Немцы передирают китайские технологии и пытаются стать авиационной державой

sas1975kr>> Вы сами прекрасно указали что еще как миимум нужно кроме положения ЦД крыла. Аэродинамическую схему. Поэтому положение ЦД крыла само по себе ни о чем не говорит. В ряде ародинамических схем, в том числе при наличии несущего корпуса, вам нужно будет знать и другие данные.
Bredonosec> А вот нифига. Классическая схемка моментов и классическая схема расположения крыла относительно ГО - суть вещи разные, Вы же опять "слышали звон, да не поняли, где он"
Bredonosec> Замазывание сюда еще несущего корпуса и т.д. - это лишь мелкие отмазки для сокрытия неспособности рассчитать простейшую схемку.

1) Рассчитать что? Для расчета необходимо иметь постановку задачи. Поэтому не поставив задачу вы элементарно не имеете право говорить о том, что я ее не могу решить.

2) Классчическую аэродинамическую схему знаю. А "классическая схемка моментов" это есть что? Есть элементарные уравнения равновесия - сил и моментов. Вы считаете приведение их в скоростной системе координат классическим?

3) Зависимость от аэродинамической схемы видно на элементарном примере. Рассмотрим аэродинамическую схему утка. Если крыло имеет пикирующий момент, а ГО дает кабрирующий, то самолет уже будет статически неустойчивым.

sas1975kr>> Положение же фокуса самолета полностью определяет статическую устойчивость. И не зависит от вида аэродинамической схемы.
sas1975kr>> sas1975kr>> Знак приращения подъемной силы совпадает со знаком приращения угла атаки.
Bredonosec> Bredonosec>> глубокомысленно А вода мокрая, вы знали об этом? )
sas1975kr>> Это ответ на ваш вопрос - "какой момент возникнет у машины". Положение фокуса и вида возмущающего воздействия его полностью определяют.
Bredonosec> Уууу.. как всё запущено. Ми уже силы и моменты путаем? Повторюсь для плохо видящих - я спрашивал о моменте. Вы ответили про силу. Или желаете сказать, что описались и сие было про момент?

Вам все разжевывать надо? Я говорю в предположении о том, что вы еще немножко думать будете. Расписываю подробнее.

Для определения какой момент возникнет у самолета при возмущении достаточно знать положение фокуса относительно ЦТ и вида возмущающего воздействия.

Рассмотрим горизонтальный полет. Рассмотрим статический устойчивый ЛА. По определению, его фокус находится сзади ЦТ. Возмущающий полет - порыв ветра, в результате которого угол атаки увеличился.

При увеличении угла атаки подъемная сила увеличивается. Точка приложения приращения подъемной силы - фокус. Так как фокус расположен сзади ЦТ, то возникает пикирующий моент, который стремится вернуть ЛА в исходное направление.

При уменьшении угла атаки момент возникнет кабрирующий.

Так понятно? Или расписать подробнее?


sas1975kr>> И не надо изобретать велосипед. Статическая устойчивость определяется именно положением фокуса относительно ЦТ. То, что положение фокуса и ЦД взаимозависимые величины, положения дел не меняет.
Bredonosec> Я велосипеды не изобретаю, я лишь хотел погляеть, способны ль вы к расчету сил и моментов, или только определения надирать можете. Результат сего исследования уже получен.

К расчету чего? Приводите задачку посчитаем, если у вас такое желание.
Вы привели "схемку" для устойчивого ЛА классической схемы. И что? Как это относится к рассматриваемому вопросу? Это показало что ЦД не находится в ЦТ? Или что положение фокуса не определяет устойчивость ЛА?


sas1975kr>> sas1975kr>> Положение ЦД относительно ЦТ ничего не говорит о статической устойчивости. Хоть самолета, хоть крыла. Будете утверждать это дальше?
Bredonosec> Bredonosec>> опять подпись никиты. Крупным шрифтом.
sas1975kr>> Вы так же как и частенько Никита, вместо доказательства своей точки зрения, бросаете с умным видом банальные фразы.
sas1975kr>> Учите матчасть! (с)
Bredonosec> Доказательство было приведено выше, но вы предпочли "не заметить" его. И кидать пустые фразы.

Доказательство чего? Мы рассматривали положение ЦД самолета относительно ЦТ. Где вы что-то доказали? Опять же, если вы говорите о ЦД крыла - то смотрите выше. Само по себе положение ЦД крыла относительно ЦТ ни о чем не говорит.

Bredonosec> Bredonosec>> ЗЫ, Я знаю про значение АЦ(Ф), но окромя гуглоползанья за определениями мозги-то тож надо применять
sas1975kr>> Ну так примените их. Потому как вы сейчас чушь порете.
Bredonosec> Ну-ка ну-ка Пальчиком Бо то, что вы покамест привели - не является подтверждением

См. выше. И думайте.

Bredonosec> А вот нарочно оставленные в тексте ошибки вы не заметили ))
Bredonosec> Напр, специально добавленное упоминание "(постоянство момента)" - которое на самом деле постоянно относительно фокуса, а не цт - проглотили не задумываясь

цитирую

Насчет фокуса - эт, конечно, правильно, только вот положение фокуса относительно ЦТ (впереди или сзади) нам не говорит, каков момент у машины - кабрирующий или пикирующий. Бо относительно фокуса момент хоть и постоянен, но совсем не равен нулю.

 

Вы опять даже свой пост не читаете. Вы правильно написали, что относительно фокуса.

sas1975kr>> sas1975kr>> Не нравится слово устоявшийся - рассмотрите прямолинейный горизонтальный полет.
sas1975kr>> sas1975kr>> Все моменты равны 0. Если нет влияния силы тяги, то ЦТ совпадает с ЦД. Это же элементарное уравнение механики.
Bredonosec> Bredonosec>> гЫЫЫЫЫЫ. Отсюда мораль - какой самолет ни сделай, у него завсегда ЦД будет совпадать с ЦТ. Потому что его прямолинейный полет - есть фича, данная свыше и с начала времен.
sas1975kr>> Наводящий вопрос. Где будет ЦД у планера в горизонтальном полете? И чему в таком случае по вашему равна его статическая устойчивость?
Bredonosec> Не, вы таки не читаете

Что я должен прочитать? Это поток сознания (с). Что я должен был здесь прочитать - поясните?

Bredonosec> И, кстати, не ответили на мой вопрос относительно ЦД крыла.
Bredonosec> Упростим.
Bredonosec> Где он будет при нулевой подьемной силе? (АД схема и схема нагрузок классические: ГО позади крыла и имеет отрицательную игрек)

Вы еще предложите решить квадратное уравнение решить, не задав коэффициенты. Откуда ж я знаю? От профиля зависит, вида крыла, угла атаки, скорости и прочая...

ЦД - это точка приложения равнодействующей аэродинамической сил. Относительно нее момент аэродинамических сил равен 0. Вот и смотрите где он должен быть.

sas1975kr> Вы не исправимы
sas1975kr> В установившемся горизонтальном полете по определению есть не нулевая подъемная сила. Иначе это был бы не полет, а падение.
Вы поставленную задачку решайте, а не рассказывайте мне, что вам удобней
> И положение рулей то, которое необходимо для балансировки. Больше никаких дополнительных условий не требуется.
точно, чукча не читатель

sas1975kr> В установившемся горизонтальном полете моменты относительно всех трех осей равны 0. При осутствии влияния силы тяги относительно оси Y Сила тяжести компенсируется подъемной силой. Точка приложения подъемной силы - ЦД. Точка приложения силы тяжести ЦТ. Других сил нет. моменты определяются относительно ЦТ. Из условия равенства момента 0 и наличия только одной силы - подъемной, делается элементарный вывод о том, что плечо приложения этой силы относительно ЦТ равно нулю. Т.е. ЦТ сопадает с ЦД.
уже ложь. Подумайте, почему.

sas1975kr> Нарисуйте схемку сил и моментов, пока я буду готовить вам ответы на ваш поток сознания. И все прекрасно увидите.
Схемку моментов я уже вам для примера описал, вы же пытаетесь уйти от необходимости подтвердить собственные притязания на некую квалификацию методом расчета )

sas1975kr>>> Вы сами прекрасно указали что еще как миимум нужно кроме положения ЦД крыла. Аэродинамическую схему. Поэтому положение ЦД крыла само по себе ни о чем не говорит. В ряде ародинамических схем, в том числе при наличии несущего корпуса, вам нужно будет знать и другие данные.
Bredonosec>> А вот нифига. Классическая схемка моментов и классическая схема расположения крыла относительно ГО - суть вещи разные, Вы же опять "слышали звон, да не поняли, где он"
Bredonosec>> Замазывание сюда еще несущего корпуса и т.д. - это лишь мелкие отмазки для сокрытия неспособности рассчитать простейшую схемку.
sas1975kr> 1) Рассчитать что? Для расчета необходимо иметь постановку задачи. Поэтому не поставив задачу вы элементарно не имеете право говорить о том, что я ее не могу решить.
Схему моментов, действующую на ЛА.
Насчет "не имею права" - эт хоррроший отжиг. Не имею права ловить на вранье, значит? )))))

sas1975kr> 2) Классчическую аэродинамическую схему знаю. А "классическая схемка моментов" это есть что? Есть элементарные уравнения равновесия - сил и моментов. Вы считаете приведение их в скоростной системе координат классическим?
А пост выше прочесть? Или опять чукча не читатель, чукча писатель?
И нафига сюда еще систему координат пригонять? Для попытки показать, какой вумный и знаешь вумные слова? Ну, если охота заняться мазохизмом, возьми геоцентрическую или еще какую СК и переводи всё в проекции на её плоскости и страдай х-ней ))))

sas1975kr> 3) Зависимость от аэродинамической схемы видно на элементарном примере. Рассмотрим аэродинамическую схему утка. Если крыло имеет пикирующий момент, а ГО дает кабрирующий, то самолет уже будет статически неустойчивым.
А неэлементарное вы увидеть можете? Или в уггле об этом не пишут? )))

sas1975kr> sas1975kr>> Положение же фокуса самолета полностью определяет статическую устойчивость. И не зависит от вида аэродинамической схемы.
sas1975kr> sas1975kr>> sas1975kr>> Знак приращения подъемной силы совпадает со знаком приращения угла атаки.
Bredonosec>> Bredonosec>> глубокомысленно А вода мокрая, вы знали об этом? )
sas1975kr> sas1975kr>> Это ответ на ваш вопрос - "какой момент возникнет у машины". Положение фокуса и вида возмущающего воздействия его полностью определяют.
Bredonosec>> Уууу.. как всё запущено. Ми уже силы и моменты путаем? Повторюсь для плохо видящих - я спрашивал о моменте. Вы ответили про силу. Или желаете сказать, что описались и сие было про момент?
sas1975kr> Вам все разжевывать надо? Я говорю в предположении о том, что вы еще немножко думать будете.
Не отмазывайтесь: сами видите, что всунули цитату не в тему, так что поздно выкручиваться :)_)

sas1975kr> Так понятно? Или расписать подробнее?
Вот как раз енто подробнее я вам и предлагал. Чтоб подтвердить понимание собственных заявлений.
Вы же уже в .. 4й, кажется, раз упорно отмазываетесь.
Повторяю: схемку моментов от ГО и крыла при разных схемах нагрузки и произвольном возмущающем моменте.
Динамические демпфирующие можно не учитывать - вам сие слишком сложно будет )

sas1975kr> К расчету чего? Приводите задачку посчитаем, если у вас такое желание.
выше повтор для страдающих избирательным пороком зрения.

sas1975kr> Вы привели "схемку" для устойчивого ЛА классической схемы. И что? Как это относится к рассматриваемому вопросу? Это показало что ЦД не находится в ЦТ? Или что положение фокуса не определяет устойчивость ЛА?
Сначала ответьте на вопрос. Отмазки поднадоели.

sas1975kr> Доказательство чего? Мы рассматривали положение ЦД самолета относительно ЦТ. Где вы что-то доказали? Опять же, если вы говорите о ЦД крыла - то смотрите выше. Само по себе положение ЦД крыла относительно ЦТ ни о чем не говорит.
Что вы рассматривали - я не знаю. я показал именно в отношении ЦД крыла. Что таки зависит.

sas1975kr> См. выше. И думайте.
Пустая фраза. Призванная троллизмом прикрыть отсутствие аргументов.

sas1975kr> цитирую
sas1975kr> Вы опять даже свой пост не читаете.
И чего сия цитата доказывает? )))))) Что в 2 постах я об одном и том же сказал? Или вы разницу меж указанием, в чем была ловушка и цитатой не видите? То есть, полностью никакого соображения в теме?

>Вы правильно написали, что относительно фокуса.
Ой спасибо за похвалу, шо б я без неё делал! ))))

sas1975kr> Что я должен прочитать? Это поток сознания (с). Что я должен был здесь прочитать - поясните?
Ясно, слив засчитан.
Можете не продолжать.

