А между тем...

[Bobchinsky]

как же так на одном и том же крыле при одной и той же скорости у нас У одна и таже на высоте в 5 000 и 20 000 метров даже по условию ГП.

Легко, или скорость разная или угол атаки.

А балансировочные моменты и силы на что больше влияют на Су или Сх !?

Если ты про Су и Сх крыла то никак не влияют, если самолета, то Сх увеличивают, а Су не изменяют, ибо у нас ГП.

И если ты считаешь что к К ЛА ,К крыла ни какого отношения не имеет, то хм.

Имеет естественно, но я говорю о баллансировочных потерях, которые от К крыла не зависят, на сколько я понимаю.

 

Я говорю про изменение У (дельта У) при всех прочих неизменных параметрах!

Правильно с высотой плотность меньше ,но можно сказать что с уменьшением плотности при неизменной тяге скорость должна расти !?

А вот предположим на высоте Н=1 000 м. при N=80% получим Vпр.=600 км/ч и Vист.=600 км/ч мы сохраним ли на Н=20 000 м. при N=80% Vпр.=600 км/ч и Vист.=600 км/ч ??

 

При прочих равных параметрах дельта У равна нулю, поскольку она от этих самых параметров зависит.

 

Правильно с высотой плотность меньше ,но можно сказать что с уменьшением плотности при неизменной тяге скорость должна расти !?

 

В общем (если предположить что Сх, Су и тяга не связаны со скоростью и высотой) так, изменение скорости будет пропорционально корню квадратному от изменения плотности(в четыре раза плотность уменьшили, скорость в два раза выросла), но!:

во-1 Сх и Су весьма забавно связаны со скоростью (точнее с числом М)

и во-2 тяга двигателя мало того что весьма забавно связана со скоростью (точнее с числом М), но и с высотой полета.

 

Таки объясните хоть кто-нибудь каким образом устойчивость влияет на качество? :)

 

Дополняя Lemon Lime'а.

Итак, рассмотрим рисунок(хотя он несколько несовершенен):

Здесь У-подьемная сила самолета равнная весу, Укр-подьемная сила крыла, дельтаУго-подьемная сила стабилизатора.

На нем изображен усойчивый самолет в ГП.

Цт нажодится в начале вектора У.

Для простоты я буду рассматривать только сопротивление крыла Хкр, сопротивление остальных частей планера не рассматриваю(условно).

Как видно потребная в ГП подъемная сила крыла Укр=У+дельтаУго. Понятно, что рост подьемной силы крыла вызовет рост его сопротивления на величину дельтаХкр.И даже если качество крыла Ккр=У+дельтаУкр/Хкр+деьтаХкр при этом не уменьшится, то качество самолета все равно будет К=У/Хкр+дельтаХк.

Явно видно, что К меньше Ккр, соответственно в нашем примере дельтаК=Ккр-К и будет потерями качества на балансировку.

 

У нейтрального самолета дельтаУго отсутствует и следовательно К=У/Хкр.

 

Спецов просьба по голове не пинать ибо я академиев не кончал, но для понимания проблемы думаю понятно описал.

[Prodobrey]

А никто и не говорил, что Су-33 выводятся из эксплуатации прямо сейчас.

 

Интересно,есть информация о выводе из строя !!!:mad::cry:

[Geen]

Ну как бы положение ЦМ относительно аэродинамического фокуса влияет на статическую устойчивость прямее некуда: ЦМ перед АФ - самолет устойчив, ЦМ за АФ - неустойчив. То есть, для получения неустойчивости сдвигаем ЦМ назад. При прочих равных это означает, что сдвигаем его ближе к ЦД (или за него, в особо запущенных случаях).

Не понял. В ГП АФ всегда по вертикали над ЦМ. И самолёт устойчив. Вот если бы ЦМ был над АФ, то да, самолёт был бы неустойчив....

[FAB999]

Порывшись в первоисточниках:

Подъемная сила Y=Cy*q*S

q - скоростной напор, 1/2 произведения скорости на плотность.

Получается постом выше я спутал Су с Y, мой косяк, прошу простить.

То бишь правильней сказать: Y прямо-пропорциональна скорости и плотности воздуха. Значит на высоте в 20000 нужна бОльшая скорость для удержания ЛА в ГП. Но подъемная сила нужна та же самая.

 

Да естественно что скалярная величина подъемной силы должна быть таже елки палки, это математика! Я же хочу выяснить для себя следующее, понимаете ли вы что с ростом высоты изменяются условия атмосферы и то что при этом ЛА сохраняя той же свою приборную скорость (для меня это не истинная скорость, а именно приборная относительно воздушных масс), сохраняя тем же угол атаки, той же тягу двигателей, вес кстати уменьшается, потому как происходит выработка топлива, будет ли иметь туже подъемную силу. Так вот при всем сказанном на 20 000 метрах получаем подъемную силу ЛА такую же как на 5 000 метрах путем определенных изменений начальных условий! А изменения скорости, угла атаки чем управляет летчик, безусловно приводит к изменению подъемной силы!

 

Истинная скорость для меня это путевая скорость потому как летаем мы от точки А к точке Б расположенных на земле и для штурманских расчетов мне важно знать скорость относительно земли с учетом всех углов ветра, скоростей ветра, свойств атмосферы по эшелонно и тд. Для лучшего понимания далее буду пользоваться Vпр – приборная, Vп – путевая.

 

 

По формуле бр. Райт для расчета подъемной силы необходимо учитывать площадь крыла, плотность воздуха, скорость потока или в потоке, коэффициент Су. А он (Су) определяется по теореме Жуковского или более точно практически в ад. трубе при определенном угле атаки профиля.

 

 

Правильно, чем выше летим, тем больше путевая скорость при той же истинной. А подъемную силу определяет истинная скорость.

Под "Vпр." не приборная скорость имеется в виду? Если да, то приборная это как бы и есть истинная, и ответ на ваш вопрос положительный :)

А вот при путевой 600 истинная будет уже недостаточна для полета.

Где противоречие?:)

 

На высоте Н=1 000 м. при тяге N=80% получим Vпр.=600 км/ч и Vп.=600 км/ч!?

На Н=20 000 м. при N=80% Vпр.=600 км/ч, Vп. не =600 км/ч !

Почему ?

[FAB999]

Легко, или скорость разная или угол атаки.

 

Хех изменение скорости и УА это как раз те мероприятия которые направлены на изменение У ! То есть в итоге с подъемом крыла с 5 км на 20 км у нас У уменьшается и что бы сохранить ее прежней нам необходимо увеличить или УА или V так вроде?!

 

Если ты про Су и Сх крыла то никак не влияют, если самолета, то Сх увеличивают, а Су не изменяют, ибо у нас ГП.

Имеет естественно, но я говорю о баллансировочных потерях, которые от К крыла не зависят, на сколько я понимаю.

 

А почему ты отделил крыло то от самолета? Ты понимаешь У самолета и Х самолета как совокупность всех сил и моментов от всех частей самолета в потоке. И что получается если Х сам. увеличилось то по любому изменилось К сам.

 

Дополняя Lemon Lime'а.

 

Для простоты я буду рассматривать только сопротивление крыла Хкр, сопротивление остальных частей планера не рассматриваю(условно).

Как видно потребная в ГП подъемная сила крыла Укр=У+дельтаУго. Понятно, что рост подьемной силы крыла вызовет рост его сопротивления на величину дельтаХкр.И даже если качество крыла Ккр=У+дельтаУкр/Хкр+деьтаХкр при этом не уменьшится, то качество самолета все равно будет К=У/Хкр+дельтаХк.

Явно видно, что К меньше Ккр, соответственно в нашем примере дельтаК=Ккр-К и будет потерями качества на балансировку.

У нейтрального самолета дельтаУго отсутствует и следовательно К=У/Хкр.

 

Как то сумбурно, можно все относительно схем выложенных мною.

[FAB999]

Возможные варианты РУС: длинноходные, короткоходные, штурвалы, по усилиям.

 

А что предпочтительней из перечисленного (кроме штурвалов), к чему склоняются испытатели в условиях реальных полетов и перегрузок !?

[Fisben]

Истинная скорость для меня это путевая скорость потому как летаем мы от точки А к точке Б расположенных на земле и для штурманских расчетов мне важно знать скорость относительно земли с учетом всех углов ветра, скоростей ветра, свойств атмосферы по эшелонно и тд. Для лучшего понимания далее буду пользоваться Vпр – приборная, Vп – путевая.

 

Все смешалось, люди, кони... Истинная скорость равна путевой только В ГП и при отсутствии ветра. То есть истинная скорость - это скорость самолета относительно воздушных масс. Так вот самолет летит не по истинной, а по приборной скорости, которая суть есть скоростной напор, то бишь какое давление набегающий поток оказывает на самолет. Очевидно, что на уровне моря истинная скорость будет равна приборной, но чем выше мы поднимаемся, тем разреженнее атмосфера, тем меньшее давление при постоянной скорости будет оказывать воздух на наш самолет, отсюда и падение приборной скорости. Подъемная сила зависит именно от приборной скорости, а не от истинной. Истинная вообще практически никому не нужна, потому что штурманам нужна путевая, а летчикам приборная. Разница между приборной и истинной может быть очень существенной, на большой высоте мы получим двухкратную разницу легко. С этим, кстати, связаны ограничения на полеты высотных самолетов, например таких как Геофизика или U-2. На рабочем режиме у них нижняя граница рабочего диапазона скоростей близка к минимально допустимой (если лететь медленнее, то будет превышена альфа доп и наступит сваливание), а верхняя уже близка к предельному маху. Так вот рабочий диапазон скоростей на тех высотах для указанных самолетов всего 10-15 км/ч. Но самая большая проблема для них - слезть с высоты, ибо нельзя разгоняться.

 

PS. Про другие скорости (эволютивная, принятия решения и проч.) пока не стоит :)

[Kola]

Интересно,есть информация о выводе из строя !!!:mad::cry:

 

Они вышли из строя? :)

Сорри за англицкий юмор. Так какая говорите информация есть?

[Bobchinsky]

Хех изменение скорости и УА это как раз те мероприятия которые направлены на изменение У ! То есть в итоге с подъемом крыла с 5 км на 20 км у нас У уменьшается и что бы сохранить ее прежней нам необходимо увеличить или УА или V так вроде?!

 

Повторяю, с ростом высоты потребная в ГП подьемная сила постоянаю Ясен перец, что чтобы обеспечить её постоянство нужно или увеличивать УА или V. Собственно в связи с этим потолок и ограничен. УА ограничен критическим углом атаки и тягой, а скорость тягой и Мкр.

 

А почему ты отделил крыло то от самолета? Ты понимаешь У самолета и Х самолета как совокупность всех сил и моментов от всех частей самолета в потоке. И что получается если Х сам. увеличилось то по любому изменилось К сам.

 

Потому что не отделял. Я тебе уже сказал, что говорю о качестве всего самолета, а не отдельных его частей.

Как то сумбурно, можно все относительно схем выложенных мною.

Да пожалуста. В первом случае Укр1=G-Уго, во втором Укр2=G+Уго.

Поскольку Укр в первом случае меньше чем во втором, то и Xкр1 меньше чем Хкр2 и Х1 самолета меньше Х2..

При этом подьемная сила самолетов одинакова и равна У=G.

Качество К1=У/Х1, К2=У/Х2, т.к Х1<Х2 то и К1>К2 К1/К2=Х2/Х1.

[Bobchinsky]

На высоте Н=1 000 м. при тяге N=80% получим Vпр.=600 км/ч и Vп.=600 км/ч!?

На Н=20 000 м. при N=80% Vпр.=600 км/ч, Vп. не =600 км/ч !

Почему ?

 

Потому, что тяга двигателя уменьшится раз в 3-5.

[FAB999]

Все смешалось, люди, кони...

 

PS. Про другие скорости (эволютивная, принятия решения и проч.) пока не стоит :)

 

 

Как скажешь Алексей :)

Но как говорил товарищ Энштейн ,относительно чего считать :)

 

Про истинную скорость спорить не буду потому как в свое время до меня довели следующие скорости:

V –приборная (относительно воздушных масс),

Vп –путевая (относительно поверхности),

Vвт. –ветра (с плюсом или минусом по правилу треугольника),

Vнв. –наивыгоднейшая (на планировании УА наивыгодный),

Vэв. – эволютивная (наименьшая скорость нормальной управляемости и устойчивости)

Vmin. –минимально допустимая (по устойчивости и управляемости)

Vmax –максимально допустимая (по прочности конструкции)

 

А про истинную забыли сказать ,вот для меня и стала путевая истинной все относительно земли, как истинная высота.

:)

[Bobchinsky]

Приборная скорость-это истинная скорость отображаемая на приборе, с учетом потерь и погрешностей, ЕМНИП.

[_Foxbat_]

Приборная скорость - это скорость с которой движется данный прибор относительно молекул газа!:)

Edited October 14, 2009 by _Foxbat_

[Lemon Lime]

Не понял. В ГП АФ всегда по вертикали над ЦМ. И самолёт устойчив. Вот если бы ЦМ был над АФ, то да, самолёт был бы неустойчив....

Я вот тоже не понял. При чем тут вертикаль, мы вроде за горизонталь беседовали...

V –приборная (относительно воздушных масс)

Мимо. Скорость относительно воздушных масс это как раз истинная [воздушная]. А приборная - это скоростной напор; с той скоростью, которая характеризует быстроту перемещения и направление движения материальной точки в пространстве относительно выбранной системы отсчёта, связь у приборной есть, но она такой "скоростью в механическом смысле слова" не является.

Как то сумбурно, можно все относительно схем выложенных мною.

У вас, кажется, картинка неправильная (неполная). Кажется мне, правильно так:

Edited October 14, 2009 by Lemon Lime

[FAB999]

Повторяю, с ростом высоты потребная в ГП подьемная сила постоянаю Ясен перец, что чтобы обеспечить её постоянство нужно или увеличивать УА или V. Собственно в связи с этим потолок и ограничен. УА ограничен критическим углом атаки и тягой, а скорость тягой и Мкр.

 

Ну вот сошлись вроде как :)

В своем посте за номером 267 мне нужно было высказаться не так однозначно и утрированно. Для создания той же У на 20 км что и на 5 км нужны другие режимы полета!

Вот теперь можно вернуться и к дальности! И как у нас влияет У на дальность?

 

Потому что не отделял. Я тебе уже сказал, что говорю о качестве всего самолета, а не отдельных его частей.

 

Да пожалуста. В первом случае Укр1=G-Уго, во втором Укр2=G+Уго.

Поскольку Укр в первом случае меньше чем во втором, то и Xкр1 меньше чем Хкр2 и Х1 самолета меньше Х2..

При этом подьемная сила самолетов одинакова и равна У=G.

Качество К1=У/Х1, К2=У/Х2, т.к Х1<Х2 то и К1>К2 К1/К2=Х2/Х1.

 

 

Так подставлю пресловутые данные в твои формулы:

G=5, Yкр =5, Yго =1

Yкр1=4, а Yкр2=6 соответственно Х1 < Х2

 

Но в этом случае при таком простецком векторном сложении чет у нас с ЛА выведен из равновесия. И по этому мы добавим ∆У =1 к Yкр1 и вычтем из Yкр2 для условия равновесия, тем самым увеличем Х1 и убавим Х2 ,и далее до бесконечности! :)

В чем цимус?

 

Может мы в мою схемку введем еще несколько параметров, скажем Р –тяга и Хкр –сопротивление крыла и Хго –сопротивление горизонтального оперения!?

И не будем упрощать до совсем уж простецкого уровня, может разберемся по подробней!?

[Bobchinsky]

Приборная скорость - это скорость с которой движется данный прибор относительно молекул газа!:)

 

Нет это скорость с которой движется данный прибор относительно молекул газа и которую данный прибор измерил и отобразил, а вы привели определение истиной скорости.

[FAB999]

Мимо. Скорость относительно воздушных масс это как раз истинная [воздушная]. А приборная - это скоростной напор; с той скоростью, которая характеризует быстроту перемещения и направление движения материальной точки в пространстве относительно выбранной системы отсчёта, связь у приборной есть, но она такой "скоростью в механическом смысле слова" не является.

 

Спорить не буду но спрошу!

Гы а истинная скорость относительно какой части летательного аппарата, и как же местные скорости?

 

У вас, кажется, картинка неправильная (неполная). Кажется мне, правильно так:

 

И в чем разница?!

[Lemon Lime]

Спорить не буду но спрошу!

Гы а истинная скорость относительно какой части летательного аппарата, и как же местные скорости?

Чо? Зачем такие дебри, местные скорости, скорости чего-то относительно какой-то части летательного аппарата?..

Истинная [воздушная] - это скорость самого ЛА (его ЦМ) относительно воздушных масс. Приборная - вообще не скорость, а давление в ПВД, выведенное на прибор, проградуированный в км/ч.

И в чем разница?!

На моей картинке аэродинамический фокус есть, а на вашей нету. Невнимательный читатель может подумать, что неустойчивый самолет - это когда центр масс за центром давления, а это не так.

[Bobchinsky]

Ну вот сошлись вроде как :)

В своем посте за номером 267 мне нужно было высказаться не так однозначно и утрированно.

Не могу не согласиться))

Вот теперь можно вернуться и к дальности! И как у нас влияет У на дальность?

