Вопрос по аэродинамике крыла

[[I.B.]ViRUS]

1 минуту назад, mpn2 сказал:

Я летаю в Вигсьюте

А мы с вами говорим о самолёте Як-55. И когда САМОЛЁТ под углом 45 градусов несётся к земле, он набирает скорость

Самолёт отличается от вингсьюта, знаете ли

[DiBos_]

Не верю., что летаешь вингсьюте, если даже название правильно не написал, опять ты все врешь нам

[[I.B.]ViRUS]

3 минуты назад, mpn2 сказал:

Учите 2зН БЕЗДАРИ!

может сам, сходишь в школу с дитём, и вместе за партой посидите на физике, а?)

[mpn2]

11 минут назад, =LwS=DiBos_ сказал:

куда вы взяли угол планирования у як-55

Я "Вирусу" Як-55 привел как пример симметричного крыла, чтобы он мне поведал как летает данный самолет без ускорения потока над крылом, о котором он тут так в захлеб рассказывает. Пусть расскажет как снижается Давление над крылом у Як-55, без его любимого ускорения потока!!! Ну так чисто поржать!

3 минуты назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Самолёт отличается от вингсьюта, знаете ли

ну ка ну ка... и чем же? ну очень интересно?

[=FA=CATFISH]

2 часа назад, mpn2 сказал:

 

Меня нельзя понят!

Чтобы меня понять - надо хотеть что то понять! Надо мозг включить для начала. Дело в том, что выключенные мозги не воспринимают информацию!

--------------------------------------------

Если внимательно прочитаете то, что я писал ранее, то там будет посыл о том, что самолеты проектируются  и летают благодаря ПРАКТИЧЕСКОЙ аэродинамике, а ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ аэродинамика живет своей отдельной жизнью, ее как написали ИДИОТЫ 150лет назад, так она и дошла до наших дней.

--------------------------------------------

Так вот: обдувка крыльев и макетов в аэротрубе - это ПРАКТИЧЕСКАЯ аэродинамика и она показывает, что на любых летных углах атаки ПАС выстраивается как "перпендикуляр" к хорде крыла +-3°

У данного крыла на УА= 1 ... 8° ПАС колеблется от перпендикуляра к Хорде +-4°.

 

Вот и нарисуйте самолет на угле планирования 30° к примеру, определитесь на каком УА идет данное планирование и правильно нарисуйте ПАС - согласно результатам продувок. И это не будет вертикаль! Которой Вам морочат голову!

 

А лучше нарисуйте самолет на угле планирования 45° к примеру, задайте ему УА = 20° и правильно нарисуйте ПАС - согласно результатам продувок, т.е. 100° между Хордой и ПАС от задней кромки крыла .

И это уже ВООБЩЕ не будет вертикаль! Которой Вам морочат голову!

---------------------------------------------------------------------------------------------------

и если Вы лично включите свой личный мозг, и перестанете подчиняться стадному аэродинамическому чувству солидарности, то поймете, что "вертикальность ПАС при планировании" - это полный БРЕД теоретиков, которые понятия не имеют как планирует самолет, т.к. не понимают куда направлены основные аэродинамические силы при планировании!!!

Раздел "Планирование самолета" в "учебниках" по аэродинамике - это позор ВСЕЙ теоретической аэродинамики!!!

 

 

Пациент стал раздражительным и тревожным

Наверное это все из-за отклонений ПАС от нормали к хорде

[[I.B.]ViRUS]

1 минуту назад, mpn2 сказал:

Пусть расскажет как снижается Давление над крылом у Як-55, без его любимого ускорения потока!!!

Давайте по порядку. Вы имеете в виду ситуацию когда угол атаки равен нулю, или что?

[DiBos_]

Только что, =FA=CATFISH сказал:

Пациент стал раздражительным и тревожным

Наверное это все из-за отклонений ПАС от нормали к хорде

Так весна же, март месяц

[=FA=CATFISH]

7 минут назад, mpn2 сказал:

 

Вы на ходу придумываете сами себе какой то бред, я даже не могу понять что у вас в голове вместо мозгов!

 

Я летаю в Вигсьюте на постоянной скорости 250км/час ничем не защищен ни железок ни крыльев, только руки и ноги. И ничего не отваливается. Даже хрен на месте! Ускорение действует только первые 10 секунд падения, во время разгона а затем:

На меня ПОСТОЯННО действует Сила земного притяжения, но скорость КОНСТАНТА: 250км/час,  Учите 2зН БЕЗДАРИ! 

