Хорошо, давайте проверим.
Начнем со стабилизатора.
Его подъемную силу я определял по формуле: Y(ст) = Cy*p*V*V*S*0.102/2
где
p = 1.359кг/м3
S = 21м2 (площадь стабилизатора без РВ)
V = 64м/сек
Cy = 0.68 (для угла атаки 8.68гр)
Y(ст) = 068*1.359*64*64*21*0.102/2 = 4053кг.
Соответственно, подъемная сила РВ:
Y(рв) = 0.85*1.359*64*64*8.4*0.102/2 =2027кг.
где
8.4 - площадь РВ.
0.85 - Cy(РВ) для угла атаки 10.7гр.
Y(го) = 4053кг + 2027кг = 6080кг - отрицательная подъемная сила горизонтального оперения в момент времени 11.59.47.
Зависимость Cy стабилизатора от угла атаки я определил по поляре крыла ЯК-42 с убранной механизацией.
Конечно, несущее крыло и стабилизатор - не одно и то же, но делать было нечего - иного способа определить эту зависимость я не нашел. Надеюсь, величины, которые я определил по этому графику, не очень сильно отличаются от истиных.
Y(ст)1 = 0.742*1.359*64*64*21*0.102/2 =4423кг - отр. подъемная сила стабилизатора для угла атаки 9.53гр.
Y(рв)1 = 1.11*1.359*64*64*8.4*0.102/2 = 2648кг - подъемная сила РВ для угла13.9гр.
Y(го)1 = 4423кг + 2648кг = 7071кг - отр. подъемная сила ГО в момент времени 11.59.50.
7071кг-6080кг = 991кг.
Да, вы правы - я писал, что перекладка сабилизатора и РВ увеличила отр.под. силу ГО на 1080кг.
По расчетам же - на 991кг.
Не та цифра на глаза попалась - ну да ладно, сути это, в принципе, не меняет.
Давайте согласуем пока вот эти цифры - будет ясно, стоит ли дальше вести разговор.
Спасибо за ответ.
1.Плотность воздуха не 1,359 , а если уж считать точно =давление/Т(темпер в град Кельвина)/287,14(унив газ постоянная) Температура по Кельвину=273,15+17,8( фактическая в градусах Цельсия)=290,95 , давление = 101325 Па ( стандартное соотв 760 мм.рт.ст.) *747,9(фактическое)/760=99712 Па . И тогда плотность=99712/290,95/287,14=1,194 кг/м3 ( не 1,359).
2.Площадь стаба=29,5-8,7=21,7 м2 (не 21)
3.Скорость в момент 11-59-47 в среднем =225/3,6=62,5 ( не 64)
4.По Су пускай -
только пока - см ниже - примем Ваше допущение что по поляре -хотя это приведет к неверному результату - профиль крыла нессиметричнй в отличии от стабилизатора - но об этом потом ,
но Су должно определяться для угла атаки за минусом тангажа =2 градуса, и тогда Су будет равен не 0,68 для 8,68 стаба, а для 8.68 - 2=6.68 градусов угла атаки, а это уже Су=0,5
Тогда Под сила( отрицательная) стаба=0,5*1,194*62,5*62,5*21,7/2=25302 Н или делим на 9,81 и переводим в кгс 34411/9,81=2579 кгс , а не 4053 кгс.
Угол атаки РВ у Вас определен неверно, так как к нему надо прибавить еще и угол атаки стаба и отнять тангаж - и это будет =8,68+10,7-2=17,38 - то есть выходим на закритический угол атаки
и Су по поляре =1,3 и тогда
Под Сила РВ=1,3*1,194*62,5*62,5*8,7/2/9,81=2689 кгс а не 2027 кгс.
И сумма РВ и стаба=2579+2689=5268 кгс. а не 6080 кгс.
Далее для стаба 9,53 и той же скорости 62,5 считаем силы стаба и РВ
Под сила стаба=0,575(для угла 9,53-2=7,53)*1,194*62,5*62,5*21,7/2/9,81=2966 кгс а не 4423 кгс
Под сила РВ = 1,65( хотя мы уже на закритических по поляре т.к. 9,53+13,9-2(тангаж)=21,4 - продляем поляру и берем значение оттуда)*1,194*62,5*62,5*8,7/2/9,81=3412 кгс а не 2648.
И тогда сумма РВ и стаба =2966+3412=6378 кгс , а не 7071 и увеличилась на 6378-5268=1110 кгс , а не на 7071-6080=991 кгс
И во первых это результат неверен -нельзя по поляре нессиметричного профиля определять Су симметричного профиля, чтобы так делать ее надо хотя бы сдвинуть вверх - то есть фактически делать поправку - прибавлять 0,107 к каждому значению Су полученному с графика.
И далее то что?Не представляю какие Вы выводы из этого будете делать. Из этих данных получить ничего нельзя.Ждем продолжения.
И скажу сразу, без продолжения.
Если Вашу логику использовать то необходимо по другому считать.Надо вычислить кабрирующий момент от ГО при условии РВ=-13,9 и стабилизаторе =9,53 , далее вычислить кабрирующий момент от ГО при условии стабилизатор=8,68 и РВ = -4 - ведь именно при этих значениях происходит уверенный подъем ПС самолета с центровкой согласно стабилизатору, и из первого отнять второе - получим тот избыточный кабрирующий момент который может быть направлен на преодоление пикирующего момента от тормозов, и далее этот избыточный момент разделить на плечо силы торможения -получим ту максимальную силу торможения которую может преодолеть самолет в условиях РВ=-13,9 и стаб =9,53 .
Но точных значений ГО нет, определять по поляре крыла - это крайне неточно !!! , тем более тут Вы ищите разницу между двумя значения - то есть из одного неточного значения будете вычислять другое неточное - можно вообще обратный результат получить . Поэтому - самый простой способ через эквивалентное смещение центровки, как я и делал.