MH17

Информация о пользователе

Привет, Гость! Войдите или зарегистрируйтесь.


Вы здесь » MH17 » Версии падения » Моделирование падения боинга - 4


Моделирование падения боинга - 4

Сообщений 571 страница 600 из 750

1

Желательно, здесь только моделирование падения из Last FDR по законам физики. Для версий трасс, в том числе экстравагантных, достаточно других тем.

571

Ё-маё написал(а):

Думаю не совсем так .

Мне - легче, потому что мне - думать не надо (меня учили так ...

572

ТОВАРИЩ Х,
бабахи были - сверхзвуковых самолетов не было (это почти факт, если отбросить все видения с расстояния несколько км)
есть радарная отметка в 13:20:11.51, указывающая на пикирование (если отбросить общее теоретическое рассуждение, что радар проигнорировал отраженный сигнал от центроплана)
Осталось разогнать боинг. Раньше он почему-то разгонялся только с двигателями на форсаже (если правильно помню). Однако соотношение 1/15 говорит мне, малоаэродинамически просвещенному, что он разгонится легко и непринужденно и без двигателей, пока не разломится. Тем более с начальной 254 м/сек. Только для этого его надо перевернуть на спину. Вот давайте и перевернем его без помощи Высоцкого :)

573

uschen написал(а):

Или я не прав?

Гм ... понимаете, uschen, у самолета есть центр давления (это точка приложения аэродинамической силы... а еще у самолета - есть крыло... на это крыло тоже воздействует аэродинамическая сила ... и у крыла - тоже есть центр давления (это точка, куда приложена аэродинамическая сила, воздействующая на крыло ...
Так вот - центр давления самолета (ЦД_сам) и центр давления крыла (ЦД_кр) не совпадают... ЦД_кр всегда ближе к "носику" самолета, чем ЦД_сам (именно для обеспечения этого эффекта когда-то давно люди и придумали приделать к крылу такую длинную балку (фюзеляж), а на него "посадить" хвостовое оперение, в том числе горизонтальное оперение (ГО) ... получился у людей самолет классической схемы (когда ГО - сзади) ...
А еще у самолета есть центр массы (ЦМ) ... то есть имеем вдоль самолета 3 точки. Это - ЦМ, ЦД_кр и ЦД_сам. Если от "носика" самолета смотреть и они расположены в том порядке, в котором я написал, то это - передняя центровка... тогда у подъемной силы крыла момент пикирующий, а у подъемной силы ГО момент кабрирующий (подъемная сила на ГО - отрицательная ("тянет" - вниз ...
Но может быть и по другому - эти точки от "носика" расположены так - ЦД_кр, ЦМ и ЦД_сам (заметьте ЦМ впереди ЦД_сам - самолет продольно устойчив), однако в этом случае мы имеем заднюю центровку, когда момент подъемной силы крыла - кабрирующий ... для того, чтобы его уравновесить относительно ЦМ, момент от подъемной силы ГО должен стать пикирующим (соответственно сама подъемная сила на ГО - положительная ("тянет" - вверх ...

То есть - имеем

uschen написал(а):

центр тяжести должен находиться по полету впереди  центра давления

uschen - прав!

uschen написал(а):

у "нормального" самолета даже при задней центровке стабилизатор тянет вниз

uschen - неправ ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-07 22:29:06)

574

bootblack написал(а):

это не похоже на кленовый вертолетик с его вращательным падением?

РН задумается в какую сторону ему вращаться)))

575

Ралив написал(а):

А если посмотреть окрестности точки 0143 \ 10060 \ 895, то там увидим отметку...

Мы там видим отметки в 13:20:22, а речь о 13:20:12.

