Занимательная аэродинамика

[Arrow]

Завожу новый, на мой взгляд интересный тред.

Если вы хотите знать почему самолеты летают, а крыльями не машут (ну ладно-ладно, машут они крыльями :D, но не сильно ) спросите здесь.

 

Если вы знакомы с аэродинамикой не понаслышке, но вас вводит в тупик сложный вопрос - давайте разберемся вместе тут.

 

 

ВНИМАНИЕ !!! Вопрос про самолет и транспортер не задавать. :D

[terror]

Начнем с простого:

 

Зачем самолету крылья? Как создается подъемная сила. Угол атаки, что за хрень и с чем едят? Как работает механизация крыла?

 

2 Arrow, я помогать буду по мере сил.

[Arrow]

С простого это с понятия атмосферы, законов термодинамики и т.д.

 

Ну да ладно, будем считать, что в школе все учились Кто учился плохо - добро пожаловать к Баварии за учебником физики (отнимет у сына :D)

[Arrow]

Еще одно отступление - ломает меня писать все, что уже есть в интернете. Поэтому даем ссылки на существующие источники:

 

http://www.rcmaster.ru/club/articles/rc-pl...dyn/index.shtml

http://aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD_Toc.HTM

 

ЗЫ. Кажется это одна и та же книжка

[Гость bavari]

С простого это с понятия атмосферы, законов термодинамики и т.д.

 

Ну да ладно, будем считать, что в школе все учились Кто учился плохо - добро пожаловать к Баварии за учебником физики (отнимет у сына :D)

Кому надо, пусть сам у Сворда и отбирает, я обещаю не вмешиваться,

но для исключения поддавков, Сворд, ты будешь оплачивать новый учебник из своих карманных денег.

 

Кстати, мои знания по теме топика ограничиваются изложенным в книге А. Маркуши "33 ступеньки в небо". :D :D

[Arrow]

Начнем потихоньку ?

Введение.

 

Итак, наша планета окружена смесью газов. Она называется воздухом. Воздушный слой условно делится на несколько слоев по высоте.

У воздуха, как и у любого газа - есть некоторые параметры: температура, давление, плотность. Все параметры между собой взаимосвязаны. Чтобы особо не мучаться в построении и расчете самолетов для разных климатических зон придумали т.н. стандартную атмосферу. То есть зафиксировали все три параметра и сказали - все расчеты ведем исходя из такой атмосферы.

 

Кроме параметров, характеризующих состояние атмосферы - атмосфера еще обладает физическими свойствами:

 

Инертность - свойство воздуха сопротивляться изменению состояния покоя или равномерного прямолинейного движения (второй закон Ньютона).

 

Вязкость-свойство воздуха сопротивляться взаимному сдвигу частиц.

 

Сжимаемость - свойство воздуха изменять свою плотность при изменении давления.

 

Со сжимаемостью воздуха связан небольшой интересный эффект. А именно звуковые волны. Именно колебания молекул (сжимание-расжимание) производит звук улавливается нами как звук.

 

Мы рассмотрели основные понятия неподвижной воздушной среды.

[Arrow]

Теперь рассмотрим, что происходит когда воздух начинает двигаться. (Примечание - в силу относительности всего в этом мире - нам глубоко пофигу движется ли некое тело в неподвижном воздухе, либо движется ли окружающий воздух вокруг этого тела).

 

Движущийся воздух будем называть воздушным потоком.

Рассмотрим следующие определения:

Установившимся воздушным потоком называется такое течение воздуха, при котором скорость потока в любой точке, а также основные параметры (давление, температура и плотность) не изменяются с течением времени.

 

В аэродинамике рассматривают только установившийся воздушный поток. Основным понятием аэродинамики является понятие элементарной струйки воздуха.

 

Элементарная струйка - это мысленно выделенный поток (небольшой замкнутый контур в виде трубки), через боковую поверхность которого воздух протекать не может ни вовнутрь, ни наружу.

 

Ламинарный - это воздушный поток, в котором струйки воздуха движутся в одном направлении и параллельны друг другу. При увеличении скорости до определенной величины струйки воздушного потока кроме поступательной скорости также приобретают быстро меняющиеся скорости, перпендикулярные к направлению поступательного движения. Образуется поток, который называется турбулентным, т. е. беспорядочным.

 

Пограничный слой - это слой, в котором скорость воздуха изменяется от нуля до величины, близкой к местной скорости воздушного потока.

 

При обтекании тела воздушным потоком частицы воздуха не скользят по поверхности тела, а тормозятся, и скорость воздуха у поверхности тела становится равной нулю. При удалении от поверхности тела скорость воздуха возрастает от нуля до скорости течения воздушного потока.

 

Пограничный слой тоже бывает ламинарным и турбулентным по аналогии с воздушным потоком.

Предлагаю поверить на слово (доказано экспериментально), что при обтекании ЛЮБОГО тела на определенной скорости ламинарное течение воздуха ОБЯЗАТЕЛЬНО переходит в турбулентное.

 

Рассмотрим основополагающие законы.

1. Уравнение (закон) неразрывности струи воздушного потока (постоянства расхода воздуха) - аналитически выведенный закон, который говорит о том что плотность, скорость и площадью поперечного сечения струи воздушного потока взаимосвязаны.

 

из этого следует

2. Закон Бернулли - если кратко, то взаимосвязь скорости и давления. Чем выше скорость, тем выше давление в этой точке воздушного потока. Верно и обратное.

 

Для наглядности закона Бернулли можно провести опыт. Взять два листка бумаги, держа параллельно друг другу на небольшом расстоянии, подуть в промежуток между ними.

Листы сближаются. Причиной их сближения является то, что с внешней стороны листов давление атмосферное, а в промежутке между ними вследствие наличия скоростного напора воздуха давление уменьшилось и стало меньше атмосферного. Под действием разности давлений листки бумаги прогибаются вовнутрь.

 

 

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

Уф, до крыла не добрался До угла атаки еще топать и топать.

 

Кароче, вопрос - все понятно ? Упростить/усложнить изложение ? Какой объем информации для вас приемлим для усвоения в течении дня ?

 

ВСЕ кто читает наши выпуски и планирует читать их дальше - напишите здесь.

[ЮЛ]

Замечательная тема! Можем себя поздравить,- круг теоретических фундаментов - "МЫ"----"ПРОТИВНИК"----"СРЕДА" - замкнулся. Осталось совершенствовать.

Вопрос: Что имел ввиду Нестеров, когда говорил - "В воздухе везде опора!"?

[Arrow]

А следующей нашей темой будет "Nuclear reaction for Dummies" ? :D

[kalter]

Э-э... А летать когда?!!!

[Tony_8r46]

Я читаю.

[Arrow]

Э-э... А летать когда?!!!

Люблю я отзывчивость некоторых

 

Слюшай, Кальтер - нэ нравится, нэ кюшай, да ? :D

 

2 Юл - по моим сведениям слова Нестерова звучали так: "В воздухе самолету везде есть опора". Таким образом он выразил резюме зарождающейся в те годы науки - аэродинамике.

[terror]

2. Закон Бернулли - если кратко, то взаимосвязь скорости и давления. Чем выше скорость, тем выше давление в этой точке воздушного потока. Верно и обратное.

Ы? Мне казалось, что как раз чем больше скорость - тем меньше давление на стенки и больше в самом потоке по его направлению?

 

Кстати - этот закон Бернулли до того тупо объясняют в школьном учебнике! Просто уму непостижимо до чего там сложное (а главное, неправильное) доказательство. Там значит сначала объявляется - пусть по трубам течет несжимаемая жидкость. А дальше по ходу доказательства у этой несжимаемой жидкости вдруг появляется энергия упруго сжатого тела! Причем возникает эта энергия от земного (sic!) тяготения! Т.е. получается, что в космосе Бернулли ни фига не работает.

 

А доказательство на самом деле очень простое. Напомню: доказать, что при возрастании скорости потока в трубе давление на стенки уменьшается. Доказывается так: пока жидкость (или газ) находится в покое - векторы скоростей молекул направлены полностью хаотично, т.е. молекулы лупят во все стороны совершенно одинаково. Теперь представим - скорость начинает увеличиваться, вектора молекул начинают разворачиваться преимущественно по потоку, т.е. молекулы начинают перемещатся более-менее упорядоченно в одном направлении, причем чем больше скорость, тем больше молекул начинают перемещаться упорядоченно в одном направлении, и, соответственно, меньше воздействуют на стенки.

 

Кстати, с действием закона Бернулли сталкивается каждый, кто регулярно ездит на метро. Итак вспомним: час пик, мы пытаемся вместе с толпой залезть на эскалатор. Как мы помним - перед эскалатором стоит выгородка, которая упаковывает поток людей до нужного размера, т.е. имеет сечение меньшее, чем сечение потока до нее. Т.е. классический случай для Бернулли - толстая труба переходит в тонкую. Ну и помните что происходит? До входа в выгородку все толкутся, друг-друга толкают, к стенкам прижимают, но идут очень медленно, а в момент входа в выгородку скорость потока возрастает и вдруг толкаться перестают. Причем некоторые лезут без очереди под перилами или сбоку подходят - т.е. на лицо подсос потока из-за меньшего давления. Т.е. в тостых трубах - скорость меньше, давление больше (здесь и далее - на стенки), а в тонких - скорость больше, давление меньше. Но, что интересно, на больших (сверхзвуковых) скоростях Бернулли не работает, точнее работает с точностью наоборот, при большей скорости давление больше Представьте - люди побегут всей толпой в этот проход, естественно, на входе некоторые будут в проход не попадать и отлетать в разные стороны (вместо подсоса - выдавливание), а в самом проходе что будет твориться! Скорость упадет (торможение потока), а толкотня-то какая на бегу будет! (давление возрастет)

 

Вот поэтому-то сопла на сверхзвуковых самолетах сначала сужаются, а потом расшираются - что бы обеспечить сверхзвуковое истечение потока - сначала на дозвуковых скоростях скорость струи увеличивается до самого узкого места, а потом уже достигнув звуковой скорости переходит в расширение и увеличивает скорость до сверхзвуковой.

[Arrow]

Да, с законом Бернулли я облажался

Террор прав: с ростом скорости воздушного потока давление снижается.

В формуле все видно, а пытаешься без формулы рассказать - и язык запутывается

 

Продолжаем.

Про воздух мы с вами поговорили.

Теперь поговорим о том, что происходит когда в поток воздуха помещается некое твердое тело.

 

Происходит вот что:

Плоская пластинка, помещенная в поток под углом 90°, создает довольно резкое изменение направления движения потока, обтекающего ее: торможение потока перед ней, поджатие струек у ее краев и образование непосредственно за краем пластинки разрежения и больших вихрей, которые заполняют всю область за пластинкой. Позади пластинки можно наблюдать хорошо заметную спутную струю. Перед пластинкой давление будет больше чем в невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствие разрежения давление уменьшится.

В общем картина обтекания, ничего полезного для Авиации не несет.

 

Теперь мы возьмем наш шар и стукнем по нему молотком. Он сплющится.

Картина уже другая:

Характер обтекания - плавный. Спутная струя (турбулентный поток воздуха) уже не формируется на самом теле, а возникает сразу за ним, и относится набегающим потоком от тела, в результате на него практически не влияя.

В сечении А-Б тело имеет наибольшую величину поперечного сечения, и как видно из картинки (удобно, блин, доказательства картинкой приводить Наука, однако :D ) струйки в этом месте наиболее сильно раздвигаются этим телом. Или с другой стороны струйки воздуха испытывают наибольшее поджатие (струйки сжимаются между собой, уменьшается расстояние между струйками).

Подобное тело называется симметричное удобообтекаемое (каплеобразное) тело. НО... Это еще не крыло!!!!

 

Опять немного видоизменим наше тело.

Допустим, слегка спрямим (выпрямим) его нижнию часть.

Картина обтекания вновь полученного тела:

 

Давайте разберем, что мы видим на картинке - снизу прямая кромка и струйки проходят практически прямо. То есть по нижней линии мы никак струйки не мучаем, не раздвигаем и не сжимаем. А по верхней все струйки сначала бодро взбираются вверх, там толкаются уплотнившись, а потом скатываются как по горке вниз. В точке, которая имеет наибольшую величину искривления (точка К) струйки испытывают наибольшее поджатие.

В предыдущих "лекциях" мы сторговались до принципа неразрывности воздушного потока (т.е. пометим две точки на соседних струйках, разведем эти струйки в стороны, а потом снова сведем - две помеченные точки встретятся!).

Отдельно хочу отметить - мы не рассматриваем движение всех струек во всей атмосфере. Нам интересны только те отважные струйки, которые находятся вблизи нашего тела.

Мы имеем, что для того, чтобы встретиться верхним и нижним струйкам верхним необходимо иметь БОЛЬШУЮ СКОРОСТЬ. Потому что им придется пройти БОЛЬШИЙ ПУТЬ (кривой путь всегда длиннее прямого) за то же самое время.

А теперь внимание !!!

 

Возьмем многострадальную (от нас) теорему Бернулли и подумаем. Скорость наверху тела больше, значит давление меньше, чем внизу. Возникает РАЗНИЦА ДАВЛЕНИЙ. А любая разница (давлений, уровней, потенциалов) всегда пытается сравняться. Итак, наше тело начнет ДВИГАТЬСЯ (или попытается это сделать ). Все тела двигаются не просто так, их двигает штука под названием СИЛА !

 

НО... И это еще не крыло. Мы рассмотрели всего-лишь плоскую двумерную картинку. Крайнее рассмотренное нами тело называется ПРОФИЛЬ КРЫЛА.

 

Но опять все непросто. Ученым недостаточно было просто радоваться, что профиль крыла стал двигаться. Они понастроили аэродинамических труб и стали страшно дуть на бедные профили.

По результатам продувок определили давления, которые действуют на каждую-каждую точку профиля. Получили такую картину:

 

Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое.

 

Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получим равнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой

 

Точка приложения полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центром давления

 

Хордой профиля в данном случае (да и всегда в общем-то) являтся на графике ось Х и ограничена контуром крыла. Вот где то там и находится точка, на которую действует одна из самых главных сил для самолета.

[Arrow]

К Р Ы Л О.

 

Если сделать уже действительно реальное тело, которое "на срезе" будет иметь вид профиля крыла, то мы получим тело под названием крыло. Не факт, что оно сможет летать, но это будет крыло (в техническом понимании слова. Крылья птиц и летучих мышей здесь не рассматриваются).

 

Крыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержки самолета в воздухе.

 

Аэродинамическое качество крыла ("Пиписькомер"(С)Бухой для крыльев :D) тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовое сопротивление.

 

Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла зависят от геометрических характеристик крыла. Геометрические характеристики крыла в основном сводятся к характеристикам крыла в плане и характеристикам профиля крыла.

 

Крылья бывают разные.

Возможные планы крыла:

 

Возможные профили крыла:

 

Крыло описывается ОГРОМНЫМ множеством параметров. Приведу пока просто названия и определения:

*********

Размахом крыла называется расстояние между концами крыла по прямой линии.

Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла.

Удлинением крыла l называется отношение размаха крыла к средней хорде.

Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хорде.

Углом стреловидности c называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла.

Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла.

Профилем крыла называется форма его поперечного сечения.

Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.

Относительной толщиной профиляс называется отношение максимальной толщины Смакc к хорде, выраженное в процентах

Относительной кривизной профиляf называется отношение максимальной кривизны f к хорде, выраженное в процентах.

*********

Верите, под все это есть формулы и определения.

Но мы пока это все опустим.

Теперь некоторые вещи, которые мы опустить не сможем:

 

Всякое вращательное движение самолета в полете совершается вокруг его центра тяжести. Поэтому важно уметь быстро определять положение ЦТ и знать, как будет изменяться балансировка при изменении его положения. Положение центра тяжести, как правило, ориентируется относительно средней аэродинамической хорды крыла.

 

 

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки

 

Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение центра тяжести самолета, центра давления крыла и т. д.

 

Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центр давления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил. Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления, положение которых определяется как расстояние от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длины САХ.

 

1.Лобовое сопротивление крыла - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений.

1.1.Волновое сопротивление рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.

1.2.Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения.

1.2.1.Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

1.2.2.Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

1.3.Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления. Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается. Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыло, дополнительную скорость, направленную вниз.

[Arrow]

Террор, ты настаивал - помогай

Задача дальше рассказать про Сх и Су, аэродинамическое качество крыла, почему это важно, ввести понятие альфа (УА), рассказать про поляры крыла, наивыгоднейшее альфа и нафига оно знать простому "ПЕЛОТУ"

 

Всем остальным - сейчас самая трудная часть приближается, дальше пойдут полеты и все будет легче и понятней.

 

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

=========== Черновик и бред =========================

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

Теперь одна формула ее объяснение и потом посмотрим, как пойдет.

Итак, как возникает подъемная сила мы (кажется) поняли.

Угол атаки - графически всем это надеюсь известно. Это (в конкретном случае закрепленного в аэродинамической трубе крыла) угол между хордой профиля крыла и направлением воздушного потока

 

Все то, что мы словами описывали можно легко описать простой формулой:

Здесь (ро) пополам константа для одной и той же воздушной среды, поэтому мы ее пока проигнорируем.

 

Проговорим формулу словами - Подъемная сила зависит прямо пропорционально от площади крыла, половины квадрата скорости движения и НЕКОТОРОГО коэффициента Cy. Этот коэффициент для конкретного крыла зависит только от угла атаки крыла.

 

В общем получается бред, в котором я путаюсь сам, поэтому боюсь, что оно будет непонятно Люди, может книжки почитаете, а ?

[Gmoorick]

ну если переиначить - подьемная сила для данного крыла и угла атаки равняется С*V^2 (где С - некоторая константа ) - т.е. сильно возрастает при увеличении скорости.

 

ЗЫ книжки читать не будем - там слишком умно написано

[terror]

2 Arrow,

 

Я понял, я помню. С временем сейчас засада. Дайте с экзаменами расправиться и сразу отпишу. Погодите пару дней.

[Bugel]

2 Arrow,

 

Я понял, я помню. С временем сейчас засада. Дайте с экзаменами расправиться и сразу отпишу. Погодите пару дней.

Ага, давай, и продольный канал, и поперечный :D

 

2 Arrow - начни с системы координат, вспомни углы эйлера, матрицы преобразования, так и дойдёшь до волщебной системы из 12 диффуров второго порядка, описывающих динамику ЛА в пространстве :D :D :D

[Arrow]

2 Бугель - то есть ты считаешь, что простым языком и без формул мы не сможем ничего рассказать ?

[Гость BALU]

Простым языком - см здесь

 

http://forum.sukhoi.ru/showthread.php?t=22528

 

Цитата:

 

"Мда... шутки шутками, но пока я не узнал про циркуляцию, я не понимал почему образуется подъёмная сила. Все объяснения без циркуляции, зависящей от угла атаки, заканчиваются на аэродинамике перевёрнутого полёта. Или плоского("равновыпуклого") крыла (простите мне такое определение). В общем, качественно, как я из всего вышеизложенного (включая ранее читаное, см. ссылки) понял, получается такая картина.

В жизни есть один, единый процесс образования подъёмной силы. Для простоты понимания этот процес можно условно разбить на "разные". Встреча крыла с с воздухом под углом атаки и на скорости, порождает циркуляцию. Циркуляция заставляет воздух "сверху крыла" (верх-низ понимается относительно угла атаки, т.е. в первёрнутом полёте "строительный" верх крыла будет уже "аэродинаическим" низом) двигаться быстей, чем "снизу" крыла. Что уже приводит к работе той самой разнице давлений "над" и "под" крылом по Бернулли. И эта разница давлений "по Ньютону" "толкает" (или "подсасывает",) самолёт вверх.Т.е. в сущности, самолёт "лежит" на атмосферном давлении.

 

На практике в существовании циркуляции убеждает пример с линейкой, которую нужно толкнуть вперёд, подобно крылу и отпустить. Если при "запуске" создать положительный угол атаки и закрутить линейку "задней кромкой вниз", чтобы она летела вращаясь, то она пролетит дольше и будет лететь лучше, нежели в том случае, если запустить её создав отрицательный угол атаки и зарутив "задней кромкой вверх". То же самое можно проделать с теннисным мячом, закручивая его "от Земли" и "к Земле". В первом случае мяч полетит вверх и дальше, во втором - вниз и упадёт ближе.(Эффект Магнуса?)

С этой циркуляцией (bound vortex ?) связана и "другая" - вихри Тrailing Vortices(wake vortex). Избавиться от последнего невозможно без потери подъёмной силы."

[Гость BALU]

У кого с английским хорошо, идите сюда:

 

http://www.av8n.com/how/

 

для лётчика в самый раз

 

А вот по-русски

 

http://phys.web.ru/db/msg/1164708/lect4-4.html#4-9

[Bugel]

2 Бугель - то есть ты считаешь, что простым языком и без формул мы не сможем ничего рассказать ?

А что, на нас лежит великая миссия занимательного просвещения? :D :D :D

 

Без формул вообще?

[Arrow]

А что, на нас лежит великая миссия занимательного просвещения? :D :D :D

Вот и я сам себе тот же вопрос задаю

Террор - ответь на него

[terror]

Народ, я не понял, чего вы напали-то? Не верите, что можно просто объяснить, что к чему? Ну дык и флаг в руки, не интересно самим - не объясняйте, я же никого не заставляю. Но вот вам мое понимание сути вопроса:

 

Первая часть Марлезонского балета: "Интересы"

 

Посмотрим на вот такую цитату (думаю, все знают, откуда):

· Изучение истории, техники, принципов деятельности авиации.

· Изучение вопросов связанных с компьютерным моделированием летательных аппаратов, систем вооружения, боевого применения летательных аппаратов.

О чем это нам говорит? Что у нас не просто "собрались-полетали", а у нас хобби, клуб по интересам, авиационный клуб или, как написано в Уставе - сообщество. Я так полагаю, что это так же включает развитие в данном направлении не только себя, но и развитие других участников по мере своих возможностей. Вот потому-то у нас: "где разбор полетов? даешь соревнование по штурманскому делу! вот навигационные таблицы. вот схемы бомбометания. а вот тут ветеран рассказывал.", - и даже, - "у меня сын родился". Это все - что сплачивает нас, как группу, как клуб, как сообщество. Зачем мы читаем Шоу, зачем читаем инструкции к Ла-5, зачем инетересуемся "как там в реале это делают?"? Одним словом это называется - общие интересы. И эти интересы как раз-таки и записаны в Уставе, причем основателем сквада (тонкий намек основателю сквада). Кроме того, все усилия наши - совершенно добровольные. Это раз. Теперь.

 

Вторая часть Марлезонского балета: "Учителя"

 

Знаете, есть такая книжка: "Что такое жизнь? С точки зрения физика." Гейзенберга (это того, который принцип неопределенности Гейзенберга придумал ). Очень рекомендую, книжка страниц 50-70, прочитать можно за час, полтора и, что интересно, сразу становится предельно ясно, о чем вобще вся эта генетика и иже с ней, удивляешься, как же до этого не понимал, причем формул там я бы сказал вообще нет. И что интересно - два нобелевских лауреата отметили, что исходной точкой, вдохновителем идей явилась именно эта книга. Я думаю, что у каждого в институте, школе, ПТУ, был такой учитель, который действительно мог интересно и доходчиво что-то объяснить. Знаете, есть такая пословица: "Посредственный учитель рассказывает, хороший - объясняет, выдающийся учитель заинтересовывает, а великий учитель вдохновляет!" (с)

К чему это собсно? А вот как раз к тому, что если человеку что-нибудь толково рассказать, то это может сподвигнуть его на великие дела. А надо всего-то немного:

 

Третья часть Марлезонского балета. "Что делать?"

 

Знаете, психологи говорят: "Если человек говорит, что знает что-то, но не может понятно объяснить, значит он на самом деле этого не знает." Так вот я вам хочу сказать, что в бытность мою нач. школы 72АГ я очень многое сам для себя узнал - когда пытаешься чего-то понятно, а главное - кратко (краткость - сестра таланта), да еще и писменно объяснить - то сам узнаешь много чего нового, упорядочиваешь свои знания. И помогает это не только на форумах, но и в реальной жизни. Очень помогает, я вам скажу! Опыт написания таких статей - это бесценный опыт.

 

Заключительная, решаюшая часть Марлезонского балета: "Итоги"

 

Теперь имея ввиду все это, мой ответ на вопрос о "миссии занимательного просвещения" - а уж соглашаться или нет - это уже ваше право:

 

Аэродинамику многие, следуя нашей системе обучения, видят как что-то оторванное от жизни, что-то такое.. навроде вычислительной математики, запарное и непонятно для чего нужное, а потом через 10 лет после окончания обучения оказыватся, что это была нужная вещь! А на самом деле аэродинамика - это то, что должны бы нам объяснять: что, как и почему творится с самолетом в воздухе и потом еще и применить это на практике к нашим полетам.

 

Поэтому мне очень интересно создать небольшую, страничек на 5 статью, которая бы объясняла человеку как самолет летает, почему это важно знать и как, если понадобится, объяснить как возникает штопор, например. Чтобы не смотреть на то, что пишут на форумах в спорах о маневренности того или иного самолета, как что-то непонятно-запарное, а чтобы наоборот понимать, осмысливать и главное - составлять собственное мнение по вопросу. И что бы наши пилоты не смущались при виде вот такого графика, например:

(Кстати, этот график очень просто и быстро позволяет сравнивать маневренность двух самолетов, кроме того он дает еще много другой полезной информации. Его бы вместо куцего графика Turn vs TAS из Il2 Compare! Насколько бы это жизнь облегчило!)

 

Кроме того, объяснение должно быть простым. Вот Балу например привел нам цитату. Вот скажите мне - вы поняли, как "циркуляция" влияет на подъемную силу из этого объяснения? Я лично - нет. И я очень сомневаюсь, что человек, который это написал, сам действительно использует эту самую циркуляцию потока, он походя мыслит плоскими криволинейными интегралами? Даже если это и так, то я ими не могу мыслить без бумажки. Если он не это имел ввиду - значит объяснил непонятно.

Вообще я тут поучившись в Англии, заметил, что у них все гораздо понятней. Идут от простого к сложному, пытаются так объяснять, чтобы человек начал размышлять, а не просто заучивал все, как магнитофон. У нас многие преподы этим страдают, молодые особенно. У нас - учитесь плавать: бросают в самую гущу формул и утверждений. Причем с фразами в духе: "несложными преобразованиями", которые сам препод непонимает.

 

И вот после всего этого мне показалось, что Стреле это тоже интересно, вот я и предложил начать эту тему, чтобы потом, исключив излишние детали, отредактировав все вдвоем, учитывая комментарии читателей, выложить это на школьный сайт, чтобы любой пилот мог прочитав эту краткую и интересную статью, сказать, что он понимает, почему самолет летает и что с ним происходит в воздухе.

 

Выводы:

1. Если кому-то неинтересно читать - не читайте.

2. Если неинтересно писать - не пишите.

3. Если считаете, что на форуме этого не должно быть, что это задача каждого - то скажите.

4. Я считаю, что это дело нужное и важное. Ваше полное право со мной не согласиться.

5. В излишние детали, как это описывает Бугель, я не хочу вдаваться и, думаю, для основ аэродинамики этого достаточно. Тут надо руководствоваться своим мнением - поможет ли мне в понимании полета и маневрирования самолета знание теоремы Жуковского? Нет, только усложнит? Тогда не надо ее приводить. Да поможет? Тогда ее надо привести, объяснить и объяснить зачем она нужна.

6. Не важно, если сейчас получиться слишком много информации или если мнения не всегда будут совпадать - потом это все отредактируется и оформится.

 

ЗЫ В Шоу есть аппендикс (apendix), в котором как раз таки и рассказывается в краткой форме об аэродинамике. Т.е. он тоже считает - что пилот должен это знать. Наших пилотов ведь тоже аэродинамике учат.

[terror]

Я ответил на ваш вопрос?

[Arrow]

Террор, спасибо - ты действительно ответил на наш (мой, и надеюсь кого-нибудь еще ) вопрос.

Я реально не сомневался, что это стоит делать. Просто иной раз хочется найти поддержку в своих начинаниях Когда все начинают кричать, что это сложно, и нафиК нужно, пойдем лучше полетаем - начинается так сказать "когнитивный диссонанс"

 

В общем со вторника продолжим (тьфу, тьфу, тьфу - надеюсь!)

 

Так как я сам не особо соображаю и просто пытаюсь пересказать книжку по Як-52 (когда получается своими словами и выкидывая формулы) - то вы меня поправляйте, когда вам кажется, что я не так все понял

 

ЗЫ. СПАСИБО, Террор.

[Gmoorick]

осталось дождаться той статьи на 5 страниц

[Arrow]

осталось дождаться той статьи на 5 страниц

Ответ неправильный

Правильный ответ - поучаствовать в написании статьи на столько страниц, насколько получится !!! :D

[Bugel]

Не изобретайте велосипед:

 

http://www.av8n.com/how/#contents

 

Или переведите на русский для страждущих.

[Arrow]

Не изобретайте велосипед:

 

http://www.av8n.com/how/#contents

 

Или переведите на русский для страждущих.

Нет уж, нет уж.

Я лучше на русском, с формулами почитаю

[Arrow]

Ну, что если кого-то Бугель с Балу не переубедили - для них я продолжу упорядочивать свои знания

 

Выше упоминалась кое-какая "мерялка" для крыльев под названием "аэродинамическое качество крыла". Смысл этой штуки очень простой. Как было сказано выше (до того, как я запутался) крыло создает подъемную силу (разность давлений над и под крылом), а также сопротивляется набегающему потоку воздуха (сила лобового сопротивления). Поэтому, чем больше создаваемая крылом подъемная сила и меньше его лобовое сопротивление, тем крыло - "КРУЧЕ".

 

Для сравнения - аэродинамическое качество крыла планера = (45-50), а у современных самолетов = (15).

Отмечаю, это разговор пока только о крыльях. У самолета в целом аэродинамическое качество меньше, так как дополнительное лобовое сопротивление придает двигатель, фюзеляж и т.д.

 

Но мы отвлеклись.

Теперь рассмотрим одно и то же крыло, но в разных условиях. Дуть будем в нашей воображаемой аэродинамической трубе.

 

Эксперимент 1. Крыло поставим по потоку.

Результат - суперская подъемная сила, маленькое лобовое сопротивление и крыло взмывает.

 

Эксперимент 2. Повернем крыло на 90 градусов. То есть поперек потока.

Результат - крыло сломалось :D

 

Выводы - крыло, поставленное в разные положения () в воздушной среде ведет себя по разному. Следовательно - аэродинамическое качество крыла не есть величина постоянная, а зависит от УГЛА АТАКИ (положения крыла).

 

Теперь обойдемся без экстремальных выходок и просто построим график зависимости аэродинамического качества от угла атаки:

 

Несколько графиков тут для разных крыльев.

Возьмем один и посмотрим. Сначала мы видим плавное увеличение качества с ростом угла атаки до некоторого максимального значения, а потом резкое падение качества... Нас интересует точка максимального качества Кмакс. Ей соответствует некий угол атаки. Он называется наивыгоднейший угол атаки.

 

Полезное наблюдение - пилот, который хорошо знает свой самолет знает и этот угол атаки, так как именно при таком угле атаки выгоднее всего вести бой (самолет имеет наибольшую подъемную силу и наименьшее лобовое сопротивление).

 

Пока все

[Гость BALU]

...

Кроме того, объяснение должно быть простым. Вот Балу например привел нам цитату. Вот скажите мне - вы поняли, как "циркуляция" влияет на подъемную силу из этого объяснения? Я лично - нет. И я очень сомневаюсь, что человек, который это написал, сам действительно использует эту самую циркуляцию потока, он походя мыслит плоскими криволинейными интегралами? Даже если это и так, то я ими не могу мыслить без бумажки. Если он не это имел ввиду - значит объяснил непонятно.

...

Извините, я действительно, видимо, плохо объяснился в том постинге.

 

Просто я дал ссылку на топик, который по-моему может показаться интересным участникам этой ветки, и чтобы немного заинтриговать, дал кусочек из заключительного постинга того топика.

Поскольку он заключительный, в нём и не рассказывается в подробностях о том что из себя представляет циркуляция. Это был мой первый "посыл".

Второй "посыл" - напомнить участникам этой ветки о существовании циркуляции, поскольку в российской "школе" обучения лётчиков аэродинамике о циркуляции как-то упорно забывают, и это портит очень многое.

Третий - обозначить основные составляющие единого процесса образования подъёмной силы и показать один из маршрутов поэтапного их изучения так, как это понимает автор сайта "АВ8", того сайта, что в свою очередь посоветовал Бугель, и который хорош как раз тем, что там о циркуляции говорится именно "на пальцах", без всех этих интегралов.

 

Я никоим образом не спорю и не критикую, наоборот, готов подписаться под всем что вы написали. Всё правильно.

Уф, надеюсь прояснил...

[Гость BALU]

Не изобретайте велосипед:

 

http://www.av8n.com/how/#contents

 

Или переведите на русский для страждущих.

Один хороший человек (ilya1502 с авсим.ру) уже переводит Скоро обещал презентацию одной из глав.

[terror]

BALU, спасибо большое разъяснения! Твои мысли по этому вопросу безусловно очень ценны.

 

Ты не обижайся, я несколько резковато в топике высказался - не принимай это на личный счет, пожалуйста!

[Гость BALU]

Ни секунды не собирался принимать это на личный счёт. Ты высказался по поводу постороения конкретного предложения, и высказался правильно ибо оно само по себе тик в тик было таким, каким хорошее объяснение быть не должно.

 

В общем это, ждём продолжения

[Arrow]

Вы хочете продолжений ? Их есть у меня

Пока Террор готовит краткую статью() я продолжу растекаться мыслью по древу.

 

Итак, мы уже знаем про подъемную силу, силу лобового сопротивления и угол атаки. И знаем что они все друг от друга зависят.

Для начала дам пару формул, расскажу про них.

Формула подъемной силы: Y=Cy*(((ро*V^2)/2)*S)

Формула силы лобового сопротивления: Q=Cx*(((ро*V^2)/2)*S)

 

Для тех кто в танке, и на подъемном кране объясняю. Обе эти силы сильно зависят (в квадрате пополам) от скорости воздушного потока (или нашего движения в неподвижном воздухе), не очень сильно (пополам) зависят от высоты полета (точнее не от высоты, а от плотности ро воздуха на этой высоте) и собственно от площади нашего крыла.

Осталось непонятно, что за коэффициенты такие Сx, Сy. Это специальные такие коэффициенты находящиеся экспериментальным образом в аэродинамической трубе. Называются аэродинамическими коэффициентами.

Также выше мы описывали понятие "аэродинамическое качество крыла". Так вот теперь его формула К=Cy/Cx. Эту формулу я привел для того, чтобы показать и напомнить, что все от всего зависит и взаимосвязано.

 

Продолжаем. Так как все зависит, то мы вспоминаем, как с помощью простого эксперимента :D мы доказали зависимость аэродинамического качества от угла атаки. Поэтому делаем вывод, что и наши коэффициенты Cx и Cy тоже зависят от угла атаки.

Вот плавно мы подошли к одному из главных параметров аэродинамики и любого самолета.

 

Опять же из одновременной зависимости всего от всего важно знать как ОДНОВРЕМЕННО изменяются аэродинамические коэффициенты при различных углах атаки. Делают так. В трубе ставят крыло под определенным углом атаки. Меряют его Cх и Су. Рисуют график с осями Cx (ось X) и Cy (ось Y). Ставят на этом графике точку. Меняют угол атаки. Находят следующую точку. И так далее для всех эксплутационных углов атаки. В результате получают такой график:

 

Каждой точке на графике соответствует определенный угол атаки, т.е.:

Приблизительно такую картинку надо представлять.

 

Этот график называется ПОЛЯРА. Причем различают поляру крыла и поляру самолета. Я уже говорил, чем и почему отличаются аэродинамические характеристики самолета от тех же для крыла.

 

ПО форме поляра самолета не измениться, а просто сдвинется вправо, так как увеличивается лобовое сопротивление самолета, а следовательно и Сх.

 

Чем может быть полезен этот график нам ?

Помните, я говорил о необходимости пилоту знать некие основные значения для своего самолета. В реальных документах по самолетам дается именно поляра самолета.

Научимся определять основные точки.

 

Угол нулевой подъемной силы. Так как подъемная сила в этот момент равна нулю, то и лежит эта точка в точке пересечения поляры с осью Cx.

Контрольный вопрос. В каком пространственном положении должен быть самолет, чтобы оказаться в этой точке ?

 

Наивыгоднейший угол атаки. При этом угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное. Находится проведением касательной из начала координат к поляре. Точка пересечения - и есть наш угол.

 

Критический угол атаки. Необходимо провести касательную к поляре параллельно оси Cx. Точка касания даст нам критический угол атаки. Если угол атаки увеличивать дальше - то очень быстро окажешься совсем без подъемной силы

 

Ну вот так, коротенько дал поляру.

Чего понятно ?

Кстати, кто знает больше меня или так же - проверяйте меня...

[Arrow]

Контрольный вопрос. В каком пространственном положении должен быть самолет, чтобы оказаться в точке нулевой подъемной силы ?

Ну что, головой думать никто не хочет ?

 

Ладно, этот вопрос пока не снимается, но дается следующий.

Этот вопрос бесстыдно свистнут со ВТОРОЙ ЕЖЕГОДНОЙ ОЛИМПИАДЫ ПО ИСТОРИИ АВИАЦИИ И ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ для детей от 12 до 18 лет.

http://olimp.aviacosmofond.ru/questions/20.htm

 

Итак, вопрос:

"На соревнованиях авиамоделей лучшими оказались две модели. При встречном ветре, имевшем скорость v м/с, первая модель продержалась в воздухе на t с меньше, чем вторая, но пролетела на 1 м больше. Какая модель пролетит большее расстояние при безветренной погоде?"

 

 

ЗЫ. Оффтоп - http://olimp.aviacosmofond.ru/temi_ref.htm Рефераты писать будем ? Особенно вопрос 4 меня порадовал. БЕДНЫЕ ДЕТИ !!!

[Dimasik]

Меня в техникуме этой аэродинамикой достали. 2 года мучали. И тут тоже учут учут. )))

 

Шутка. Просто она действительно мне надоела.

[Bugel]

1.Радиус разворота.

 

 

 

Для его расчетов требуется знать истинную скорость ВС (о скоростях читайте в следующих лекциях) и крен, с которым мы будем выполнять разворот.

 

 

 

Формула для расчета радиуса выглядит так:

 

 

 

R= W2 / (g x tgq),

 

где W – путевая скорость ВС, g – 9.81 (знакомое число? Ну-ка, вспомним школу, ага, курс физики! J )., tgq - тангенс крена ВС.

 

 

 

ПРИМЕЧАНИЕ!!!!!!!!!!

 

Скорость, прежде, чем возводить в квадрат необходимо перевести в м\с. Соответственно, радиус разворота мы получим в метрах, которые для дальнейших расчетов необходимо перевести в километры, поделив ответ на 1000.

 

 

 

 

 

2.Угол разворота.

 

 

 

УГОЛ РАЗВОРОТА (УР) – угол, на который разворачивается продольная ось самолета при переходе с одной ЛЗП на другую.

 

В связи с тем, что на картах публикуется ЗМПУнач, то УР можно примерно определить по их разности:

 

 

 

УР=ЗМПУ2н – ЗМПУ1к

 

 

 

 

 

3. Линейное упреждение разворота. ЛУР.

 

 

 

Это то расстояние до ППМ, которое необходимо не долетать, чтобы вписаться в поворот.

 

 

 

ЛУР= R x tg (УР\2)

 

 

 

 

 

4. Боковое упреждение разворота. БУР.

 

 

 

БУР = ЛУР х sinУР

 

 

 

 

 

5. Время разворота.

 

 

 

Ну, время разворота – это понятно. Время, за которое самолет повернет на нужный угол.

 

 

 

t360 = (УР \ 360) х (2ПR \ V)

 

 

 

Где УР – необходимый угол разворота, П = 3.14, R – радиус разворота, V - истинная скорость.

 

 

 

(с) Золотая Эра Российской Авиации

[Гость BALU]

(2 Бугель - это ты уже в СВЖ залез Лучше отдельный опик открыть.)

 

У многих в этом месте обычно начинается мандраж. Как всё это делать на практике?

Хорошо, если в полёте есть калькулятор, или навигационая линейка, которй можно научиться пользоваться. А что делать, если в руках только карандаш да клочок бумаги? Как считать все эти тангенсы, котангенсы, синусы, косинусы, переводить метры в секунду в км/ч и обратно?

 

Ничего сложного.

 

Хотя, лучше всё-же вбратьв полёт калькулятор с присобаченой памяткой с формулами. (я не говорю о специализированных калькуляторах)

 

1. Приближенный перевод км/ч в м/с в уме.

 

V(м/с)=(V(км/ч)/4+(V(км/ч):4)/10)

 

Например, дано V=800 км/ч, сколько это будет в м/с?

 

(точно это будет V(м/с)=800/3,6=222,22~220м/с)

 

или

 

V(м/с)=800/4+800:4/10=200+20=220м/с

 

2. Перевод м/с в км/ч

 

V(км/ч)=V(м/с)*4-4V(м/с)/10

 

Например, V-180м/с, V(км/ч)=?

 

V(км/ч)=180*4-4*180/10=720-72=648км/ч

 

Можно, в какой-то мере, избежать необходимости заниматься такими расчётами в полёте, если выполнить их заранее - взять и высчитать чему равны такие-то и такие-то зачения скорости км/ч в м/с и наоборот, скажем, с шагом в 50км/ч (в зависимости от цены деления указателя скорости Вашего самолёта), записать их на бумаге и иметьпри себе как во время полёта так и на предполётной штурманской подготовке. Это займёт один листик в вашем блокнотике, зато сэкономит кучу времени. Поверьте, я это сделал Это, к стати полезно и при посадке, когда предвычисляешь потребную вертикальную скорость.

