а) Считая, что нет возможности тут что-то самостоятельно оценить, я и округлил вверх все размеры, авось эффект интерференции не больше, а считать проще.
В справочнике ЦАГИ, который я смотрел, когда "согласовывали" крыло, было несколько кривых на эту тему:

б) Говоря "камнем" я и подразумеваю - с минимальным Сх=Схо, без подъемной силы, а оценивать ее в калькуляторе предлагаю самостоятельно, задав разные коэффициенты К: Сх=К*Схо для разных участков траектории.

Отредактировано uschen (2017-09-12 16:55:18)

Я понял Вас. Вы не согласны с Выводом комиссии DSB  в части одномоментного разрушения Самолёта.
Я ещё раз повторяю - Комиссии DSB нет  никакой надобности заниматься моделированием обломком в частном порядке. Они рассматривают разрушение Самолёта как
"большой взрыв." В этом случае - ВСЕ обломки начинают своё падение из одной точки. О последовательном разрушении в DSB даже не заикались.
 
Падение обломков Комиссия DSB рассматривает исключительно в ОБЩЕМ порядке через объяснение образовании характерной (locus) линии на Земле.
Это объяснение является объективно обоснованным даже не смотря на то, что не было Моделирования каких то значимых обломков на подобии Кокпита, или пола Карго.

   
На Нашем Форуме ещё никому не удалось пошатнуть позицию DSB об одномоментном Разрушении на эшелоне. 
Странную попытку делает bootblack  с целью усилить позицию Своей версии разрушения Самолёта на высоте от 8 до 5-ти км. Это делается за счёт отмены
Ростовских метеоданных и придумывание какого то нового профиля Ветра, параметры которого никому не раскрываются.
   
   
ТОВАРИЩ Х - с интересом буду наблюдать за тем, как Вы будете путём Моделирования опровергать вывод DSB на счёт одномоментного разрушения Судна.

Какое там "безусловно"!
Даже при значительно меньшем сдвиге ЦМ от допустимого бывает невозможно сбалансировать самолет стабилизатором даже при его максимальном отклонении.
А тут отломился нос массой в десятки тонн!
Безусловно, стабилизатор, находившийся в балансировочном положении, будет создавать значительно меньший момент на кабрирование (плечо уменьшилось за счет сдвига ЦМ назад),
а момент на пикирование от крыла остался прежним.
Поэтому самолет резко перейдет на пикирование: угол атаки станет отрицательным, момент от крыла сойдет к нулю, а момент от стабилизатора увеличится. Поколебавшись в вертикальной плоскости он может и сбалансироваться на неком отрицательном значении угла атаки.
А вот дальше, так как в месте отлома возникнут асимметрии, может появиться и угол скольжения: самолет начнет разворачиваться в горизонтальной плоскости.

А ведь Басар (многоуважаемый) вполне может быть прав, когда рисует "горку" на своей схеме траектории МН17 ... вот предположим самолет начал разрушаться в районе за кокпитом (сорвало крышу и боковые стенки фюзеляжа за кокпитом по типу "Boeing 737-297 рейс AQ 243" ... судя по его фото после приземления (конфигурация дыры в фюзеляже) - обтекание его повреждения воздушным потоком будет происходить по типу - "закрытая коверна" (то есть в полости образуется вихрь с замкнутыми (или почти замкнутыми) линиями тока, а затекание воздуха в коверну снаружи - незначительное). Такое обтекание не приведет к существенному увеличению силы лобового сопротивления (пока коверна не расширится вдоль фюзеляжа и линии тока не разомкнутся - обтекание по типу "закрытая коверна" перейдет в обтекание по типу "открытая коверна" ...
Что имеем? ЦМ - передвинулся к хвосту, но - незначительно (сорванные фрагменты крыши еще не велики и весят немного по сравнению с весом самолета), то есть ЦМ - все еще впереди ЦД (самолет продольно устойчив). Однако ... предположим, что до повреждений самолет имел плечо подъемной силы 2 м, а плечо кабрирующего момента на ГО - 10 метров. После повреждения в результате потери массы в передней части - ЦД сдвинулся к хвосту ... пусть - на 1 м. Плечо подъемной силы уменьшилось в 2 раза - соответственно пикирующий момент уменьшился в 2 раза ... а плечо кабрирующего момента на ГО уменьшилось на 10% - соответственно кабрирующий момент уменьшился на 10% ... суммарный момент стал кабрирующим, самолет по прежнему продольно устойчив, лобовое сопротивление возросло незначительно - он "полезет" вверх ...

Мне нравится эта мысль в отношении МН17 - потому что я не могу понять, почему МН17 преодолел 8,5 км с потерей высоты примерно 8 км (до момента отделения хвостовой части), а не вошел в штопор и не упал в районе поражения, а тут - мы хоть как-то можем "продлить" ему время отпущенное на полет (при этом еще и ссылаясь на закономерности аэродинамики ...

А вот уже - дальше (во время набора высоты) у него упала тяга (поврежденного левого двигателя) настолько, что поперечной устойчивости (заложенной проектировщиками в Б-777) перестало хватать, чтобы парировать момент крена, вызванный скольжением из-за разнотяга двигателей ... самолет стал крениться на левое крыло и перешел в пикирование сначала пологое с набором скорости ... в пикировании у него отвалилась кабина и низ передней части фюзеляжа из-за возросшего воздушного напора - потеря продольной устойчивости ... 

То есть - у МН17 две конкурирующие тенденции в траектории ... одна вызвана скольжением, а другая потерей продольной устойчивости ... могла эта "конкуренция" вызвать автоколебания, которые предотвратили штопор МН17 и позволили ему преодолеть 8,5 км до момента отделения хвоста?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-04 23:05:26)

Вполне возможно, но он будет лезть туда в целиковом состоянии ровно 2 секунды. Потому что в 17.20.35 аварийный маяк зафиксировал перегрузку (35 минус 30 = 2 секунды) - лайнер распался на три части.

Это - точно ... но знать бы диапазон времени протекания этого процесса ...

Teo-door ... когда-то люди думали, что свет распространяется мгновенно, потому что они - просто ничего не знали о природе света ...
А теперь DSB думает (по Вашему утверждению), что - "разрушение Самолёта как "большой взрыв" ... но тогда - либо они ничего не знают о "природе" этого разрушения, либо - не хотят знать ... тут возникает забавная конспирология - чем мощнее БЧ, тем быстрее разрушится самолет ... а им - нужна мощная БЧ (типа 9Н314 ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-13 19:26:03)

Перегрузку с каким знаком: плюс или минус? Это известно?

Крыло дозвукового профиля (несимметричное) САМО ПО СЕБЕ создает пикирующий момент.
У целого самолета, чтобы его сбалансировать, ЦМ можно перемещать за счет груза и топлива только в пределах САХ - средней аэродинамической хорды, грубо говоря величины хорды крыла, примыкающей к фюзеляжу.
После отлома носа момент от крыла на пикирование никуда не делся, а момент от стабилизатора на кабрирование уменьшился.

Вот нашел пример зависимости Сх0 самолета от наличия его частей.

https://books.google.ru/books?id=OA3_AgAAQBAJ&pg=PA248&lpg=PA248&dq=изолированное крыло характеристики&source=bl&ots=vGqUEujaFX&sig=ya5w3Za98ljlMFmKEQW9Lp7BZiU&hl=ru&sa=X&ved=0ahUKEwjJ4Z3BsqTWAhXBFZoKHeSBAeUQ6AEIQzAF#v=onepage&q=изолированное крыло характеристики&f=false

Gunfan, тут - нечего возразить, да и чего возражать, если я согласен, тем более лекцию про течения типа "закрытая коверна" и "открытая коверна" (и что в первом случае сила лобового сопротивления возрастает меньше, чем во втором - я слышал больше 30 лет назад ... может с тех пор и воздух коверны стал по другому обтекать (!) ... ну, там, вязкость изменилась или плотность ... О! Температура - глобальное потепление же ...

Хотя, вероятно - я не прав, у тех коверн, которые преподаватели рисовали - по краям были жесткие стенки, которые ограничивали линии тока внутри коверн, а фюзеляжа "с дыркой" такой жесткой стенки по краям "коверны" - нет ... так что моя идея на счет замкнутых линий тока - спекулятивная (домысел безосновательный ... извиняюсь, Gunfan - был не прав ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 18:55:10)

uschen, посмотрите сообщение Gunfan от Сегодня 13:09:45 - информативные графики (правда для ТУ-154 (по моему ... жаль "4 - крыло и фюзеляж", а "5 - крыло" - нету ... но все равно - Сх0_крыло+фюзеляж = 0,015 (при М=0,5), допустим ... Сх0_крыло = 0,008, тогда "вклад" фюзеляжа - Сх0 = 0,007 и это относительно Sрыла ... то есть Сх0 крыла и Сх0 фюзеляжа примерно равны (у фюзеляжа немного меньше ... значит вклад фюзеляжа в силу лобового сопротивления немнооооожко меньше вклада крыла (при нулевой подъемной силе ...
А у Вас (у нас)? 0,012*40 = 4,8, а 0,05*60 = 3 ... наоборот ... правда Б-777 широкофюзеляжный, а ТУ-154 - нет ... что думаете?
Нет - наверно это ЯК-42... в общем ХЗ - кто это ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 15:04:03)

Мысль - здравая (правильная), но ... как бы сказать - ортодоксальная (ограничивает другие правильные варианты) ...Почему? Потому что Сх*S = Fax/(pv²/2).
Вот и смотрим - продули мы крыло (1) - что получили? А получили мы - Fax_1 (а p и v - мы сами в трубе задавали (они - известны ... поделили Fax_1 на pv²/2 и - получили - Сх*S ... продули мы в трубе фюзеляж (2) и получили Fax_2, поделили и - получили Сх*S. Теперь делим на Sкрыла - получаем Сх_1 и Сх_2. А теперь делим на Sмид - опять получаем Сх_1 и Сх_2 (но уже другие по значению, назовем их ... Сх_1мид и Сх_2мид ... и вот теперь - задача посчитать суммарную Fax крыла и фюзеляжа (без учета аэродинамической интерференции - смотрите ...
1) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1*Sкрыла + Сх_2*Sкрыла) или
2) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1мид*Sмиделя + Сх_2мид*Sмиделя) или
3) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1*Sкрыла + Сх_2мид*Sмиделя) или
4) Fax_сум = pv²/2*(Сх_1мид*Sмиделя + Сх_2*Sкрыла)

Вы (как я понял) признаете правильным варианты 1) и 2) - и это слава богу, потому что кое-кто не признает и вариант 2), но ... во всех 4-х вариантах значение Fax_сум получается ... одинаковое ... то есть не признавать правильность вариантов 3) и 4) - ничем не оправданная излишняя "ортодоксальность" - я так думаю ....

И вот uschen (или я) "нарыли" в какой-то статейке Сх крыла = 0,008, а в другой статейке Сх длинного цилиндра = 0,82, а нам надо посчитать их Fax_сум (без учета аэродинамической интерференции) ... Нам какую формулу прикажете брать? Да какую бы Вы не приказали - правильный (более-менее) это вариант 3) ... несмотря на то, что "один ветеран, цитируя какого-то корифея аэродинамики" сказал ... хотя - ветеранов надо уважать ...

Да - а почему правильный вариант 3)? Потому что в тех статейках 0,82 это Сх_2мид, а 0,008 это Сх_1 (определенный по Sкрыла)  ... блин, не умею я коротко свою мысль излагать - извиняюсь ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-09-14 16:44:28)

Gunfan
Книга очень кстати, там много рисунков с зависимостью от числа Маха.
Вот она на airspot:

Выше Товарищ Х пояснил на примере 100% и 20%. Я еще перефразирую его слова (я на уровне авиамодельного кружка только могу, поправьте, если вру).
Момент крыла у нас на пикирование, это значит, что центр давления крыла находится перед центром тяжести самолета (что необходимо для устойчивости), и еще он значительно ближе, чем ц.д. стабилизатора.
Когда спереди отсечем часть массы, ц.т. сдвинется назад, а ц.д. крыла никуда не сдвинется. Соответственно или пикирующий момент уменьшится, или станет равен нулю, или превратится в момент на кабрирование.
Конечно, вместе с передней частью фюзеляжа пропадает и подъемная сила цилиндра под углом 3 градуса. Но вроде нет сомнений, что эта сила меньше, чем вес передней части.

Пусть:
F - подъемная сила крыла, x - ее плечо.
f - подъемная сила горизонтального оперения, у - его плечо.
M - "момент носа" (его вес на соответствующее плечо минус подъемная сила носа на свое плечо).
Если "+" - это момент на пикирование. "-" - на кабрирование.

Fx+M-fy=0, x<y, F>f. Все f, F, a, M >0
F(x-a) - f(y-a) = ?
Если сумма >0 - это пикирование, если <0 - кабрирование.
Fx-Fa-fy+fa=a(f-F)-M<0, т.к. a(f-F)<0 и -M<0
Значит будет кабрирование.

Ну так я и взял кабинет площадью 150 кв.метров.
Предположив, какую тягу развивают двигатели на эшелоне, получил Су.
Дальше говорю: вот Сх, к нему прилагается Су, для следования по заданной траектории меняйте их как хотите, например (умножая на один и тот же коэффициент).

Товарищ Х
Из рисунка:

Часть самолета                    Вклад в Сх:

Крыло + фюзеляж                 70 %
Вертикальное оперение         9 %
Гондолы двигателей              9 %
Горизонтальное оперение      12 %

Оценка, если взять Ваши метры и мои Сх (20 на стабилизатор я оставил, правда):
(Сдается мне, что гондолы двигателей тут как бы без двигателей, потому Сх их уменьшил до 0,2)

Фюзеляж 33*0,12
Крыло 53*0,05
Вертикальное оперение 8*0,07
Гондолы двигателей 29*0,2
Горизонтальное оперение 12*0,07

Крыло + фюзеляж                 50 %
Вертикальное оперение         4 %
Гондолы двигателей              40 %
Горизонтальное оперение      6 %

Сх=0,1 (для S=125)

Похоже, что в консерватории еще надо править и править.

Вот тут есть цифры при полете с отказавшим 1 и 2 двигателями: ДИНАМИКА ПОЛЕТА САМОЛЕТА ТУ-204-120 (ТУ-204-120С)

"Скорость снижения при выпущенной механизации (предкрылки 23°, закрылки 18°) при массе 75...85 т равна 260 км/ч. При выпущенных предкрылках, закрылках и шасси вертикальная скорость 12... 14 м/с.
На высоте 1200 м на скорости 400 км/ч выпускаются предкрылки на максимальный угол 23°. Скорость уменьшается до 350 км/ч и на высоте 700 м (удаление 4 км) выпускаются закрылки на 18°. На высоте не менее 500 м выпускаются шасси."

Отредактировано uschen (2017-09-15 03:14:22)