Точку приложения любой силы можно назвать ее фокусом, т.к. момента относительно этой точки сила не создает. А вот можно ли точку приложения приращения подъемной силы крыла назвать аэродинамическим фокусом зависит от того, будет она перемещаться вдоль хорды крыла или нет. Теоретики сказали, что при линейном изменении Су по альфа координата точки приложения прироста подъемной силы меняться не будет. С благословения С. А. Чаплыгина эту точку «обозвали» аэродинамическим фокусом крыла и окончательно водрузили туда приращение подъемной силы. Практики порадовались за теоретиков, но сказали, что этот «фокус» им и нафиг не нужен, т.к. изолированное крыло от этого устойчивым не станет. И вопросы устойчивости и управляемости самолетов по прежнему решали продувками моделей и летными испытаниями, по результатам которых и находили искомую нейтральную центровку самолета. Но со временем и среди практиков появились любители косить под теоретиков. Одному из них (его имени история не сохранила) пришла в голову «гениальная» идея - Если сложить фокусы крыла, фюзеляжа и горизонтального оперения то получится фокус самолета. Теоретики знали, что сложением двух и более, пусть даже фокусных, сил общего фокуса не получишь - это будет всего лишь точка приложения суммарной силы приращений..., для которой еще предстоит отыскать свой собственный фокус, но обиженные на практиков, хранили молчание. Болтовня о фокусе самолета среди практиков до сих пор не утихла, но никто из них, насколько мне известно, теоретическими методами его еще не отыскал, а по прежнему – продувают и испытывают... продувают и испытывают... Вот она, вкратце, история того, как из-за тщеславия одних и гордыни других эта химера, под названием «фокус самолета», перекочевала в учебники Практической аэродинамики.
1. Так NР-это и есть фокус самолета, т.е. если Х=Fста, то самолет по устойчивости нейтрален. Или что-то не так я понимаю?
Все правильно. Дело в том, что нейтральную центровку сначала обозвали фокусом самолета (по аналогии с фокусом крыла), а затем уже наделили её свойствами этого самого фокуса. Свойствами, которые не были присущи ей изначально.
2. Ну, то, что вы кое-чего в аэродинамике не знаете, мы установили давно. Эка невидаль. Век живи век учись. Практическая аэродинамика говорит, что фокус самолета есть.
Умиляет ваше "мы"! Кто такие, позвольте поинтересоваться? Вот "мы" - С.А. Чаплыгин, давший определение фокусу крыла, ничего про фокус самолета не знали. А "мы" - Н.Е. Жуковский, "отец" Кривых потребных и располагаемых тяг, про Кривые потребных и располагаемых мощностей не ведали. А в вашей книжечке все это есть. Пишите халдеи, пишите - бумага стерпит!
3. Что касается Чаплыгина, то с чего вы решили, что он проектировал самолеты? Насколько я знаю Чаплыгин - теоретик аэродинамики...
Это его как-то извиняет? Если теоретик С.А. Чаплыгин обходился без фокуса самолета, то мне - практику и фокус крыла не нужен. Я могу обойтись центром давления. Неужели Вы думаете, что если бы С.А.Чаплыгин видел смысл в фокусе самолета он не воспользовался возможностью его применения в теории устойчивости ЛА.
4. Правда, может, проблема в том, что под фокусом самолета я понимаю NP - нейтральную точку, а вы - что-то свое.
Под аэродинамическим фокусом я понимаю не просто любую точку приложения прироста подъемной силы, а только ту, координата которой не меняется при изменении угла атаки.
5. Нейтральная центровка - она одна. Какой диапазон?
Предельно задняя эксплуатационная центровка выбирается из условия, чтобы запас устойчивости по перегрузке был достаточным (3...4 % САХ для маневренных самолетов, а для учебных и тяжелых самолетов - не менее 10% САХ). При освобожденном управлении запас статической устойчивости самолетов по перегрузке меньше (на 3...5 % САХ), чем при зафиксированном управлении. При увеличении скорости полета нейтральная центровка увеличивается на 2...3 % САХ, что повышает запас продольной статической устойчивости по перегрузке.
6. Вы отвергаете фокус самолета, как лишнюю информацию, к чему тогда прицеплять Чаплыгина.
Мне казалось важным обратить внимание на то, что даже С.А.Чаплыгин, прародитель фокуса крыла, не заморачивался фокусом самолета, а ведь до него полшага было - по аналогии. А почему? Да потому, что не счел корректным такую аналогию.
7. А как определить запас центровки без Фокуса самолета? И как дать определение Нейтральной центровки отвергая Фокус самолета?
Фокус крыла - мнимая точка, жестко "зафиксированная" на хорде крыла. В следствии линейности функции Су крыла по альфа, определяется эта точка математическим путем и используется для упрощения расчетов величины момента тангажа вызываемого подъемной силой крыла. "Фокус самолета" такой точкой назвать (по аналогии с фокусом крыла) нельзя, математически найти невозможно. Потому и определяется он экспериментальным путем. Вернее, определяется не он, а нейтральная центровка. И назвать её фокусом невозможно в принципе, т.к. фокус - это ТОЧКА, а нейтральная центровка, в следствии нелинейности функции Су самолета по альфа, имеет ДИАПАЗОН. Не какой-то там мифический "фокус самолета", а "нейтральная центровка", ИМХО, именно то название, которое следует употреблять при рассмотрении вопросов устойчивости и управляемости самолетов.
8. Фокус с-та Ту-154 расположен на 60%САХ. Фокус с-та Ту-204 расположен на 52%САХ. Как это понимать?
Очевидно, что при таких центровках самолет восстанавливающих моментов не создает. Задача прикладной аэродинамики определить диапазон нейтральных центровок конкретного самолета в зависимости от условий полета, и выдать рекомендации пилотам держаться от него подальше.)))
Какая нафик, пардон, линейность Су по альфа ГО, если при изменении угла атаки крыла угол скоса потока в районе ГО меняется. Кривизна на вашем графике видна невооруженным глазом. А с учетом 15-ти 20-ти кратной разницы в аэродинамических силах крыла и ГО кривизна кривой Су го по альфа г.о. должна на порядок превышать кривизну кривой Су крыла. Чаплыгин обратил внимание на существование такой мнимой точки на хорде крыла, доказать существование которой можно опираясь на алгебру и геометрию средней школы. Сложением двух, пусть даже фокусных, сил третьего фокуса не получишь. Это будет всего лишь точка приложения суммарной силы приращений крыла и горизонтального оперения, для которой еще предстоит отыскать свой собственный фокус по аналогии с фокусом крыла. Никакой теории здесь не вижу, никакого "фокуса самолета"... Вижу только диапазон нейтральных центровок определяемых исключительно экспериментальным путем.
PS. Можно ли вообще говорить о фокусе ГО если при изменении угла атаки меняется его профиль из-за отклонения руля высоты.
10.Вернемся к первоисточнику -Чаплыгин писал о малых изменениях угла атаки, Су самолета от альфа практически линейна, отклонение РВ - вообще не рассматривается так как речь идет о статической устойчивости, а не о балансировке самолета.
А может ну его на... Пусть сначала выложат матмодель как у С.А.Чаплыгина, а уж потом я буду думать куда вернуться. А пока меня устраивает NP.
Информация к размышлению: На углах атаки менее угла установки крыла фюзеляж создает кабрирующий момент. При увеличении угла атаки центр давления крыла смещается вперед уменьшая пикирующий момент, но зато уменьшается кабрирующий момент фюзеляжа, а при угле атаки более чем угол его установки, фюзеляж будет создавать пикирующий момент.
Кривые потребных и располагаемых мощностей, Фокус самолета и Угол атаки самолета - это "мусор" из одной корзины. И не место этой "корзине" в Практической аэродинамике.
Подъемная сила крыла - СП и ЗСИ /отголоски с украинского авиационного форума/
Попытки объяснения возникновения подъемной силы в результате скоса потока (СП) крылом весьма распространенное явление среди летного, инструкторского и даже преподавательского состава, как у нас, так и за рубежом. Такое объяснение настолько же "наглядно" - сила действия равна силе противодействия (третий закон Ньютона) - на сколько, ИМХО, и не верно. Более продвинутые делают попытку объяснить это явление законом сохранения импульса (ЗСИ), который является интерпретацией второго закона Ньютона. Но ЗСИ описывает реактивное движение. А ведь при таком движении в атмосфере, движущая сила должна превышать вес летательного аппарата (ЛА) как минимум на величину силы лобового сопротивления. А какой движущей силой обходится современный ЛА, скажем в горизонтальном полете (ГП)? Совершенно верно, в установившемся ГП сила тяги силовых установок равна весу ЛА деленному на его аэродинамическое качество (К)! У современных ЛА максимальное аэродинамическое качество (Кмах.) на наивыгоднейших скоростях полета достигает порядка 15-18 единиц. Выходит, что у ЛА весом, например, 60 т. потребная тяга ГП равна всего лишь четырем тоннам. Вот и пусть апологеты СП и ЗСИ объяснят каким образом ЛА весом 60 тонн они удержат в ГП силой тяги в четыре тонны используя СП и ЗСИ.
Зачем пилоту кривые потребных мощностей если есть кривые потребных тяг? Какие характерные точки, определяемые по "кривым мощностей" нельзя определить по "кривым тяг"? Назовите мне преимущества анализа динамических характеристик самолета по кривым мощностей в сравнении с кривыми тяг. Существует ли угроза безопасности полетов из-за отказа от кривых потребных мощностей при изучении вопросов практической аэродинамики?
Понимаю, когда они интересуют двигателистов и прочую ученую братию. А может пересчет мощности в тягу (Р=N/V) какие-либо трудности вызывает? Давайте уж тогда и лобовое сопротивление в л.с. пересчитывать. Можно подумать, что у ТВД, вообще, тяги нет, а только мощность.
Практическая аэроДИНАМИКА" изучает ДИНАМИКУ полета самолета. А ДИНАМИКОЙ в науке МЕХАНИКА называется раздел, в котором изучается движение материальных тел под действием СИЛ, а не мощностей. Потому, при рассмотрении вопросов практической аэродинамики мне необходимо и достаточно иметь дело с тягой, т.к. она, в отличии от мощности, является СИЛОЙ.
На всех схемах сил и моментов действующих на самолет, будь то ТВД или ТРД, на всех этапах полета самолета - тяга, а не мощность присутствует!
ИМХО, практическая аэродинамика, без какого либо ущерба для безопасности полетов, может обойтись кривыми потребных тяг. Желающие постичь премудрости кривых потребных и располагаемых мощностей могут заниматься этим факультативно.
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.
Кривая потребной мощности в практической аэродинамике, ИМХО, это нонсенс. И вместе с тем, я не имею ничего против кривой располагаемой мощности двигателя, но место её не в аэродинамике, а в теории двигателей. Почему нонсенс? Да потому что кривая потребных мощностей показывает величину потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета.
С таким же успехом мы можем рассматривать кривую потребного расхода топлива для создания... потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета.
Вы еще остались приверженцем "Кривых по мощности"? Тогда не забывайте о еще одном их "достоинстве" - они, в отличии от "Кривых по тягам", рассчитаны по истинным скоростям полета и для каждой высоты Вы будете иметь свою особую пару "кривых". В отличии от кривой потребной мощности, кривая потребных тяг с подъемом на высоту особых изменений претерпевать не будет. По кривой тяг я легко найду точку - режим полета на угле максимального качества - нижняя точка графика. Наглядно? Вы же, по кривой мощностей, будете искать этот режим в точке касания графика с наклонной прямой проведенной из начала координат. А потом вам долго будут объяснять, почему она (эта точка) не совпадает с искомым режимом. Из уравнения P = Q я легко выведу формулу максимальной скорости ГП - V мах., "развернув" правую его часть - Q = Cx q S (где q - скоростной напор) и подставив в левую - P мах. Подобным же образом, зная вес самолета, я определю и другие характерные скорости. Зная вес самолета, я в любой точке кривой найду текущее значение качества K=G/P, а по нему, на поляре, и угол атаки заданного режима. Имея избыток тяги мы можем приступить к расчету разгонных характеристик самолета, его скороподъемности и т.д. Ничего этого и многого другого, начиная от разгонных характеристик и кончая скороподъемностью, вы не определите по кривой мощностей, не пересчитав, предварительно потребную мощность в потребную тягу.
Наземный курс подготовки пилота включает много дисциплин, в том числе Практическую аэродинамику и Теорию двигателя. Так вот, Кривые мощностей , ИМХО, следует изучать именно на занятиях по Теории двигателя.
Надо просто осознать, что Кривая потребных тяг - это характеристика планера самолёта, а не его двигателя. Ведь потребная тяга на этой кривой равна лобовому сопротивлению. Анализируя эту кривую пилот получает представление о том, как меняется лобовое сопротивление самолета в зависимости от скорости полета. Повторяю, Кривые потребных и располагаемых тяг отличная, я бы даже сказал - изящная иллюстрация именно аэродинамических закономерностей и динамических возможностей ЛА.
"В 1904 году Н.Е. Жуковский открыл закон, определяющий подъёмную силу крыла самолёта; определил основные профили крыльев и лопастей винта самолёта; разработал вихревую теорию воздушного винта." Открыл закон! ИМХО, сильно сказано. «Методика определения Циркуляции для заданного профиля», которую мы называем теорией, на Западе получила название всего лишь гипотезы – «гипотезы для идеального газа» т.к. до научных принципов она явно недотягивает. "Существует поразительная возможность овладеть предметом математически, не понимая существа дела." /А. Эйнштейн/ Николай Егорович не был великим физиком, но он был хорошим математиком и доступными ему средствами описал явление. Кто сегодня считает подъемную силу по его Циркуляции? Не его вина, что до сих пор мы носимся с ней. Системе нужен был свой "основоположник" в области авиации, типа: Михайло Ломоносова, братьев Черепановых, Ползунова, Можайского, Попова... Вот и слепили "из того, что было".
В 1903 году братья Райт уже застолбили практику летания, а у нас к тому времени кроме Циркуляции ничего не было. Во такая она - грустная фигня. Такая же фигня случилась и тогда, когда халдеи от аэродинамики к Кривым потребных тяг "бантик" в виде Кривых потребных мощностей присобачили.
По сведениям дошедшим до нас у Отто Лилиенталя были графики зависимости подъемной силы от угла атаки и скорости полета, для различных профилей крыла. Братья Райт в 1901 году продули более 200 его профилей в аэродинамической трубе и добились двукратного увеличения подъемной силы. У Пено были кривые по мощностям.
Николай Егорыч предложил кривые по лобовому сопротивлению. Потом, обозвал их кривыми по потребным тягам, что в принципе одно и тоже.
Когда в советской России лепили облик основоположника теории гидроаэродинамики, свалили в одну кучу: кривые лобового сопротивления, потребных и располагаемых тяг, кривые мощностей и обозвали их Кривыми Жуковского. А причем здесь мощности спросите вы? А при том, что бы всякие там Пено-поклонники не заявляли о его правах.
Есть мнение! Не изучайте аэродинамику по Википедии!
Сравните две статьи объясняющие причину появления подъемной силы:
1. Подъёмная сила - составляющая полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком. В соответствии с законом Бернулли, статическое давление среды в тех областях, где скорость потока более высока, будет ниже, и наоборот. Создавшаяся разница давлений и порождает подъёмную силу. http://ru.wikipedia.org/wiki....B%D0%B0
2. Крыло, обтекаемое потоком воздуха, создает в нём возмущения, приводящие к отклонению воздушной массы потока вниз. Согласно закону сохранения импульса, это приводит к возникновению подъемной силы, направленной в противоположную сторону, т.е. вверх. http://ru.wikipedia.org/wiki....1%82%29
Попытки объяснения возникновения подъемной силы в результате скоса потока (СП) за крылом весьма распространенное явление среди летного и даже преподавательского состава, как у нас так и за рубежом. Такое объяснение настолько же наглядно – «сила действия равна силе противодействия» (третий закон Ньютона) - на сколько, ИМХО, и не верно.
Более продвинутые делают попытку объяснить это явление законом сохранения импульса (ЗСИ), который является интерпретацией второго закона Ньютона.
Закон сохранения импульса (ЗСИ) - фундаментальный закон природы, но в нашем случае он годится лишь для описания реактивного движения. Но ведь при таком движении сила тяги должна как минимум быть равной весу ЛА.
Инженеры – аэродинамики обнаруживают огромную разницу в определении подъёмной силы по формуле Жуковского и по механике Ньютона. Подъемная сила у дозвуковых самолетов расчитанная импульсным методом составляет менее 8% её истинного значения.
С точки зрения механики это невозможно объяснить, по той причине, что нет прямой причинно-следственной связи между двигателем и крылом. Вся механика построена на бильярдных шарах, один шар сталкивается с другим, вот причина - вот следствие. А здесь причина двигатель - следствие аэродинамическое сопротивление, причем они строго равны, согласно всем классическим канонам механики и закона сохранения энергии. А вот подъёмная сила для механики, как чёрт из табакерки, да ещё поперёк всего процесса, да, к тому же, с энергией, какой в двигателе и в помине не было.
Попробуем вникнуть в этот парадокс. Двигатель заставляет самолёт двигаться вперёд, но никак не вверх. Подъёмная сила на крыле обусловлена геометрией крыла, а не работой двигателя. Двигатель создаёт тягу, а сопротивление крыла и самолёта уравновешивают её (условие постоянства скорости), подъёмная сила к этим процессам не имеет ни какого отношения, она перпендикулярна им. Подъёмная сила возникает потому, что крыло в профиле представляет собой не симметричное тело. Получается ситуация, когда не равные друг другу половинки крыла создают неравные потоки обтекания, которые, в свою очередь, воздействуют на не равные половины, а в итоге получается сила в десятки раз больше тяги двигателя.
Вот теперь пусть апологеты СП и ЗСИ покажут нам могущество механики и представят расчет показывающий, как самолет при весе 100 тонн и тяге двигателей 5 тонн, держится в воздухе.
Жаркая дискуссия по этому вопросу разгорелась на украинском авиационном форуме, вынудившая меня продолжить тему (мои оппоненты PSM и Курченко С):
Шарик сдулся!
В конце статьи "Механика Ньютона - сплошная недосказанность." (пост 254) Я попросил апологетов скоса потока (СП) и закона сохранения импульса (ЗСИ) выполнить расчет, на основе механики Ньютона, объясняющий, как крыло при весе самолета 100 тонн и горизонтальной тяге двигателей 5 тонн создает вертикальную подъемную силу равную 100 тоннам для поддержания самолета в воздухе.
И что бы вы думали? Расчет был выполнен мгновенно, с изобретательностью Остапа Бендера!
RSM:
К=20 Расчёт окончен!
Тем, кто еще не осознал всю "гениальность" трюка "рыжего Остапа" поясняю: Аэродинамическое качество самолета - "К" равно подъемной силе (100 тонн) деленной на тягу потребную для выполнения горизонтального полета. В нашем случае тяга равна 5 тоннам. Другими словами: К = 100 : 5 = 20 Ну и что? Пожмет плечами двоечник Курченко С Как, ну и что? Нобелевская премия! Ваша система - "двигатель - крыло" индуцирующая "скос потока" имеет коэффициент полезного действия (КПД) 2000 % !
"Конечно, наука есть наука. Есть ученые, со своим мышлением и языком, со своими методами, им доступно то, что для меня, и правда, темный лес. Они, конечно же, использовали в своей работе все эти энтропийные декременты. Флаг им в руки, почет и уважение, спасибо за сложнейший труд и за его конечный результат, на чем летаем. Но, извините, инженерная мысль, блуждая в лабиринтах поиска, должна, в конце концов, привести меня, пилота, к элементарным реакциям и движениям, простым, как «му». Ибо, набив мозоли на заднице и нервах, я и через 25 лет пресловутой летной эксплуатации не устаю повторять: реализуется полет простейшими действиями. Их, этих действий, много, иной раз слишком много; не надо еще усложнять.
Инженер-пилот хорошо для испытателя. Для линейного пилота – слишком хорошо, аж плохо. В полете можно думать о чем угодно, но только не о том, как этот полет выполнять. В полете надо соображать, и быстро, желательно, на подкорке. Интересно, о чем думает инженер-доменщик, пробивая ломом летку в домне и наблюдая за стремительной струей металла? Наверное, о том же, что и инженер-лесоруб, выскакивая из-под падающей лесины. Мы – оперативные работники. А это совсем иная категория, чем инженеры."
Оппонент утверждает, что при изменении центровки самолета, его аэродинамическое качество претерпевает значительные изменения.
Рассмотрим влияние центровки на качество самолета Ан-12
Дано:
Ан-12, 60 тонн, горизонтальный полет на эшелоне с расчетной индикаторной скоростью равной 460 км./час, центровка 25% САХ, Стабилизатор развивает необходимую отрицательную подъемную силу для компенсации пикирующего момента от подъемной силы крыла, Средняя аэродинамическая хорда (САХ) = 3.45 м. ( 1% САХ = 3.45 см. ) Предельная передняя центровка для взлетного веса свыше 54 т. = 18% САХ Предельно задняя - 32%САХ Расстояние от 25% САХ крыла до 25% САХ оперения = 16.03м.
Вопрос:
Определить потребную величину изменения скорости полета самолета для компенсации увеличения отрицательной подъемной силы на стабилизаторе при смещении центровки самолета вперед до предельной.
Решение:
1) Изменение центровки на 7% САХ даст нам прирост плеча подъемной силы крыла к центру тяжести (ЦТ) самолета порядка 0.24 м. 2) Для парирования дополнительного пикирующего момента от подъемной силы крыла равной 60 т. с плечем в 0.24 м. нам потребуется дополнительная отрицательная подъемная сила на хвостовом оперении (с плечем уже равным 16 + 0.24 м.) в 68 раз меньшая чем подъемная сила крыла, что составляет - 0.9 т. Следовательно, подъемная сила самолета уменьшилась до 59.1 т. 3) Так как подъемная сила самолета уменьшилась, мы должны восстановить её путем увеличения скорости. А мы знаем, что подъемная сила пропорциональна квадрату скорости. Следовательно новая потребная скорость горизонтального полета будет равна прежней с коэффициентом равным корню квадратному от соотношения подъемных сил самолета до и после изменения центровки:
60/59.1 = 1.015 Корень квадратный из этой величины равен:
1.0076
Следовательно:
Vпотр. = К*V = 1.0076 * 460 = 463.5 км/час.
Ответ:
Для заданных условий смещение центровки вперед до предельной потребует увеличения скорости полета на 3.5 км/час, или менее 1%
А теперь мой вопрос:
Что такого особенного должно произойти с аэродинамическим качеством самолета при изменении скорости полета менее чем на один процент?
