Профиль Р-IIIA

[свободник]

...Главным фактором является то, при каком Су вы летите (удельная нагрузка на крыло)...

Как-то не вижу связи между Cy и удельной нагрузкой.

С одной стороны при бОльшей скорости полёта приращение угла атаки меньше, но и в поперечный поток вы влетаете интенсивней (градиент нарастания больше).
Вот как-то так. Считать надо, а не рассуждать.

Приведённые выше примеры Дубны и Наськи запросто могут лететь на одинаковом угле атаки и одинаковом Cy, но с разницей по скорости в 2 раза, и примерно такой же разницей в удельной нагрузке.

 

[Айрат]

Как-то не вижу связи между Cy и удельной нагрузкой.

Тогда что Вы делаете на этом форуме? У меня на занятиях по аэродинамике в клубе юных авиаторов школьники девятого класса легко могли посчитать, например, посадочную скорость с-та "Китфокс" на аэродроме расположенном на высоте 1800 м.
Если Вы обратили внимание, я для обоих (гипотетических) самолётов указал одну и ту же скорость 110 км/ч. Неужели так трудно посчитать удельную нагрузку зная Су?
Комментировать не вникая, как-то странно. Не знаю, имеет ли смысл призывать Вас уважать время оппонента (и своё).

 

[свободник]

...Если Вы обратили внимание, я для обоих (гипотетических) самолётов указал одну и ту же скорость 110 км/ч...
...Комментировать не вникая, как-то странно...

Ну так я и не осилил вникнуть для какой цели Вы привели в пример два самолёта летящих на одной скорости, когда разговор зашёл о воздействии турбулентности на два самолёта, скорости которых отличаются вдвое.

...что Вы делаете на этом форуме?
...Не знаю, имеет ли смысл призывать Вас уважать время оппонента (и своё).

На форум люди заходят при наличии свободного времени и желания. Силком сюда не тащут.

 

[JonSu]

Тогда что Вы делаете на этом форуме?

Как-то невежливо, и достаточно заносчиво.
Простите, А Вы?
Вам-то это зачем?

 

[Рябиков]

Ребята! Давайте жить дружно. (с)🙂
Уважаемый Айрат сам запутался и заодно запутал всех.

Приращение угла атаки у обоих самолётов будет примерно 5-6 градусов.
Теперь обратимся к графикам в сообщении 78. И оказывается, если с-т летел с Су=0,1, что соответствует углу атаки примерно 1-1,5 градуса, то при угле атаки 6,5 Су=0.5. Отсюда перегрузка будет примерно +5
Другой с-т пусть летит на той же скорости при Су=0,3 (удельная нагрузка у него больше чем у первого в три раза) Те же 5 гр приращения угла атаки дадут Су=0,7 Отсюда перегрузка будет примерно +2,3 . Удлинение 12 вместо 5 добавит только 0,3-0,4 ед перегрузки.

Перегрузка от действия неспокойного воздуха:

где:
1 - это перегрузка в горизонтальном полете.
Для приближенной оценки перегрузки при полете в неспокойном воздухе используют зависимость:

где:
W- эффективная скорость порыва, м/с;
V - скорость полёта самолёта, м/с;
p - удельная нагрузка на крыло, кг/м2;
Коэффициент ослабления порыва по АП-25:

где m- массовый параметр самолёта,

Добавка перегрузки дельтаny зависит не от начального и конечного значения Cy, а от их разницы (приращения).
Разница в ощущениях от полета в болтанку будет зависеть от:
- удельной нагрузки на крыло;
- массового параметра m;
- производной Су по альфа (более правильно всего самолета, а не только крыла);
- запасов устойчивости по всем трем каналам управления;
- жесткости конструкции (Наська и Бекас наверняка более "гибкие", чем Дубна и Ан-2).

 

[kamuta]

Разница в ощущениях от полета в болтанку будет зависеть от:
- удельной нагрузки на крыло;
- массового параметра m;
- производной Су по альфа (более правильно всего самолета, а не только крыла);

Айрат всего лишь уточнил Вашу формулу, правильно указав на зависимость производной Су по альфа от удельной нагрузки (с примером!)... так что вряд ли он "запутался" 🙂

 

[Daos]

Добавка перегрузки дельтаny зависит не от начального и конечного значения Cy, а от их разницы (приращения).

Тут надо уточнить, речь идет не о разнице начальных и конечных значений, а о градиете изменения Cy по углу атаки, Т.е о тангенсе угла наклона линии Сy к оси абцис.

 

[Рябиков]

всего лишь уточнил Вашу формулу, правильно указав на зависимость производной Су по альфа от удельной нагрузки

Ну хоть чуть-чуть надо книжки читать.😢
Много лет вожусь со студентами, но таких шедевров еще не встречал -"зависимость производной Су по альфа от удельной нагрузки".

Тут надо уточнить, речь идет не о разнице начальных и конечных значений, а о градиете изменения Cy по углу атаки, Т.е о тангенсе угла наклона линии Сy к оси абцис.

Читаем внимательно.

оказывается, если с-т летел с Су=0,1, что соответствует углу атаки примерно 1-1,5 градуса, то при угле атаки 6,5 Су=0.5. Отсюда перегрузка будет примерно +5

То есть делим Су=0,5 на Су=0,1 и получается перегрузка 5.

на той же скорости при Су=0,3 (удельная нагрузка у него больше чем у первого в три раза) Те же 5 гр приращения угла атаки дадут Су=0,7 Отсюда перегрузка будет примерно +2,3 .

То есть делим Су=0,7 на Су=0,3 и получается перегрузка 2,3333.
О каком либо градиенте и тангенсе здесь речи не идет.

 

[daredevil]

Расчёт оценка перегрузки по изменению Cy - это сферический конь на воздусях. Сдвиг ветра не происходит мгновенно, и у аппарата есть время "переставиться", как было упомянуто в сообщении 75. Очень лёгкие и медленные аппараты плавно переставляются и именно поэтому не доставляют большого дискомфорта. Более тяжёлые и быстрые не успевают, да и количество переставок в единицу времени не в их пользу, получается вроде езды в час пик с нервным водителем, ЕВПОЧЯ.

 

[Daos]

Ну хоть чуть-чуть надо книжки читать.😢
Много лет вожусь со студентами, но таких шедевров еще не встречал -"зависимость производной Су по альфа от удельной нагрузки".


Читаем внимательно.

То есть делим Су=0,5 на Су=0,1 и получается перегрузка 5.

То есть делим Су=0,7 на Су=0,3 и получается перегрузка 2,3333.
О каком либо градиенте и тангенсе здесь речи не идет.

Так никто и не говорит о том, что автор по ником Айран не заблуждается. Я просто уточнил, речь в привеленных вами формулах едёт о прищении Cy по приращению альфа. Это и есть тангенс угла наклона кривой на графике.

 

[Anatoliy.]

Я просто уточнил, речь в привеленных вами формулах едёт о приращении Cy по приращению альфа. Это и есть тангенс угла наклона кривой на графике.

Я как то не поленился и свел на общем графике зависимости наиболее употребимых профилей для крыльев с одинаковым удлинением.
Смотреть на нижний график.
Это куча линий с практически одинаковым наклоном или по Вашему "приращении Cy по приращению альфа".
Не трудно заметить, что это приращение (тангенс угла наклона линий графиков) почти одинаков для тех профилей.
Но на этом совместном рафике есть еще

две линии:
1. Красная толстая с меньшим углом, которая принадлежит круглому в плане крылу с удлинением 1,27
2. Зеленая линия с большим углом наклона принадлежащая крылу с бесконечным размахом.

 

[Миро-Бг]

Не трудно заметить, что это приращение (тангенс угла наклона линий графиков) почти одинаков для тех профилей.

Если рассчитать производную подъемной силы с углом атаки Эгера, где профиль вообще не учитывается, то разница между относительным удлинением 5 и удлинением 10 при прочих равных условиях составит около 20%. Если рассчитывать по DATCOM, где в некоторой степени учитывается геометрия профиля, число Рейнольдса и т.д. после сложных расчетов достигается практически идентичный результат. Видимо, решение вопроса надо искать где-то в другом месте.

 

[Zakhar]

Добавка перегрузки дельтаny зависит не от начального и конечного значения Cy, а от их разницы (приращения).

вот эта фраза мне видится ошибочной.
если самолет изменил Су с 0.5 до 0.7, его перегрузка будет 1.4
а другой самолет изменил Су с 0.1 до 0.3 . его перегрузка будет 3

 

[Айрат]

Сначала моё субъективное о болтанке.
Неприятное ощущение от болтанки , как мне кажется, от таких факторов как: величин перегрузок, интенсивности их нарастания и того, как часто "болтает".
Ввиду большого количества влияющих факторов, предлагаю рассмотреть пока только величины перегрузок, то, от чего они зависят.
Уважаемый, Рябиков, спасибо за приведённую методику расчётов. К ней вопросов нет.
Я не запутался, просто предложил сильно упростить подход для наглядности.
Вернусь к моему примеру.
Два (условных) самолёта отличаются удельной нагрузкой - у второго она в три раза больше чем у первого.
Оба самолёта на ОДИНАКОВОЙ скорости (110 км/ч) в г п влетают в один и тот же вертикальный поток (3 м/с). Дальше по тексту....
А теперь на пальцах)
До потока у самолётов перегрузки не было (ny=1) А потом влетел в поток и у самолёта (на той же траектории) угол атаки на крыле резко вырос, был (рсчётный) коэфициент подъёмной силы Су=0,1, а стал Су=0,5. То есть по другому подъёмная сила (всего самолёта) стала в пять раз больше. Спрашивается - какой стала нормальная перегрузка?
Я специально не стал рассматривать приращение (дельту), что было бы конечно правильно, чтобы не уводить слишком быстрые умы в сторону рассмотрения производной Су по альфа, её влияние на изменение перегрузки незначительно имхо

