков/

То корвалол:
Для набора высоты нам нужна избыточная тяга. Тут я Америки не открыл.
Стереотип мышления подсовывает нам один вариант - увеличение тяги
силовой установки. Уважаемый Herr из-за бугра - уменьшение скорости в ГП.
Но ведь по условию задачи Р = const.
Остается одно - тупо взять штурвал на себя и перейти в набор, следя за
тем, чтобы поступательная скорость в наборе не упала ниже V н.в.)