Пятница, 17.05.2024, 11:15
Приветствуем Вас, Гость | RSS AVIAFORUM.NET
Есть мнение! - Страница 4 - Авиационный форум АВИАФОРУМ.NET
|
Есть мнение!
| |
| adzyga | Дата: Пятница, 03.02.2012, 10:56 | Сообщение # 61 |
 I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Скорость принятия решения.
Сегодня летчик рассчитывает минимальную безопасную скорость взлета продолженного - V1, но в теории существует и максимальная безопасная скорость взлета прерванного. Раньше летчики рассчитывали и её, что бы удостовериться в том, что она, по крайней мере, не меньше минимальной скорости взлета продолженного. Потом халдеи решили, что достаточно задать минимальную потребную длину ВПП для типа. Некоторые из них пошли еще дальше - привязали скорость продолженного взлета к скорости подъема переднего колеса.
ИМХО. Не стоит самому себе назначать ограничения в вопросах безопасности. Всегда, в таких случаях следует руководствоваться здравым смыслом. Если возникли какие-то проблемы на разбеге, то нех. тащить их в воздух. И если у меня при возникновении проблем на разбеге есть возможность посадить самолет даже после его отрыва, я сделаю это не задумываясь.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Среда, 04.07.2012, 20:24 | Сообщение # 62 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Между мощностью и тягой. "Кривые" Н.Е. Жуковского.
Кривые тяг Н.Е. Жуковского отличная, я бы даже сказал, изящная иллюстрация аэродинамического качества и динамических возможностей ЛА, но кабинетные халдеи от аэродинамики, с упорством достойным лучшего применения, продолжают подсовывать пилотам кривые мощностей.
Я не имею ничего против этих кривых, но место им, не в аэродинамике, а в теории двигателей. 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. И потому, при рассмотрении вопросов практической аэродинамики пилоту необходимо и достаточно иметь дело с тягой, т.к. она, в отличии от мощности, является СИЛОЙ.
На этом рисунке ( см. внизу) я, для наглядности, совместил Кривые по тягам и по мощностям в таком масштабе, чтобы они пересекались на наивыгоднейшей скорости полета.
Итак: один и тот же самолет (ЯК-52), в одних и тех же условиях ( Н = 500 м., V нв. = 162 км/ч). Кривые заимствованы из источника (рис. 4 и 5) по ссылке: http://www.aerochayka.ru/disc/teorija/aerodinamica/AD0405.HTM
На первый взгляд ничего особенного. Левая и правая ветви кривой по потребным мощностям круче, чем у кривой по тягам. Оно и понятно - мощность пропорциональна кубу скорости, тяга - квадрату. Но вот в диапазоне скоростей V нв. и V эк. характер протекания кривых оказался диаметрально противоположным: с уменьшением скорости лобовое сопротивление и кривая по тягам растут, а кривая по мощностям "падает". ИМХО, "яблоко раздора", между приверженцами кривых по тягам и кривых по мощностям, зарыто именно здесь.
Характерной особенностью первого режима является устойчивость самолета по скорости.
Понять это не составляет большого труда если анализировать, именно, кривую потребных тяг. Граница I и II режимов на ней ярко выражена. Проходит она через нижнюю точку графика – V нв. Там где потребная тяга минимальна, а аэродинамическое качество достигает своего максимального значения.
«Все летательные аппараты на скорости ниже скорости максимального аэродинамического качества принципиально являются неустойчивыми по скорости. Поэтому любой летательный аппарат сбалансировать можно только на скорости выше скорости максимального аэродинамического качества. Это фундаментальные основы прикладной аэродинамики. Если вы не понимаете этого, вы не понимаете ничего."
http://paraplan.ru/forum/topic/74407
Несколько запальчиво, но по сути верно! На кривой потребных мощностей это не очевидно. И потому я не советую приступать к изучению кривых потребных мощностей до тех пор пока вы досконально не изучили Кривые тяг. Лично я, худо-бедно, как-то вообще обхожусь без них.
Что бы нам ни говорили о V эк., как о границе первого и второго режимов, какие бы цитаты ни приводили, пилот должен запомнить, что:
- Полет на V эк. происходит в зоне вторых режимов!
- Снижение с Vy мин. на V эк. происходит в зоне вторых режимов!
Самолет подчиняется не мощностям, а силам. В кабине мы можем управлять мощностью на валу винта, но самолет, повторяю, будет подчиняться только силам и моментам ими вызываемыми. И если на кривой потребных тяг ниже V нв. сила сопротивления растет, то для сохранения режима полета тягу придется увеличить.
А если при планировании на V эк., вертикальная скорость вдруг начинает расти, летчик должен понимать, что самолет перешел в режим п а р а ш ю т и р о в а н и я.
Это даже не аэродинамика, это элементарная физика.
Приемы пилотирования при планировании на V эк. с минимальной вертикальной скоростью, без тяги, тоже характерны для второго режима:
При увеличении вертикальной скорости необходимо отдать штурвал от себя, набрать поступательную скорость, а уже потом восстановить исходный режим.
|
| |
| |
| demid | Дата: Четверг, 05.07.2012, 10:33 | Сообщение # 63 |
|
IV категория
Группа: Почётный пользователь
Сообщений: 707
Репутация: 246
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| доходчиво. спасибо, Алексей!
Сообщение отредактировал demid - Четверг, 05.07.2012, 10:33 |
| |
| |
| adzyga | Дата: Пятница, 07.09.2012, 10:07 | Сообщение # 64 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Нет возражений по Кривым Жуковского? Переходим к следствиям:
Наивыгоднейшая скорость г.п. будет наивыгоднейшей и на снижении.
Но если на снижении она определяет максимальную дальность планирования, то в горизонтальном полете максимальную дальность полета определяет скорость крейсерская - скорость на которой достигается минимальный километровый расход топлива.
И на кривой потребной тяги и на кривой потребной мощности скорости максимальной дальности полета будут равны.
На наивыгоднейшей скорости достигается максимальная высота полета самолета - его потолок.
При увеличении высоты полета истинная воздушная наивыгоднейшая скорость полета будет расти, но приборная наивыгоднейшая - не изменится.
При увеличении веса самолета будут расти и приборная и истинная наивыгоднейшие скорости полета, но дальность планирования не изменится, чего нельзя сказать о дальности полета.
Максимальное аэродинамическое качество и наивыгоднейший угол атаки, ему соответствующий, не зависят ни от веса самолета, ни от высоты полета.
|
| |
| |
| demid | Дата: Пятница, 07.09.2012, 10:18 | Сообщение # 65 |
|
IV категория
Группа: Почётный пользователь
Сообщений: 707
Репутация: 246
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| раньше меня бы такой поток информации в ступор ввел бы. а теперь просто читаю и киваю Алексею, хоть он меня и не видит. все-таки не все еще из головы вылетело, хоть после экзамена уже почти пол-года прошло 
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Пятница, 07.09.2012, 10:37 | Сообщение # 66 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Спасибо, Антон!
Хотя дружбы у нас с Андрюсом (Metlik) не получилось, возможно и по моей вине, но хотелось бы узнать и его мнение по данному вопросу.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Среда, 19.09.2012, 02:05 | Сообщение # 67 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| НАБОР ВЫСОТЫ
Угол наклона траектории (УНТ), а вернее его sin(УНТ) = (Р - Х)/G. Это означает, что к набору высоты приводит избыток тяги (Ризб. = Р - Х).
Есть еще одна полезная формула, которую следует запомнить:
Vy = Vнаб.*sin(УНТ) откуда:
Vy = Vнаб.*(P - X)/G
Режим максимального угла набора соответствует максимальному избытку тяги, что соответствует Vэк. Этот режим, ИМХО, практического значения не имеет т.к. находится в зоне Второго режима полета и мало чем отличается от режима максимальной скороподъемности, который достигается при максимуме произведения избытка тяги и скорости набора: (Ризб.*V)мах. Эта скорость превышает Vнв. и называется оптимальной скоростью набора (Vопт.) С увеличением высоты Vопт. уменьшается, и на высоте практического потолка будет равна Vнв. Отсюда мы делаем вывод, что максимальная высота (потолок самолета) достигается на режиме максимального качества и наивыгоднейшего угла атаки.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Воскресенье, 21.10.2012, 16:37 | Сообщение # 68 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| СКОРОСТИ ПОЛЕТА
ИМХО. Разделение скоростей на истинную (TAS) и приборную (IAS) было оправдано тогда, когда прибор скорости (УС) измерял только скоростной напор, а истинная скорость рассчитывалась.
С внедрением комбинированных указателей скоростей (КУС), учитывающих изменение давления с высотой и температуру наружного воздуха, обе эти скорости могут считаться приборными. Следовательно, прилагательное “приборная” можно было бы и опустить. Но тогда для IAS следует подыскать более подходящее название.
|
| |
| |
| Введите имя | Дата: Пятница, 23.11.2012, 23:59 | Сообщение # 69 |
|
Группа: Незарегистрированные
| Quote (adzyga) Но тогда для IAS следует подыскать более подходящее название.
Пилотажная...
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Воскресенье, 25.11.2012, 03:11 | Сообщение # 70 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Quote (Baloo) Истинная усредненная.
Тогда уж лучше, ИМХО, эквивалентная или стандартная.
|
| |
| |
| Арабиджо | Дата: Воскресенье, 25.11.2012, 22:24 | Сообщение # 71 |
|
Группа: Незарегистрированные
| Как скажете так и будет
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Четверг, 13.12.2012, 10:24 | Сообщение # 72 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| В ПРОФЕССИОНАЛЫ.RU напечатал статью: "Чудеса" подъемной силы.
История имела продолжение (см. комментарии):
http://professionali.ru/Soobschestva/aviaciya/chudesa-podjemnoj-sily/
|
| |
| |
| demid | Дата: Пятница, 14.12.2012, 02:00 | Сообщение # 73 |
|
IV категория
Группа: Почётный пользователь
Сообщений: 707
Репутация: 246
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| там так просто и не почитаешь без регистрации...
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Понедельник, 14.01.2013, 19:40 | Сообщение # 74 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Подъёмная сила.
Ламинарное обтекание крыла описывается законами механики СПЛОШНЫХ СРЕД! Эти законы выражают свойство сохранения массы, энергии и импульса для каждого единичного объема газа в элементарной струйке установившегося потока. Применение законов сохранения к отдельным "частицам" (молекулам), в этом случае, представляется ошибочным.
Вязкость воздуха настолько усложняет форму потока, что теоретически рассчитать полную аэродинамическую силу крыла почти невозможно. Примеров вычисления её по "циркуляции" Н.Е. Жуковского или "импульсным методом" история не припоминает. Поэтому, ее находят опытным путем, измеряя в аэродинамических трубах с помощью аэродинамических весов, а её возникновение чаще всего объясняют с помощью уравнения Бернулли. Иногда уравнение Бернулли называют законом, забывая о том, что оно само базируется на всеобщем Законе сохранения энергии (ЗСЭ).
Согласно широко известной эмпирической формуле дозвукового обтекания крыла:
Y = Cy*q*S подъемная сила зависит от площади крыла (S), кинетической энергии набегающего потока (q) и угла атаки (УГ) крыла. УА задает коэффициент пропорциональности этой зависимости через коэффициент подъемной силы крыла (Cy), который является функцией этого угла: Су = f(УА)
Приверженцы доминирующей сегодня "теории" Бернулли заявляют, что единичный объем идеального несжимаемого потока воздуха обтекая верхний контур профиля крыла ускоряется и создает разряжение воздуха, другими словами - подъемную силу, забывая при этом упомянуть "уравнение неразрывности", вернее следствие из него базирующегося на всемирном Законе сохранения материи (ЗСМ): "Скорость движения воздуха в струе, обратно пропорциональна площади её поперечного сечения."
F1*V1 = F2*V2 = const.
Следствие же из уравнения Бернулли формулируется так: "Сумма кинетической и потенциальной энергии единицы объема для несжимаемого идеального установившегося потока воздуха есть величина постоянная в любом сечении струи."
P стат. + q = const. где: q = 1/2*p*V*V
Только совместное рассмотрение уравнения неразрывности, как частного случая закона сохранения материи (ЗСМ) и уравнения Бернулли, базирующегося на законе сохранения энергии (ЗСЭ) может дать нам некоторое представление о природе возникновения подъемной силы крыла самолета.
/ Aleksej Dzygalo, 14. 01. 2013/
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Понедельник, 14.01.2013, 21:22 | Сообщение # 75 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Верна ли моя догадка ...чем меньше q, тем больше P. Иными словами, при нулевой скорости и нулевом, как следуствие, q, статическое давление Р максимально. А при увеличении q ( от увеличения скорости) наступит момент, когда давление Р будет нулевым или около того.
=====================================================
Теоретически - да! А практически, - чем больше разряжение, тем меньше свойства реального воздуха будут соответствовать параметрам идеального газа и с увеличением разряжения погрешность результатов вычислений будет возрастать.
К счастью, нам это не грозит. Для создания подъемной силы равной силе тяжести самолета требуется перепад давления над крылом и под ним не более 5% стандартной атмосферы.
Не верите, давайте считать:
Самолет Ан-12. Максимальный взлетный вес - 61 т. Площадь крыла - 122 кв. м.
Удельная нагрузка на крыло в горизонтальном полете равна 61 : 122 = 0.5 т. на один кв.м.
Мы знаем, что давление в одну атмосферу (1 кг/см. кв.) дает нагрузку на один кв.м. порядка 10 т.
Выходит, что для создания подъемной силы на крыле равной весу самолета нам потребуется всего лишь 5% среднего перепада атмосферного давления между верхней и нижней поверхностями крыла.
Судите сами: 0.5 : 10 = 1/20 атмосферного давления у земли, или искомые 5%
Если допустить, что под крылом создается избыточное давление по величине равное половине перепада, то требуемое разряжение на крыле уменьшится до 2.5%
Для Як-52 - 0.5%
Для А380 весом 560 тонн - около 3%.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Суббота, 09.02.2013, 16:15 | Сообщение # 76 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Боковая устойчивость и управляемость.
Вопросы путевой устойчивости и управляемости нельзя рассматривать отдельно от поперечной... Обе они в практической аэродинамике объединены
в единое целое - боковая устойчивость и управляемость.
Дело в том, что в отличии от продольных отклонений, не нарушающих симметричное обтекание самолета и не вызывающих, в следствии этого,
путевых и поперечных моментов, путевые моменты вызывают поперечные... и
наоборот. Взаимосвязь теснейшая, и никуда нам от нее не деться.
Не координированное (при нейтральном положении элеронов) отклонение руля
направления, например, влево вызывает скольжение на правое полукрыло,
которое, в свою очередь, в следствии прироста на нем подъемной силы
создает поперечный момент кренящий самолет влево. Не координированный
ввод самолета элеронами, например, в правый крен вызовет скольжение на
опущенное полукрыло, которое устойчивый в путевом отношении самолет
будет "пытаться" устранить за счет разворота в ту же сторону.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Понедельник, 25.03.2013, 09:23 | Сообщение # 77 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Первый и Второй режимы полета
Скорости разделяющие 1-й и 2-й режимы на кривых по тягам и по мощностям
одинаковые, но искать их нужно по разному. На кривой по тягам - с помощью
касательной параллельной оси Х, а на кривой по мощностям - с помощью касательной из начала координат. Голая математика: тяга зависит от скорости в квадрате, а тяговая мощность - от скорости в кубе и друг с другом они связаны зависимостью: N =P*V
На втором режиме лететь с гладким крылом можно, но не рекомендуется.
При заходе на посадку с выпущенной механизацией самолет будет иметь другие
летные характеристики - возрастет лобовое сопротивление и уменьшится
аэродинамическое качество. Мы будем иметь другую кривую потребных тяг, на
которой Vнв. будет меньше чем с гладким крылом. Граница режимов на графике
сместится влево, а величина потребной тяги возрастет.
PS.
Особой сложности полеты на вторых режимах не представляют. Единственная, но
фатальная угроза, может возникнуть лишь на взлете, при "подрыве" перегруженного самолета "с последней плиты" - в ситуации, когда движки на взлетном, а высота ноль.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Среда, 29.05.2013, 10:50 | Сообщение # 78 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Угол атаки самолета.
Пилоты старой закалки, в отличии от инженерной братии, употребляя термин "угол атаки", всегда имеют в виду угол атаки крыла.
Вполне возможно, что термин "угол атаки самолета" постепенно приживется в практической аэродинамике, но его употребление, ИМХО, будет оправдано лишь по отношению к скоростным самолетам следующих поколений. Самолетам имеющим интегральную схему - фюзеляж-крыло и использующих несущие свойства фюзеляжей, для создания подъёмной силы.
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Четверг, 30.05.2013, 04:14 | Сообщение # 79 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Из полемики на AVSIM.su:
Товарищ adzyga, ставя под сомнение Лигума, подтолкнул меня к чтению иностранных книжек по аэродинамике. Раздел двух режимов на пропе и джете трактуется также, как у Лигума. Проп на экономической, джет на наивыгоднейшей.
=========================================================================== Лигум приводит в пример два разных типа самолета (проп и джет), анализирует две разные кривые - по мощности и по тяге, и приходит к выводу о существовании двух принципиально разных скоростей раздела первого и второго режима полета.
А что, если взять один и тот же самолет, предположим проп, и сравнить его кривую потребных мощностей с такой же кривой, но рассчитанной по потребным тягам?
У него тоже будут две разные скорости раздела режимов? Но ведь это означает, что численное значение скорости, разделяющей первый и второй режимы на одном и том же самолете, зависит от способа её определения. Бред!
|
| |
| |
| adzyga | Дата: Пятница, 31.05.2013, 12:41 | Сообщение # 80 |
|
I категория
Группа: Модераторы
Сообщений: 4250
Нарушения: 0%
Статус: Offline
| Из полемики на форуме вирпилов.
adzyga:
Сколько крыльев у моноплана?
МОНОПЛАН [от греч. monos — один и латин. planum — плоскость], это аэроплан, имеющий одну пару крыльев, расположенных в одной плоскости.
/ Толковый словарь русского языка Ушакова /
Udav817:
Извиняюсь за оффтоп, но как инженер-аэродинамик по образованию хочу сказать, что у моноплана конструктивно одно крыло (даже если это среднеплан, то левая и правая части - это лишь консоли одного крыла). То, что крыло, пардон, с двух сторон от фюзеляжа
"свисает", еще не означает, что их два (или пара).
Сошлюсь на Википедию:
Цитата: Монопла́н (от греч. μόνος, «один» и лат. planum, «плоскость») — самолёт, имеющий одну несущую поверхность (одно крыло), в отличие отбиплана или триплана.
Это еще раз доказывает, что общим словарям нельзя верить, когда речь идет о специальной терминологии.
adzyga:
Вы привели две цитаты - две словарные статьи с одинаковым переводом составляющих одного и того же иностранного ав. термина, но с противоположными выводами авторов этих статей.
Ваш вывод - общим словарям нельзя верить, когда речь идет о специальной терминологии.
Мой вывод - существует два различных мнения по одному и тому же вопросу.
Увы, мой выбор не совпал с вашим.
Возможно это следствие того, что один из нас - "инженер-аэродинамик", а другой - "летчик -инженер".
Объясняя курсанту причину появления дополнительной подъемной силы на опускающемся(йся) - консоли, полукрыле, крыле (нужное подчеркнуть), я больше забочусь о понятийном аспекте, чем о строгом соблюдении специальной терминологии. И потому подчеркну "крыле" т.к. "консоль" во первых, иностранное слово и требует перевода, а во вторых - не все изучали сопромат.
Что касается "полукрыла", то будьте уверены, при каждодневном его употреблении оно очень скоро потеряет свою приставку.
|
| |
| |
|
|
