SSJ и его конкуренты

А можно кабрирущющий момент, допустим, на устоявшемся режиме, приравнять к более к задней центровке ?

Задняя центровка более благоприятна с точки зрения расхода топлива вот как раз из-за компенсации: в идеальном случае вектор подъемной силы от стабилизатора должен совпадать с вектором подъемной силы крыла, в реальном - отрицательная подъемная сила стабилизатора должна быть как можно меньше. Это позволит лететь с меньшим углома атаки и меньшим расходом топлива. Поэтому кабрирующий момент от двигателя только в плюс, а не в минус. Некоторые самолеты перекачивают топливо после взлета в стабилизатор как раз для создания задней центровки.
 
Последнее редактирование:
Я найду это интервью и вам будет стыдно. (Если его не потерли) Сам бы я такую хрень не смог бы придумать - я ж трубопроводчег, куда мне.

Я сказал же, что около 9000 метров. Ну 9000-10000 возможно. Там в статье сравнивался суперджет с Эмбраером. В частности там говорилось, что аэродинамику Эмбраер корректровал по рекомендациям ЦАГИ. И то, что крыло у Эмбраера толще - это типа тоже результат того, чьто он заточен под бОльшие высоты. Статья была примерно лет десять назад. Вроде где то в период между выкаткой и первым полетом. Т.е. расчетные данные еще не были подтверждены. По факту все не так радужно оказалось, хотя и чуть получше, чем у основного конкурента, в качестве которого выступал Эмбраер. Бомбардир даже в расчет не брали.


Речь о том, что удлинение фюзеляжа позволило лучше его зализать и это привело к уменьшению расхода. А какого уж там не важно. Это к вопросу о том, что аэродинамика фюзеляжа "роли не играет".


Да и диаметр фюзеляжа у него меньше и пассажироемкость.
 
Последнее редактирование:
Нет, нельзя.
Неустойчивая схема компенсирует балансировочные потери стаба.
 
Ariec 71, какая неустойчивая схема ? Мы говорим о том, что задняя центровка более благоприятна с точки зрения расхода топлива , чем передняя.
Кабрирующий момент двигателей для простоты понимания можно сравнить с полетом с задней центровкой. То есть он полезней, чем его отсутствие. Он требует большего пикирующего момента от стабилизатора, а значит отрицательная подъемная сила стабилизатора снизится.

Самолёт при этом остаётся устойчивым. Причем тут неустойчивые схемы ?
 
Что есть задняя центровка, определитесь для начала. И что происходит при ее увеличении в понятиях устойчивости/управляемости.
Двигатели, создают момент на плече до центра масс. Это закон физики.
 
Не найдете такого, потому, что не могли такого сказать. Хотя,статья случайно не на avia.ru была?! Там и максимальная дальность 750км
1. Определитесь с высотами. 9000-10000м , это большая разница.
2. В любом случае, даже для LR, даже с максимальным взлетным весом, оптимальные высоты более 10км, М0.78 и более. Это самый, что ни на есть, диапазон 320 и 737. Картинка, это не расчет конечно, так прикидка

 
Ariec 71, я веду речь об эксплуатационных центровках ВС, прописанных в РЛЭ, в диапазоне которых ВС достаточно устойчиво и управляемо в продольном канале .Поэтому этот термин (управляемость и устойчивость)) можно вынести за скобки. Из эксплуатационного диапазона центровок выгодней использовать заднюю центровку.

А насчёт момента силы ... Двигатель создаёт тягу 10 тонн на плечо 2 метра. Теперь выключим двигатель и Положим в фюзеляж 5 тонн на расстояние 4 метра назад от центра тяжести. Вопрос: моменты в продольном канале , приложенные к ВС, одинаковы ?



#автоудаление
 
Ariec 71, Fishbed совершенно прав. Разрисуйте стрелочками приложенные силы и моменты - и сами сразу поймёте. Чем больше пикирующий момент от двигателя, тем большая загрузка стабилизатора требуется для его компенсации. А чем больше загрузка - тем больше а/д потери.
 
Нет, не прав и вы соответственно тоже
 
Ariec 71 сказал(а):
Нет, не прав и вы соответственно тоже
Нажмите, чтобы раскрыть...
Не прав, потому что не прав ? или можете пояснить ?)

Я вот еще попытку сделаю. Почему отрицательная подъемная сила стабилизатора (кабрирующий момент) - есть компенсационная потеря ? Потому что она вычитываеся из подъемной силы крыла и ВС должно лететь с бОльшим углом атаки для компенсации потерь подъемной силы. То есть оно будет иметь бОльшее лобовое сопротивление, бОльший расход топлива. Сдвиг ЦТ назад вызывает кабрирующий момент, который частично компенсирует отрицательную подъемную силу стабилизатора и таким образом она может быть меньше и компенсация потери подъемной силы углом атаки тоже будет меньше. Статически неусточивых самолетов у нас в ГА нет, поэтому идеальный вариант, где подъемная сила стабилизатора положительна, боюсь, не встречается.



Если есть аргументированные доводы, велкам.

#автоудаление
 
Ariec 71, а-310 тоже качает топливо в стабилизатор, но оба эти самолёта статически устойчивы в продольном канале
 
Ariec 71, таки ту-204/а-310 всё-таки устойчив: то есть он склонен к затухающим колебаниям , а не прогрессирующим, и в любом диапазоне эксплуаиационных центровок обладает запасом устойчивости в продольном канале, который по мнению конструктора безопасен, то есть внешние возмущения не могут его вывести из этого состояния. Дополнительно, все гражданские самолёты имеют возможность полета с отказавшим СДУ на прямой связи руками , а ту-204 даже на жёсткой. Что на неустойчивом самолёте небезопасно , а после некоторого процента неустойчивости даже невозможно .

Да и речь была о том, что кабрирующий момент от двигателей сродни перемещению центровки назад. То есть полезен
 
Устойчивостью это не назовешь.
А сколько на истребителях типа Миг 21/29/31 с классической гидравликой, не подскажете?
При центровке 3-5 процентов самоль близок к нейтральности, так и записано в руководстве. Склонен к самопроизвольным колебаниям и продольной раскачке.
Ну и аналогия кабрирующего момента со смещением цт назад не совсем корректна, хотя мысль понятна.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация