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

Чтобы устранить сказанную Вами ошибку. Вам для сведения выдержка из учебника аэродинамики где это указано.Будете дальше спорить?
Еще раз в целях ликбеза и устранения всяких инсинуаций и непониманий. Используется в эксплуатации, в аэродинамических расчетах, в 99 % случаях для неэкзотических схем и гражданских, по умолчанию, а если это не так - то это должно быть указано, и к нему привязываются все аэродинамические характеристики самолета - угол атаки корневой хорды крыла, по той самой по которой определяется и заносится в геометрические характеристики самолета такой параметр как угол установки крыла указываемый обязательно в РЛЭ самолета в разделе геометрические характеристики. Или это сечение может называться нулевой нервюрой или контрольным сечением крыла. И если проводится аэродинамический расчет - то если при расчете угла атаки отталкиваются от тангажа - то обязательно делается поправка на угол установки крыла по корневой хорде.
В доказательство, как вышеприведенная ссылка, так и данная выдержка из В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Ту-154М,
1.5. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА стр. 20
За угол атаки самолета принимается угол атаки корневой части крыла.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Также в доказательство, в Практическая аэродинамика самолета Ту-154Б Т.И. Лигум на стр.148 приведен расчет сил торможения на пробеге где указано, что на пробеге самолет имеет угол атаки +3 градуса - то есть фактически угол установки крыла равный для 154 +3 градуса, так как стояночный тангаж равен нулю. И именно по этому углу и характеристикам считается далее подъемная сила.
Также в доказательство, МАК в Отчете по Як-42 в Ярославле на разбеге также применял в расчетах угол атаки крыла равный как тангаж + угол установки крыла, который для Як-42 равен +3 градусам.
И если кто еще после этого опять начнет тягомотину про некое мифическое назначение нулевого угла атаки и якобы некую неопределенность понятия угла атаки самолета и якобы что угол установки крыла в эксплуатации не требуется - то, извините, это уже не лечится.
A_Z сказал(а):
В общем, заканчивайте веселить публику...
Нажмите, чтобы раскрыть...
Вот к Вам это как раз больше всего и относится. Опозорившись с полярой, не понимая как и для чего используется угол установки крыла в аэродинамических расчетах, теперь делаете хорошую мину при плохой игре применяя высокомерно-менторский тон, что значит обычно следующее - аргументов больше нет. Прям так и напомнило
(С)И. Ильф, Е. Петров «12 стульев».
 
Последнее редактирование:
Ну так значит тогда она будет сдвигать вектор скорости и не будет соблюдаться условие отвесного пикирования. Если скорость перпендикулярна земле - то подъемная сила параллельна земле и при ее неравенстве нулю она будет отклонять вектор скорости от перпендикуляра к земле. В установившемся режиме вектор скорости только тогда может быть строго перпендикулярен к земле - когда подъемная сила равна нулю.
 
Обязательно. И мы все знаем, что без управляющего воздействия самолет сколь-либо длительно в отвесном пикировании находиться не может. Из чего следует, что подъемная сила при наличии вектора скорости любой направленности существует де-юре и де-факто.
 
Не верите здешним участникам - вот прямая цитата из уже упомянутого мной выше Бехтира, Практ аэродинамика самолета Ту-154М
Сбалансированный самолет может находиться как в отвесном пикировании так и в некоем другом установившемся режиме полета, а управляющее воздействие служит для перевода самолета из одного режима в другой, в сбалансированном самолете на установившемся режиме управляющего воздействия не требуется.
 
Последнее редактирование:
Как далеко унес, вот вопрос. Если на тот свет, то, пожалуй, не разгадать. Если на улицу Бодрую, в ростовское бюро судмедэкспертизы, то шанс есть.
 
Разве после этой катастрофы у судмедэкспертов есть работа? Написали же, что ничего не осталось
 
Дык, я же и не спорю ни со здешними участниками, ни с Бехтирами, Практами и прочими корифеями. Я ясно пишу:
Т.е. я не отрицаю, что конкретный самолет с конкретной геометрией крыла и совершенно определенном режиме полета может попасть в ситуацию, когда крыло не будет создавать подъемной силы. Но речь идет о чем? Не об отсутствии ее как таковой, а о взаимной компенсации возникающих сил, действующих на различные участки крыла, фюзеляжа и стабилизатора. Т.е. в идеальном случае с идеальным крылом (колбаса с крыльями) положение крыла относительно потока, при котором оно не будет создавать подъемной силы, будет только одно - положение, при котором поток обтекает крыло равномерно с обеих сторон профиля.
Но что любопытно, на мой взгляд. Таком положение, хоть и предполагает движение крыла в потоке по пути с наименьшим сопротивлением, что, казалось бы должно являться наиболее предпочтительным и устойчивым положением, в реальности является положением неустойчивого равновесия, из которого реальное крыло (самолет) постоянно норовят выйти (и тут я говорю про управляющее воздействие и его необходимость для сохранения положения этого равновесия). Почему это происходит, мне с моим уровнем знаний ответить трудновато. Но могу предположить, что причина в неоднородности среды, через которую двигается тело. Любое изменение плотности потока непременно создаст положительный или отрицательный момент, который выведет систему из равновесия. А выйдя из равновесия и без корректирующего влияния система (крыло, самолет в потоке) будут стремиться к совершенно противоположному полюсу - займут положение с наибольшим сопротивлением потоку и будут парашютировать.
Очень хорошо этот парадокс иллюстрирует свободное падение листа фанеры.
 
Для тех, кто в танке: у "Боинга" есть корпоративный журнал, внизу скан обложки номера, в котором опубликована статья про АОА. В принципе, обложки достаточно, но дабы не было вновь слов про "невразумительные картинки", вот цитата из текста статьи:
Angle of attack (AOA) is the angle between the oncoming air or relative wind and a reference line on the airplane or wing. Sometimes, the reference line is a line connecting the leading edge and trailing edge at some average point on the wing.

Касательно "99% случаев":
Most commercial jet airplanes use the fuselage centerline or longitudinal axis as the reference line. It makes no difference what the reference line is, as long as it is used consistently.

Касательно взаимосвязи между углами:
AOA is the difference between pitch angle and flight path angle when the flight path angle is referenced to the atmosphere.
Как видите, ничего про угол установки крыла "Боинг" не говорит.

Аминь...

 
Последнее редактирование:
Это так, но не только в случае совместной работы крыла, фюзеляжа и стабилизатора, но и в случае работы только профиля, если он несимметричный. http://oat.mai.ru/book/glava05/5_3/5_3.html#r05_13_b
Это так только в том случае если под словом равномерно Вы подразумеваете - одинаково, а под идеальным профилем Вы подразумеваете симметричный профиль и крыло без крутки. Несимметричный профиль не создает подъемной силы при угле атаки отличном от нуля.
 
Ну вот и докатились. До журналов. A_Z, может Вам обложки и достаточно, но воспользуйтесь непосредственно статьей внутри номера. По слухам там бумага мягче. А вообще с такими аргументами Вам прямиком сюда http://aviaforum.ru/threads/poslednij-privet-zhurnalistam.23274/page-79
Я Вам привел ссылку на учебник аэродинамики с конкретной формулой. Я Вам привел два факта применения угла атаки как именно угла атаки корневой хорды крыла и учета угла установки крыла в аэродинамическом расчете. Попросил привести факт когда бы это было не так. В ответ - обложка иностранного журнала.
A_Z, помните какая мысль посетила Остапа ближе к концу шахматного турнира в Васюках? Пора... Удирать...Вам видимо тоже, пора... На сем заканчиваю ввиду бесперспективности.
 
Последнее редактирование:
Понятно - по делу возразить нечего.

Vik63 сказал(а):
В ответ - обложка иностранного журнала.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Понятно - то, что это корпоративный журнал "Боинга", вы стараетесь не замечать. Равно как и цитаты - вам всё обложка застит.
Могу привести цитату из вполне официального документа, который называется FAA Airplane Upset Recovery Training Aid (.vii).

Angle of Attack (AOA)
Angle of attack is the angle between the oncoming air or relative wind, and some reference line on the airplane or wing.

Картинка внизу оттуда же (р. 2.19)

 
A_Z сказал(а):
Понятно - по делу возразить нечего.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Вам представили цитаты и ссылки на официальные документы. Даже не на один. Если Вы в упор этого не хотите видеть - это не моя проблема.
Мне все равно чей это журнал, если только это не научный общепризнанный журнал. По журналам - не обучаются. Обучаются по учебникам. У нас - по российским и по советским. У нас своя школа, там может быть своя. Там и правило знаков в чем-то другое. Вы где обучались, в СССР или у Боинга в Америке? Вы зачем оттуда сюда тащите эти невнятные расплывчатые цитаты ? Цитат или ссылок российских или советских не удалось найти? Так?
И даже в этих цитатах
Angle of attack is the angle between the oncoming air or relative wind, and some reference line on the airplane or wing.
Нажмите, чтобы раскрыть...
- слова or wing Вы в упор не видите? Есть несколько видов углов атаки - самолета, крыла, профиля и местного сечения, о чем возможно и говорится в Вашей цитате. И потому она вообще ничего не доказывает. И здесь нигде не сказано к какому углу привязаны аэродинамические характеристики. А они не могут быть привязаны к слову "или" - reference line on the airplane or wing . А к чему-то одному они привязаны. Вот и постарайтесь выяснить - к чему они там привязаны. Хотя мне это все равно - что там за океаном. Но для привязки, обращаю внимание !!!! , аэродинамических характеристик самолета у нас используется угол атаки корневой хорды крыла которая в сочетании с СГФ дает угол установки крыла, который обязательно указывается в техдокументации. И аэродинамические расчеты проводятся с его использованием. То что Вам в Вашей практике не пришлось этим заниматься - я и наблюдаю конкретно. А мне в работе приходилось.
Может хватить троллить? Несолидно.
 
Последнее редактирование:
Реакции: ads
Под равномерно я понимаю, естественно, одинаково. Т.е. давление под и над профилем идентичны.
Идеальный профиль, конечно, без крутки, т.к. в противном случае мы возвращаемся к варианту с взаимокомпенсирующими силами.
Но профиль крыла я понимаю несимметричным, ибо это все же крыло, которое должно создавать подъемную силу при нулевом угле атаки. И вот угол атаки такого крыла, при котором подъемная сила будет равна нулю, только один.
 
Не совсем так, Alena_, написали, что "В связи с большой фрагментацией останков погибших медицинские и паталого-анатомические исследования не завершены".
Впрочем, Вы правы, когда от каждого в среднем осталось 70 "фрагментов", это почти ничего.
На днях ФГБУ "РЦСМЭ" Минздрава России завершил молекулярно -генетическую идентификацию погибших. Если по её результатам найдены останки пилотов, возможно, кое-что ещё уточнят.
 
Нет не так, исходя из определения нулевого угла атаки - это угол атаки при котором подъемная сила равна нулю. Если крыло находится на нулевом угле атаки - по определению подъемной силы там нет.
Если докапываться - на самом деле их два. Ведь угол атаки можно довести и до 180 градусов даже на практике. А так да, при обычном пилотаже - он один. Но как бы тут и вопроса нет. Это же очевидно что точка перехода с положительной подъемной силы на отрицательную - одна, а не несколько.
 

я очень извиняюсь, но ЕМНИП нулевой угол атаки и Cy=0 - это две большие разницы.
во всяком случае во времена изучения мною аэродинамики и теории полета это было так.
у крыла с несимметричным профилем Cy не равна 0 даже при нулевом угле атаки.

поскольку учебников и конспектов под рукой давно нет, сошлюсь на первое попавшееся в сети :
"Начнем с нулевого угла атаки. Как видно из графика при нем подъемная сила не равна нулю. Это связано с разными верхней и нижней образующими профиля, т.е. с ненулевой его кривизной."

целиком тут http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile
 
Жутко не люблю цепляться к словам, но нулевой угол атаки это положение крыла, при котором хорда профиля совпадает с направлением потока. Поэтому при несимметричном профиле крыла подъемная сила возникать будет даже при нулевом угле атаки. Единственное граничное условие для отсутствия подъемной силы - равное давление под и над профилем крыла. Однако соглашусь, что можно рассчитать несимметричный профиль, который при нулевом угле атаки не будет создавать подъемной силы. По вышеуказанным причинам.
 
Ну вот мне первым в гугле попалось совсем другое
http://www.avsim.su/wiki/Угол_атаки
Сайт который Вы привели - занимается авиамоделизмом. Авсим в этом плане гораздо более серьезный. Кстати специально для A_Z выделил про угол установки.
Конечно правильное строгое наименование этого характерного угла атаки - угол атаки нулевой подъемной силы. Пять !!! слов. Обозначается греческой буквой альфа с индексом ноль. Который в тексте изобразить нельзя. Писать текст альфа ноль - непонятно о чем речь, может это об угле атаки равном нулю, а не угле атаки нулевой подъемной силы. Писать 5 слов как бы напряжно. Потому иногда применяется действительно неточное, нестрогое наименование этого понятия - нулевой угол атаки - три слова вместо пяти. И кто в теме, специалисты, из контекста все понимают, что речь не об угле атаки равном нулю, а об угле атаки нулевой подъемной силы. Вот пример высказывания где это понятие равнозначно именно нулю подъемной силы.
Я не думаю что в серьезной литературе Вы встретите понятие нулевой угол атаки в смысле угол атаки равный нулю - потому как есть понятие характерного угла атаки нулевой подъемной силы с которым его можно спутать.
А вот еще цитата с форума экспериментальной авиации - где говорится об отрицательном значении нулевого угла атаки. http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1345281049
Надеюсь я этот вопрос пояснил. И с целью устранения возможного недопонимания буду придерживаться строгой формулировки.
Кстати и тангаж говорить неправильно, надо угол тангажа. Но...))
Sholom сказал(а):
Жутко не люблю цепляться к словам, но нулевой угол атаки
Нажмите, чтобы раскрыть...
Ответил выше.
 
Насколько я понял, сегодня воздействие на органы управления меняет положение управляющих поверхностей - за реакцией самолёта пилот должен следить сам. Почему бы не поручить реакцию самолёта автоматике? Двинули штурвал на 10 условных делений на себя - получите тангаж 10 град. От себя - минус 10 град. Отпустили штурвал - он вернулся в среднее положение и самолёт полетел ровно. То же и с поворотами. РУДы отвечают за скорость.

Современная электроника и автоматика работает быстрее и точнее человека.
 
ex_pert, Вы не совсем правильно поняли. Да и самолет самолету рознь - то, о чем Вы примерно написали, реализовано на эрбасах и суперджете. И вроде как на Ту-204 тоже. Только там не надо все время давить "условные деления" - там необходимо произвести воздействие на органы управления, например, создать крен 20 и тангаж 10, после чего самолет сам выдерживает эти значения, а сайдстик/миништурвал - в нейтральном положении.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация