Вопрос - ответ! - Страница 8 - Авиационный форум АВИАФОРУМ.NET

Вопрос - ответ!

adzyga

Дата: Среда, 28.05.2014, 08:24 | Сообщение # 141

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Вы говорите об угле 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 - cамолетам имеющим интегральную схему - фюзеляж-крыло и использующих несущие свойства фюзеляжей, для создания подъёмной силы.

adzyga

Дата: Среда, 28.05.2014, 08:28 | Сообщение # 142

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Странно, полярой самолета - зависимостью Су и Сх самолета от АЛФА оперируют, но углом атаки при этом не пользуются, а от чего тогда зависимость?

==================================

Ваш вопрос из серии: "Почему в формуле лобового сопротивления самолёта присутствует площадь крыла, а не его миделевое сечение?"

Каким бы странным Вам это не казалось, но даже поляру самолета строят по углу атаки крыла.

PS.
Никто не сомневается, что фюзеляж способен создавать подъемную силу, но какой
ценой? И потому, в подавляющем числе случаев, конструктор предпочтет
чтобы подъемную силу создавало крыло, а фюзеляж обтекался с наименьшим
сопротивлением. И потому угол обтекания фюзеляжа на крейсерских режимах
близок к нулю.

adzyga

Дата: Среда, 28.05.2014, 08:40 | Сообщение # 143

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Подъём самолёта с небольшим углом (до 10-12 град.) происходит благодаря практической потребной тяге силовой установки, равной силе лобового сопротивления.
==============================================

Проверяем:

Известно, что в наборе высоты тяга должна уравновешивать силу лобового
сопротивления самолета и составляющую его веса равную G*sin(угла набора)

Из тригонометрии мы знаем, что синусы малых углов равны самим углам выраженным в радианах. Делим угол набора (12) на угловую величину
радиана (60) и получаем 1/5. А теперь внимание!
Самолету, весом 60 тонн при аэродинамическом качестве - 15, для
выполнения горизонтального полета требуется тяга равная 1/15 его веса – 4
тонны. В наборе высоты потребуется дополнительная тяга равная 1/5 его
веса – 12 тонн. Общая потребная тяга в режиме набора составит – 16 тонн.

В четыре раза больше чем в горизонтальном полете!

adzyga

Дата: Среда, 30.07.2014, 08:19 | Сообщение # 144

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Та сила, которая "направлена в сторону крена ... внутрь к центру поворота" должна бы смещать самолет, а не поворачивать. Почему он поворачивается?
==========================================
Та сила, которая "направлена в сторону крена... внутрь к центру поворота " (центростремительная сила), будет "смещать" неподвижное тело в центр... Тело, которое имеет линейную скорость, она заставит двигаться по окружности. Если у самолета все моменты сбалансированы, то центростремительная сила будет приложена в ЦТ, а строительная ось самолета, в любой точке окружности, будет сохранять положение касательной к ней.

demid

Дата: Четверг, 31.07.2014, 03:40 | Сообщение # 145

IV категория

Группа: Почётный пользователь

Сообщений: 707

Репутация: 246

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Цитата adzyga (

)

Если у самолета все моменты сбалансированы, то центростремительная сила будет приложена в ЦТ, а строительная ось самолета, в любой точке окружности, будет сохранять положение касательной к ней.

Алексей, ты мне открыл глаза на мир! Самого этот вопрос периодически мучал, а вон как все оказываается просто!

adzyga

Дата: Четверг, 31.07.2014, 07:42 | Сообщение # 146

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Цитата demid (

)

Алексей, ты мне открыл глаза на мир! Самого этот вопрос периодически мучал, а вон как все оказываается просто!

Спасибо, добрый человек!
Меня за это "открытие" на форуме вирпилов уже третий день камнями бьют. biggrin

http://forum.warthunder.ru/index.p....6

adzyga

Дата: Воскресенье, 24.08.2014, 12:29 | Сообщение # 147

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Продолжение дискуссии по виражу на соседнем форуме.

До сих пор я не ставил себе задачи дать законченную картину того, что происходит с самолетом на вираже. Фрагментарные знания и ошибочные представления ТС в области физики и аэродинамики не позволяли мне надеяться на благополучный исход такой затеи. И на этот раз я не буду делать этого. Остановлюсь лишь на главном - принципиальном - на том, что "поворот" (выражение ТС) - это часть виража. Определения: горизонтального, правильного и установившегося опустим как само собой разумеющиеся. Речь у нас пойдет именно о таком вираже. Почему я настаиваю на рассмотрении именно виража, а не "поворота"? Да потому, что в случае несогласия с моими доводами вы легко разрешите спор с помощью многочисленной литературы размещенной в интернете и посвященной виражу.
При таком вираже (правильном и установившемся)самолет не испытывает скольжения и его обтекание встречным потоком воздуха ни чем не отличается от симметричного обтекания самолета в горизонтальном полете. Разве что подъемная сила у него будет избыточной и создаст она дополнительный момент относительно ЦТ, который придется компенсировать дополнительным балансировочным моментом на руле высоты. Т.е. в случае перехода из режима горизонтального полета в режим виража нам потребуется просто банальная перебалансировка самолета в продольном канале управления. Остальное (траекторию окружности) "доделает" за нас горизонтальная составляющая подъемной силы - именуемая центростремительной... Наша задача будет состоять в выдерживании режима полета (крен, скорость, высота) и удержании шарика в центре трубки указателя скольжения.

PS.
Есть один нюанс.
При больших углах крена высоту нам придется корректировать рулем поворота, а вот шарик в центре мы будем удерживать рулем высоты. Но это уже другая история.

adzyga

Дата: Воскресенье, 14.09.2014, 20:43 | Сообщение # 148

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Вопрос. "Может ли испытуемый по своим ощущениям определить летит он в ракете вертикально вверх с разгоном скорости, или в самолете выполняющем горизонтальный вираж без скольжения с постоянной скоростью?"

demid

Дата: Понедельник, 15.09.2014, 02:58 | Сообщение # 149

IV категория

Группа: Почётный пользователь

Сообщений: 707

Репутация: 246

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Перегрузки одинаковые (направлены от потолка кабины к полу), значит и ощущения одинаковые, определить нельзя.

adzyga

Дата: Понедельник, 15.09.2014, 09:08 | Сообщение # 150

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Цитата demid (

)

+5! Чувствуется школа! smile

adzyga

Дата: Четверг, 25.09.2014, 11:40 | Сообщение # 151

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Куда мы должны прикладывать вектор силы тяги самолета - к центру тяжести или к винту?
===========================
При определении балансировочных моментов, вектор силы тяги должен совпадать с осью вала винта. После балансировки самолета точка приложения вектора силы тяги переносится в центр тяжести.

maccon

Дата: Понедельник, 27.10.2014, 23:52 | Сообщение # 152

X категория

Группа: Пользователи

Сообщений: 1

Репутация: 0

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Всем доброго времени суток. Вопрос к знатокам: почему у современных лайнеров коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе Cxa0=0,025...0,03 (и даже более!), когда у совершенных поршневых винтовых самолётов Cxa0=0,015...0,02???

adzyga

Дата: Вторник, 28.10.2014, 22:28 | Сообщение # 153

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Цитата maccon (

)

Хороший вопрос, но разделить его следует как минимум на два.

Сначала надо сравнить профили крыльев - их поляры.
А уже потом - фюзеляжи - их предназначение.

Современный широкофюзеляжный пассажирский лайнер, с отличными аэродинамическими характеристиками профиля крыла, по параметру Сх с-та может проигрывать "поршню", в то же время превосходя его по аэр. качеству:
К аэр. = Су/Сх.

Все мы знаем, что фюзеляж тоже может создать подъемную силу, но какой ценой... и потому конструктор старается сделать так, чтобы он создавал минимальное сопротивление.
У истребителя Сх фюзеляжа должен иметь минимальное значение на максимальной скорости полета (V max), а фюзеляж пассажирского лайнера - на крейсерском режиме - (Vкр.). Достигается это приданием крылу установочного угла по отношению к фюзеляжу, сравнимого по величине с углом атаки крыла на этих режимах.
У истребителя на V max, угол атаки крыла превышает угол атаки нулевой подъемной силы всего лишь на 0.5-1.5 градуса. У пассажирских лайнеров на крейсерском режиме (V кр) до 7-8.
Вот и получается, что на угле атаки нулевой подъемной силы крыла фюзеляж пассажирского самолета будет иметь значительно бОльший угол к
набегающему потоку чем "поршневой" истребитель.

adzyga

Дата: Понедельник, 10.11.2014, 08:57 | Сообщение # 154

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Центростремительная сила это произведение массы на центростремительное ускорение. Но не понимаю, какое отношение масса имеет к перегрузке?
---------------------------------------------------------------
Второй закон Ньютона:
F = m*a
Мы знаем, что нормальная перегрузка есть отношение подъемной силы:
Y = m*a
к силе тяжести (весу) самолета:
G = m*g
Обе эти силы приложены к одной массе. При делении одной силы на другую массы можно сократить:
n = Y/G = m*a / m*g = a/g

adzyga

Дата: Понедельник, 10.11.2014, 09:02 | Сообщение # 155

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Может для характеристики "классического виража" кроме прилагательных правильный и установившейся следует добавлять - горизонтальный?
-------------------------------------------------

"Не горизонтальный" вираж - это вираж в наклонной плоскости. И название такому виражу - "косая петля".

Уравнения движения для "косой петли" к виражу не применимы.

ИМХО.
Я бы предпочел просто термин - классический вираж (вираж без скольжения, с постоянной скоростью и креном), а эпитеты не правильный и не установившийся употреблять там, где это имеет место быть.

Aleksandr87

Дата: Воскресенье, 21.12.2014, 21:15 | Сообщение # 156

X категория

Группа: Пользователи

Сообщений: 2

Репутация: 0

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Здравствуйте. Пишу вопрос свой уже в отчаянии, потому как прочитал по нему много информации, но так на свой конкретный вопрос ответа и не нашел. Уж здесь либо я сам не дотягиваю своим умом, либо нет еще такого учебника, где бы все по полочкам и на конкретных примерах было разложено.
Правильно ли понимаю что классическая схема самолета: центр тяжести чуть впереди фокуса крыла?
При такой схеме крыло создает относительно центра тяжести пикирующий момент. Чтобы самолет не спикировал и не врезался в землю, нужно уравновесить пикирующий момент крыла противодействующей силой. Для этого стабилизатор должен иметь отрицательный угол атаки. Угол атаки - угол между направлением набегающего потока воздуха и плоскостью крыла или стабилизатора. Угол установки крыла - угол между плоскостью крыла или стабилизатора и продольной осью самолета.
Но вот на конкретном примере у меня возникают трудности в понимании. Возьмем например самолеты второй мировой войны. Мессершмит 109 или як 3. Смотрю на чертеж и вижу, что как у мессера так и у яка, что крыло , что и стабилизатор, установлены под одним углом по отношению к продольной оси самолета, который равен НУЛЮ. Может и обман зрения, но вот так я вижу. Разуверьте, если это не так...буду только рад. А рад буду только потому, что для меня непонятно, как ТОГДА у стабилизатора создается отрицательный угол атаки, ежели он установлен под 0 градусов к продольной оси. То есть для того чтобы стабилизатор принял отрицательный угол атаки, необходимо будет чтобы хвост приподнялся, а угол атаки крыла принял отрицательный знак? В Общем прошу вашей помощи...Повторю вопрос, если у самолета угол установки крыла =0, угол установки стабилизатора тоже=0, почему так? почему у стабилизатора не отрицательный угол установки, чтобы создать отрицательный угол атаки? А иначе получается хвост должен быть приподнят...Но тогда и угол атаки крыла примет минус? И как оно будет создавать подъемную силу, да и вообще получается самолет будет лететь с наклоном вниз что-ли? Вообще запутался...

adzyga

Дата: Воскресенье, 21.12.2014, 21:43 | Сообщение # 157

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Здравствуйте! Спасибо за вопросы! Два замечания:
1. Для устойчивости и управляемости важен не фокус крыла, а фокус самолета, который может находится и на 30, и на 40, и даже за 50% САХ крыла.
2. Угол атаки горизонтального оперения зависит ещё и от скоса потока за крылом. Даже при одном и том же угле относительно строительной оси самолета профиль горизонтального оперения имеет меньший угол атаки относительно воздушного потока, чем профиль крыла.

Aleksandr87

Дата: Воскресенье, 21.12.2014, 21:50 | Сообщение # 158

X категория

Группа: Пользователи

Сообщений: 2

Репутация: 0

Нарушения: 0%

Статус: Offline

[quote=adzyga;37545]Даже при одном и том же угле относительно строительной оси самолета профиль горизонтального оперения имеет меньший угол атаки относительно воздушного потока, чем профиль крыла.[/quote]
Из-за скоса потока?

demid

Дата: Понедельник, 22.12.2014, 01:08 | Сообщение # 159

IV категория

Группа: Почётный пользователь

Сообщений: 707

Репутация: 246

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Симметричный профили делают на пилотажных самолетах (что, вполне вероятно, относится и к истребителям). А необходимый момент создается отклонением стабилизатора или руля высоты. Вы же смотрите на статическую картинку, а не то, как он работает в динамике.

adzyga

Дата: Понедельник, 22.12.2014, 02:12 | Сообщение # 160

I категория

Группа: Модераторы

Сообщений: 4250

Нарушения: 0%

Статус: Offline

Цитата Aleksandr87 (

)

Из-за скоса потока?

Да.