 

3.Вообще, большое значение имеет предполётная подготовка. Именно на ней Вы планируете маршрут полёта. Именно на ней Вы определяете, исходя из разных условий, скорость полёта на участках маршрута. Зная эту скорость и зная высоту полёта вы сможете заранее предопределить W (путевую. скорость, т.е. истинную) и V.

А зная W и V никакого труда не составит расчитать радиус разворота, если только Вы потрудились заранее узнать тангенсы 15, 20, 30, 45, 60 и т.п. градусов, умножить их на 9,8 и поделить на то что получилось 2:) Тогда останется только умножить итог ваших вычислений на Вашу W или V. Держите подобные заранее вычисленные величины при себе.

 

Например,

 

V=600 км/ч; крен при развороте 30 градусов, радиус будет равен 4,9 км

 

Соответственно,

 

400;30;2,2

1300;45;13,3

800;30;6,7

 

Сделайте такие таблички и держите в своём блокнотике.

 

тангенс 15 градусов равен 0,268

20-0,364

30-0,577

40-0,839

45-1(вот с таким креном и разворачивайтесь, легче считать будет)

60-1,732

70-2,747

80-5,671

 

Бывает и так, что под рукой ни таблицы ни блокнота, на этот случай заранее запомните:

 

-Если лететь со скоростью V менее 500 км/ч, то при крене 60 градусов радиус разворота будет меньше 1 км;

 

-Если 500(км/ч)<V<600(км/ч) и 1500(км/ч)<V<1800(км/ч) то при крене 60 градусов радиус будет вычислятьсяпо формуле: R(60)=V/100-4.

 

-И если 600(км/ч)<V<1500(км/ч), то R(60)=V/100-5.

 

Например, если V=500 км/ч, R(60)=5-4=1; км (точное значение 1,1 км).

А если V=1700км/ч, то R(60)=17-4=13км;(точно - 13,1).

И при V=800 км/ч, R(60)=8-5=3км (точно 2,9); V=1100км/ч R(60)=11-5=6км (точное 5,5)

 

Для углов 45 и 30 градусов R(45)=2R(60) и R(30)=3R(60)

 

Для ЛУРов тоже есть приближенная формула для расчёта в уме.

 

Итак, допустим Вам нужно повернутьот точки А влево или вправо на следующий отрезок маршрута к точке Б с каким-то радиусом R. Если угол под которым новый курс будет лежать к тому, которым Вы идёте сейчас меньше 85 градусов, то тангенс (угла разворота/2) приближенно будет равен углу разворота/100.

Подставим это в формулу для ЛУР:

 

ЛУР=R*tg(УР/2)=R(до 85 градусов)*УР/100

 

и получим например для R=5 км УР=60 градусов ЛУР=5*0,6=3 км.

 

Т.е. за 3 км до точки поворота А начинайте разворот радиусом 5 км на 60 градусов и выйдете точно на линию заданного пути к точке Б. Если посмотрите выше, то увидите что скорость полёта для этого будет где-то близко к 800 км/ч а крен при развороте - 60 градусов.

 

4.Вычисляем расстояние. Тут важно помнить, что 6 минут, это 0.1 часа.Т.е. S=0.1W.

 

2 минуты=1/3 от 6мин;

3мин=2/3 от 6 мин;

9мин=1.5*6 мин;

12мин=2*6 мин;

 

Для заданной скорости полёта следует знать путь за 1 минуту

 

600 км/ч -это-10 мин;

660-11;

720-12;

780-13;

840-14;

900-15;

 

800км/ч; за 6 мин 800 км, 3 мин-40 км, 1 мин-13,3 км

350 км/ч; 6-35; 3-17,5; 1-6 км

 

В общем, здесь много чего можно написать.

Очень полезная инфа содержится в пособии "наврасчёт" на сайте авсим.ру, пособие Барнаульсого училища. (название файла сейчас не помню)

 

Добавлю только следующее

 

5.Бывает так, что Вы не можете прибыть к цели вовремя.

 

Как наверстать? Или наоборот, как притормозить?

 

Делается манёвр скоростью.

Для выполнения этого этого нужно

 

-при прокладке маршрута заранее намечаем КО (контрольный ориентир) на удалении 50-70 км от цели;

 

-по расстоянию от КО до цели, заданной истинной воздушной скорости и предполагаемому избытку или недостатку времени рассчитать таблицу потребных путевых скоростей Wпотр;

 

-перед вылетом по путевому времени полёта до КО определить расчётное время выхода на него (Тко);

 

-в полёте при выходе на КО определить оставшееся время полёта и выбрать Wпотр;

 

-Сранить Wпотр с фактической W и на разницу между ними увеличить или уменьшить истинную воздушную скорость W;

 

Табличка для 50-70 км до цели может выглядеть так:

 

(Т оставшеся -Wпотр)

 

8,5 - 490;

8,0-520;

7,5-560;

6,5-640;

6,0-700;

5,5-760

 

Вывод из всего этого простой - ребята, летайте со скоростями и углами, удобными для расчёта Выберите, исходя из ТТХ Вашего самолёта и требований применения оружия или правил полётов в зоне аэродрома пару-тройку скоростей (ну, скажем, для крейсерского полёта - наилучшую экономическую, для полётов в круге полёта - рекомендованные для круга) наиболее подходящие - скажем, крен 45 градусов или 60, скорости - кратные четырём и будет Вам счастье

[Bugel]

2 BALU - для птиц мною сделаны навигационные таблицы - и карандаша не надо. Вот.

[kalter]

Ни дай Бог в 72АГ введут экзамен по аэродинамике!

:D

[Arrow]

Ни дай Бог в 72АГ введут экзамен по аэродинамике!

:D

И по аэродинамике, и по самолетовождению и даже по технике пилотирования

[Гость BALU]

2 BALU - для птиц мною сделаны навигационные таблицы - и карандаша не надо. Вот.

Верной дорогой идёте

 

А теперь тоже самое и для других симов Шучу.

[Baltica]

А теперь тоже самое и для других симов Шучу.

Какие шутки?

Для ила надо!!!