Означает ли это...
И Вы правы.
Вот так выглядит поляра плоской пластины
А так - если разложить ее на составляющие - кривые Су и Сх
Так что все правильно Вы говорите...
http://www.airpages.ru/dc/doc117.shtmlПо мере приближения к критическому углу атаки из-за начинающегося срыва потока ускоряется рост лобового сопротивления.
http://autonotes.info/aerodinamicheskoe-soprotivlenie-tel/Срывы же потока резко увеличивают лобовое сопротивление и, следовательно, уменьшают максимальную скорость самолёта.
http://www.firstep.ru/metodiki/paraplan/lection_01.htmТела с конечной толщиной также обладают сопротивлением трения. Их аэродинамическое сопротивление может иметь малое значение, если удается избежать срывов потока
При выходе крыла за критический угол атаки происходит срыв потока. Причем происходит он обычно не совсем одновременно на правой и левой консолях. На сорвавшейся консоли РЕЗКО падает подъемная сила и вырастает сопротивление
Возрастая с увеличением угла атаки, коэффициент су (а тем самым и подъемная сила) достигает максимальной величины при угле атаки около 16–18° (рис. 23,д), при переходе же на больший угол атаки начинает уменьшаться. Поэтому угол атаки, соответствующий самане, называют критическим (обозначают акр). При этом угле атаки и даже с приближением к нему изменяется характер обтекания крыла, в результате чего начинает быстро расти коэффициент лобового сопротивления (рис. 23,е).
Такое изменение коэффициентов су и сх
объясняется нарушением плавного характера обтекания — срывом потока с верхней поверхности крыла.
. Для АН-24 (а также 12, 26, 30 и 32) такой целесообразности нет. Его лопасти при пробеге устанавливаются на минимальный угол (что-то около 8 град.) в результате чего формируется такой угол их обтекания (отрицательный), что происходит срыв потока на лопастях и резкое возрастание лобового сопротивления. То есть появляется большая сила сопротивления и самолет эффективно тормозится. Настолько эффективно, что как таковой реверс (то есть перенаправление тяги) ему уже не нужно. Поэтому он и не предусмотрен конструктивно (дабы не тратить лишних денег).
Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения aкр, потеря скорости лишь частный случай достижения aкр.
Вот так всегда пришел дилетант и все опошлил
Приведенные графики - это теоретические графики плоской пластины. Как уже было отмечено простой теории расчета турбулентных потоков нет, и поэтому учитывать срыв потока данные графики не могут.
Ну это-то совсем не о том "резком возрастании лобового сопротивления"на профиле лопасти . Здесь говорится о том, что "тормозит" самолет ометаемая винтом площадь.Для АН-24 (а также 12, 26, 30 и 32) такой целесообразности нет. Его лопасти при пробеге устанавливаются на минимальный угол (что-то около 8 град.) в результате чего формируется такой угол их обтекания (отрицательный), что происходит срыв потока на лопастях и резкое возрастание лобового сопротивления. То есть появляется большая сила сопротивления и самолет эффективно тормозится. Настолько эффективно, что как таковой реверс (то есть перенаправление тяги) ему уже не нужно. Поэтому он и не предусмотрен конструктивно (дабы не тратить лишних денег ).
а по-вашему, срыв потока = турбулентное обтекание?(тоесть до срыва - обтекание ламинарное?)
У стреловидного крыла, помнится срыв потока начинается на его законцовке - там где хорды еще очень маленькие, соответственно, площадь крыла, охватываемая срывом - относительно небольшая, соответственно в начале срывных процессов, уж так сильно резко не может измениться ни подъемная сила ни сопротивление. Гораздо важнее - на законцовках находятся рулевые поверхности, которые перестают быть эффективными, и еще более усугубляют срыв при попытке парирования крена. Если срыв и был, то скорее он повлиял на управляемость по крену, чем на скорость/подъемную силу.
Это все теория, не имеющая никакого отношения к аэродинамике конкретного крыла - ведь по крылу наверняка предприняты меры чтобы все было "чики-пики" и были возможности для "снятия" с критических углов, и чтобы выход на эти углы не был равен катастрофе со 100% вероятностью.
Ну это-то совсем не о том "резком возрастании лобового сопротивления"на профиле лопасти . Здесь говорится о том, что "тормозит" самолет ометаемая винтом площадь.
Кое-кто утверждал тут, что 24 гр угла атаки, которые у Бехтира как критические, "на самом деле - "глубокий срыв".
То есть, с одной стороны "резкое падение подъемной силы", с другой - "резко возросшее сопротивление".
