Blinker123
Местный
интонационно-семантические нюансы
Давайте просто не будем брать Эфиопский случай, как ничего не дающий нам пример.
Итак: В чём, по Вашему, ошибка студента?
Практическая аэродинамика и динамика полета
Давайте просто не будем брать Эфиопский случай, как ничего не дающий нам пример.
Итак: В чём, по Вашему, ошибка студента?
windowz
Местный
На мой взгляд ошибка студента в неразделении понятий "глиссада", "выдерживаемая траектория снижения" и "траектория равномерного снижения с неизменной тягой"
Blinker123
Местный
---------- Исправлено в 17:50 ----------
Ну вот. А я считаю, что у студента пока вообще нет опыта выдерживать глиссаду по маяку. Его учили понимать физику полёта. Навыкам на лёгком самолёте. А старшие товарищи предложили ему игру, не объяснив правила.
Условия игры, кстати, просто навязаны, так как на "ILS на Гудзоне" ради их привычек никто строить не будет
Считаю, что тут некоторые проявили негибкость, вязкость стереотипов, а это для лётчика, сами понимаете, нехорошо.
Надеюсь, они со своими вторыми так не разговаривают и сильно на личной точке зрения не застревают.
Последнее редактирование:
windowz
Местный
Боюсь как раз вот тут и главное расхождение в образовании... Это в хUSSR еще учат понимать физику полета, а там скорее всего учат знать как отреагирует самолет на то или иное действие без вникания в физические аспекты. Поэтому и такая "упертость" в "эффекте"... Т.е. учат самим "эффектам" не вдаваясь в ньюансы, когда будут "исключения из правил". Потому что учат никогда не попадать в ситуации, когда будут какие-либо исключения.
Blinker123
Местный
предыдущий пост переделал
Ну, это Ваше личное отношение к разнице в системах образования Там Тут.
Что касается применения полученных знаний, я не вижу у Студента ошибок (при его условиях задачи)
Ну это как бы он говорит 2+2=4 6+6=12, а ему отвечают 2+2=4, а 6+6=14, но не говорят, что считают восьмерично )
---------- Добавлено в 18:05 ----------
Даже не хочу разговор заводить, что в полёте он будет не "векторы на графике раскладывать", а просто знать, как это выглядит, чувствуется и делается.
Так у всех. Человек не робот. Про это тут уже писали. Тексты забываются, образы "впечатываются".
Ну, это Ваше личное отношение к разнице в системах образования Там Тут.
Что касается применения полученных знаний, я не вижу у Студента ошибок (при его условиях задачи)
Ну это как бы он говорит 2+2=4 6+6=12, а ему отвечают 2+2=4, а 6+6=14, но не говорят, что считают восьмерично )
---------- Добавлено в 18:05 ----------
Даже не хочу разговор заводить, что в полёте он будет не "векторы на графике раскладывать", а просто знать, как это выглядит, чувствуется и делается.
Так у всех. Человек не робот. Про это тут уже писали. Тексты забываются, образы "впечатываются".
Георгий Романов
Москва
Может быть, уважу студента, если ответ впопад.
На эшелоне, у самолёта присутствует пикирующий момент, который создаётся крылом, он уравновешивается кабрирующим моментом, который создаёт стабилизатор и самолёт летит горизонтально. При выпуске закрылков пикирующий момент увеличивается – самолёт опускает нос, но этот момент компенсируется отклонением стабилизатора на больший угол, который тянет хвост самолёта вниз с большей силой, тем самым уравновешивая увеличившийся пикирующий момент.
Выпуск закрылков создаёт большее лобовое сопротивление, чем у самолёта с чистым крылом, поэтому режим работы двигателей лётчиком добавляется, увеличивается на величину необходимую для компенсации возникшего дополнительного лобового сопротивления. Благодаря увеличившейся подъёмной силе можно лететь на меньшей скорости, т.е. допустимый, он же потребный, диапазон скоростей смещается в меньшую сторону. Полёт – это скорость, нет потребной скорости – самолёт сваливается. Угол наклона глиссады больше – режим двигателей меньше, дотянуть до глиссады, если она выше угол уменьшить и соответственно режим добавить.
Т.е. траектория зависит от режима двигателей, скорость потребная для траектории полёта зависит от угла выпуска закрылков.
О корейских лётчиках. Околдованы, очарованы автоматикой, которая их чудесной работой убаюкала так, что не осмелились двинуть РУДы вперёд, явно о её работе были лучшего мнения, чем о себе. А у неё случилась проруха.
На эшелоне, у самолёта присутствует пикирующий момент, который создаётся крылом, он уравновешивается кабрирующим моментом, который создаёт стабилизатор и самолёт летит горизонтально. При выпуске закрылков пикирующий момент увеличивается – самолёт опускает нос, но этот момент компенсируется отклонением стабилизатора на больший угол, который тянет хвост самолёта вниз с большей силой, тем самым уравновешивая увеличившийся пикирующий момент.
Выпуск закрылков создаёт большее лобовое сопротивление, чем у самолёта с чистым крылом, поэтому режим работы двигателей лётчиком добавляется, увеличивается на величину необходимую для компенсации возникшего дополнительного лобового сопротивления. Благодаря увеличившейся подъёмной силе можно лететь на меньшей скорости, т.е. допустимый, он же потребный, диапазон скоростей смещается в меньшую сторону. Полёт – это скорость, нет потребной скорости – самолёт сваливается. Угол наклона глиссады больше – режим двигателей меньше, дотянуть до глиссады, если она выше угол уменьшить и соответственно режим добавить.
Т.е. траектория зависит от режима двигателей, скорость потребная для траектории полёта зависит от угла выпуска закрылков.
О корейских лётчиках. Околдованы, очарованы автоматикой, которая их чудесной работой убаюкала так, что не осмелились двинуть РУДы вперёд, явно о её работе были лучшего мнения, чем о себе. А у неё случилась проруха.
Sibiryak
Старожил
Ага, вот куда отправлял меня Vik63, закрывая тему "Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434"...
Что-ж - вполне подходящее место для ответа на его утверждение о "грубейших ошибках" у Бехтира, сделанное им в вышеупомянутой теме. Здесь, по-крайней мере, не должны то и дело затыкать рот, попрекая отступлениями от предмета обсуждения...
Итак - Vik63:
Ну раз пирожок никто не хочет - съем сам.
На картинках следующая грубая ошибка. Проекции силы тяжести G на оси координат G1 и G2 считаются как сила тяжести * косинус ( синус ) угла траектории ( набора или снижения) . Да вот незадача. Угол не тот указан . Фактически показан не угол траектории, а угол тангажа. Все потому что проекции сделаны не в той системе координат. Надо было в скоростной системе , а показали в связанной. То есть надо было делать проекции силы тяжести на ось скорости и ось перпендикулярную ей , это и есть так называемая скоростная система координат. Тогда бы и угол показался правильный - угол набора и снижения , и проекция имела бы верную длину. А сейчас проекция имеет неверную длину, и сделана не на ту ось , и с неверным углом.
====
Формулы верны. Неверно показаны проекции. Не на те оси, соответственно не с теми углами.
Представляю, как усмехнулся бы, прочитай это, Владимир Петрович - ну-ну, мол...
Ведь он писал свою книгу для "летного и инженерно-технического состава гражданской авиации", то есть, для профессионалов, понимающих несомненно, что такое "аэродинамическая подъемная сила" (Уа) и "сила лобового сопротивления" (Ха), что такое "аэродинамическая нормальная сила"(У) и "аэродинамическая продольная сила" (Х) и чем, когда и как отличается одна от другой.
А когда этим отличием можно и пренебречь - " При малых углах атаки, которые используются в полете, с достаточной степенью точности можно считать У=Уа, Х=Ха. На этом основании (там, где практически допустимо) можно отождествлять подъемную и нормальную силы, силу лобового сопротивления и продольную силу..." - ("Основы аэродинамики и динамики полета" Григорьева Н.Г.)
В схеме сил, действующих на самолет при наборе высоты (изображенной в книге Бехтира на стр. 78) как раз заложен принцип равенства У=Уа и Х=Ха на практических летных углах атаки, так что говорить тут что-то о "грубейших ошибках", все равно, что утверждать - все графики зависимости Су от а (угла атаки) есть "грубейшие ошибки", ибо до определенного угла атаки они изображают эту зависимость как линейную, что на самом деле не так...
Почему Бехтир предпочел в данном случае связанную систему координат скоростной?
Ну, не знаю - любит он ее, наверное, больше и считает чем-то удобней.
Никто, во-всяком случае, никому не запрещает пользоваться той системой координат, которая кажется кому-то для какого-то случая более логичной...
Что-ж - вполне подходящее место для ответа на его утверждение о "грубейших ошибках" у Бехтира, сделанное им в вышеупомянутой теме. Здесь, по-крайней мере, не должны то и дело затыкать рот, попрекая отступлениями от предмета обсуждения...
Итак - Vik63:
Ну раз пирожок никто не хочет - съем сам.
На картинках следующая грубая ошибка. Проекции силы тяжести G на оси координат G1 и G2 считаются как сила тяжести * косинус ( синус ) угла траектории ( набора или снижения) . Да вот незадача. Угол не тот указан . Фактически показан не угол траектории, а угол тангажа. Все потому что проекции сделаны не в той системе координат. Надо было в скоростной системе , а показали в связанной. То есть надо было делать проекции силы тяжести на ось скорости и ось перпендикулярную ей , это и есть так называемая скоростная система координат. Тогда бы и угол показался правильный - угол набора и снижения , и проекция имела бы верную длину. А сейчас проекция имеет неверную длину, и сделана не на ту ось , и с неверным углом.
====
Формулы верны. Неверно показаны проекции. Не на те оси, соответственно не с теми углами.
Представляю, как усмехнулся бы, прочитай это, Владимир Петрович - ну-ну, мол...
Ведь он писал свою книгу для "летного и инженерно-технического состава гражданской авиации", то есть, для профессионалов, понимающих несомненно, что такое "аэродинамическая подъемная сила" (Уа) и "сила лобового сопротивления" (Ха), что такое "аэродинамическая нормальная сила"(У) и "аэродинамическая продольная сила" (Х) и чем, когда и как отличается одна от другой.
А когда этим отличием можно и пренебречь - " При малых углах атаки, которые используются в полете, с достаточной степенью точности можно считать У=Уа, Х=Ха. На этом основании (там, где практически допустимо) можно отождествлять подъемную и нормальную силы, силу лобового сопротивления и продольную силу..." - ("Основы аэродинамики и динамики полета" Григорьева Н.Г.)
В схеме сил, действующих на самолет при наборе высоты (изображенной в книге Бехтира на стр. 78) как раз заложен принцип равенства У=Уа и Х=Ха на практических летных углах атаки, так что говорить тут что-то о "грубейших ошибках", все равно, что утверждать - все графики зависимости Су от а (угла атаки) есть "грубейшие ошибки", ибо до определенного угла атаки они изображают эту зависимость как линейную, что на самом деле не так...
Почему Бехтир предпочел в данном случае связанную систему координат скоростной?
Ну, не знаю - любит он ее, наверное, больше и считает чем-то удобней.
Никто, во-всяком случае, никому не запрещает пользоваться той системой координат, которая кажется кому-то для какого-то случая более логичной...
Sibiryak
Старожил
Тогда уж и вам, windowz, заодно отвечу вот на это ваше
Ну если вас не смущает, что на угле атаки 10 у вас появится около 9,5 тыс кгс тормозного усилия как проекция на ось Х за счет "подъемной силы перпендикулярной ПОС", тогда да, это не "грубейшая ошибка", а "вполне логичное и оправданное упрощение".
55 000 * sin(10) = 9551
Величину вашего "тормозного усилия" на оси Х (неважно, в какой системе координат) определяет не проекция на нее "подъемной силы", как вы думаете, заблуждаясь (ибо проекция эта в любой системе координат всегда равна нулю), а проекция результирующей аэродинамической силы.
Которая (результирующая аэродинамическая сила), в отличии от осей ОХ и ОХа всегда "на своем месте", так сказать...
Так вот эта проекция на ось Х (в связанной системе координат) будет равна практически проекции этой же результирующей на ось Ха (в скоростной системе координат) при имеющих место на практике летных углах атаки.
Ну, или чтобы вам более понятно было - при повороте одной системы координат относительно другой на вышеупомянутые углы.
Ну если вас не смущает, что на угле атаки 10 у вас появится около 9,5 тыс кгс тормозного усилия как проекция на ось Х за счет "подъемной силы перпендикулярной ПОС", тогда да, это не "грубейшая ошибка", а "вполне логичное и оправданное упрощение".
55 000 * sin(10) = 9551
Величину вашего "тормозного усилия" на оси Х (неважно, в какой системе координат) определяет не проекция на нее "подъемной силы", как вы думаете, заблуждаясь (ибо проекция эта в любой системе координат всегда равна нулю), а проекция результирующей аэродинамической силы.
Которая (результирующая аэродинамическая сила), в отличии от осей ОХ и ОХа всегда "на своем месте", так сказать...
Так вот эта проекция на ось Х (в связанной системе координат) будет равна практически проекции этой же результирующей на ось Ха (в скоростной системе координат) при имеющих место на практике летных углах атаки.
Ну, или чтобы вам более понятно было - при повороте одной системы координат относительно другой на вышеупомянутые углы.
Armadillo
Старожил
не знаю, в какую ветку.
почему F-15, МиГ-23 и МиГ-25 высокопланы, а фантом низкоплан?
если у F-15 еще можно как-то натянуть размер внешних подвесок, то у МиГ-25 явно чистая аэродинамика решала.
Понятно, что в отсутствии интегральной компоновки нет смысла на лишние затраты в обход лонжеронами каналов от воздухозаборников, поэтому или низко, или высоко. (на Су-17 не помешало, но он не из вафельных панелей емнип)
Понятно, что стойки шасси у высокоплана ниже, хотя для 23 это заставило раставлять их врастопырку и увеличивать вес.
Есть где-то описание соображений при выборе схемы? Просто на фантоме не рискнули реализовать управляемость для высокоплана, а на более подзних сделали?
почему F-15, МиГ-23 и МиГ-25 высокопланы, а фантом низкоплан?
если у F-15 еще можно как-то натянуть размер внешних подвесок, то у МиГ-25 явно чистая аэродинамика решала.
Понятно, что в отсутствии интегральной компоновки нет смысла на лишние затраты в обход лонжеронами каналов от воздухозаборников, поэтому или низко, или высоко. (на Су-17 не помешало, но он не из вафельных панелей емнип)
Понятно, что стойки шасси у высокоплана ниже, хотя для 23 это заставило раставлять их врастопырку и увеличивать вес.
Есть где-то описание соображений при выборе схемы? Просто на фантоме не рискнули реализовать управляемость для высокоплана, а на более подзних сделали?
Капитан Гагабу
CargoAircraftOnly
может, все дело в том, что это палубная машина, и ей не нужны особые выверты в шасси? (было бы прочным)
windowz
Местный
Поздно заметил.
Как раз именно потому, что подъемная сила это проекция от полной аэродинамической силы на ось перпендикулярную набегающему потоку а лобовое сопротивление - проекция полной аэродинамической силы на ось, паралельную набегающему, поэтому она (подъемная сила) по определению не может быть перпендикулярна ПОС, потому что ось ПОС и ось набегающего потока находятся под углом атаки друг относительно друга.
"тормозное усилие" на оси Х появляется только тогда, когда неверно направить подъемную силу перпендикулярно ПОС
yacc11
Местный
Для начала - не на всех, триммер на С182, который по конструкции отличается от классического триммера РВ, появился когда подняли мощность двигателя
[automerge]1559579206[/automerge]
Повторяю вопрос - откуда в наборе высоты, который обычно делают с нулевым креном, взялось на ровном месте скольжение?
Ariec 71
Ariec 71
Нет. Сгущает он просто. Тогда бы лайнеры до полос не долетали
Вуду
homo ludens
- На скорости 500 км/час и высоте 300 метров - колошматило по-чёрному.
Вуду
homo ludens
- Ну чёго ты понёс фигню?! У лайнера на заходе скорость 350 км/час, на посадочном - 320 км/час. Там просто слегка подбалтывает...
Я ведь как раз на лайнере и летал. Включая МВ и ПМВ на 500-550 км/ч. Много лет. Это не то, что у тебя в стратосфере!
Вуду
homo ludens
- "Опять - двадцать пять!" Скорость на заходе - какая? 1100 км/час?!
Ты вообще-то формулу подъёмной силы помнишь, аэродинамик?
При увеличении скорости в три раза, рывок подъёмной силы за счёт восходящего потока будет больше в девять раз! Соответственно и перегрузка будет больше во столько же.
Последнее редактирование:
Ariec 71
Ariec 71
На 1100 треплет меньше, батенька
n0tIll
сомневающийся
60 ÷ 200 метров, 5 ÷ 10 минут