Голубчик, вы на тренировках полетов в вингсъюте головой не ударялись?

[mpn2]

11 минут назад, =LwS=DiBos_ сказал:

Не верю., что летаешь вингсьюте, если даже название правильно не написал, опять ты все врешь нам

Да ошибся пардон: Вингсьют

7 минут назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Давайте по порядку. Вы имеете в виду ситуацию когда угол атаки равен нулю, или что?

Я имею ввиду что крыло Як-55, как и всех современных спортивных самолетов является полностью СИММЕТРИЧНЫМ, и там нет места ускорению потока по вашей аэродинамической теории с применением уравнения Бернулли. Так как снижается давление над крылом симметричного профиля?

8 минут назад, =FA=CATFISH сказал:

Голубчик, вы на тренировках полетов в вингсъюте головой не ударялись?

трепаться пришли, ну ну!

Я вам там формулы написал, изучаете. Может мозг включится и треп сам пропадет!

Изменено 2 марта 2019 пользователем mpn2

[[I.B.]ViRUS]

3 минуты назад, mpn2 сказал:

Я имею ввиду что крыло Як-55, как и всех современных спортивных самолетов является полностью СИММЕТРИЧНЫМ, и там нет места ускорению потока по вашей

Во-первых, на ЛЮБЫХ самолётах есть места, где поток тормозится до нулевой скорости, и давление в точке торможения максимально, и практически равно давлению скоростного напора. И в районе этих точек у потока есть сильный градиент давлений. Вне зависимости от того, какой угол атаки.

Во вторых, даже на нулевом угле атаки, поток не может идти параллельно, он будет упираться в крыло в противном случае:

И на выделенный элемент объёма воздуха должна подействовать какая-то сила, дабы изменить скорость потока:

воздух, пролетая через выделенный объём пространства получит ускорение dV, а значит градиент давления должен присутствовать. Как градиент связан с ускорением потока я расписывал выше, поймёт даже школьник.

Если угол атаки ненулевой, то над верхней поверхностью крыла должно быть разряжение (в среднем по палате, как говорится), поскольку оно создаёт подъёмную силу на таких углах. А раз есть разряжение, и скорости у Як-55 дозвуковые, то скачков давления быть не должно, и давление будет меняться плавно, а раз давление меняется плавно, есть градиент давлений. А раз есть градиент давлений, то поток сначала будет ускоряться, затем тормозиться.

[DiBos_]

Знаю много людей в вингсьюте, скиньте свои данные, хотелось бы проверить. Иначе не поверю.

[[I.B.]ViRUS]

добавлю ещё, что даже у симметричного профиля на поверхности также есть области разряжения, в этих зонах поток движется быстрее

[=FA=CATFISH]

21 минуту назад, mpn2 сказал:

...

трепаться пришли, ну ну!

Я вам там формулы написал, изучаете. Может мозг включится и треп сам пропадет!

То-есть пошли по неверному пути теоретика аэродинамики, и по ходу движения перепутали 4 град и 10 град.

А формулы - это дааа... просто таки напросто докторская диссертация для 7 класса общеобразовательной школы

[[I.B.]ViRUS]

38 минут назад, mpn2 сказал:

ну ка ну ка... и чем же? ну очень интересно?

Наличие двигателя (принципиальное отличие)  - раз, аэродинамичность форм - два.

33 минуты назад, [I.B.]ViRUS сказал:

получит ускорение dV,

чтобы не возникало вопросов, я имел в виду получит ускорение, результатом которого будет изменение скорости dV

[Sentoki]

Мне интересно, вы чего тут ожидаете, что mpn2 скажете что он ошибался и в вакууме в кружке нельзя носить газы, даже если кружку не переворачивать?

[[I.B.]ViRUS]

1 минуту назад, Sentoki сказал:

что он ошибался

он говорил, что несколько лет на разных форумах что пытается доказать свои 2 + 2 = 5, так что вряд ли) Я использую возможность, чтобы дать разумные ответы на глупые вопросы, дабы повысить образованность тех, кто тему просто читает)

[Sentoki]

Ну можно ещё вот повразумлять https://vk.com/flatearthsociety тоже очень полезно ?

[[I.B.]ViRUS]

30 минут назад, Sentoki сказал:

Ну можно ещё вот повразумлять https://vk.com/flatearthsociety тоже очень полезно ?

На них есть CoolHardLogic)

[mpn2]

4 часа назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Во-первых, на ЛЮБЫХ самолётах есть места, где поток тормозится до нулевой скорости, и давление в точке торможения максимально, и практически равно давлению скоростного напора. И в районе этих точек у потока есть сильный градиент давлений. Вне зависимости от того, какой угол атаки.

-----------------------------------------------------------------------------------

У крыла есть обшивка крыла и вот этой обшивкой крыло контактирует с потоком. И если крыло по кругу "обойти" то у крыла будет два физических угла атаки:

Положительный угол атаки - это когда Поток контактирует с обшивкой на положительном Физическом угле атаки.

Зона №1 - низ крыла

Зона №2 -  передний обтекатель

Зона №3 -  верхняя зона от обтекателя до "верхнего бугра"

 

Отрицательный угол атаки - это когда Поток контактирует с обшивкой на отрицательном Физическом угле атаки.

Зона №4 - от "верхнего бугра" до задней кромки.

------------------------------------------------------------------------------------

Если не понятно то в понедельник нарисую!

 

Так вот: Настоящая аэродинамика - это когда

- на положительных Физических углах атаки возникает "подпор" то, что в физике называется "Динамическое давление", которое принято искать по формуле Ньютона:

P = 1/2pV²,  а повышается Давление  из-за того что во время "подпора" плотность воздуха в ПС растет.

- а на отрицательных Физических углах атаки возникает "отсос" то, что в физике называется "Снижение Статического давления", которое принято искать по формуле:

P = pgh, а снижается оно из-за того что во время "отсоса" плотность воздуха в ПС падает.

 

Чем больше плотность воздуха, тем меньше ММР, тем выше давление.

Кстати у крыла Зона№3 - работает как АНТИКРЫЛО!

Чем меньше плотность воздуха, тем больше ММР, тем меньше давление.

-------------------------------------------------------------------

Вот и вся аэродинамика, а ускорение потока оставьте для детей в детском саду.Всем рулит Физический угол атаки!

 

4 часа назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Во вторых, даже на нулевом угле атаки, поток не может идти параллельно, он будет упираться в крыло в противном случае:

И на выделенный элемент объёма воздуха должна подействовать какая-то сила, дабы изменить скорость потока:

 

На нулевом угле атаки "отсос" идет и под крылом и над крылом, т.к. и там и там отрицательный физический УА. Только "отсос" над крылом больше, т.к. там больше отрицательный угол.

 

4 часа назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Если угол атаки ненулевой, то над верхней поверхностью крыла должно быть разряжение ...

Оно там и ЕСТЬ. т.к. над крылом за "Бугром" (зона №4) - отрицательный угол атаки, а перед "Бугром" (Зона №3) -  положительный угол атаки и эта зона работает как АНТИКРЫЛО. Это самый большой недостаток крыла, которого нет у ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЫ!!!

 

 

 

 

 

4 часа назад, =FA=CATFISH сказал:

А формулы - это дааа... просто таки напросто докторская диссертация для 7 класса общеобразовательной школы

 

Совершенно правильно 7 класс. Только заметьте: что я просил у Вас эти формулы два дня, на коленях стоял, умолял, Модератора пытался подключить! а Вы?

Не БЕ ни МЕ ни КУКАРЕКУ!

Изменено 2 марта 2019 пользователем mpn2

[[I.B.]ViRUS]

Во-первых,

не 

2 часа назад, mpn2 сказал:

Зона №2 -  передний обтекатель

а носок профиля. Далее, не существует такого понятия, как

2 часа назад, mpn2 сказал:

Физический угол атаки

Угол атаки - чисто геометрическое понятие. Есть понятие "угол атаки нулевой подъёмной силы"

2 часа назад, mpn2 сказал:

на положительных Физических углах атаки возникает "подпор"

На положительных углах атаки давление на нижней поверхности возрастает, да. С ростом угла атаки давление на нижней поверхности увеличивается

2 часа назад, mpn2 сказал:

что в физике называется "Динамическое давление"

Динамическое давление, это уже совсееем другая вещь. Динамическое давление, оно же скоростной напор - давление торможения потока, равное ro*v^2/2. И на большинстве углов атаки, на нижней поверхности давление всегда меньше этой величины.

2 часа назад, mpn2 сказал:

- а на отрицательных Физических углах атаки возникает "отсос"

это нечто другое

2 часа назад, mpn2 сказал:

искать по формуле: P = pgh

Не-а, вы его по этой формуле не найдёте. Банально подставьте величины, это давление неизменно. И вместо p там должно быть ro (плотность). А если у вас на верхней поверхности будет это давление, то ваш самолёт никогда не взлетит, но об этом чуть ниже

2 часа назад, mpn2 сказал:

Чем больше плотность воздуха, тем меньше ММР, тем выше давление.

Чушь собачья. Это ваши "антинаучные" придумки, которые НИЧЕМ не обоснованны. Вы эту хрень высосали из пальца.

Кстати, что такое 

2 часа назад, mpn2 сказал:

ПС

?, а 

2 часа назад, mpn2 сказал:

плотность воздуха

на небольших скоростях НЕ МЕНЯЕТСЯ.

2 часа назад, mpn2 сказал:

Вот и вся аэродинамика

Чушь это.

2 часа назад, mpn2 сказал:

Кстати у крыла Зона№3 - работает как АНТИКРЫЛО!

Не-а.

2 часа назад, mpn2 сказал:

Всем рулит Физический угол атаки!

Нет даже такого понятия, рулить нечем.

2 часа назад, mpn2 сказал:

Это самый большой недостаток крыла, которого нет у ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЫ!!!

Единственный плюс таких профилей - относительно более простая технология изготовления крыла. И всё.

А теперь реальная наука. Скрин, который я приводил выше, сейчас я вам покажу как градиент давлений влияет на линии тока:

 

Я здесь нарисовал начальную линию потока слева, в конце которой поставил стрелку, соответствующую величине обратного градиента. Градиент давления в потоке имеет ту же аналогию, что и сила в механике, плотность - массы. В каждой конечной точке я старался проводить этот вектор перпендикулярно линиям одинакового давления, поскольку вектор градиента всегда перпендикулярен им (можете взять любую книжку по высшему мат анализу, там есть доказательства этому). Все стрелки имеют одинаковую длину для наглядности, на самом же деле длина стрелок вектора градиента давления будет зависеть от того, насколько близки соседние полосы равного давления. То есть стрелки слева и справа от профиля должны иметь маленькую длину, стрелки над профилем должны иметь чуть большую величину, а в области, где линии тока я обозначил тонкими красными линиями, длина стрелок должна быть максимальна, поскольку расстояние между соседними линиями очень и очень мало. Именно в этой области поток ускоряется сильнее всего. Похожая плотность соседних линий можно видеть на носке профиля, здесь поток тормозится до нуля, поскольку на всей поверхности скорость потока равна нулю (но в отличие от носка, в остальных точках профиля за это отвечает вязкость воздуха, из-за наличия которой образуется тонкий пограничный слой). Таким образом, в области, где я выделил две линии красным, поток ускоряется быстрее всего, ближе к задней кромке крыла поток тормозится не на столько быстро. Пожалуйста, всё по второму закону.

Интереснее рассмотреть линии тока с точки зрения третьего закона Ньютона. Большинство стрелок на рисунке направлены вниз. Это то, как действует поток в струйке тока ниже на рассматриваемую струйку тока. Если взять струйку тока, прилегающую плотно к крылу, то на неё уже непосредственно будет действовать само крыло. Только в добавок к силам давления идёт ещё и сила вязкого трения воздуха. На большей части верхней поверхности ближе к носку сила, действующая на струйку потока, действует против её хода. С ростом углов атаки степень разряжения над крылом возрастает, а вместе с ней и обратная сила, действующая на поток в задней части крыла. На некотором угле атаки она становится настолько большой, что останавливает поток относительно крыла; это приводит к срывы потока с профиля, который со всей очевидностью наблюдается на всех самолётах.

На этой картинке также видно, что градиент давлений на нижней поверхности почти отсутствует, и скорость потока очень медленно изменяется. Давление потока почти неизменно.

Пожалуйста, ни один закон Ньютона не пострадал) Ничего не выдумано, не высосано из пальца, как в вашем случае. Да, это объяснение длиннее и сложнее, чем в "книжках для детей", но оно включает в себя ваши "любимые" законы Ньютона) Чушь, подобно вашей фиктивной ммр, не нужна.

Теперь по поводу того, на одном только давлении p= ro*v^2/2 ни один самолёт не летает. На умеренных углах атаки, картинка уже несколько иная:

Область наибольшего разряжения находится именно в районе носка профиля. Разряжение в этой области, как это можно увидеть на картинке, больше, чем подпор снизу. И чем больше угол атаки, тем эта разница значительнее. Этот факт вызывает смещение результирующего вектора аэродинамических сил в сторону линий четвертей хорд, и этот факт многократно экспериментально подтверждён и используется авиа-конструкторами по всему земному шару. Если бы это было не так, у самолётов на совсем других скоростях отваливались бы крылья от флаттера. И факт того, что разряжение выше на верхней поверхности, чем поддув снизу - факт, подтверждённый экспериментально. И то, что плотность воздуха не зависит от давления, ТОЖЕ факт, подтверждённый экспериментально. А ваши доводы о том, что плотность меняется с давлением в потоке - лишена какого-либо основания, и не подтверждается экспериментально.

И, возвращаясь к тому, что степень разряжения над крылом выше, чем поддува под крылом - это вывод чисто из опытов обычной аэродинамики. Он отвергает старую модель "биения молекул о поверхность крыла снизу", иначе бы подъёмной силы не хватило бы для самолётов, имеющих такие крылья, какие есть. Эту медвежью услугу и сослужило для авиации подобное представление, поскольку потребовались бы крылья несоразмерных величин.

Большой прорыв в этой области сослужили опыты Отто Лилиенталя, который, строя планеры, заметил, что большую подъёмную силу создаёт крыло с профилем с изогнутой формой, нежели плоское крыло. И дальнейшие опыты в трубах показали, что крылья с профилями, подобными профилю Жуковского, имею ещё большую подъёмную силу. С этого то и началась авиация.

[AnPetrovich]

13 часов назад, mpn2 сказал:

А лучше нарисуйте самолет на угле планирования 45° к примеру, задайте ему УА = 20° и правильно нарисуйте ПАС

 

Профессор, у меня к Вам практический вопрос ))
А с чего Вы решили, что на УА 20° самолёт (данный, конкретный, любой, другой) будет планировать именно с углом 45°?
Правильно ли я понял Практическую Аэродинамику в Вашем изложении, что на любом УА самолёт, видимо, может планировать с любым углом? Или я что-то упустил из Ваших объяснений (конечно же)? ))

[mpn2]

7 часов назад, AnPetrovich сказал:

А с чего Вы решили, что на УА 20° самолёт (данный, конкретный, любой, другой) будет планировать именно с углом 45°?
Правильно ли я понял Практическую Аэродинамику в Вашем изложении, что на любом УА самолёт, видимо, может планировать с любым углом? Или я что-то упустил из Ваших объяснений (конечно же)? ))

 

В начале прочитайте свою любимую аэродинамику, чтобы выучить термины!

 

 

1. Если самолет движется по наклонной вниз траектории к земле с нулевой тягой двигателя (без двигателя) - то это называется планированием.

2. Линия траектории планирования и линия горизонта  - это УГОЛ Планирования.

3. Вектор скорости набегающего потока на крыло и Хорда крыла - Угол Атаки. 

 

 

 

---------------------------------------------

Таким образом, любое снижение самолета к земле на любом угле снижения (Угле планирования) - будет планированием.

А угол атаки будет зависеть от того, под каким углом поток приходит на крыло относительно хорды.

--------------------------------------------

 

 

Вы можете планировать на угле планирования = 45°, а Угол атаки при этом может быть от конструктивного угла (к примеру 6°) до 90°.

 

Изменено 3 марта 2019 пользователем mpn2

[AnPetrovich]

Абсолютно согласен со всеми определениями, и снова блестящий ответ! Теперь всё понятно! ))
Значит получается, что с углом планирования 45° можно планировать (с выключенным двигателем) на любом угле атаки, хоть 20°, хоть 10°, хоть 12.5°, лишь бы он был лётным, всё верно я уяснил в Вашей теории? )))

[mpn2]

5 минут назад, AnPetrovich сказал:

хоть 20°, хоть 10°, хоть 12.5°, лишь бы он был лётным, всё верно я уяснил в Вашей теории? )))

 

Определение "летный угол атаки" к планированию можно не применять. Угол атаки на планировании может быть и 90°.

 

Определение "летный угол атаки" введено для ГП самолета, которое говорит о том: Что на данных углах полет самолета будет складываться наиболее благоприятно.

Как правило имеются ввиду углы от 2° до 10°. На углах до 2° ПС довольно мала и на этих углах могут летать самолеты обладающие большой скоростью. А на углах более 12° уже сильно возрастает лобовое сопротивление и такой полет требует большой мощности двигателя. Вот и вводится понятие "летные углы" - углы атаки на которых самолет летает без особых проблем.

 

Я думаю вы не совсем правильно понимаете термин "планирование". Я думаю что Вы под этим термином имеете ввиду только "безопасное планирование". Т.е. планирование при котором летчик останется 100% живой. А вместе с тем под "планированием" надо понимать физический процесс. Это более широкое понятие, чем понятие заключенное в рамки безопасности полетов. Пикирование строго вертикально вниз - тоже планирование. Пикирование на углах планирования 45-60 и 80°, тоже планирование. Падение самолета вертикально вниз брюхом к земле - тоже планирование и при этом угол атаки будет 90°. Планирование - это любое снижение самолета по любой траектории к земле, и не важно безопасное оно или нет, т.к. мы рассматриваем Физический процесс который происходит с самолетом.

 

[AnPetrovich]

Планирование и пикирование, безусловно очень похожи, как в плане физического процесса так и в более широком смысле, тут спору нет! Единственное небольшое отличие, что планирование - это установившееся движение, а пикирование - не установившееся, по причине разгона скорости, но это не суть. Меня больше интересует истинный аэродинамический перпендикуляр, потому что ПАС при различных углах атаки но при одном и том же угле планирования будет занимать различные углы к горизонту, всё ещё, безусловно, оставаясь ортогональна Хорде крыла! И вот тут у меня возникает вопрос - верно ли я Вас воспринял, что Угол Атаки и Угол Планирования, в общем-то, никак между собой на планировании, не связаны, то есть одно никоим образом не предопределяет другое?

[[I.B.]ViRUS]

53 минуты назад, mpn2 сказал:

Угол атаки на планировании может быть и 90°

под столом)

Чтобы не быть голословным, запустил расчёт с включённой моделью идеального газа (дабы и плотность и температуру считала), скорость потока на входе 41 м/с, картина следующая, распределение плотности потока:

Скрытый текст

Температура:

Скрытый текст

Давление:

Скрытый текст

Шкала строилась, охватывая значения по всей области расчёта. А теперь пара простейших выражений.

Давление торможения

p = ro * v^2 / 2 = 1029 Па, <1% МСА.

Из нижней картинки, наибольшее отклонение давления относительно МСА ~3740 Па. Относительно давления МСА составляет

3740 / 101325 = 0,0369 = 3,69%. Тут не откуда браться значительному изменению плотности и температуры. Если изменение давления составляет малые проценты, то изменение плотности тоже в пределах малых процентов.

[DiBos_]

Замечательная тема, пока тут спорили, столько литературы перекопал, плюс Вирус много интересного накидал. Жаль только Меркури не выдержал накала дискуссии и сбежал. А вот Петрович обещал популярно разъяснить про истинный перпендикуляр, но обманул и не рассказал.

[AnPetrovich]

Извинити, я сюда редкими набегами, уже давно потерял нить дискуссии, и пропустил всё между строк. А тема перпендикуляра требует вдумчивости и обстоятельности, и я не обнщал рассказать, а прелагал тщательно разобраться!

[mpn2]

5 часов назад, AnPetrovich сказал:

И вот тут у меня возникает вопрос - верно ли я Вас воспринял, что Угол Атаки и Угол Планирования, в общем-то, никак между собой на планировании, не связаны, то есть одно никоим образом не предопределяет другое?

 

Хороший вопрос, спасибо!

1. Нарисуйте самолет который летит в ГП с нулевым тангажом, т.е. вектор скорости СОВПАДАЕТ с "Нулевой осью тангажа" (назовем ее так).

Если при таком полете Ваш самолет будет находиться на УА = +6°, то это будет означать, что угол между "Нулевой осью тангажа" и Хордой равен 6°.

Назовем его "конструктивный угол".

Итак:  "Конструктивный угол" вашего самолета = 6°

----------------------------------------------------------------------------------------

Теперь нарисуйте ваш самолет на Угле планирования 10, 20 и 30 градусов, и на всех рисунках сконфигурируйте самолет так: Чтобы его "Нулевая осью тангажа" совпадала с вектором скорости планирования. 

А теперь внимание:  Во всех трех случаях ваш угол атаки будет равен 6°,т.к.  во всех трех случаях ваш самолет будет находится на "конструктивном угле" атаки по отношению к вектору скорости набегающего потока.

Думаю Вам это понятно!!! И даже если Вы будите пикировать строго вертикально вниз к земле и "нулевая ось тангажа" будет строго вертикальна, Ваш УА будет +6°.

=======================================================

Вывод: на любом угле планирования, при условии, что вектор скорости планирования совпадает с "нулевой осью тангажа" - самолет будет находится на одном и том же УА, который заложен в нем конструктивно на заводе!

=======================================================

 

2. Теперь нарисуйте самолет на угле планирования 20° и сконфигурируйте самолет так: Чтобы его "Нулевая осью тангажа" совпадала с вектором скорости планирования. При этом УА будет равен 6°.

 

По вектору скорости планирования на земле нарисуйте елку, (вы хотите приземлиться там), а ближе с себе нарисуйте куст так чтобы угол между кустом - самолетом - и елкой  был 14°.

А теперь представьте ситуацию, что вы хотите приземлиться в районе елки, т.к. туда смотрите и туда направили самолет по тангажу, а на самом деле замечаете что приземление будет в районе куста, т.е Вы идете с "недоходом". Это будет означать, что вы планируете не на угле 20°, а на угле 34° и при этом ваш угол атаки будет 20°(6+14). Понятно! А теперь нарисуйте к хорде крыла ПАС так, чтобы угол между ПАС и Хордой От задней кромки был 100°. Вот это и будет НАСТОЯЩИЕ направление ПАС при Вашем планировании.

А вот теперь можете почитать теоретическую аэродинамику и тот бред которому она ВАС всех учит, про "вертикальность ПАС" на планировании!!!

Изменено 3 марта 2019 пользователем mpn2

[AnPetrovich]

Блестящий ответ!! Я не перестаю восхищаться Вашим мастерством и глуботой знаний Настоящей аэродинамики! Ведь получается, что с каким бы углом мы не рисовали планирование, но в силу заданности на заводе конструкционного Угла Атаки к Хорде крыла - пикирование будет ПРАКТИЧЕСКИ всегда происходить с "недоходом" в куст, даже если исходно мы полагались на "доход" в ёлку - и это потрясающе простой и очевидный вывод ПРАКТИЧЕСКОЙ аэродинамики, в котором каждый может убедиться в реальном полёте, то есть на ПРАКТИКЕ! Хотя теоретическая аэродинамика это сознательно умалчивает и вообще никак не объясняет, почему всё время так получается. Я же могу сказать, что сам много раз сталкивался с этим явлением в своих полётах на дельтаплане, и видел как другие спортсмены попадали в такую ситуацию, но мне ведь и в голову даже не приходило, хотя ответ, как мы теперь знаем, лежит буквально на поверхности! И заключается он в перпендикулярности ПАС! Спасибо ещё раз за понятное объяснение, жаль что не все так владеют Настоящей аэродинамикой, и от этого очень много происшествий и аварий!

[DiBos_]

Интересно, почему это с недовесом и перевесом на одном и том же параплане у меня качество разное, Ведь ПАС всегда неизменна на данном профиле

Щас вопросы полезут как червячки

[AnPetrovich]

Качество не может быть разным с перевесом и недовесом! Только дальность планирования! Ты что, не читал тему?! Купи себе дельтаплан, и проверяй на здоровье, вместо того чтобы с парапланом баловаться! Как дети, ей богу...

[DiBos_]

А я старт посадку на дельте прошел, жду лета для парящих полетов

За предупреждение спасибо, но что делать, если в зоне дельтадрома елок нет, куда приземляться?

[AnPetrovich]

А чё, саженцев по весне слабо понасажать? Впереди вон ещё 1 Мая, готовьтесь заранее! И будет у вас нормальный дельтадром, как у всех!

[[I.B.]ViRUS]

7 часов назад, mpn2 сказал:

Вывод: на любом угле планирования, при условии, что вектор скорости планирования совпадает с "нулевой осью тангажа" - самолет будет находится на одном и том же УА, который заложен в нем конструктивно на заводе!

Вывод неверный, поскольку величина угла между тем, что вы назвали вектором скорости планирования и нулевой осью тангажа не является независимой переменной. А теперь на пальцах, ситуация 1, все силы у нас уравновешены, самолёт планирует с постоянной скоростью, все силы разложены относительно вектора скорости:

А теперь мы несколько увеличим угол планирования. Но возникает загвоздка, вектор Fa зависит от угла атаки (угол) и скорости полёта (длина вектора). Увеличивая угол планирования без изменения угла атаки на планировании, у нас вектор Fa ТОЖЕ повернётся:

 

Вектора mg и Fa, в отличии от первой картинки, будут не сонаправлены и не уравновешены, их сумма не будет равна нулю. Результатом суммы этих векторов будет вектор Fдоп, который будет действовать на самолёт, придавая ему ускорение. То есть, первый закон Ньютона нарушается, и скорость будет возрастать, а это уже не планирование. То есть, угол атаки ЗАВИСИТ от угла планирования. Подъёмная сила Fa1 = Fa * cos (alfa) с ростом угла пикирования должна уменьшаться, поскольку косинус угла с ростом этого угла уменьшается, а сила Fa2 = Fa * sin (alfa) должна возрастать, поскольку синус угла пикирования возрастает с ростом этого угла. Т. е. с новым углом пикирования самолёт должен лететь на меньшем угле атаки крыла, чтобы уравновесить силу веса. Вот только проблема, самолёт гораздо чище с точки зрения аэродинамики, чем вингсьют, да и соотношение силы сопротивления к весу у самолёта меньше будет; планирование на больших углах атаки превращается в полёт на скоростях, на которые эти самолёты очень сильно не рассчитаны.

8 часов назад, AnPetrovich сказал:

Блестящий ответ!! Я не перестаю восхищаться Вашим мастерством и глуботой знаний Настоящей аэродинамики! Ведь получается, что с каким бы углом мы не рисовали планирование, но в силу заданности на заводе конструкционного Угла Атаки к Хорде крыла - пикирование будет ПРАКТИЧЕСКИ всегда происходить с "недоходом" в куст, даже если исходно мы полагались на "доход" в ёлку - и это потрясающе простой и очевидный вывод ПРАКТИЧЕСКОЙ аэродинамики, в котором каждый может убедиться в реальном полёте, то есть на ПРАКТИКЕ! Хотя теоретическая аэродинамика это сознательно умалчивает и вообще никак не объясняет, почему всё время так получается. Я же могу сказать, что сам много раз сталкивался с этим явлением в своих полётах на дельтаплане, и видел как другие спортсмены попадали в такую ситуацию, но мне ведь и в голову даже не приходило, хотя ответ, как мы теперь знаем, лежит буквально на поверхности! И заключается он в перпендикулярности ПАС! Спасибо ещё раз за понятное объяснение, жаль что не все так владеют Настоящей аэродинамикой, и от этого очень много происшествий и аварий!

Петрович, ну человек же совершенно не способен увидеть здесь иронии!)

[AnPetrovich]

12 часов назад, [I.B.]ViRUS сказал:

Петрович, ну человек же совершенно не способен увидеть здесь иронии!)

 

Вот именно!!! 

P.S. На твоём рисунке, кстати, не наблюдается конструкционного угла атаки заданного на заводе. А это перечёркивает весь рисунок!

[[I.B.]ViRUS]

13 часов назад, AnPetrovich сказал:

P.S. На твоём рисунке, кстати, не наблюдается конструкционного угла атаки заданного на заводе. А это перечёркивает весь рисунок!

На самом деле он там есть

[DiBos_]

Петрович, так когда Истинную аэродинамику в ИЛ-2 завезут. И кстати заметь, тебе же лучше от этого будет, любую критику можно в пух и прах разнести. И допущения удобные, если перпендикуляр это 90 градусов плюс минус 5-6 градусов.

[=FA=CATFISH]

7 минут назад, =LwS=DiBos_ сказал:

Петрович, так когда Истинную аэродинамику в ИЛ-2 завезут. И кстати заметь, тебе же лучше от этого будет, любую критику можно в пух и прах разнести. И допущения удобные, если перпендикуляр это 90 градусов плюс минус 5-6 градусов.

Настаиваю на +/ - 10 град. в соответствии с воззрениями будущего писателя "Антиаэродинамики ")))

Изменено 4 марта 2019 пользователем =FA=CATFISH

[AnPetrovich]

Давайте на компромисс! 3-4 градуса норм, так уверяют спецы!