Что должно случится с самолетом в этом случае, если кое-кто утверждает, что уже на 15 гр УА самолет сваливается?
А он, оказывается - может летать иногда и на УА до 45 гр.
--------
Так что тут Вы правы - теория теорией, а практика - практикой...
С нижней на верхнюю.(вихрь перетекает с верхней поверхности крыла на нижнюю), они стабильны и постоянны (см картинку)
У стреловидного крыла, помнится срыв потока начинается на его законцовке
Сваливание - еще не штопор. Штопор - неуправляемое движение самолета по нисходящей траектории с вращением относительно любой из трех осей в следствии авторотации крыла.Цитата: Сообщение от Sibiryak
Кое-кто утверждал тут, что 24 гр угла атаки, которые у Бехтира как критические, "на самом деле - "глубокий срыв".
То есть, с одной стороны "резкое падение подъемной силы", с другой - "резко возросшее сопротивление".
Что должно случится с самолетом в этом случае, если кое-кто утверждает, что уже на 15 гр УА самолет сваливается?
А он, оказывается - может летать иногда и на УА до 45 гр.
--------
Так что тут Вы правы - теория теорией, а практика - практикой...
Может конечно - такой полет называется штопор
Может конечно - такой полет называется штопор.
Ну это кто как.Посмотрите, как дружно все кинулись читать учебники и конспекты!
Не знаю... Мне например глаза режет от следующего ,сказать фокус приложения подъемной силы - это масло масляное , так как в определении фокуса этот смысл уже заложен, да и к тому же фокус это условная точка приложения приращения подъемной силы , а сама подъемная сила приложена в центре давления. А уж смена подъемной силы на лобовое - не могу представить себе этот процесс , напоминает смену пола что-лиНу и это всё-таки Уровень.
Ну вообще-то такое общение тут полезно. Посмотрите, как дружно все кинулись читать учебники и конспекты!
Ну и это всё-таки Уровень.
У меня что-то с глазами в последнеее время фигня какая-то происходит. Вроде вижу нормально, но "резкость" плохо наводится и читать "больно", а тоже хочется поучаствовать...
нет, спорили о том, вызывает ли срыв потока существенное увеличение лобового сопротивления или нет.windowz, будет вопрос. А о чем, собственно столько страниц спорили?
Можно сформулировать кратенько, в двух словах, специально для блондинок.
Доказывали, что самолет ушел в плоский штопор, а не свалился?
Да вроде о другом спор был.нет, спорили о том, вызывает ли срыв потока существенное увеличение лобового сопротивления или нет.
Да вроде о другом спор был.
Свалился - или просто "не вытянул..."?
--------
Хотя и не существенно это - в другом тут загадка...
Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.А о чем, собственно столько страниц спорили?
Можно сформулировать кратенько, в двух словах, специально для блондинок.
Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.Остальное мнение - без тяги создали большие углы тангажа и теряя скорость, двигаясь по нисходящей траектории, самолет начал выходить на закритические углы в следствии чего и свалился. И второе, ПМСМ - самолет одномоментно поставили в поток на большие углы атаки и он начал валиться сразу, динамично, хотя скорость еще была. И одно из доказательств - развитие крена, еще до подхода к тангажу 19,3. Энергичное взятие, экран, скольжение и пр способствуют более раннему срыву потока.
Просто напомню, как сформулировал Севастьянов, который участвовал в эксперименте по определению причин катастрофы:Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.Остальное мнение - без тяги создали большие углы тангажа и теряя скорость, двигаясь по нисходящей траектории, самолет начал выходить на закритические углы в следствии чего и свалился. И второе, ПМСМ - самолет одномоментно поставили в поток на большие углы атаки и он начал валиться сразу, динамично, хотя скорость еще была. И одно из доказательств - развитие крена, еще до подхода к тангажу 19,3. Энергичное взятие, экран, скольжение и пр способствуют более раннему срыву потока.
Севастьянов сказал(а):В самый последний момент тормоза отпустили. Но еще раньше, не понимая причины странного поведения самолета, пилот сильно потянул штурвал на себя. В результате самолет слишком резко пошел вверх, выйдя на так называемый закритический угол атаки. После этого машина была обречена.
"Критический угол атаки, максимально допустимый угол атаки, 19 градусов в той конфигурации. Этот угол был превышен, и те динамические характеристики, которые были на данный момент у самолета при том положении руля высоты, положении стабилизатора, практически уже не давали шансов этот угол атаки уменьшить, что и привело к сваливанию самолета".
Просто напомню, как сформулировал Севастьянов, который участвовал в эксперименте по определению причин катастрофы: