Под Ростовом-на-Дону упал пассажирский самолет(обсуждение для новичков)

steelsoft, не волнуйтесь , пилотов кормят-не тем, чем пассажиров. Неоднократно видела, как на коротких рейсах, где-пассажирам дают сэндвичи, бортпроводник выносит из-кабины тарелки, прикрытые фольгой
 
это для "любопытных" для понимания затенения стабилизатора при тангаже +18 (при уходе в Ростове)
а при этом срыв потока, турбулентность на рулевой поверхности, и при сдвиге ветра
Как при этом просчитает Ваша автоматика? это только опыт и интуиция, и даже на тренажёре не симитируешь



для своих, позже удалю пост
 
Не путайте, пожалуйста, угол атаки и угол тангажа. Это я про затенение.
 
Реакции: SDA
denokan сказал(а):
Не путайте, пожалуйста, угол атаки и угол тангажа. Это я про затенение.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Вот я тоже как-то сомневаюсь, что аэродинамика самолета может допускать сколь-либо существенное "затенение" стабилизатора. Угол атаки никогда совпадет с углом тангажа
 
Командиру и второму пилоту обязательно разное питание должно быть?
 
Ariec 71, зачем иронизировать?
Просто раньше вроде было такое, вот я и спрашиваю, сохранилось ли сейчас
 
ads сказал(а):
не понял
Нажмите, чтобы раскрыть...
Угол атаки - это угол между хордой профиля крыла и направлением движения набегающего потока.
Угол тангажа (или просто тангаж) - угол между горизонтальной плоскостью и продольной осью самолета.
Это если мне не изменяет память.
Если угол атаки становится равным тангажу, то полная аэродинамическая сила станет равной подъемной силе профиля крыла, чего недостаточно для того, чтобы ВС удерживалось в воздухе. Т.е. теоретически такое возможно, но на очень короткое время.
 
Угол атаки = угол тангажа - угол наклона траектории.
Из чего следует, что равенство углов атаки и тангажа достигается при нулевом угле наклона траектории, а это есть режим горизонтального полёта.
[HASHTAG]#автоудаление[/HASHTAG]
 
А хорда профиля крыла параллельна продольной оси самолета? Если да, то Вы правы, а если нет, то, простите, горизонтальный полет не уравняет тангаж с углом атаки
 
1. Хорда профиля - это понятие геометрическое. А нулевой угол атаки - это когда крыло подъёмной силы не создаёт, т.е. это понятие "аэродинамическое". Они, вообще говоря, никак не связаны.
2. Крыло по размаху могут набирать из разных аэродинамических профилей.
3. Существует такая вещь, как крутка крыла. Т.е. хорда центроплана не параллельна хорде законцовки крыла.
4. Хорда профиля и аэродинамика крыла существенно меняются при выпуске / уборке механизации.

Так что "точка отсчёта" угла атаки (применительно к самолёту "в целом") в общем случае есть непонятно что. Нулевой угол атаки просто "назначают".
Равно как в общем случае (т.е. при аэродинамической компоновке, отличающейся от "колбасы с крыльями") строительную горизонталь самолёта (а точнее, фюзеляжа) тоже проводят так, как проектанту нравится.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация