Задача про планер

[vorvalm]

mpn2 в сообщении #1148101 писал(а):

А Вы не озвучите угол тангажа?

Вот пристал. Неужели самостоятельно не можете вычесть угол планирования из угла атаки?

[Dmitriy40]

Надо ещё добавить что для самолёта как целого угол атаги измеряется от строительной оси самолёта, крыло же при этом довёрнуто ещё на конструкционный угол (1° для МИГ-17). Относительно вектора скорости набегающего потока. Этот 1° может стать важным при работе с полярами крыла, а не целиком самолёта.

[mpn2]

vorvalm в сообщении #1148127 писал(а):

Неужели самостоятельно не можете вычесть угол планирования из угла атаки?

Могу: Утан. = Уатак. - Уплан. = 12,5 - 9,5 = 3 градуса.
А что у МИГ-17 линия хорды крыла совпадает с линией продольной оси самолета (между ними нет угла?).
То есть в горизонтальном полете, при тангаже 0 градусов угол атаки равен 0 градусов. Я Вас правильно понял?
То есть в горизонтальном полете самолет летит на нулевом угле атаки?

Спасибо Dmitriy40 (у Вас правильная мысль), поздно заметил ваше сообщение, я тут в гордом одиночестве.....
.........................
А есть смайлик типа "я пошел домой, всем до завтра...." ???

-- 31.08.2016, 18:12 --

Dmitriy40 в сообщении #1148134 писал(а):

Надо ещё добавить что для самолёта как целого угол атаги измеряется от строительной оси самолёта

Да Dmitriy40 на шаг ноги: летчик не знает про строительную ось он по ней не летит, он летит по тангажу. А ось тангажа и строительная ось (если я не ошибаюсь) это разные оси. Следовательно между ними тоже должен быть угол? Подумайте над этой мыслью, завтра обсудим. Это я к тому что поправочка на угол между тангажом и хордой крыла может получиться гораздо больше чем 1градус.

[vorvalm]

mpn2 в сообщении #1148139 писал(а):

То есть в горизонтальном полете, при тангаже 0 градусов угол атаки равен 0 градусов. Я Вас правильно понял?
То есть в горизонтальном полете самолет летит на нулевом угле атаки?

Причем здесь горизонтальный полет. Мы разбираемся с планированием с-та при отказанном двигателе.
Горизонтальный полет с-та может происходить в достаточно большом диапазоне углов атаки.
Для МиГ-17 от $V=1050km/h$ при угле атаки $\alpha=1,5^{\circ}$,
до $V=360km/h$ при угле атаки $\alpha=12,5^{\circ}$ независимо от того,
имеет ли хорда крыла установочный угол, т.к. угол атаки измеряется не по строительной оси с-та, но по
отношению хорды крыла к набегающему потоку.
А вот угол тангажа измеряется между продольной осью с-та и горизонтальной плоскостью и имеет
опосредованное отношение к углу атаки.

[Dmitriy40]

vorvalm в сообщении #1148156 писал(а):

т.к. угол атаки измеряется не по строительной оси с-та, но по
отношению хорды крыла к набегающему потоку.

Вот тут как раз и неточность, угол атаки для самолёта как целого измеряется как раз первым способом! А для крыла - вторым. И для горизонтального полёта (и только для него!) угол атаки равен углу тангажа.
При снижении под углом $\beta$ к горизонту с углом тангажа $\Theta$ (положительным в сторону верха и отрицательным вниз) угол атаки $\alpha = \beta + \Theta$. Крыло же при этом довёрнуто ещё на установочный угол: $\alpha_\text{крыла} = \beta + \Theta + 1^{\circ}$. Все углы атаки $\alpha_i$- по отношению к набегающему потоку.

-- 31.08.2016, 20:27 --

И кстати в вышеупомянутой мной книге о МИГ-17 указано, что наилучшее аэродинамическое качество достигается при $C_y=0.4, M=0.6$, что достигается при угле атаки чуть меньше 6° (рис. 58 и 59).

[vorvalm]

Dmitriy40 в сообщении #1148162 писал(а):

наилучшее аэродинамическое качество достигается при $C_y=0.4, M=0.6$

Это очень даже интересно. Попробуйте найти величину подъемной силы по этим данным.

[amon]

mpn2 в сообщении #1147876 писал(а):

Статьи в интернете не могут считаться первоисточником информации, первоисточником может считаться учебник для средней школы или для вузов.

Поскольку Вы скромничаете, пришлось самостоятельно открывать тот кладезь знаний, из которого Вы их черпаете.

[mpn2]

amon в сообщении #1148239 писал(а):

Поскольку Вы скромничаете

Хочу извиниться ... получилось слегка не учтиво, не ответил, замотался было 1 сентября.
Да картинки похожи, а текст уже немного другой. Соглашусь, погорячился. Но мой посыл был направлен с той мыслью, что отсканированный текст конкретного учебника более достоверен как источник, чем учебник, переведенный в цифру (т.к. может быть подвержен редактированию).
И тем не менее я не отказываюсь от своего убеждения что подъемная сила это сила которая всегда направлена только вертикально вверх.
Я подготовлю небольшую статейку, где озвучу свои соображения по данному вопросу, а вы все вместе сможете посмеяться.

-- 02.09.2016, 10:01 --

Давайте разберемся с углом атаки при горизонтальном полете? Я думаю, что Вы (все) не понимаете что такое угол атаки с точки зрения математики.
Пока мы не договоримся об угле атаки в горизонте, мы не поймем друг друга и не поймем какой угол атаки у самолета при планировании на разных тангажах и углах планирования.
Задам вопрос прозрачно и четко:
Какой угол атаки у МИГ-17 в горизонтальном полете при скорости 600км/ч (эта будет наша базовая скорость начала планирования в момент когда взорвался двигатель).
Мой ответ: 4,5 градуса, т.е. Наивыгоднейший угол атаки.

[Xey]

Конструкторы давно разобрались с этими углами и сделали самолет, оптимальная скорость которого 600 км/ч. Чтобы спланировать как можно дальше, в случае отказа мотора, пилот должен поддерживать такую скорость за счет снижения.

[mpn2]

Xey в сообщении #1148496 писал(а):

Конструкторы давно разобрались с этими углами и сделали самолет, оптимальная скорость которого 600 км/ч. Чтобы спланировать как можно дальше, в случае отказа мотора, пилот должен поддерживать такую скорость за счет снижения.

Полностью с Вами согласен, только вопрос в том: А как узнать эту самую скорость снижения? Мы же с вами понимаем, что от соотношения скорости снижения и скорости планирования будет зависить угол планирования. А мы пытаемся сделать все наоборот. Мы берем скорость планирования потом верим учебнику по Аэродинамики, что самолет улетит на 13 км, высчитываем угол планирования 4градуса, и говорим себе: Скорость снижения будет 12м/сек. А теперь вопрос: А сможет ли Шеститонный кусок металлолома с площадью всего 23м2. Держаться в воздухе со снижением 12м/сек. и сможет ли скорость снижения 12м/сек поддерживать скорость планирования 166м/сек(600км/час.)?
Я считаю что - нет. А вы считаете что - да. Я не верю - что масса не влияет на скорость снижения, а вы - верите. Вот в чем вся разница в наших спорах.
И на это накладывается лобовое сопротивление, которое будет стараться остановить нас до нуля. И нет никакой гарантии что нам удастся на протяжении всего планирования поддерживать скорость 600км/час. и сохранять подъемную силу. Перевод самолета на больший угол атаки кратковременно повысит подъемную силу самолет перейдет на более пологий угол, но возрастет лобовое сопротивление и уменьшится скорость снижения, которая поддерживает скорость планирования. И через 3-5 секунд. подъемная сила резко упадет. Как ее увеличить? Первый вариант: увеличить скорость, это носом вниз и переход на крутой угол. Второй вариант еще больше задрать нос и через 3-5 секунд наступить на те же грабли. Все время задирая нос самолета мы растеряем самое драгоценное что у нас есть - скорость.

Я хочу чтобы мы пришли к какой-то отправной точки, с которой мы все согласимся. Только после этого мы сможем спокойно двигаться вперед внимательно выслушивая друг друга. И я считаю. что этой отправной точкой может быть общее понимание того: Что такое угол атаки при планировании с точки зрения не словесного определения (мы его все хорошо знаем), а с точки зрения математики.
Я хочу написать вам формулу угла атаки и когда вы все с ней согласитесь (я в этом уверен на 100%) - мы начнем лучше понимать друг друга.
Но для того чтобы я эту формулы озвучел, мне не хватает одного угла: Мне нужен угол между осью тангажа(продольная ось фюзеляжа) и осью хорды крыла. Мой ответ: 4,5градуса.

[Xey]

mpn2 в сообщении #1148511 писал(а):

А сможет ли Шеститонный кусок металлолома с площадью всего 23м2. Держаться в воздухе со снижением 12м/сек.

Металлолом не сможет, а рассматриваемый самолет , имея скорость 600 км/ч, сможет.
Повторяетесь, в который раз

[vorvalm]

mpn2 в сообщении #1148511 писал(а):

Но для того чтобы я эту формулы озвучел, мне не хватает одного угла: Мне нужен угол между осью тангажа(продольная ось фюзеляжа) и осью хорды крыла. Мой ответ: 4,5градуса.

Установочный угол хорды крыла для разных типов с-тов отличается друг от друга и зависит
от того, какой режим полета у данного с-та основной.
У транспортных и пассажирских с-тов он наивыгоднейший.
Для истребителя МиГ-17 этот угол должен обеспечивать максимальную скорость
при угле атаки с минимальным Сх, т.е.$1^{\circ$}, при этом угол тангажа будет $0^{\circ}$.
Мне кажется, что вы как то по-своему понимаете горизонтальный полет
при работающем двигателе. На картинке показаны три варианта полета МиГ-17, где $V=1050km/h,\;\alpha=1,5^{\circ},\;\;V_1=600km/h,\;\alpha=4,5^{\circ},\;\;V_2=360km/h, \alpha=12,5^{\circ}$

-- Пт сен 02, 2016 13:53:27 --

[mpn2]

vorvalm в сообщении #1148526 писал(а):

$V_1=600km/h,\;\alpha=4,5^{\circ},\;\;$

Вот спасибо ... я даже не ожидал, что у нас с Вами получится одинаковый результат.

-- 02.09.2016, 15:23 --

На максимальной скорости при тангаже 0° угол атаки 1,5°.
Из этого следует, что угол между осью тангажа и осью хорды крыла равен +1,5°. Я вас правильно понял?

[vorvalm]

mpn2 в сообщении #1148534 писал(а):

На максимальной скорости при тангаже 0° угол атаки 1,5°.
Из этого следует, что угол между осью тангажа и осью хорды крыла равен +1,5°. Я вас правильно понял?

Не совсем так. У МиГ-17 кроме максимальной скорости есть еще максимально
допустимая скорость 1200 км\ч.Вот здесь и нужен $\alpha=1^{\circ}$.
P.S. Во всех случаях Г.П. полета МиГ-17 угол тангажа меньше угла $\alpha$ на $1^{\circ}$

[mpn2]

vorvalm в сообщении #1148554 писал(а):

P.S. Во всех случаях Г.П. полета МиГ-17 угол тангажа меньше угла $\alpha$ на $1^{\circ}$

Это я уже понял. Если Ваша информация точна, то я не учел наверное то, что речь идет о реактивном военном самолете. Я предполагал, что если на наивыгоднейшем угле атаки 4,5° скорость = 600км/час, то это и должен быть наивыгоднейший режим полета на крейсерской скорости. И если бы это было так, то тогда бы наименьшее сопротивление по фюзеляжу выставляли-бы именно для этой скорости. То есть Тангаж = 0 выставили бы именно для этого экономичного полета. И тогда на тангаже = 0 угол атаки был бы 4,5°. Но для военного самолета наверно не важна экономия топлива а важна скорость прилета в нужную точку. Поэтому наименьшее сопротивление по фюзеляжу выбрали не на экономичном режиме для топлива(как на обычных самолетах), а на экономичном режиме по времени полета.
Согласны?