А теперь рассмотрим один и тот же с-т. влетающий на разных скоростях в один и тот же поток.
Опытные пилоты не дадут мне соврать; на бОльшей скорости перегрузки от болтанки жёстче. И с-т, который летает обычно в г п 300 км/ч, в болтанку лучше снизить скорость до 250, а то и до 200 в сильную болтанку.
Казалось бы так не должно быть, ведь приращение угла атаки происходит согласно треугольника скоростей - Vгп и Vу. Чем больше V гп, тем меньше приращение угла атаки при одинаковой вертикальной составляющей потока. Вот тут и надо посмотреть, а какова величина Су в гп. Влететь в (тот же самый) поток на скорости, при которой в г п было Су=0.08 и получить ny=4, или влететь на меньшей скорости, при которой в г п было Су=0.35 и получить nу=2 (я не считал, прикинул примерно)
То есть сравнивать надо не производные Су по альфа, а подъёмные силы или Су (сократив одинаковые значения в формулах)

 

[kamuta]

Ну хоть чуть-чуть надо книжки читать

читать мало, надо понимать + иногда читать между строк...

 

[asz]

Не понимаю, о чем такие споры? Давно известно, что чем больше удельная нагрузка на крыло, тем самолет в меньшей степени реагирует на болтанку. Если рассматривать линейный участок зависимости Су от альфа, то у самолетов с одинаковой геометрией и профилем крыла, летящих на одной скорости при вертикальном порыве на линейном участке будет одинаковое приращение подъемной силы, но перегрузка будет меньше у того, который летит на больших углах атаки из-за повышенного веса (ny=У/G) или проще, приращение перегрузки у него будет меньше (дельта ny=дельтаУ/G)

 

[Миг-17ф]

Вместо того, чтобы рассуждать как профиль влияет на восприятие болтанки (а практически никак, имхо), надо бы хотя бы на пальцах посчитать от чего зависит перегрузка при пересечении какого-нибудь восходящего/нисходящего потока.
Возьмём для примера два самолёта летящих на скорости 110 км/ч и влетающих в поток с Vy=3 м/с (принимаем, что влетаем менее чем за секунду, то есть резко) Приращение угла атаки у обоих самолётов будет примерно 5-6 градусов.
Теперь обратимся к графикам в сообщении 78. И оказывается, если с-т летел с Су=0,1, что соответствует углу атаки примерно 1-1,5 градуса, то при угле атаки 6,5 Су=0.5. Отсюда перегрузка будет примерно +5
Другой с-т пусть летит на той же скорости при Су=0,3 (удельная нагрузка у него больше чем у первого в три раза) Те же 5 гр приращения угла атаки дадут Су=0,7 Отсюда перегрузка будет примерно +2,3 . Удлиннение 12 вместо 5 добавит только 0,3-0,4 ед перегрузки.
Главным фактором является то, при каком Су вы летите (удельная нагрузка на крыло). Относительная скорость (ваша и восх потока) не так сильно влияет. С одной стороны при бОльшей скорости полёта приращение угла атаки меньше, но и в поперечный поток вы влетаете интенсивней (градиент нарастания больше).
Вот как-то так. Считать надо, а не рассуждать.

Только не хитрите. Расматривайте не Су, а угол атаки и все будет в другом свете. Если при скорости 110 км/ч влететь в вертикальный порыв 3 м/сек, то истинный угол атаки станет (3/30.55)57.3=5.6 град. Это равнодействующая двух векторов. если первый летел до этого на 3 градусах например, то у него будет 3+5,6=8,6 град. А второй если летел на 6 градусах, то у него 6+5,6 =11,6 град. И "игра" в 5,6 градусов на разных удлинениях вызовет разные приращения подьемной силы

 

[Айрат]

И "игра" в 5,6 градусов на разных удлинениях вызовет разные приращения подьемной силы

Так конечно, кто бы с этим спорил. Но приращение от разного удлиннения не больше 10-15% от перегрузки, от разных профилей ещё меньше....
А если у рассматриваемых с-тов (с разницей в три раза по удельной нагрузке на крыло) и удлиннение одинаково, тогда как?

 

[Айрат]

Давно известно, что чем больше удельная нагрузка на крыло, тем самолет в меньшей степени реагирует на болтанку.

Согласен, только хочется добавить: если летит не слишком быстро.

 

[Рябиков]

Это просто какое-то мракобесие.
Вашему чувствительному элементу, который начинается сразу ниже спины, без разницы на каком угле атаки или на каком Су Вы летите в установившемся горизонтальном полете. Сила давления сидушки на задницу постоянна и она к ней за тысячи лет эволюции человека привыкла и чувствует себя комфортно. Неприятности на неё, любимую, приходят с изменениями силы давления сидушки, которые определяются изменениями подъемной силы на крыле. Изменения подъемной силы на крыле обуславливаются добавкой коэффициента подъемной силы, вследствие изменения угла атаки, и изменением скорости потока вследствие воздействия порыва.
В итоге перегрузка при полете в неспокойном воздухе имеет две составляющих - перегрузка при установившемся горизонтальном полете, равная единице, плюс (или минус) дополнительная перегрузка (определение её описано выше) от дополнительной подъемной силы, обусловленной добавкой Су (добавкой угла атаки) и добавкой скорости полета от воздействия порыва.