576

bootblack написал(а):

бабахи были - ...
Осталось разогнать боинг. Раньше он почему-то разгонялся только с двигателями на форсаже (если правильно помню). Однако соотношение 1/15 говорит мне, малоаэродинамически просвещенному, что он разгонится легко и непринужденно и без двигателей, пока не разломится. Тем более с начальной 254 м/сек. Только для этого его надо перевернуть на спину. Вот давайте и перевернем его без помощи Высоцкого :)

Отлично - значит человеку упавшему с 10 км мешает разогнаться до "бабахи были" отсутствие у него "соотношение 1/15"? Или может человек не догадался - "надо перевернуть на спину"? (что-то без Высоцкого - никак ...
А если серьезно - то самолет конечно разгоняется на нисходящей траектории, а при достижении критической скорости - разрушается (из-за флаттера, uschen - видео выкладывал) известны даже данные по  критической скорости для истребителей Второй мировой войны - "критическая скорость самолета, вторая, через дробь - критическая скорость выхода из пикирования со сбросом газа. Советские самолеты: Як-3 - 750/650, Як-9у - 870/790, Ла-5ФН - 820/750. Немецкие самолеты Bf-109F-2 - 820/750, Bf-109F-4, G-2 - 820/750, Bf-109G-6/AS - 870/800" ...
То есть - чтобы "бабахи были" критическая скорость Б-777 должна быть сверхзвуковой ... если Вы в этом уверены, то - отлично, но я думаю, что для Б-777 она дозвуковая...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-07 23:42:21)

577

ТОВАРИЩ Х, что-то не понял Ваш юмор. Причем здесь человек? Что значит упавший человек? Что изменит переворот человека на спину? Это ангел с крыльями? Или у Вас боинг без подъемной силы, которая на животе поднимает вверх, а на спине тянет вниз? Или на спине она также поднимает вверх? Или вбок? Изъясняйтесь яснее.

578

bootblack написал(а):

Изъясняйтесь яснее.

bootblack ... яснее ... вот вы пишете - "на животе" ... гм ... понятно - угол тангажа самолета = 0 ... дальше пишете - "на спине" ... гм ... понятно - угол тангажа самолета = 0, а потом - бамс! Пишете - "подъемной силы, которая на животе поднимает вверх, а на спине тянет вниз" ... но подъемная сила завит не от угла тангажа, а от угла атаки ...
Угол атаки конечно зависит от угла тангажа, но через угол наклона траектории ("угол тангажа - сумма угла атаки и угла наклона траектории" - если правильно помню), который как мы понимаем может принимать значения от -90 градусов до +90 градусов ... то есть - не только Вы меня не понимаете, но и я - Вас ... только по этой причине я и написал - "Все мозги разбил на части... (правда - есть еще такие вещи, как "установочный угол крыла" и "крутка крыла" ... поэтому "угол тангажа - сумма угла атаки и угла наклона траектории" - это так сказать - в первом приближении ...

Вы знаете, bootblack, мне кажется - я начинаю Вас понимать ... Вы думаете, что подъемная сила - это сила направленная вверх? Ну - или вниз (если самолет находится в перевернутом положении (летчик - "висит на ремнях")?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 01:34:38)

579

ТОВАРИЩ Х написал(а):

А если серьезно - то самолет конечно разгоняется на нисходящей траектории, а при достижении критической скорости - разрушается (из-за флаттера, uschen - видео выкладывал) известны даже данные по  критической скорости для истребителей Второй мировой войны - "критическая скорость самолета, вторая, через дробь - критическая скорость выхода из пикирования со сбросом газа.

Разве нагрузка на крылья в пикировании не уменьшается?Им не надо противостоять силе притяжения земли,удерживая весь самолёт. При выходе с пикирования будет оторвана морда,что тоже уменьшит нагрузку.

580

Сепаратист написал(а):

Разве нагрузка на крылья в пикировании не уменьшается?Им не надо противостоять силе притяжения земли,удерживая весь самолёт. При выходе с пикирования будет оторвана морда,что тоже уменьшит нагрузку.

Ну - про "морду" ... что-то не хочется рассуждать (поскольку сомневаюсь, что она разрушилась при выходе из пикирования ... а вот про нагрузку на крыло ...
Крыло штука сложная, а вот балка двутавровая ... она - проще ... моему приятелю первое задание (после ВУЗа) было рассчитать кран-балку консольную .. он рассчитал на прочность (как положено ... условно (я не помню потому что) говорит нач.лабу. - "Посчитал - нужна 20-ая" ... Нач. лаб - ему - "Да, разве выдержит 20-ая?!" ... в общем поставили 28-ю (потолще) ... навесили на нее кран, кран поехал ... балка стала "извиваться" ... а эту историю рассказывал мне он сам ... говорит - "И тут только до меня доходит, что на прочность-то я балку посчитал ... а на жесткость-то - нет!"
В общем (как помнится мне - я же не "самолетчик") там при достижении критической скорости пульсации давления начинаются, возникают крутильные и изгибающие моменты ... а жесткость конструкции крыла - ее же не можно сделать бесконечной ... как допустим у корпуса танка Т-34 ... вот крыло и разваливается при достижении критической скорости ...
Но "конструктора" - не идиоты, они стремятся обеспечить жесткость крыла такую, чтобы при крейсерской скорости (и даже выше) - никакого флаттера! Однако при пикировании (разгоне самолета на нисходящей траектории) - критическая скорость может быть достигнута (а в наборе - никогда!) ... вот ... поэтому фраза - "Разве нагрузка на крылья в пикировании не уменьшается?" - никакого отношения к разрушению самолета не имеет ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 00:34:22)

581

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Но может быть и по другому - эти точки от "носика" расположены так - ЦД_кр, ЦМ и ЦД_сам (заметьте ЦМ впереди ЦД_сам - самолет продольно устойчив), однако в этом случае мы имеем заднюю центровку, когда момент подъемной силы крыла - кабрирующий ... для того, чтобы его уравновесить относительно ЦМ, момент от подъемной силы ГО должен стать пикирующим (соответственно сама подъемная сила на ГО - положительная ("тянет" - вверх ...

Ах, обмануть меня несложно.
Но и не настолько просто:
http://s7.uploads.ru/t/RSCWj.png http://sd.uploads.ru/t/Etkom.png
http://www.tosnoaero.ru/library/aerodyn … mics09.pdf + aronin_practicheskaya_aerodynamika.djvu

Конечно, я все напутал. Не за положением центра давления надо смотреть, а за положением фокуса самолета.
Но этот фокус, как я понимаю, всегда лежит впереди центра давления.
http://s5.uploads.ru/t/ojHOk.png
Так что итоговый вывод остается верен - ц.т. самолета должен находиться перед фокусом, а значит заднюю часть надо тянуть к земле.
В классической схеме стабилизатор всегда работает на кабрирование.
Одной фразой: "Для статически устойчивого самолёта, балансировочное усилие на ГО вычитается из подъёмной силы крыла."
P.S. Картинку с рулем я привел, т.к. на ней качественно показано изменение давления при увеличении угла атаки при обтекании чего-либо. Ну и заодно это готовый руль высоты со стабилизатором для Меовото, когда он будет объяснять Gunfanу, как это все работает.

P.P.S. Поскольку мы теперь оба "калькуляторщики", сможете ответить Басару? -
"Твоя ошибка в том, что ты очень быстро тормозишь эти обломки. (Оно и понятно - следствие твоей подгонки скорости петропавловских обломков и кабины под эшелон при настройке калькулятора. Исправляй эту ошибку. Боинг начал рассыпаться на крупные обломки при пикировании, начиная с высоты 8,5 км.)"

Отредактировано uschen (2017-10-08 04:40:15)

582

Басар написал(а):

Ашен, элерон на левом-то крыле вырвало, и, похоже на то, что той хреновиной, что прошла по концу крыла по касательной от разрушающегося передка лайнера. Сами подумайте, если бы элерон этот был опущен вниз, или хотя бы находился в нейтральном положении, разве бы его вырвало так, как если он был поднят вверх, и стал на пути этой хреновины, скользящей по левому крылу

Элерон мог и ниже отвалиться, уж если крыло сломалось.

Басар написал(а):

Пусть будет высота, с которой упал обломок, 4000 м.

Не-не-не. Если ты правильно оценил характерную скорость падения этих поверхностей ~30 м/с, то ни о каких 4000 метрах, для того, что в Грабово лежит, и речи быть не может! 1500-2000. И примерно на широте птицефермы, т.е. восточнее птицефермы, немного к югу.
Что свидетели говорят, сколько времени прошло, между тем, как вывалился из облаков и развалился? Если облака 3300, а хвост 1800, ему надо на 1500 метров спуститься. Это должно быть что-то такое... меньше 10 секунд.

583

uschen написал(а):

Ах, обмануть меня несложно.
Но и не настолько просто:
...
Конечно, я все напутал. Не за положением центра давления надо смотреть, а за положением фокуса самолета.
....
Так что итоговый вывод остается верен - ц.т. самолета должен находиться перед фокусом, а значит заднюю часть надо тянуть к земле.
В классической схеме стабилизатор всегда работает на кабрирование.
Одной фразой: "Для статически устойчивого самолёта, балансировочное усилие на ГО вычитается из подъёмной силы крыла."

А-а-а ... uschen ... "не читайте до обеда советских газет" (с)!
Забудьте про фокус самолета и фокус его крыла - нам с Вами еще рано рассуждать про фокус, потому что фокус это -"Аэродинами́ческий фо́кус тела, обтекаемого потоком — точка, относительно которой (при симметричной обдувке) суммарный момент аэродинамических сил имеет постоянную величину, не зависящую от угла атаки, иначе говоря — точка приложения вектора прироста подъёмной силы, вызванного изменением угла атаки".
Вы что-нибудь поняли? Я - нет!
Давайте останемся с терминах центра давления, потому что "Центр давления — это точка тела, в которой пересекаются: линия действия равнодействующей сил давления на тело окружающей среды и некоторая плоскость, проведённая в теле", а "Для крыла самолёта центр давления — это точка пересечения линии действия аэродинамической силы с плоскостью хорд крыла". Короче - подъемная сила приложена к ЦД, а не к фокусу. Момент - сила умножить на плечо. А плечо - расстояние от ЦМ до центра давления, а не фокуса! 
Ну ... как Вас убедить? Вот - Бехтир пишет про ТУ-204 - "У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают". Мы с Вами пока можем рассуждать только про продольную устойчивость таких самолетов. Почему? Потому что ... не совсем хорошо понимаем про "фокус", а с ЦД - все ясно - к нему приложена сила и до него - плечо

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 08:18:32)

584

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Вы знаете, bootblack, мне кажется - я начинаю Вас понимать ... Вы думаете, что подъемная сила - это сила направленная вверх? Ну - или вниз (если самолет находится в перевернутом положении (летчик - "висит на ремнях")?

Представим ситуацию: прет боинг на 254 м/сек, у него всё сбалансировано (правильный угол атаки и тп) и вдруг что-то резко опрокидывает его на спину в том же горизонтальном полете. Какие силы действуют на него после этого?

И вопросы. Если подъемную силу создает только угол атаки, почему всё время рисуют профиль крыла, создающий подъемную силу, причем нижняя сторона этого крыла горизонтальна? Какую часть подъемной силы у 777-го обеспечивает профиль крыла, какую угол атаки?

585

uschen написал(а):

В классической схеме стабилизатор всегда работает на кабрирование.

Садитесь - два ... изучайте наглядное учебное пособие ...
http://s8.uploads.ru/t/FC16q.jpg

uschen ... спецально (до завтрака) искал - покрасивше...

586

bootblack написал(а):

Представим ситуацию: прет боинг на 254 м/сек, у него всё сбалансировано (правильный угол атаки и тп) и вдруг что-то резко опрокидывает его на спину в том же горизонтальном полете. Какие силы действуют на него после этого?


bootblack ... это очень странный вопрос ... и "до" и "после" на самолет действуют те же самые силы - "сила тяги двигательной установки", "аэродинамическая сила" и "сила тяжести самолета" ... честно - не могу понять в чем вопрос?

bootblack написал(а):

Если подъемную силу создает только угол атаки, почему всё время рисуют профиль крыла, создающий подъемную силу, причем нижняя сторона этого крыла горизонтальна? Какую часть подъемной силы у 777-го обеспечивает профиль крыла, какую угол атаки?

Гм ... так - вот такую...
http://sh.uploads.ru/t/TxkUI.jpg
Все - что выше С_ха_мин - все вклад угла атаки ... но только для несимметричного крыла С_ха_мин при небольшом отрицательном угле атаки (я Вам уже писал про это ...

Э-э ... извиняюсь - "отпечаталось" в голове, что Вы про лобовое сопротивление спросили, а - "отправил" ... читаю - нет, про подъемную силу ... сейчас другой рисунок найду ...
Вот - оно ...
http://s9.uploads.ru/t/JI7DR.png
Что видим? Видим, что при угле атаки =0, для этого профиля Су ... равен 0,2 (чет многовато для профиля (мягко говоря) ... откуда это я этот рисунок "надыбал"? Но - не суть,качественно - все верно ...
То есть видим - когда "причем нижняя сторона этого крыла горизонтальна" (то есть - я Ваши слова интерпретирую, как "угол атаки =0", то Су=0,2, а все, что ниже этого значения и выше этого значения - вклад угла атаки в Су ... причем видим, что вклад угла атаки при углах больших нуля - положительный (увеличивает Су), а при углах меньше нуля  - отрицательный (уменьшает Су)...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 10:18:55)

587

ТОВАРИЩ Х написал(а):

"до" и "после" на самолет действуют те же самые силы - "сила тяги двигательной установки", "аэродинамическая сила" и "сила тяжести самолета" ...

И ни одна из них не меняет направление и не суммируется с другой?

http://s3.uploads.ru/Xwa3R.jpg

588

bootblack написал(а):

И ни одна из них не меняет направление и не суммируется с другой?

    http://s3.uploads.ru/Xwa3R.jpg

А на каком рисунке отвесное пикирование? На верхнем? Или на нижнем?!

589

ТОВАРИЩ Х написал(а):

А на каком рисунке отвесное пикирование? На верхнем? Или на нижнем?!

И там, и там горизонтальный полет. Причем здесь отвесное пикирование? Кстати, почему при отвесном пикировании В ПРИНЦИПЕ не может быть угла атаки и, соответственно, подъемной силы, выводящей самолет из пикирования?

590

bootblack написал(а):

И там, и там горизонтальный полет.

Этого - не может быть. Вы поставили рядом с векторами красные цифры - вероятно это модуль соответствующей силы. Смотрим - что получается ...Ага, на верхнем рисунке равнодействующая всех сил = 0, ну что же - тело может двигаться прямолинейно и равномерно, то есть в том числе - горизонтально.
Смотрим нижний рисунок ... равнодействующая направлена вертикально вниз ... пардон, bootblack, но тело будет падать по параболе (частный "вырожденный случай - вертикально вниз ...

bootblack написал(а):

Причем здесь отвесное пикирование?


Я выше написал ...

bootblack написал(а):

Кстати, почему при отвесном пикировании В ПРИНЦИПЕ не может быть угла атаки

bootblack, "В ПРИНЦИПЕ" (и даже и не в принципе, а - реально) угол атаки есть всегда, даже если он = 0, то все равно он есть (равный нулю)

bootblack написал(а):

и, соответственно, подъемной силы, выводящей самолет из пикирования?

bootblack, а Вы нарисуйте точно такую же картинку (с расположением векторов сил), но только для случая отвесного пикирования, а не горизонтального полета, а в этом отвесном пикировании (угол наклона траектории -90 градусов) угол атаки крыла "подвигайте" в диапазоне плюс/минус 2,5 градусов. График Су от угла атаки я выше дал ... 
Вот ... вы найдете условие нахождения самолета в отвесном пикировании - угол атаки -2,5 градусов (иначе у вас подъемная сила не будет нулевой и следовательно равнодействующая сила в горизонтальной плоскости не нулевая и значит ... отвесное пикирование - невозможно (появится в горизонтальной плоскости какое-то ускорение...
Вот ... а когда "войдем" в отвесное пикирование, то потом уже будем говорить "как выходить" ... а то - мы как будто говорим на разных языках. Я не понимаю Вас, а Вы - меня...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 09:41:12)

591

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Смотрим нижний рисунок ... равнодействующая направлена вертикально вниз ... пардон, bootblack, но тело будет падать по параболе

Приблизительно так?
Переверните мне боинг, только без Сх и прочих тонкостей! Что могло его перевернуть и, соответственно, отправить на крутую параболу. Резкой остановки левого двигателя недостаточно? Левый двигатель не просто заглох, а поврежден, издает неимоверный рев в окрестностях. Это ревущее повреждение явно увеличило сопротивление двигателя. Это могло добавить левый крен? Повреждение левого крыла дополняет или ослабляет левый крен или никак?
Мы же видим уход боинга влево на начальном этапе. Затем радарные отметки, как вариант, говорят о его некотором петлянии. Разве это не может быть следствием вращения вокруг центральной оси?

PS и временно откажитесь от развала на эшелоне

Отредактировано bootblack (2017-10-08 09:59:09)

592

bootblack написал(а):

Приблизительно так?

Я позже отвечу...

593

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Садитесь - два ... изучайте наглядное учебное пособие ...

Ну в конечном счете я за свое утверждение спокоен - оно встречается как в интернете (в википедии, авиафорумах, жж важного пилота-инструктора Денокана), так и в литературе, и в его верности сомнений у меня нет.
Но сказать, что есть полное понимание - тоже не могу.

ТОВАРИЩ Х написал(а):

"Аэродинами́ческий фо́кус тела, обтекаемого потоком — точка, относительно которой (при симметричной обдувке) суммарный момент аэродинамических сил имеет постоянную величину, не зависящую от угла атаки, иначе говоря — точка приложения вектора прироста подъёмной силы, вызванного изменением угла атаки".
Вы что-нибудь поняли? Я - нет!

Когда я задумался насчет устойчивости, я все пытался это представить на пальцах, вроде все просто - маленькое отклонение, момент туда, должен появиться момент обратно... а не получается. Появилось, ощущение, что мне чего-то не хватает, просто ц.д. и ц.т. мало. Пошел читать книжки, и сразу увидел про фокус, и стало ясно, что это именно та недостающая деталь.
Что это такое - представьте флюгер. Вот он обдувается ветром, куда-то показывает, находится в равновесии. Если его можно поставить на такую ось, что отклонившись на малый угол он в этом положении и останется - эта ось и будет фокусом профиля. (Т.е. это уже и не будет флюгер.
От себя, правда, я тут добавил слово "малый". Ответить на вопрос - где фокус у плоской пластинки? - я что-то пока себе не могу).

ТОВАРИЩ Х написал(а):

"У самолета Ту-204-120 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают"

На форумавиа есть целая тема - правда ли, что ГО Ту-204 иногда работает вверх))). надо посмотреть. к чему они пришли.

Что до самого ГО - про L-410 я с детства помню, - сидел на заборе в Быково, меня это сильно удивило и вот помню. Почему это не бросается в глаза для остальных самолетов? Как вариант - на кабрирование может работать задняя часть фюзеляжа, нижняя часть как правило поднимается к крыше, и, возможно, тянет за собой поток. Тогда стабилизатору в каком-то случае придется компенсировать момент на кабрирование, т.е. тянуть вверх. Тогда имеет смысл делать симметричный стабилизатор?

Что до Вашей картинки перед завтраком - там же нет ни слова про устойчивость. Но дайте посмотреть источник целиком!

Отредактировано uschen (2017-10-08 18:40:39)

594

http://s3.uploads.ru/t/s9MVz.jpg

uschen написал(а):

Ну в конечном счете я за свое утверждение спокоен - оно встречается как в интернете

Какое? Что подъемная сила на ГО только "вниз" вне зависимости от центровки? А Наглядное пособие?
http://s0.uploads.ru/t/PGane.jpg

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-08 22:44:36)

595

ТОВАРИЩ Х написал(а):

Какое? Что подъемная сила на ГО только "вниз" вне зависимости от центровки? А Наглядное пособие?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (Сегодня 22:14:03)

Почему Вы не озвучиваете то,к чему клоните? Ваша версия состоит в том что в момент поражения Боинг летел с задней центровой и поэтому когда отлетел кокпит самолёт вошёл в пикирование?

596

Сепаратист написал(а):

Почему Вы не озвучиваете то,к чему клоните? Ваша версия состоит в том что в момент поражения Боинг летел с задней центровой и поэтому когда отлетел кокпит самолёт вошёл в пикирование?

Нет, я не знаю, какая у него была центровка. Спор с uschen начался с того - левая и правая законцовка крыла стабилизатора изображена на Вашем фото?
А как полетит Б-777 после отделения кокпита (а вернее - всей передней части фюзеляжа, увы - я не знаю (тут с продольно устойчивым самолетом разобраться бы ... а неустойчивый - бог его знает как он полетит ... устойчивый самолет при малых возмущениях стремится восстановить угол атаки, а неустойчивый - нет, то есть - будет рост угла атаки, сваливание и штопор (мне думается ...
А в пикирование мог войти Б-777, если у него утрачена тяга один из двигателей, но продольная устойчивость сохранилась ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 08:54:06)

597

Ралив написал(а):

Сепаратист
Согласно видео от МО РФ, МН17 летел после точки FDR прямком на тебя.
Это было реально как во сне ?

Ничего особенного.Впервые услышал перемещающийся рёв над головой немного севернее.(как теперь понимаю его уже там не было) Если бы свалился на голову я бы даже не понял что произошло.После пролетевшей ракеты обратил внимание что через облака всё равно ничего не видно.Даже успел подумать что промазали и потерял бдительность))).Тут кааак еб...т !..Ну дальше Вы знаете.
В тот момент думаю психологически были готовы многие к тому что может упасть военный самолёт.За событиями следили все и знали что вокруг падают самолёты.Над нами летали каждый день и по теории вероятности по любому должен был упасть и у нас. Упал,блин,да не тот!

598

ТОВАРИЩ Х написал(а):

левая и правая законцовка крыла?
.

стабилизатора?
Важнее то что выяснили каким образом работает ГО.До этого все были убеждены что всегда вниз. А это оказывается далеко не так. Оно и правильно.Мало ли что напутают при погрузке или вдруг все тучные люди захотят лететь бизнес классом. Должен быть более широкий диапазон регулирования ГО. Из всего сказанного всеми участвующими в этом вопросе можно сделать вывод.Настройка ГО производится лишь на начальном этапе полёта. В дальнейшем же маневрировании участвуют лишь Рули Высоты.(Это если десант или танки не сбрасывать)

Отредактировано Сепаратист (2017-10-09 00:08:27)

599

Ралив написал(а):

Постороние шумы или свисты от падающих предметов.

Вот это Вы с чего взяли? Там по ходу лежал пожарный шар(полный), через поле большая ступица,недалеко от неё катушка с полиэтиленовой трубкой.

Отредактировано Сепаратист (2017-10-09 01:06:14)

600

Сепаратист написал(а):

До этого все были убеждены что всегда вниз. А это оказывается далеко не так.

Это так. Всегда. Вниз. Когда полет на устойчивом самолете. Можно ли лететь, если самолет неустойчив - не знаю.

ТОВАРИЩ Х написал(а):

А Наглядное пособие?

Пособие это Ваше поначалу повергло меня в ступор. Однако мысленные продувки во встроенной внутренней аэродинамической трубе показали - быть такого не может!
Касательно картинок с лайнером - приведите источник, может там статья про цвет стрелок...
А вот Як-52 у меня у самого оказался и в том самом, анонимном правда, труде, из которого копипастил картнику.
И не только там. еще в другом:
http://s8.uploads.ru/Y3Mh1.png
Думаю, тут опечатка - у Yго потерялся значок дельты. 2 стрелки с дельтами, а одна без.
Xm - явно координата центра масс самолета, но не показана координата центра давления крыла.
Картинка-то иллюстрирует, как получается фокус самолета - надо сложить фокус крыла и ГО.
Дальше у меня идет уже "правильный" рисунок:
http://sg.uploads.ru/kSM81.png
Up. Похоже все таки не всегда вниз)))

Отредактировано uschen (2017-10-09 21:39:33)


Вы здесь » MH17 » Версии падения » Моделирование падения боинга - 4