Bredonosec>> И, кстати, не ответили на мой вопрос относительно ЦД крыла.
Bredonosec>> Упростим.
Bredonosec>> Где он будет при нулевой подьемной силе? (АД схема и схема нагрузок классические: ГО позади крыла и имеет отрицательную игрек)
sas1975kr> Вы еще предложите решить квадратное уравнение решить, не задав коэффициенты. Откуда ж я знаю? От профиля зависит, вида крыла, угла атаки, скорости и прочая...
Ложь. Оценка - неуд.

sas1975kr>> Вы не исправимы
sas1975kr>> В установившемся горизонтальном полете по определению есть не нулевая подъемная сила. Иначе это был бы не полет, а падение.
Bredonosec> Вы поставленную задачку решайте, а не рассказывайте мне, что вам удобней


Еще раз повторяю, для тех кто в танке. Вы выдали фразу сводящуюся к предположению о том, что статическая устойчивость зависит от взаимного расположения ЦД и ЦТ.

Мало того что вы пытаетесь опровергать теорию. В которой четко указано что статическая устойчивость определяется положением фокуса относительно центра тяжести. Вы упорствуете в своей невежественности.

Я вас попросил рассмотреть устоявшийся горизонтальный полет ЛА. С условием что сила тяги проходит через центр тяжести (т.е. создаваемый ею момент равен 0). И тогда бы увидели что для ЛА в таком случае ЦД сопадает с ЦТ.

Вы же начали увиливать, задавать левые вопросы, приводить рассуждения непонятно к чему привязанные, требуете выполнить задачу (которая задачей почему то стала только сейчас. А раньше рассматривалась просто как ответ на вопрос).

Поэтому будьте добры. Не уводите дискуссию в ненужное русло. Если у вас есть доказательства того, что, что бы сказать устойчив ли ЛА, достаточно знать положение ЦД (хоть крыла хоть всего ЛА) относительно ЦТ, приводите их.

Дабы разбить вашу теорию я предложил вам решить задачку о горизонтальном полете. В которой вы бы увидели, что ЦД сопадает с ЦД. И как в таком случае - устойчив ЛА или нет?


sas1975kr>> В установившемся горизонтальном полете моменты относительно всех трех осей равны 0. При осутствии влияния силы тяги относительно оси Y Сила тяжести компенсируется подъемной силой. Точка приложения подъемной силы - ЦД. Точка приложения силы тяжести ЦТ. Других сил нет. моменты определяются относительно ЦТ. Из условия равенства момента 0 и наличия только одной силы - подъемной, делается элементарный вывод о том, что плечо приложения этой силы относительно ЦТ равно нулю. Т.е. ЦТ сопадает с ЦД.
Bredonosec> уже ложь. Подумайте, почему.

Ошибка здесь только одна. Необходимо рассматривать вертикальную плоскость. И следовательно ось Z. И силы и моменты, действующие в этой плоскости.
А теперь давайте по пунктам. Где ложь?
1) Моменты определяются относительно ЦТ
2) Рассмотрим силы. Движение равномерное, ускорение равно 0. Поэтому сумма всх сил равна 0. Их всего три - сила тяжести, сила тяги и аэродинамическая сила.
3) Точка приложения аэродинамической силы - ЦД.
4) Расммотрим моменты. ДВижение равномерное, вращения нет, сумма всех моментов равна нулю. По условию момент создаваемый силой тяги равен нулю, так как плечо приложения равно 0. Момент создаваемый силой тяжести тоже равен нулю. Соответственно момент создаваемый аэродинамической силой тоже равен 0. А следовательно плечо равно 0. И тогда ЦТ сопадает с ЦТ!!!

Где ложь, я вас спрашиваю?

Теперь же то, что касается вашего предположения о том, что положение ЦД крыла относительно ЦТ может вам сказать, устойчив ли ЛА.


1) Вы привели описание классической схемы. Я вам объяснил, что необходимо указывать дополнительно еще аэродиамическю схему. Для бесхвостки ход ваших рассуждений был бы другим.
2) Более того, для других схем это вообще не подходит. Вы летающее крыло не хотите рассмотреть?
3) У Су-27 несущий корпус. Положение ЦД крыла вам опять же ничего даст, потому что в дополнение надо знать положение ЦД корпуса, оперения, геометрические и аэродинамические характеристики.

Этих двух вопросов более чем достаточно. Хватит. Давайте размберемся в них и больше ни о чем другом я с вами говорить не намерен. Потому что ваши увиливания от ответов на конкретные вопросы уже надоели.


Bredonosec> И чего сия цитата доказывает? )))))) Что в 2 постах я об одном и том же сказал? Или вы разницу меж указанием, в чем была ловушка и цитатой не видите? То есть, полностью никакого соображения в теме?

Теперь по поводу ваших капканов.

Еще раз первый пост, в котором по вашему была ловушка

Насчет фокуса - эт, конечно, правильно, только вот положение фокуса относительно ЦТ (впереди или сзади) нам не говорит, каков момент у машины - кабрирующий или пикирующий. Бо относительно фокуса момент хоть и постоянен, но совсем не равен нулю.

 

А теперь пост в котором вы с пафосом говорите о том, как я в нее угодил.

А вот нарочно оставленные в тексте ошибки вы не заметили ))
Напр, специально добавленное упоминание "(постоянство момента)" - которое на самом деле постоянно относительно фокуса, а не цт - проглотили не задумываясь

 

Так кто из нас передергивает? Сами сначала говорите о постоянстве момента аэродинамических сил относительно фокуса. А потом почему то считаете что я не заметил что вы ошибочно указали постоянство момента относительно ЦТ.
Вы кроме того что еще не читаете мной написанного, так еще и обвиняете меня в том, чего я не совершал. По меньшей мере это не прилично.


Bredonosec> Bredonosec>> И, кстати, не ответили на мой вопрос относительно ЦД крыла.
Bredonosec> Bredonosec>> Упростим.
Bredonosec> Bredonosec>> Где он будет при нулевой подьемной силе? (АД схема и схема нагрузок классические: ГО позади крыла и имеет отрицательную игрек)
sas1975kr>> Вы еще предложите решить квадратное уравнение решить, не задав коэффициенты. Откуда ж я знаю? От профиля зависит, вида крыла, угла атаки, скорости и прочая...
Bredonosec> Ложь. Оценка - неуд.

Если вы такой умный, то поясните как без мной указанного вы определите его положение?
Его конечно еще можно найти исходя из уравнения балансировки. Но опять же только зная дополнительные параметры - геометрию (плечи действия сил) и значения этих сил (можно моментов).
Вы не могли бы не бросаться голословными фразами, а указать как вы обираетесь определить местоположение ЦД крыла в такой ситуации?

>>Если вы такой умный, то поясните как без мной указанного вы определите его положение?
Bredonosec> поясняю для не прошедших курса физики за 6 класс школы (где обсуждается механика), не говоря уж про а/д.
Bredonosec> Что момент относительно фокуса неизменен - вы сами нагуглить сумели. А вот дальше - что такое есть момент - ака сила умноженная на плечо - нагуглить забыли. Ну что, теперь прояснилось?
Bredonosec> Ладно, поскольку уезжаю, разжую сразу:
Bredonosec> сила стремится к нулю -> плечо стремится к бесконечности. То есть, при подьемной равной нулю (и указанной схеме нагрузок) ЦД находится в бесконечности позади крыла.
Bredonosec> точка. Как видите, ответ примитивен.
Bredonosec> Потому и неуд - за неспособность даже примитивные задачи решить, но претензии на некое знание.
Bredonosec> далее не читаю - нет времени, море ждет

Да... Нет слов.
1) Вопрос задали один, а ответили на другой. Вопрос был

И, кстати, не ответили на мой вопрос относительно ЦД крыла.
Упростим.
Где он будет при нулевой подьемной силе? (АД схема и схема нагрузок классические: ГО позади крыла и имеет отрицательную игрек)

 

Почему вы решили что подъемная сила крыла равна 0? Из условия задачи этого не следует.
2) Вы забываете о том, что постоянство момента всех аэродинамических сил. Вы силу аэродинамического сопротивления не учитываете?
3) Вы допускаете грубейшую математическую ошибку. Необходимо рассмотреть предел отношения одной величины к другой. Почему вы решили что этот предел равен бесконечности?
4) Вы не понимаете даже сути ЦД и фокуса. Есть распределенное давление по обшивке. Разбейте обшивку на бесконечно малые участки. Приложите к ним силу, возникающую в результате давления. А теперь задайтесь вопросом, где будет равнодействующая этих сил? Где будет точка, относительно которой равнодействующая всех этих сил будет иметь постоянный момент вне зависимости от угла атаки? Так вот, на виде сверху она будет внутри контура крыла (если оно без стреловидности...)

А теперь прочитайте ту чушь, которую вы написали. Вам не стыдно? Это уж вам пора заново если не в школу, то по крайней мере в институт.

ko4evnik> однако вертолетик... B)
ko4evnik> TRex 600 Helicopter - Amazing Tricks - YouTube

Энерговооруженность (0.67 лс/кг а у настоящих вертолетов и 0.4 лс/кг пожалуй нет) и самое главное отсутсвие кого-то с вестибюлярным аппаратом на борту однозначно рулят