Вопрос чайника - ответ специалиста

Я не знаю, может там что у истребителей и произвольно и СГФ по диагонали и углы отрицательно, про лайнеры пассажирские о таком не слышал.
Я думаю погорячились немного. Крутка стреловидного крыла нужна именно для обеспечения управляемости на больших углах. Эффект утолщения пограничного слоя на концах стреловидного крыла приводит к даже обязательной необходимости такой крутки. К устойчивости это точно не имеет никакого отношения. Ни к статической, ни к динамической.
 
Реакции: 310
1. Я не виноват, что вам в учебном хаведении рассказали не всю правду.
2. Про aileron droop у "больших самолетостроителей" читайте в http://www.airliners.net/aviation-forums/tech_ops/read.main/67038/ если сабж заденет за живое, углубляйтесь в изучение FCOM 300,330,340,320,777
3. Мы же не про доли говорили, а про замену элеронов закрылками
4. Процедуру не "по тихому изменили", а дополнили деталями. Я как раз тогда летал на А330. Тогда в обязательном порядкеина все самолеты поставили новую сисьему индикации, похволявшую лететь без показаний скорости, только лишь на основании одного УА. Но и это не отменило обязательную процедуру. В Компании провели обязательную тренировку на тренажере всему ЛС. И по сю пору на всех типах А и Б каждые два года на тренажере отрабатывается Unreliable Speed Ind. Теория заговоров - это, конечно, интересно, но в жизни не всегда все по ней.
5. Это, вероятно, какая-то местечковая, вероятно, чисто российская сплетня. В остальном мире такого нет. Пилоты работают в соответствии с полученной квалификацией и свидетельством. У нас на юге есть вторые с CPL. Налетывают минимум на ATPL и получают желанный лайсенс. Но в процессе работы никто на них не ворчит. Я ни разу не слышал даже, чтобы кто-то из капитанов вообще интересовался лицензией второго.
 
а что мешает крутке крыла быть полезной и для обеспечения устойчивости (ведь Mz по альфа для крыла с круткой будет не такой как без нее) и для обеспечения управляемости на больших углах атаки (что тоже более-менее очевидно - уменьшаем местный угол атаки)?
 
Мы, вроде, изначально про Ил-76 говорили.
СГФ - она именно что строительная, т.е. никакого отношения к аэродинамике не имеет.
Компоновка типа "колбаса с крыльями" - это частный случай. Причём вырожденный.

Геометрическая и аэродинамическая крутки задерживают срыв потока в конце крыла до больших углов атаки. … Благодаря этим особенностям крыла, обеспечивается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета до больших углов атаки. (Бехтир-мл. и Ко, «Практическая аэродинамика самолета Ту-154М», М., «Воздушный транспорт», 1997, стр.16).
Для улучшения продольной статической и динамической устойчивости на больших углах атаки на самолете Ту-154М… Для этих же целей крылу самолета придают геометрическую и аэродинамическую крутку. (там же, стр.163).
Более в книге про крутку / аэродинамику ничего не сказано. Видимо, авторы тоже "погорячились"...
 
1. Я не виноват, что вам в учебном хаведении рассказали не всю правду.
См. выше.

2. Про aileron droop у "больших самолетостроителей" читайте в http://www.airliners.net/aviation-forums/tech_ops/read.main/67038/ ...
Извините, но ссылки "с форума на форум" я считаю моветоном: сам их не даю, и по ним не хожу.

3. Мы же не про доли говорили, а про замену элеронов закрылками
Увеличение доли размаха, занятой закрылками - это и есть замена элеронов.
Уж софистике меня учили хорошо.

4. Процедуру не "по тихому изменили", а дополнили деталями.
Мне в лом искать тексты, но тогда вместо двух пунктов инструкции, связанных со stall (распознавание и выход), сделали один - типа, "объединённый".

Если и местечковая, то никак не российская, а американская. Во всяком случае, я читал подобные отзывы именно "оттуда".
 
Именно так, погорячились. Я ошибок у Бехтира много встречал, и это не самый хороший автор. Если смотреть именно в смысл этих понятий - устойчивость и управляемость, то крутка делается именно для сохранения управляемости в первую очередь. Она ведет к тому что срыв потока на концах крыла начинается позже и сохраняется именно управляемость. А вот сохранение управляемости на больших углах косвенно ведет - не к увеличению устойчивости !!! , а к сохранению этого свойства !!! - так как если самолет не валится на крыло на больших углах - то он сохраняет возможность создавать стабилизирующие моменты в ответ на возмущения. Вспомните что есть например статическая устойчивость - свойство самолета создавать стабилизирующие моменты при наличии возмущений. И у нее есть даже числовое выражение - это расстояние между фокусом самолета и его центром тяжести, чем дальше фокус за центром тяжести - тем статически устойчивее самолет. Ну и при чем здесь крутка? И как она сдвигает фокус или центр тяжести? Никак. И не влияет она на увеличение или уменьшение устойчивости . А на сохранение устойчивости на больших углах - влияет.
Кстати, и Бехтир в этой фразе
обеспечивается
говорит о том же - обеспечивается, но не увеличивается.
- но не для увеличения. Это разные вещи.
а что мешает крутке крыла быть полезной и для обеспечения устойчивости
см. выше.
 
Последнее редактирование:
Я ошибок у Бехтира много встречал, и это не самый хороший автор.
Изменение формы профилей по размаху называется аэродинамической круткой крыла. Уменьшение на концах крыла местного угла атаки достигается геометрической круткой, т.е. уменьшением установочных углов атаки от корня к концам крыла.
Удачное применение перечисленных выше мер приводит к тому, что при увеличении угла атаки «подхват» не возникает, а только появляется тряска, как результат небольших местных срывов потока. При достижении угла атаки, на котором проходит общий срыв потока по всему размаху крыла, самолет валится на нос с креном или без крена, как и обычный самолет с прямым крылом.

(В.Н.Медников, Динамика полета и пилотирование самолетов, ВВА им. Гагарина, 1976, стр. 43).
Всё посконно и домоткано, как и положено в армии.

См. выше.
 
A_Z, в этом я соглашусь с Вами, срыв на концах стреловидного крыла действительно сдвигает фокус самолета вперед и ведет к уменьшению устойчивости. Но я останусь на своем прежнем тезисе - к увеличению устойчивости крутка не приводит, а Вы говорили именно это -
крутка применяется для повышения устойчивости.
А это точно не так. Крутка не позволяет уменьшаться свойству устойчивости, но никак не увеличивает его! Крутка обеспечивает сохранение устойчивости - а это не тождественно увеличению устойчивости! ОК?
 
Vik63, формулировка "увеличение запаса устойчивости по перегрузке" вас устроит?
 
A_Z, сорри, но нет не устроит, запас устойчивости - это и есть расстояние между фокусом и ЦТ, это и есть численное выражение устойчивости и тождественное ему понятие, а крутка его не увеличивает ну никак. Она позволяет только не уменьшать его на больших углах, вот тут Вы безусловно правы. Думаю компромисс и понимание в вопросе достигнуты.
 
Реакции: A_Z
Ничего-ничего... Однако, и вы поймите, что давать вам ссылки сразу на РЛЭ (FCOM) всех тяжелых современных самолетов только лишь для того, чтобы опровергнуть ваше утверждение, немного неразумно. Поэтому я ограничился ссылкой на то, где нашлась квинтэссенция нашего спора и в нескольких словах собрано все что нужно. А уж воспринимать информацию или морщиться от моветона - ваше личное дело.
 
Ну, сходил... Ожидаемо...
Интересно, как можно воспринимать "подтверждение" в виде фото одного элерона?

[HASHTAG]#автоудаление[/HASHTAG]
 
Ну, знаете, для специалиста даже одного элерона достаточно, тем более, что наличие другого не оспаривается Я думал, что вы хотя бы прочитаете. Или что, тоже моветон? Вы-то утверждали, что такой функции элеронов НЕТ вообще в "тяжелом самолетостроении", а тут - на тебе... Ладно, буду считать, что отослав вас к снимку одного элерона, доказал вам вашу неправоту на 50%. для самоудовлетворения мне предостаточно
 
Тем временем, удалось обеспечить баланс сил в модели, и горполет более менее стал похож на то, чем он должен быть. Приложил картинку. На графиках: высота, угол атаки, скорость в связанной системе координат, тангаж.

Центровку положил равной 40%, стабилизатор -7.5 градусов, руль высоты 0.

Модель пока черновая, так что, результаты могут выглядеть удручающе.

Вопрос по моменту Mz, фокусу самолета и устойчивости. У Бехтира нашел рисунок, поясняющий равновесие самолета. И условие равновесия по моменту Mz=Y2*x2-Y1*x1=0. x1 и x2 расстояние от центра масс до центров давления крыла или г.о. Их пока взял константами: ц.д. крыла 25% ba, плечо г.о. прикинул по "чертежу" (порядка 22 м). На правом рисунке показано, что подъемная сила г.о. направлена на создание пикирующего момента, а крыла на создание кабрирующего. Это сначала очень не понравилось руководителю, он сказал, что самолет будет неустойчивым. С другой стороны, как же при такой центровке стабилизировать самолет, если не так? Далее, в разделе про устойчивость, говорится, что фокус самолета должен быть позади центра тяжести. Не понимаю связь между центрами давления и фокусом самолета. Также, приведен график Mz(alpha). Я бы хотел его использовать, так как, как я понял, он показывает момент всего самолета, в зависимости от угла атаки. Но, тогда как будет влиять центровка на данный график? Этого я не знаю, поэтому провожу расчет момента через силы.

В разделе про фокус самолета написано, что это точка приращения подъемной силы. Как это положение использовать в моей модели я не представляю. То есть, у меня рассчитывается Cy, Cx для частей самолета по углу атаки и числу М (так как эти характеристики я нашел в книге), по ним считаем силы, а из сил выражаем моменты. Далее интегрируем силы и моменты, считаем всякие углы Эйлера и углы атаки и скольжения. А вот что такое приращение угла атаки? Приращение угла атаки через какое-то время моделирования?