windowz
Местный
тогда еще силу трения-качения в колесах.
И от крыла у вас маловато как-то получилось.
Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434
тогда еще силу трения-качения в колесах.
И от крыла у вас маловато как-то получилось.
Ан_2
Однако, ...
А нельзя ли уточнить, откуда это (ссылочку на первоисточник)?
Vik63
Старожил
Andrew_1965, бездна споров просто отняла время , но дописываю, готовый материал есть, но так как не раз критиковали меня за то что выходит по частям , по частям уже не буду выкладывать , только полностью целиком. Кроме того первые две главы будут переработаны и сокращены,с целью повышения доказательности и упрощения понимания.
windowz
Местный
Вас невозможно понять. Кого куда заключили и почему с большой буквы?
Sibiryak
Старожил
Ссылки нет, сразу признаюсь.
И - не так чуть написать хотел.
Хотел написать - "между хордой стабилизатора и хордой крыла...".
То есть - если на УПС стоит ноль, то угол между осью фюзеляжа и хордой стабилизатора тоже ноль (так, вроде бы...).
Но ведь угол установки стаб-ра, с другой стороны - это угол между хордой стаб-ра и хордой крыла (как бы - попробуй разберись...).
Значит - на 3 гр. больше.
Может быть - так правильно?
Я не знаю, не уверен, а "академики" как в рот воды набрали - пара вопросов, заданные мною ранее, и ответы на которые я надеялся получить, повисли в воздухе...
А на Ту-154, например, так точно - на УПС ноль, угол между осью фюзеляжа (почему-то) и стаб-ром 3 гр.
Ну и здесь, как бы - почему не может быть?
---------- Добавлено в 21:46 ----------
Трение-качение (3000 кг*м) плюс момент от двигателей (8000 кг*м) входят в те 84695 кг*м, о которых я говорил.
Момент от крыла (например, при тангаже 9) считал так:
Смотрим по графику из отчета m(z) (для угла атаки 12), потом по формуле находим сам M(z) крыла при скорости, соответствующей тангажу 9.
Смотрим, опять же, по граф. из отчета Су для этого же угла и находим для этой же скорости подъ. силу крыла.
Зная момент и подъ. силу, находим ее плечо (относительно ЦТ).
Это для полета.
У Бехтира сказано, что при угле атаки ~ 10 Су у земли - 1.45.
А из граф. МАК следует, что Су при угле 10 в воздухе - 1.15.
Разница - 0.3.
С другой стороны - есть граф. для Ту-154 и для полета, и для земли.
Там тоже при угле 10 у земли Су - 1.45, но разница 0.2 ( линии паралельны).
Я взял 0.25.
Теперь считаем подъ. силу крыла у земли и момент крыла относительно ООШ.
----------------
И так - для любой скорости и любого угла.
Последнее редактирование:
Vik63
Старожил
Случайно увидел, но очень поучительно.
Это было возражение мне .
Это было возражение мне .
А здесь windowz доказывает свое утверждение.
Вот так вот и доказываем. Когда надо опровергнуть меня - величина эффекта экрана незначительна. Когда надо доказать свое - эффект экрана на глазах вырастает до 38 % . Ловкость рук , произвольное жонглирование цифрами , и результат в кармане.Можно ли серьезно относиться к такого рода "доказательствам" и их автору?
Последнее редактирование:
windowz
Местный
Ваши "самолеты" вообще не летают, а вы просто не понимаете разницу между "доказательством" и обсуждением.
Эффект экранный не меряется процентами, а меряется прибавками к Cy.
Лучше готовьте очередную "окончательную неопровержимую версию доказательства", не "отвлекайтесь"...
Последнее редактирование:
Sibiryak
Старожил
То есть, может так быть, что угол между хордой стабилизатора и осью самолета есть угол стабилизатора по УПС (как бы, чисто для пилотирования), а угол между хордами крыла и стаб-ра - как раз тот, что нужно принимать в расчетах аэрод. моментов?
windowz
Местный
Я, в отличии от других, нигде не утверждал, что мои слова "являются неопровержимыми доказательствами" и не имею привычки незаметно подправлять или удалять свои посты.
Говорить об экранном эффекте, как о 10-20% прибавки к чему-то без указания угла атаки в корне неверно, т.к. экранный эффект существенно зависит от угла атаки. Я уже приводил график, и на трех градусах он на самом деле существенно меньше, чем на пяти.
А вам, раз уж вы пытаетесь претендовать на беспристрастность стоило бы публично поправлять Vik63 там где он явно ошибается, но продолжает упорно "доказывать".
Sibiryak
Старожил
Ан_2
Однако, ...
Позволю себе освежить в памяти известное.
-----------
Стабилизатор Як-42 по углу установки ориентирован относительно "линии полета" (строительной горизонтали фюзеляжа, СГФ). Диапазон углов переустановки от +1 до –12 град.
Нулевой угол установки стабилизатора соответствует параллельности оси его симметрии (попросту, хорды стабилизатора) этой строительной горизонтали.
Угол (установки) отклонения стабилизатора «по рискам» на киле однозначно соответствует значениям индикатора ИП12-01, установленного на приборной доске пилотов.
Итак. Угол установки стабилизатора отсчитывается относительно СГФ, а не от хорды САХ.
Ну и заметим, кстати, что, в свою очередь, хорда крыла (САХ) имеет угол «врезки» (установки) +3 град относительно СГФ.
Как-то так!
-----------
Ну, а если вспомнить Ту-154, то там действительно есть свои нюансы.
Например, при диапазоне переустановки стабилизатора относительно СГФ от -1.5 до -7 град,
прибор-индикатор градуирован от 0 до –5.5 град.
Тем самым, «ноль» прибора соответствует установке стабилизатора в положение минус 1.5.
Sibiryak
Старожил
Согласен.
Но в чем суть нашей проблемы?
Нам нужно посчитать аэрод. момент, создаваемый стаб-ром.
Мы знаем, сколько "весит" 1 гр. стабилизатора (по отношению к потоку).
Но мы не знаем направление этого потока в районе стаб-ра - поэтому все наши расчеты пока бессмысленны.
А направление этого потока можно узнать, лишь зная угол его скоса - вот это и есть сейчас главная задача.
Есть формулы, позволяющие вычислить этот угол (надо будет попробовать).
Если же прикинуть, хотя бы приблизительно, то пока только косвенными методами.
Из построенных мною графиков следует, что для поднятия стойки в "нормальном" взлете "не хватает" примерно 5-6 гр стабилизатора.
А вот смотрите - при закрылках на 45 у Ту-154 в воздухе скос потока в районе стаб-ра - 6 градусов.
Это я к тому, что углы скоса-то этого - не такие уж и маленькие.
У Бехтира тоже пример есть - при скорости 250 и закр. 45 угол скоса 4-5 градусов.
Это в воздухе - на земле, как бы, скос меньше, да и закрылки у нас на 20.
-----------------
А насчет Ту-154 - вот из книжки -
Последнее редактирование:
Ан_2
Однако, ...
-
Как ни странно, все верно!
Выше я говорил о Ту-154 (Ту-154Б). У него полетное положение стабилизатора -1.5 гр.
Вы же приводите цитату из материалов по Ту-154М, у которого проведены доработки по стабилизатору.
Для него полетное положение стабилизатора -3 гр.
Последнее редактирование:
Sibiryak
Старожил
Тогда разрешите еще вопрос.
Что значит "нейтральное положение штурвала" при разбеге, о котором говорится в РЛЭ?
Нейтральное - это по усилиям, или по положению РВ?
Составляя свой график "нормального" взлета, я считал момент РВ от нуля, за который брал угол стаб-ра, но ведь, если подумать, так не должно быть.
Как вот, интересно, ориентируется РВ "без нагрузки" - не следует ли считать за его "нейтральное" положение вот тот угол примерно в 5 гр, что мы видим на графике МАКа до момента "взятия " штурвала "на подъем ПОШ"?
-------------------
Тогда красная линия суммарного момента на моем графике существенно приблизится к линии потребного момента и, хотя и все равно не достанет до нее, это будет уже гораздо ближе, как бы, к реальности...
А если добавить пару градусов стабилизатору "на скос"...
Последнее редактирование:
Ан_2
Однако, ...
Вы уж позвольте мне вежливо уйти от ответов.
Управление самолетом - не мой хлеб и не моя прямая специальность.
А рассуждать, ссылаясь на РЛЭ или на технические описания, успешно можете и Вы сами.
--------
Может лишь для справки (если это будет полезно для Вас в части расчета расходов руля).
"Колонки управления связаны с РВ и между собой жесткой проводкой и отклоняются от нейтрального положения
"на себя" на 16 град. и "от себя" на 12 град. 40 мин.
Руль высоты отклоняется соответственно на 21 град.вверх и 17 град. вниз"
Последнее редактирование:
Ariec 71
Ariec 71
Скорее всего так
Только со своей точки зрения:
В безбустерном управлении - и по усилиями (да и по фактическому положению), здесь при наличии триммеров (настоящих триммеров) учитывать их установку перед взлетом ( принято в нейтральном положении).
На самолете с гидравликой нейтральное положение означало отпущенную ручку по усилиям с нейтральным положением триммеров (МТЭ) (в полете с балансировочным положением), фактическому нулю это не соответствовало, так как МТЭ в нейтральном положении для взлета отклонял стабилизатор на кабрирование в некое оптимальное положение на несколько градусов.
От фактического нуля получалось чуть на себя.
Sibiryak
Старожил
В общем, мои попытки "набрать" потребную для поднятия ПОШ сумму (в отношении нормального взлета) аэрод. моментов (относительно оош - примерно 84000 кг*м) успехом не увенчались.
Значит, нужно внести поправки по скорости (на момент уверенного подъема ПОШ - все-таки, 195 км/час явно мало), учесть скос потока в районе стаб-ра (по расчетам - примерно 0.8 гр) и иметь ввиду, что момент РВ нужно считать от положения примерно "плюс 3-4гр" (следует из граф. МАКа усилий на штурвале).
windowz
Местный
Sibiryak
Старожил
А если считать момент от двигателей равным нулю?
Нет, не хватает все равно много.
Но...
Расчеты показывают, что аэрод. момент максимален где-то в районе тангажа 0.6 гр.
Если считать скос потока на стаб-ре 0.8 гр (так получается по расчету), а угол "нейтрального РВ (по усилиям) "плюс 4.7", то кабр. аэрод. момент относительно ООШ (потребный для поднятия ПОШ) достигает величины 84200 кг*м на скорости 208-209 км/час.
Кажется, это похоже на правду, и, если никто не опровергнет эти расчеты, можно будет сказать, наверное, что "механизм" математической модели МАКа более-менее ясен.
--------------
И можно попробовать теперь "обкатать" его на графиках моментов из Отчета...