 

Каждому У ,при определенных условиях, соответствует конкретный Х, которому в свою очередь равна тяга, которая определенным соотношением связана с расходом топлива, который влияет на дальность))

 

Так подставлю пресловутые данные в твои формулы:

G=5, Yкр =5, Yго =1

Yкр1=4, а Yкр2=6 соответственно Х1 < Х2

 

Но в этом случае при таком простецком векторном сложении чет у нас с ЛА выведен из равновесия. И по этому мы добавим ∆У =1 к Yкр1 и вычтем из Yкр2 для условия равновесия, тем самым увеличем Х1 и убавим Х2 ,и далее до бесконечности! :)

В чем цимус?

 

Может мы в мою схемку введем еще несколько параметров, скажем Р –тяга и Хкр –сопротивление крыла и Хго –сопротивление горизонтального оперения!?

И не будем упрощать до совсем уж простецкого уровня, может разберемся по подробней!?

 

Не Укр=5, а У самолета =5. Все у нас в равновесии.

 

Может мы в мою схемку введем еще несколько параметров, скажем Р –тяга и Хкр –сопротивление крыла и Хго –сопротивление горизонтального оперения!?

И не будем упрощать до совсем уж простецкого уровня, может разберемся по подробней!?

Хочешь поупражняться в геометрии? Я нет. Хкр мной и так введен. Хго можно считать одинаковым при твоих цифрах, Х планера без крыла и ГО можно считать равным. Так что введение всего этого добра качественно картину не изменит, но только нас запутает.

[Fox511]

Вот это вас таращит, мужики.

 

Может в отдельную тему пора выносить?:)

[Bobchinsky]

Давно пора)

[Fisben]

Как скажешь Алексей :)

Но как говорил товарищ Энштейн ,относительно чего считать :)

 

Про истинную скорость спорить не буду потому как в свое время до меня довели следующие скорости:

V –приборная (относительно воздушных масс),

 

Вот это неправильно просто по определению приборной скорости. Еще раз повнимательнее прочитай что я написал. Потом зайди в ЛО, и слетай на МиГ-29 на предельный мах на высоте километров в 12. На ИЛСе увидишь приборную скорость, она же будет на приборе в левой части приборной доски. Истинная скорость будет у тебя на махометре - прибор в нижней центральной части приборки. Там две стрелки: одна показывает Мах, другая как раз истинную скорость. Если будешь лететь без ветра, то на внешнем виде увидишь точное значение истинной скорости, сравни с тем, что на ИЛСе. Так вот характеристики самолета меняются именно по приборной скорости, то бишь по скоростному напору, ну и по Маху, естественно...

[FAB999]

Чо? Зачем такие дебри, местные скорости, скорости чего-то относительно какой-то части летательного аппарата?..

Истинная [воздушная] - это скорость самого ЛА (его ЦМ) относительно воздушных масс. .

 

Так значит на сверх звуке ЛА имея истинную скорость 2М двигается относительно воздушных масс с такой скоростью так?!

 

Приборная - вообще не скорость, а давление в ПВД, выведенное на прибор, проградуированный в км/ч..

 

Ну тогда нужно уточнить что все же ДИНАМИЧЕСКОЕ давление!

Edited October 15, 2009 by FAB999

[FAB999]

На моей картинке аэродинамический фокус есть, а на вашей нету. Невнимательный читатель может подумать, что неустойчивый самолет - это когда центр масс за центром давления, а это не так.

 

 

Ну это вообще то очень интересные дебри в которые я так понимаю не хочется окунаться. Вспоминаем про САХ ,поясни для меня и когда же у нас начинается движение ЦД, ЦМ АФ и может еще чего, и вообще двигается ли что то из этого?!

 

Мне бы хотелось этот вопрос разобрать по подробней :)

[FAB999]

Каждому У ,при определенных условиях, соответствует конкретный Х, которому в свою очередь равна тяга, которая определенным соотношением связана с расходом топлива, который влияет на дальность)).

 

И вот теперь давай на ЛА с тем же двигателем мы проведем некие мероприятия и повысим У и представим что Х нам удалось оставить тем же! Что будет с дальностью?

 

Не Укр=5, а У самолета =5. Все у нас в равновесии..

 

Ну если у нас все в равновесии то почему ты производишь действия с У и G ? И при этом однозначно утверждаешь что Х неустойчивого меньше Х устойчивого ЛА?

 

Хочешь поупражняться в геометрии? Я нет. Хкр мной и так введен. Хго можно считать одинаковым при твоих цифрах, Х планера без крыла и ГО можно считать равным. Так что введение всего этого добра качественно картину не изменит, но только нас запутает.

 

И чем тебе не нравится геометрия ,по моему очень привлекательная тема, я бы даже сказал наглядная :)