Аэродинамика, качество ЛА (Серьезный разговор)

Что бы придти к тому, что нужно бороться за снижение Х а не за увеличение У.

Нужно боротся за увеличение К, а за счет чего, не важно.

Но почему у тебя однозначно уменьшение Хкр не компенсируется увеличением Хго на неустойчивом ЛА!? Неправильно однозначно заявлять, что Х сам неустойчивого меньше Х сам устойчивого!

А почему оно однозначно должно компенсироваться. Прикинь во сколько должна вырасти Уго у неустойчивого самоля по сравнению с устойчивым, чтобы компенсировать уменьшение Хкр. Тем более если посмотриш на рисунки которые привел Lemon Lime то заметишь, что Уго неустойчивого самоля меньше, чем Уго устойчивого(отсюда практически автоматом следует, что Хго неустойчивого самоля меньше Хго устойчивого).

На такой абстрактный (не уточненный) вопрос отвечу, ну-у наверное управляемость!

Не сильно обидишся, если вовлеку авторитетов?:)

Нужно боротся за увеличение К, а за счет чего, не важно.

Хех ну тебе виднее, конечно же. Тогда планер с К=30 это твой выбор!

А почему оно однозначно должно компенсироваться. Прикинь во сколько должна вырасти Уго у неустойчивого самоля по сравнению с устойчивым, чтобы компенсировать уменьшение Хкр. Тем более если посмотриш на рисунки которые привел Lemon Lime то заметишь, что Уго неустойчивого самоля меньше, чем Уго устойчивого(отсюда практически автоматом следует, что Хго неустойчивого самоля меньше Хго устойчивого).

Хех на картинках Lemon Lime то это хорошо, но ни есть правильно, и где же величины то этих сил?

Попробую более популярно! Возьмем АФ-25% САХ, для уст. ЛА ЦМ-20% САХ ,а для неуст. ЛА ЦМ-30% САХ. Плечо (XF) между АФ и ЦМ уст. и неуст. ЛА и возникающий аэродинамический момент (который нам и нужно компенсировать ГО) крыла, равны в обоих случаях, но разнонаправлены. Вот ,значит получим что Уго или -Уго равны по величине но разнонаправлены в случае уст. и неуст. ЛА на том же плече оперения (XFго).

Прошу доказать обратное! Желательно со схемами и цифрами?

Не сильно обидишся, если вовлеку авторитетов?:)

Спасибо и вовсе не обиделся, но на чем конкретно ты этим то хотел заострить мое внимание?

Хех ну тебе виднее, конечно же. Тогда планер с К=30 это твой выбор!

Лучше побольше, но, к величайшему сожалению, даже 30 это фантастика для истребителя.

Хех на картинках Lemon Lime то это хорошо, но ни есть правильно, и где же величины то этих сил?

Попробую более популярно! Возьмем АФ-25% САХ, для уст. ЛА ЦМ-20% САХ ,а для неуст. ЛА ЦМ-30% САХ. Плечо (XF) между АФ и ЦМ уст. и неуст. ЛА и возникающий аэродинамический момент (который нам и нужно компенсировать ГО) крыла, равны в обоих случаях, но разнонаправлены. Вот ,значит получим что Уго или -Уго равны по величине но разнонаправлены в случае уст. и неуст. ЛА на том же плече оперения (XFго).

Прошу доказать обратное! Желательно со схемами и цифрами?

Чего обратное доказать? В твоем случае сопротивление устойчивого самолета будет больше на величину Х=2Уго/Ккр.

Спасибо и вовсе не обиделся, но на чем конкретно ты этим то хотел заострить мое внимание?

В первом и втором аттачах описаны критерии маневренности и их прямая связь с качеством. В третьем аттаче написано в чем цимус неустойчивых компоновок.

Лучше побольше, но, к величайшему сожалению, даже 30 это фантастика для истребителя..

Ну немного уточним что планер с качеством 30 вовсе не планер истребителя.

Чего обратное доказать? В твоем случае сопротивление устойчивого самолета будет больше на величину Х=2Уго/Ккр..

От как! А можно развернуть свой ответ для таких как я? Видимо я туповат.

Для развития: Х самолета это Хоп+Хкр+Хф+Хов+Хf+Хi

Где Хоп- сопротивление оперения, Хкр- сопротивление крыла, Хф- сопротивление фюзеляжа, и у каждого из них имеются Хов –волновое сопротивление, Хf- сопротивления трения в пограничном слое, Хi –индуктивно-волновое сопротивление, соответственно все это со своими коэффициентами.

Теперь с углами Х=XCosα-YSinα ,a Y=YCosα+XSinα!

Далее по качеству К=Су/Сх или по точнее К=Су/Сх+АСу2 ,где А –коэффициент удлинения на индуктивное сопротивление.

Из практики полное сопротивление распределяется следующим образом: 42-50%-крыло, 25-32%-фюзеляж, 8-12%-мотогондол, 8-10%-оперение, 20% от общего сопротивления это волновое сопротивление.

В первом и втором аттачах описаны критерии маневренности и их прямая связь с качеством. В третьем аттаче написано в чем цимус неустойчивых компоновок.

По первым нашел прямую связь маневренности с удельной нагрузкой на крыло и тяговооруженностью что как бы закономерно!

По третьему как ты и говорил ранее неустойчивость вводится для получения практически нейтральности при скоростях М=1, что приводит к снижению балансировочных сил. Но вот по маневренности ни чего, а он (цимус неустойчивости с маневренностью) там есть!

Ну немного уточним что планер с качеством 30 вовсе не планер истребителя.

Не совсем понятное утвержение.

От как! А можно развернуть свой ответ для таких как я? Видимо я туповат.

Устойчивый самоль: Укр=У+Уго

Неустойчивый самоль: Укр=У-Уго

дельтаУкр=2Уго.

дельтаХкр=дельтаУкр/Ккр для наших целей точность этой зависимости достаточная

дельтаХкр=2Уго/Ккр

Докажи обратное:)

Для развития: Х самолета это Хоп+Хкр+Хф+Хов+Хf+Хi

Где Хоп- сопротивление оперения, Хкр- сопротивление крыла, Хф- сопротивление фюзеляжа, и у каждого из них имеются Хов –волновое сопротивление, Хf- сопротивления трения в пограничном слое, Хi –индуктивно-волновое сопротивление, соответственно все это со своими коэффициентами.

Теперь с углами Х=XCosα-YSinα ,a Y=YCosα+XSinα!

Далее по качеству К=Су/Сх или по точнее К=Су/Сх+АСу2 ,где А –коэффициент удлинения на индуктивное сопротивление.

Из практики полное сопротивление распределяется следующим образом: 42-50%-крыло, 25-32%-фюзеляж, 8-12%-мотогондол, 8-10%-оперение, 20% от общего сопротивления это волновое сопротивление.

Молодец, 5! Теперь скажи что из всего этого добра зависит от степени продольной устойчивости.

По первым нашел прямую связь маневренности с удельной нагрузкой на крыло и тяговооруженностью что как бы закономерно!

На формулу 10.6 внимание обрати.

По третьему как ты и говорил ранее неустойчивость вводится для получения практически нейтральности при скоростях М=1, что приводит к снижению балансировочных сил. Но вот по маневренности ни чего, а он (цимус неустойчивости с маневренностью) там есть!

А если вот так? Я там подчеркнул нужное.

Не совсем понятное утвержение..

Поясняю: планер Schleicher ASW-22 с качеством 60 который реально летает не может быть истребителем ,ну разве что очень медленным с V=100кмч. ;)

Устойчивый самоль: Укр=У+Уго

Неустойчивый самоль: Укр=У-Уго

дельтаУкр=2Уго.

дельтаХкр=дельтаУкр/Ккр для наших целей точность этой зависимости достаточная

дельтаХкр=2Уго/Ккр

Докажи обратное:).

Доказываю: Уго как уст. так и неуст. ЛА компенсирует Мz аэродинамический момент тангажа (относительно поперечной оси Z). А силы и момента равны Х=СхqS, Y=CyqS, Mz=mzqSba.

Где Су- и Сх- коэффициенты подъемной силы и сопротивления, q-скоростной напор, S-характерная площадь, mz- коэффициент момента тангажа, bа- 100% САХ! Так вот Уго компенсирует Мz для условия равновесия сил и моментов ,и поэтому ни чего эта сила не добавляет не убавляет к/от подъемной силы ,а лишь получаем не маленький прирост к Х самолета ,в каких процентах уже говорил ранее если хочешь это именно то самое балансировочное сопротивление!

Молодец, 5! Теперь скажи что из всего этого добра зависит от степени продольной устойчивости..

Гы я бы сказал что степень устойчивости по перегрузки зависит от ∆Су! А вот изменение ∆Су приведет к изменению Mz тангажа на ∆Mz! А вот если изменять степень устойчивости то можно придти к тому что для компенсации Mz понадобится такое же крыло как и основное! :)

На формулу 10.6 внимание обрати..

Это нормальная перегрузка при установившемся маневре выраженная через нагрузку на крыло или таговооруженность о чем ранее уже сказали. Кстати в современных реалях я бы не смотрел на нормальную перегрузку!

А если вот так? [ATTACH]32824[/ATTACH]Я там подчеркнул нужное.

Наверное все плюсы у нейтрального ЛА ,не даром же его назвали нейтральным!? ;)

Поясняю: планер Schleicher ASW-22 с качеством 60 который реально летает не может быть истребителем ,ну разве что очень медленным с V=100кмч. ;)

И чего теперь, положить на качество и делать истребители с качеством=1

Доказываю: Уго как уст. так и неуст. ЛА компенсирует Мz аэродинамический момент тангажа (относительно поперечной оси Z). А силы и момента равны Х=СхqS, Y=CyqS, Mz=mzqSba.

Где Су- и Сх- коэффициенты подъемной силы и сопротивления, q-скоростной напор, S-характерная площадь, mz- коэффициент момента тангажа, bа- 100% САХ! Так вот Уго компенсирует Мz для условия равновесия сил и моментов ,и поэтому ни чего эта сила не добавляет не убавляет к/от подъемной силы ,а лишь получаем не маленький прирост к Х самолета ,в каких процентах уже говорил ранее если хочешь это именно то самое балансировочное сопротивление!

Ты издеваешься что-ли? Тебе уже вроде обьяснили! Ну тогда раскажи каким образом в ГП ты компенсируешь этот самый Уго?

Гы я бы сказал что степень устойчивости по перегрузки зависит от ∆Су! А вот изменение ∆Су приведет к изменению Mz тангажа на ∆Mz! А вот если изменять степень устойчивости то можно придти к тому что для компенсации Mz понадобится такое же крыло как и основное! :)

Гы, а я бы сказал, что степень усойчивости по углу атаки зависит от Хт-Хf.

Это нормальная перегрузка при установившемся маневре выраженная через нагрузку на крыло или таговооруженность о чем ранее уже сказали. Кстати в современных реалях я бы не смотрел на нормальную перегрузку!

Если ты посмотришь внимательно то увидишь, что про нагрузку на крыло в формуле 10.6 нет ни слова, зато есть К! Можешь еше на формулу 10.4 глянуть, там тоже К в явном виде стоит. И на нормальную перегрузку не смотреть нельзя!

Гы, о какой маневренности идет речь на скоростях М=1,2 !?

Об Обыкновенной, в горизонтальной плоскости, в вертикальной. Или на М=1,2 мы в режиме бога летаем, ракет по нам не пускают, враги сами падают в ужасе?

Ты подчеркнул борьбу с балансировочным сопротивлением на указанных скоростях. А качество повышается как раз за счет снижения б/с, тобишь Х самолета!

Первый абзац я тоже подчеркнул. Ты первый абзац видел? Там все русским по белому написано. И б/с это не только и не столько Хго.

Наверное все плюсы у нейтрального ЛА ,не даром же его назвали нейтральным!? ;)

Нейтральный-частный случай неустойчивого. И, да, у нейтрального потери качества на балансировку наименьшие, как давным давно и сказал Fisben.

И чего теперь, положить на качество и делать истребители с качеством=1.

Хех я этого не говорил! А по твоему видимо из истребителя нужно сделать планер с К=30, или даже еще выше!

Ты издеваешься что-ли? Тебе уже вроде обьяснили! Ну тогда раскажи каким образом в ГП ты компенсируешь этот самый Уго?.

Ды епрст по моему из ранее сказанного мною, можно понять что Уго компенсирует Мz и соответственно наоборот !!!!

Гы, а я бы сказал, что степень усойчивости по углу атаки зависит от Хт-Хf.

Совершенно верно как говорится в точку! И на твой вопрос который ты задал ранее из всего перечисленного мною, запас по устойчивости влияет на сопротивление самолета Х, поскольку Мz=Хf-Хт. А при большем плече потребуется меньшее ∆Су для ∆Mz.

Если ты посмотришь внимательно то увидишь, что про нагрузку на крыло в формуле 10.6 нет ни слова, зато есть К! Можешь еше на формулу 10.4 глянуть, там тоже К в явном виде стоит. И на нормальную перегрузку не смотреть нельзя!

Первый абзац я тоже подчеркнул. Ты первый абзац видел? Там все русским по белому написано. И б/с это не только и не столько Хго..

Читай внимательно, от чего зависит МАНЕВРЕННОСТЬ! И прекращай все мерить только через качество!

Об Обыкновенной, в горизонтальной плоскости, в вертикальной. Или на М=1,2 мы в режиме бога летаем, ракет по нам не пускают, враги сами падают в ужасе?

На такой скорости радиусы маневров будут достаточно велики и время, при малых изменения угла атаки. Для маневрирования имеются наивыгоднейшие скорости!

Нейтральный-частный случай неустойчивого. И, да, у нейтрального потери качества на балансировку наименьшие, как давным давно и сказал Fisben.

Да елы палы какие потери качества? На каждом режиме у нас разное качество, углы, скорости, тяга, температура, плотность, и много другое влияет на качество!

У нейтрального ЛА балансировочное сопротивление меньше о чем говорил Алексей ,как ты правильно подметил.

А по твоему видимо из истребителя нужно сделать планер с К=30, или даже еще выше!

А я этого не говорил, мне и всем остальным нужен планер истребителя с максимальным К. Сравни К МиГ-25 и Су-27.

Ды епрст по моему из ранее сказанного мною, можно понять что Уго компенсирует Мz и соответственно наоборот !!!!

Ты будешь смеяться, но в плоскости три уравнения равновесия, проекций сил на Х и У и момента относительно Z, и все они одновременно должны быть равны нулю. Чисто ради интереса составь эти уравнения, получишь ответ на мой вопрос о компенсации Уго.

Совершенно верно как говорится в точку! И на твой вопрос который ты задал ранее из всего перечисленного мною, запас по устойчивости влияет на сопротивление самолета Х, поскольку Мz=Хf-Хт. А при большем плече потребуется меньшее ∆Су для ∆Mz.

О как, на Х, не поспоришь:) А если поподробнее? Ты там кучу составляющих написал, на какие составляющие сопротивления всего самолета влияет Хт-Хf

Читай внимательно, от чего зависит МАНЕВРЕННОСТЬ!

Читаю, качество, тяговооруженность, скорость.И чего дальше?

И прекращай все мерить только через качество!

А ты мне сначала докажи, что от качества не зависит ничего, ни дальность, ни потолок, ни скорость, ни маневренность, ну вообще НИЧЕГО!!

На такой скорости радиусы маневров будут достаточно велики и время, при малых изменения угла атаки. Для маневрирования имеются наивыгоднейшие скорости!

И что теперь, за сверхзвук разогнались и по прямой? Да, и перегрузка на радиус виража тоже никак не влияет?

 

Да елы палы какие потери качества? На каждом режиме у нас разное качество, углы, скорости, тяга, температура, плотность, и много другое влияет на качество!

У нейтрального ЛА балансировочное сопротивление меньше о чем говорил Алексей ,как ты правильно подметил.

А балансировочное сопротивление на качество никак не влияет? И что такое балансировочное сопротивление?

 

На каждом режиме у нас разное качество, углы, скорости, тяга, температура, плотность, и много другое влияет на качество!

Все это кроме угла атаки на качество не влияет.

А я этого не говорил, мне и всем остальным нужен планер истребителя с максимальным К. Сравни К МиГ-25 и Су-27..

Kmax при каких условиях? На скорости М=2,5 или М=0,6? На высоте Н=25 000м или Н=1 000м? В ГП или установившемся развороте? И тд и тп!

Ты будешь смеяться, но в плоскости три уравнения равновесия, проекций сил на Х и У и момента относительно Z, и все они одновременно должны быть равны нулю. Чисто ради интереса составь эти уравнения, получишь ответ на мой вопрос о компенсации Уго..

Легко ,только уточни что должно быть равно 0 то? Проекции каких сил тебе дают моменты относительно осей Х и У? Говоря про статическую устойчивость мы ,не знаю как вы, рассматриваем моменты и силы вызывающие их относительно оси Z! Так вот плечо Хf-Хт дает нам момент тангажа, елы палы раз пятый уже пишу, то есть (Мz) момент направленный на кабрирование при схеме неустойчивого ЛА и на пикирование при схеме устойчивого ЛА. Далее в ГП у нас У=mg (G) ,рассматриваем без всяких ускорений, но из за той пресловутой степени устойчивости мы имеем тот самый момент, который если не уравновесить некой силой ,как все еже догадались это Уго, то ЛА не будет лететь ровно и красиво! А формула такова ∑Мz=0 или 0= Мz-У(Хf-Хт)+Ру+YгоL.

О как, на Х, не поспоришь:) А если поподробнее? Ты там кучу составляющих написал, на какие составляющие сопротивления всего самолета влияет Хт-Хf.

На большем плече Хf-Хт у нас больше Мz! Что в свою очередь необходимо компенсировать большим Уго при котором соответственно больше Хго! И это однозначно как для - Мz так и + Мz то есть уст. и неуст. ЛА.

Читаю, качество, тяговооруженность, скорость.И чего дальше?.

Маневренность зависит от удельной нагрузки на крыло, тяговооруженности!

А ты мне сначала докажи, что от качества не зависит ничего, ни дальность, ни потолок, ни скорость, ни маневренность, ну вообще НИЧЕГО!!.

Качество это следствие ,а не способ! Признаю ЛА с большем качеством крыла летит дальше, выше! Не признаю что ЛА с Kmax летит быстрее! А значит и с маневренностью не все так однозначно, не сказал бы что медленный но маневренный истребитель это то что нужно!

И что теперь, за сверхзвук разогнались и по прямой? Да, и перегрузка на радиус виража тоже никак не влияет?.

Да нет вести маневренный воздушный бой на малых радиусах! На сверх звуке чем меньше радиус тем больше перегрузка и так пока не сломается летчик или ЛА!

А балансировочное сопротивление на качество никак не влияет? И что такое балансировочное сопротивление? .

Конечно же влияет ,это очевидно и обратного я не утверждал! Сопротивление возникающее при определенных мерах направленных на достижение условия равновесия при определенных параметрах.

Все это кроме угла атаки на качество не влияет.

Вот как! Про угол атаки вижу ты в курсе, тогда кратенько про все остальное поведаю.

Скорость- на несимметричном профиле при УА=0° будет давать разное качество этого крыла от Кmin на Vmin к Kmax на Vнв (наивыгоднейшей) до Кmin на Vкр (критической).

Тяга- скажем от ВИШ расположенного перед крылом повысит К крыла за счет дополнительной обдувки профиля!

Температура- ,простенько ,с ростом температуры повышается вязкость что снижает К.

Плотность- ,так же простенько с уменьшением плотности уменьшается К.

По моему я это уже говорил вроде.

Поверхностные знания у вас.

Kmax при каких условиях? На скорости М=2,5 или М=0,6? На высоте Н=25 000м или Н=1 000м? В ГП или установившемся развороте? И тд и тп!

Во всей области полетов. И докажи основываясь на этом, что маневренному истребителю качество до балды.

Легко ,только уточни что должно быть равно 0 то? Проекции каких сил тебе дают моменты относительно осей Х и У? Говоря про статическую устойчивость мы ,не знаю как вы, рассматриваем моменты и силы вызывающие их относительно оси Z! Так вот плечо Хf-Хт дает нам момент тангажа, елы палы раз пятый уже пишу, то есть (Мz) момент направленный на кабрирование при схеме неустойчивого ЛА и на пикирование при схеме устойчивого ЛА. Далее в ГП у нас У=mg (G) ,рассматриваем без всяких ускорений, но из за той пресловутой степени устойчивости мы имеем тот самый момент, который если не уравновесить некой силой ,как все еже догадались это Уго, то ЛА не будет лететь ровно и красиво! А формула такова Мz=0 или 0= Мz-У(Хf-Хт)+Ру+YгоL.

Пара замечаний: нельзя складывать силы и моменты; откуда у тебя Мz взялось?

По сути: я про моменты относительно Х и У не говорил, это ты сам придумал.А если про проекции не понятно напишу так:

∑Fx=0; ∑Fy=0.

И для описания равновесного состояния твое уравнение надо рассматривать в системе с этими двумя:

0=У+Ру+Yго+G

0= Х+Рх+Хго

Вся эта красота должна подставлятся с учетом знака.

И, кстати, У это у тебя У самолета или У крыла?

 

На большем плече Хf-Хт у нас больше Мz! Что в свою очередь необходимо компенсировать большим Уго при котором соответственно больше Хго! И это однозначно как для - Мz так и + Мz то есть уст. и неуст. ЛА.

 

Базару нет, только при -Мz подьемная сила крыла и его сопротивление будут одни а при +Мz совершенно другие.

 

Маневренность зависит от удельной нагрузки на крыло, тяговооруженности!

 

Чего ты мне доказываешь? Я что против? Ты лучше Егеру С.М. докажи, что от качества маневренность не зависит.

 

Качество это следствие ,а не способ! Признаю ЛА с большем качеством крыла летит дальше, выше! Не признаю что ЛА с Kmax летит быстрее! А значит и с маневренностью не все так однозначно, не сказал бы что медленный но маневренный истребитель это то что нужно!

 

Качество-одна из важнейших свойств любой транспортной системы, и самолета в том числе. И это именно способ достижения заданных в ТЗ ЛТХ. Несогласен со мной? Покажи какие по твоему мнению аэродинамические характеристики ЛА-это способ.

И скажи, пожалуйста, какоц из самолетов будет лететь быстрее, если при одинаковой полетной массе и тяге двигателей у одного К=10 а у другого К=9, во всем диапазоне чисел М преимущество первого сохраняется.

 

Качество это следствие ,а не способ! Признаю ЛА с большем качеством крыла летит дальше, выше! Не признаю что ЛА с Kmax летит быстрее! А значит и с маневренностью не все так однозначно, не сказал бы что медленный но маневренный истребитель это то что нужно!

 

Ты вроде сам говорил что на сверхзвуке маневренность не нужна, а теперь хочешь чтобы и побыстрее и по маневреннее?

 

Да нет вести маневренный воздушный бой на малых радиусах! На сверх звуке чем меньше радиус тем больше перегрузка и так пока не сломается летчик или ЛА!

 

На всех скоростях чем меньше радиус тем больше перегрузка. И почему это на дозвуке и самолет и летчик держут 8.5 едениц а на сверхзвуке уже не могут?

 

Конечно же влияет ,это очевидно и обратного я не утверждал! Сопротивление возникающее при определенных мерах направленных на достижение условия равновесия при определенных параметрах.

 

Оп:) Сопротивление каких агрегатов?

Скорость- на несимметричном профиле при УА=0° будет давать разное качество этого крыла от Кmin на Vmin к Kmax на Vнв (наивыгоднейшей) до Кmin на Vкр (критической).

Насколько я помню в области автомодельности число Рейнольдса на Су и Сх никак не влияет.

 

Тяга- скажем от ВИШ расположенного перед крылом повысит К крыла за счет дополнительной обдувки профиля!

 

Как интересно, может раскажешь как дополнительная обдувка влияет на отношение Су к Сх?

Температура- ,простенько ,с ростом температуры повышается вязкость что снижает К.

Смотри про число Рейнольдса.

 

Плотность- ,так же простенько с уменьшением плотности уменьшается К.

 

Очень интересно. А развернуто можно, с формулами?

Поверхностные знания у вас.

Не нахожу этому подтверждения.

Пара замечаний: нельзя складывать силы и моменты; откуда у тебя Мz взялось?

По сути: я про моменты относительно Х и У не говорил, это ты сам придумал.А если про проекции не понятно напишу так:

∑Fx=0; ∑Fy=0.

И для описания равновесного состояния твое уравнение надо рассматривать в системе с этими двумя:

0=У+Ру+Yго+G

0= Х+Рх+Хго

Вся эта красота должна подставлятся с учетом знака.

И, кстати, У это у тебя У самолета или У крыла?

 

Базару нет, только при -Мz подьемная сила крыла и его сопротивление будут одни а при +Мz совершенно другие.

.

Выделим устойчивость в отдельное обсуждение. По поводу можно или нельзя складывать силы и моменты сил, обратись к первоисточнику термех! Кстати и про рычаги вспомнить не мешало бы тоже. Давно говорю рисуй пожалуйста для наглядности! Раскрой по поводу проекций на плоскости Х и У !

В приведенной мной формуле У крыла.

Интересно даже, то есть один и тот же ЛА при -0,25 и +0,25 на одной и той же скорости и той же массе будет иметь разные У для ГП?

Качество-одна из важнейших свойств любой транспортной системы, и самолета в том числе....

Да елки палки почему ты решил что я качество летательного аппарата не беру во внимание? Привел простой пример про планер с К=60 ,как это по твоему суперистребитель? Для современного истребителя важно иметь сбалансированные характеристики. Скоростей, маневренности, дальностей, высотностей, БРЭО, по условию ТТХ и у этого истребителя будет свое К не самое максимальное среди ЛА!

И скажи, пожалуйста, какоц из самолетов будет лететь быстрее, если при одинаковой полетной массе и тяге двигателей у одного К=10 а у другого К=9, во всем диапазоне чисел М преимущество первого сохраняется..

Хм подловил :) , для ЛА с К=10 потребная тяга для сохранения заданной скорости будет меньше чем для ЛА с К=9. Это не значит что ЛА с К=10 летает быстрее ,это лишь значит что этот ЛА с той же тягой имеет лучшие разгонные характеристики.

Насколько я помню в области автомодельности число Рейнольдса на Су и Сх никак не влияет.

Как интересно, может раскажешь как дополнительная обдувка влияет на отношение Су к Сх?

Смотри про число Рейнольдса.

Очень интересно. А развернуто можно, с формулами?..

Не плохо было бы тебе опровергнуть мои высказывания! А далее можно и развернуто поговорить по каждому пункту.

По числу Рейнольдса может ты имел виду теорию подобия ,а не автомодельности!?

Не нахожу этому подтверждения.

Не нахожу опровержения.

Видимо мне нужно просто согласиться с тобой, конструктивно поговорить не получается.

По поводу можно или нельзя складывать силы и моменты сил, обратись к первоисточнику термех!

Меня среди ночи разбуди, на термехе фиг подловишь:)

Ты в уравнении моментов допустил ряд ошибок:

1. Ввел в него силу Ру(это проекция тяги чтоли?) не домножив ее на плечо, а так делать нельзя;

2. Нарисовал там какой-то Мz, хотя его там быть не должно, ибо Mz и есть сумма всех тех моментов которые ты дальше написал.

Кстати и про рычаги вспомнить не мешало бы тоже. Давно говорю рисуй пожалуйста для наглядности! Раскрой по поводу проекций на плоскости Х и У !

По поводу всего этого обратись к первоисточнику, термеху!:)

А если серьезно, для рычагов справедливы теже три уравнения равновесия(смотри раздел статика, плоская задача).

По поводу проекций на оси(а не на плоскости) смотри там же:) Рисунки:

[ATTACH]33313[/ATTACH]

Интересно даже, то есть один и тот же ЛА при -0,25 и +0,25 на одной и той же скорости и той же массе будет иметь разные У для ГП?

Если ты про Хт-Хf то таки да. Я тебе это с самого начала пытаюсь объяснить.

Да елки палки почему ты решил что я качество летательного аппарата не беру во внимание? Привел простой пример про планер с К=60 ,как это по твоему суперистребитель? Для современного истребителя важно иметь сбалансированные характеристики. Скоростей, маневренности, дальностей, высотностей, БРЭО, по условию ТТХ и у этого истребителя будет свое К не самое максимальное среди ЛА!

Сможешь мне показать где я говорил, что нужно повышать качество забив на остальное?

Хм подловил :) , для ЛА с К=10 потребная тяга для сохранения заданной скорости будет меньше чем для ЛА с К=9. Это не значит что ЛА с К=10 летает быстрее ,это лишь значит что этот ЛА с той же тягой имеет лучшие разгонные характеристики.

Еще раз подловлю:) Если потребгая тяга у двух самолетов одинаковой массы с одинаковыми двигателями разная, то будут ли одинаковы скорости?

Не плохо было бы тебе опровергнуть мои высказывания! А далее можно и развернуто поговорить по каждому пункту.

По числу Рейнольдса может ты имел виду теорию подобия ,а не автомодельности!?

Какие высказывания? Покажи конкретно.

Про автомодельность-насколько я помню аэрогидромех, то есть область чисел Рейнольдса в которой Сх и Су не зависят от Re(область автомодельности), а следовательно и от скорости с вязкостью.

Видимо мне нужно просто согласиться с тобой, конструктивно поговорить не получается.

Почему не получиться? Покажи где я ответил на твою реплику неконструктивно?

 

 

По поводу проекций на оси(а не на плоскости) смотри там же:) Рисунки:

 

[ATTACH]33313[/ATTACH]

 

 

А где у Вас начало координат на рисунке?

В носке профиля. Там где О стоит.

В носке профиля. Там где О стоит.

А с чем связан, на мой взгляд не классический, такой выбор системы координат? Или у такой СК есть какое-то название? Не правильней бы было расположить СК в ЦМ?

P.S. Это вызывает сомнения в познаниях принципов теормеха да и аэродинамики.

А с чем связан, на мой взгляд не классический, такой выбор системы координат? Или у такой СК есть какое-то название? Не правильней бы было расположить СК в ЦМ?

 

P.S. Это вызывает сомнения в познаниях принципов теормеха да и аэродинамики.

Для задач статики неважно где начало координат и относительно какой точки моменты считаються. Где место было туда и воткнул:).

P.S. Можешь лучше, сделай сам.

Для задач статики неважно где начало координат и относительно какой точки моменты считаються. Где место было туда и воткнул:).

Да кстати правило знаков при написании уравнений моментов что гласит??

Что означает положительный суммарный Mz в таком случае?

P.S. Можешь лучше, сделай сам.

Пока воздержусь.

P.S. Насчёт воткнул это не из той оперы :)

Что означает положительный суммарный Mz в таком случае?

Против часовой момент -, по часовой минус+. Накололся я маненько:), однако на результат это не повлияет.

Что означает положительный суммарный Mz в таком случае?

Нету там положительного Mz, и отрицательного нету. Там есть 0.

Меня среди ночи разбуди, на термехе фиг подловишь:)

Ты в уравнении моментов допустил ряд ошибок:

1. Ввел в него силу Ру(это проекция тяги чтоли?) не домножив ее на плечо, а так делать нельзя;

2. Нарисовал там какой-то Мz, хотя его там быть не должно, ибо Mz и есть сумма всех тех моментов которые ты дальше написал.

 

По поводу всего этого обратись к первоисточнику, термеху!:)

 

А если серьезно, для рычагов справедливы теже три уравнения равновесия(смотри раздел статика, плоская задача).

 

По поводу проекций на оси(а не на плоскости) смотри там же:) Рисунки:.

Так ну что ж будем исправлять ошибки.

Похоже мы с тобой говорим не об одном и том же. Ты мне приводишь условия равновесия по всем осям в ГП! Но при условии СБАЛАНСИРОВАНОГО горизонтального полета кроме сил У (нормальной), Х (продольной), G (силы тяжести) и Р (сила тяги), ни чего рассматривать не нужно! Так как считается, что все эти силы приложены в ЦМ при отсутствии всяческих моментов. Я же рассматриваю все силы направленные перпендикулярно одной единственной поперечной оси Z, проходящей через ЦМ или точку О. То есть это сами балансировочные и дибалансировочные силы и моменты. Иными словами Статические моменты тангажа и балансировочные продольные силы!

Про статические моменты, для простоты будем считать что продольное движение ЛА протекает в вертикальной плоскости. Так как у нас R (аэродинамическая равнодействующая) ,а точнее ее проекция на ось У (нормальная сила) ,и Р (равнодействующая тяги) не проходят через ЦМ, получается следующие моменты: (возьмем основные не принимая во внимание моменты фюзеляжа, вертикального оперения, подвесок)

Mоz –аэродинамический момент тангажа (при У=0)

Mzкр –аэродинамический момент тангажа крыла (при α><0).

Mzкр= Mоz+Y(Хf-Хт) где: Хf и Хт координаты фокуса и ЦМ по САХ, соответственно.

Mpz –момент тангажа тяги.

Mpz=Pyp+Pyхp где: yp и хp плечи тяги и нормальной составляющей тяги, соответственно.

Теперь подходим к горизонтальному оперению, которым и необходимо уравновесить все моменты, рассмотрим для сложности стабилизатор и руль высоты : Плечи L для фокуса подвижного стабилизатора и руля высоты с неподвижным стабилизатором, различны. И только Уαго неподвижного стабилизатора можно включить в состав подъемной силы и это обеспечивает так называемую грубую балансировку. А Ув (руля высоты) выраженное через угол отклонения руля высоты δ, или через угол отклонения стабилизатора φ является управляющим моментом тангажа Mвz со своим плечом.

Mвz=Yв Lв= mφz*qSbA или mδz*qSbA где: mφz и mδz коэффициенты стабилизатора и руля высоты соответственно.

В итоге получаем результирующий момент тангажа MRz.

MRz (Мz)= Mоz-Y(Хf-Хт)+ Pyp+Уго Lго =0.

Если выполняется условие ∑Мz=0 то ЛА сбалансирован статически относительно OZ, естественно при определенных условиях полета.

См приложенный рис. 03

Если ты про Хт-Хf то таки да. Я тебе это с самого начала пытаюсь объяснить.

Хм У потребная для ГП разная ,а скорости одинаковые для ЛА одной массы!

Может ты имел ввиду что ЛА одной массы с + Мz (0,25) имеет У располагаемую больше нежели при - Мz (0,25) на одной и той же скорости и α!?

Разъясни, пожалуйста!

Если можно то на основе моего рисунка (Рис. 02), добавив или убрав необходимые силы, моменты, точки.

Сможешь мне показать где я говорил, что нужно повышать качество забив на остальное?

Остальное что ?!

Еще раз подловлю:) Если потребгая тяга у двух самолетов одинаковой массы с одинаковыми двигателями разная, то будут ли одинаковы скорости?

Загнал в угол :) Нет не будут!

Но не все так банально как уравнение в два действия! Наверное стоит рассмотреть как же ,а точнее за счет чего у одного и того же ЛА подняли К аш на целую единицу ?

Какие высказывания? Покажи конкретно.

Про автомодельность-насколько я помню аэрогидромех, то есть область чисел Рейнольдса в которой Сх и Су не зависят от Re(область автомодельности), а следовательно и от скорости с вязкостью.

Ни чего не готов ответить ,нужно перелистать талмут по аэрогидродинамике !

Почему не получиться? Покажи где я ответил на твою реплику неконструктивно?

Ну иногда бывало ,что я не втыкал ,видимо это в силу моей тупизны.

Остальное что ?!

Вот это:

Скоростей, маневренности, дальностей, высотностей, БРЭО, по условию ТТХ и у этого истребителя будет свое К не самое максимальное среди ЛА!

Но не все так банально как уравнение в два действия! Наверное стоит рассмотреть как же ,а точнее за счет чего у одного и того же ЛА подняли К аш на целую единицу ?

Я всего лишь задал вопрос с отфонарными цифирками, чтобы продемонстрировать, что скорость от качества таки завит. Как там и чего поднимали не есть вопрос этой дискусии.

Так ну что ж будем исправлять ошибки.

Похоже мы с тобой говорим не об одном и том же. Ты мне приводишь условия равновесия по всем осям в ГП! !

Термех знает только одно условие равновесия: равенство нулю главного вектора и главного момента. В зависимости от решаемой задачи это условие можно записать в разном виде. При решении задачи определения потребной подьемной силы крыла, оперения и соответствующих им сопротивлений в установившемся горизонтальном полете при заданных массе и тяге достаточно рассматривать двиение самолета в плоскости ХОУ, при этом самолет имеет три степени свободы, и именно столько условий равновесия нужно иметь. Итого имеем четыре неизвестных(Уго, Хго, Укр, Хкр), три уравнения равновесия(∑Fx=0, ∑Fy=0, ∑Мz=0) и два уравнения связи подъемной силы и сопротивления. Итого задача статически определима и мы без проблем можем найти искомое просто подставив исходные данные.

Я же рассматриваю все силы направленные перпендикулярно одной единственной поперечной оси Z, проходящей через ЦМ или точку О. .

А разве я рассматриваю какие-то другие силы?

MRz (Мz)= Mоz-Y(Хf-Хт)+ Pyp+Уго Lго =0.

Как поьзуясь ТОЛЬКО ОДНИМ уравнением ты определишь и У и Уго?

Хм У потребная для ГП разная ,а скорости одинаковые для ЛА одной массы!

Удивительно, не правда ли:)?

Может ты имел ввиду что ЛА одной массы с + Мz (0,25) имеет У располагаемую больше нежели при - Мz (0,25) на одной и той же скорости и α!?

Я имею ввиду, что потребная в ГП подъемная сила крыла у устойчивого самолета должна быть больше чем у неустойчивого для.

Если можно то на основе моего рисунка (Рис. 02), добавив или убрав необходимые силы, моменты, точки.

Твой рисунок от моего принципиальных, с точки зрения термеха, отличий не имеет(за исключением изображения ненужных моментов иналичия одного Х вместо Хкр и Хго).