28. Kwestia utraconej siły nośnej
Siła nośna (cyrkulacja) na asymetrycznym skrzydle tupolewa. U dołu współczynnik CL. Wyraźniejszy rys. w prezentacji na margin.
model na animacji nie ma klap, model obliczeniowy ma.
Wiele osób, głównie KaNo, jak i zdaje mi się
najnowszy ekspert zespołu Macierewicza, dr inż. Berczyński, napotkało
problem z oszacowaniem, ile ton siły nośnej "urwało się" na brzozie. Wg.
zespołu, to 3 lub 5 ton,
słyszałem w każdym razie obie liczby, tę pierwszą w związku z zebraniem
zespołu 14.06.12. A to trzeba wiedzieć, bo od tego zależy możliwość
wykonania półobrotu przez TU-154M uderzającego w brzozę. (Jeszcze lepiej
oczywiście wiedzieć, jaki pojawił się moment siły, a nie tylko siła).
Nie, nie mowie tu o tym, ze niektórzy wierzą
jeszcze, że ta liczba wynosi dokładnie zero, bo nie było wg. nich
zderzenia z brzozą. Mowię tu o inżynieryjnym oszacowaniu ubytku siły
nośnej na lewym skrzydle tupolewa w locie PLF 101, zakladajac że
skrzydlo to urwało się tak, jak to naprawdę było. Dlatego zdecydowałem
się wyjaśnić prosto tę kwestię w osobnym krótkim rozdziale. Kto ma
rację? Artymowicz ze swoimi 14 tonami rożnicy sił nośnych na skrzydłach policzonymi metoda siatki wirów, czy zespół ze swoimi 3-5 tonami? Różnica wydaje się kolosalna, ale obiecuję, że jej źródło za 3 minuty stanie się dla wszystkich jasne.
DANE
Końcowka skrzydła, ktora oddzieliła się od
samolotu, ma pole powierzchni około 15 m^2, i rozpiętość około 5 m a
długość ponad 6 m. My musimy użyć pola powierzchni i rozpiętości cześci
utraconej skrzydła, a te wielkości były większe, i to większe o wartości
przekraczajace to, co wyciąłby dokładnie i równiutko 44-cm pień brzozy.
W moim modelu urywa się 5.7 m rozpiętości
skrzydła z początkowych 37.6 m. Kikut ma rozpiętość 13 m, licząc od osi
kadłuba. Około 17.8 m^2 powierzchni ubywa, z czego jak wspomnialem,
tylko 15 m^2 leci w całości do przodu. Notabene, liczę pow. skrzydła
tak, że całość ma A=222 m^2 (razem z centroplatem pod kadłubem); to
będzie ważne dla wyliczanych procentów. Skrzydła bez centropłata mają w
sumie 201 m^2 powierzchni.
Szerokość skrzydła (chord) liczona po kierunku
osi/wiatru to 2.36 m na koncówce prawego skrzydła, a 4.27 m na lewym
kikucie (4.55 m z klapami, tuż obok). Końcówka, która pofrunęła i
pozostała w całości ma oczywiście mniejsza szerokość, niz w/w i ma
mniejszą rozpietosc niz 5.7m.
Pole powierzchni skrzydła: po urwaniu / przed urwaniem ~ 0.92, czyli urwało się ~8% całego, albo 16% lewego skrzydła.
Rozpiętości: urywa sie 5.7/37.6, czyli 15% rozpiętości całego skrzydła.
Pole powierzchni skrzydła: po urwaniu / przed urwaniem ~ 0.92, czyli urwało się ~8% całego, albo 16% lewego skrzydła.
Rozpiętości: urywa sie 5.7/37.6, czyli 15% rozpiętości całego skrzydła.
I teraz zasadnicze pytanie: po skróceniu skrzydła,
JAKI PROCENT SIŁY NOŚNEJ JEST TRACONY?
Jeśli siła nośna byłaby wprost proporcjonalna
do pola powierzchni, to strata wynioslaby 8%, a względna nierównowaga
sił wyniosłaby 16% . (To naiwne wyliczenie, ktore próbował na blogu
Peemki zrobić Kano). Tak nie jest, m.in. ponieważ skrzydło tupolewa
zostało dobrze zaprojektowane.
Inżynierowie (podobno fancuscy) starali się,
by tupolew stawiał jak najmniejszy opór indukowany. A to, jak wykazał
Ludwig Prandtl (zob. rozdz. 3)
wymaga, by rozkład siły nośnej wzdłuż rozpiętości skrzydła był
eliptyczny. Innymi słowy, siły nośne spadają bardzo gwałtownie do zera
na końcach płata, a wykres jest elipsą. Jeśli więc maksymalna siła nośna
nie zmienia się znacznie, a skrzydło staje się po prostu o 15% krotsze,
to całkowita siła nośna spadnie też o 15%, gdyż rozciaganie elipsy w
jednym kierunku powoduje proporcjonalną zmianę jej pola. Względna
nierownowaga sił lewa-prawa wyniosłaby wtedy aż ~30%!
Jaka jest prawda, mowią moje obliczenia aerodynamiczne robione uogolnioną metodą Prandtla-Weissingera dla skrzydeł skręconych, skośnych i asymetrycznych, a także przeciągniętych.
Ta ostatnia cecha mojej metody jest, szczerze mowiąc, nieco nadmiarowa,
bo ani przy brzozie, ani nawet dalej, skrzydla tupolewa nie były
znacząco przeciągnięte. Podane w rapocie 22 stopnie kąta natarcia jest
niewykalibrowaną wartoscią dawaną przez czujniki. To już wyjasniałem w
rozdz. 23 i 24 .
Ponieważ tuż za brzozą współczynnik
obciążenia (loading factor) od samego skrzydła ustalił się na mniej
więcej n=1.32 (ciąg silnika dodal 0.04g), to całkowita siła nośna była
równa około 103 t, przy masie samolotu 78 t. Mój program, przy
pochyleniu odpowiednio skonfigurowanego samolotu (z klapami na 28 stopni
i slatami) 13.5 stopnia, daje następujące siły nośne na lewym i prawym
skrzydle:
L = 44.8 t, P = 58.6 , L+P = 103.4 t.
To oznacza, że rożnica sił nośnych P-L = ~14 ton.
Założę, ze przed brzozą
siła nośna na skrzydłach wynosiłaby przy 13.5 stopni pochylenia
(trzymajmy ten kąt stały; w istocie był on tam mniejszy, bo pochylenie
rosło) 103+14 = 117 t (w istocie było mniej, bo siła od momentu
ostatniej rejestracji przyspieszenia wzrosła, a akcelerometr może mieć
też własne drobne opóźnienie). Ta liczba jest przybliżona. Wtedy ubytek
siły nośnej wyniósłby ~14/117 = 12% całkowitej siły nośnej, a względna
nierównowaga na dwóch skrzydłach wyniosłaby ~14/59 = 24%. Dokładniejszy
opis ewolucji siły nośnej w czasie znajduje się w Dodatku (nie było
skokowego spadku siły ani rejestrowalnego dużego skoku przeciążenia).
Otrzymaliśmy wynik ~12%, leżacy pomiedzy 8% a
15% ubytku siły nośnej, jednak bliżej prandtlowskiego wyniku 15%. To
bardzo sensowny wynik, albowiem kikut lewego skrzydła jest na końcu
szerszy, niż koniec prawego skrzydła: nie ma tu pełnej symetrii, ktorą
nieświadomie zalożylismy mowiąc, że rozklad siły jest eliptyczny, a
zatem symetryczny.
KTO MA RACJĘ?
Oszacowanie typu ∆F = P-L = 3 lub 5 ton rożnicy siły nośnej jest, jak widać, nieprawidłowe. Jest to tylko 2.5-4% całkowitej początkowej siły nośnej, znacznie mniej, niż wskazuje aerodynamika (która mówi o 8-15%).
Z prawidłowego momentu siły M = 257.65
-431.19 = -173.49 ton(siły)*m wyliczonego przez program, przy
uwzględnieniu momentu bezwładności Ixx = 1233 ton(masy) * m^2 wynika
przyspieszenie przechylu dw/dt=M / Ixx równe
dw/dt = -80 stopni/s^2
Jeśli różnica sił nosnych na prawym i lewym
skrzydle wynosiłaby tylko 3-5 ton, jak szacują eksperci zespołu
parlamentarnego, czyli ok. 3 razy mniej niż naprawdę, to przyspieszenie
byłoby trzy razy mniejsze, mniejsze byłoby też asymptotyczne tempo
obrotu i to spowodowałoby, że samolot nie byłby w stanie obrócic się w
ciągu 4.7s (czas lotu pomiedzy brzozą a polem destrukcji) nawet o 90
stopni, ani spaść po przebyciu 320-350 m od brzozy. Poleciałby dużo
dalej. Tak się nie stało; swiadczą o tym wszystkie ślady na ziemi i w
rejestratorach.
Skąd wziął się błąd oszacowania w zespole
parlamentarnym? Prawdopodobnie nie uwzględnili n=1.32, a wzięli n=1 lub
mniej, myśląc o scenariuszu zamachowym. Oprócz tego pewnie za bardzo
zafascynowali się tym, że siła nośna spada na końcu skrzydła --
zapomnieli, że to samo robi i przed i po zderzeniu. To znaczy, rozważyli
zmniejszenie siły nośnej na końcu skrzydła tuż przed urwaniem, ale
zapomnieli że już po ułamku sekundy po urwaniu skrzydła podobny,
dodatkowy niedobór siły nośnej wystąpił w okolicy nowo utworzonej
końcówki (nie wspominając już o jej możliwej niedoskonałości
aerodynamicznej, gdyż była poszarpana!)
Dr. Berczyński zgubił więc wiekszość różnicy
sił, wykonał niedokłaną ocenę sił powodujących wielosekundową beczkę.
Mam nadzieję, że zgodzi się z moimi dokładniejszymi wynikami. Jego
wynik bliższy jest natychmiastowej utracie siły nośnej w warunkach lotu
nie przyspieszonego. (Może przyjął także nieco krótszy urwany kawałek
skrzydła?) Ten deficyt siły rośnie jednak i po 0.25s, jak to obliczam
poniżej w Dodatku, i przy autentycznym n=1.33, osiaga wartość bliską
mojej. Na szczęście, nie ma żadnej dużej rozbieżności z fizyką, tylko
mówimy o dwóch różnych sytuacjach!
DODATEK - EWOLUCJA CZASOWA I INNE WAŻNE NIUANSE
1. O ile w ciągu kilku sekund lotu siły nośne
zmieniają się wolno, to wyglada to zupełnie inaczej w pierwszym ułamku
sekundy od odłamania skrzydła, w tym, w trakcie tego procesu. Co dzieje
się wtedy? Oderwanie końcówki skrzydła na odchylającej się o
kilkadziesiąt cm od pionu brzozie nie jest natychmiastowe, zajmuje około
0.07s. W ciagu tego czasu zmiany przyspieszenia
pionowego n(t) są nieokreślone. Z jednej bowiem strony skrzydło traci w
tym czasie okolo 8.2 tonsiły nośnej --
to jest przyczynek ostatnich 5.7 m rozpiętości skrzydła do całej siły
nośnej, kiedy n=1.2 (byloby to 7 ton gdyby n=1). Z drugiej strony,
skrzydło uderza brzozę z dodatnim kątem natarcia, przez co otrzymuje
krótkotrwałe uderzenie od dołu. Watpliwe jest, by początkowe tąpnięcie
(∆n ~ -0.1g po utracie 8 ton siły nośnej, skompensowane w jakims
nieznanym stopniu uderzeniem od dołu w skrzydło), zarejestowało się
wyraźnie w zapisie akcererometru, uwzględniając jego czas próbkowania i
bezwładność uładu wygładzającą zapis.
Natępnie końcówka zwiększa pochylenie pod wpływem momentu
aerodynamicznego; leci jeszcze chwilę (∆t) obok skrzydła, zanim rożnica
sił oporu nie spowolni ruchu końcówki i nie odseparuje jej od skrzydła
na co najmniej ∆x~3 m. Opóźnienienie ruchu końcówki skrzydła to a = Cx
*rho*V^2/2 *A/m, gdzie m=600 kg, A=15m^2, a rho=1.29 kg/m^3, zaś Cx
zmienia się od niemal zera do Cx>1, kiedy skrzydło staje na sztorc po
okolo 0.15 s swobodnego lotu. Dla oszacowania wezmę Cx ~ 1. Liczbowo, a
~ 91 m/s^2 ~ 9.2g. Aby odsunąć się o ∆x=3 m z takim przyspieszeniem,
trzeba ∆t ~ 0.25s. W ciągu tego czasu skrzydlo zaczyna
działać jak samodzielny płat, siła nośna spada stopniowo do zera na
jego końcu. Ostateczna różnica sił na lewym i prawym płacie rośnie do
okolo 14 ton, kiedy n(t) produkowane na skrzydłach osiaga n=1.325g.
Innymi słowy, lewemu skrzydłu po początkowym szybkim (0.07s) zabraniu
ponad 8 ton siły nośnej, odbierane jest w ciągu kolejnych 0.25s dalsze
prawie 6 ton siły, tylko bardziej stopniowo.
Na te zmiany przeciążenia nakłada się stopniowy wzrost n(t)
spowodowany rosnacym w z szybkością 4 st./s kątem pochylenia (zob.
raport MAK, rys. 24). Siła nośna rośnie dzieki temu w sposób
zauważalny.
Aby przespieszenie przyrosło o 0.1g, czyli wielkość którą mniej więcej
traci samolot w ciągu pierwszych 0.07s (por. powyzszy opis), potrzeba
mniej więcej 0.25 s, ponieważ zmiana pochylenia wyniesie wtedy 1
stopien,
a zmiana n około 1/13 wartości począkowej, równej n~1.2. Przeliczając na różnicę siły nośnej, 0.1g daje
około 10 ton przyrostu siły w czasie 0.25s.
Jak widzimy, początkowe tąpnięcie po urwaniu skrzydła jest kompensowane
przez rosnący przechył w czasie jednego okresu próbkowania, co przy
dodatkowych nieokreślonych zaburzeniach od uderzenia pnia sugeruje,
że n(t) rośnie bez zauważalnego, dużego skoku w dół, w czasie 0.3s za
brzozą (23m przebytej odległości).
W czasie, odpowiadającym rysunkowi 1 powyżej, samolot osiąga n=1.32g,
plus niewielki dodatek od siły ciągu silników, początkowo +0.04g.
2. Po drugie, mówiłem tu o eliptycznym, optymalnym, rozkładzie siły
nośnej. Tak mowi teoria skrzydeł o zerowym skosie. Skrzydła o tak dużym
skosie jak w TU-154M (40 stopni na krawedzi przedniej) przerzucają cześć
wytwarzanej siły nośnej w kierunku końcówki - to jest opisane w każdym
dobrym podręczniku do teorii skrzydła (skończonego). To jednak nie
zmienia zasadniczo toku naszego oszacowania. Jeśli rozkład sił jest dany
jakąś zależnością siły od rozpiętości, to procentowy ubytek siły nie
zmieni się, bo siły zawsze beda proporcjonalne do rozpietości skrzydła. W
końcu, jak się urywa skrzydło, to siła nośna na każdym kawałku skrzydła
zmienia się, dużo na lewym ale i trochę na nieurwanym prawym skrzydle;
ze wzgledu na istnienie kadłuba, siły nośne trochę się redystrybuują po
skrzydle, ale to są małe zmiany symetrii, nie są zasadnicze dla obliczeń
które zrobiliśmy.
3. W końcu, niektórzy chcieliby poznać efektywny współczynnik siły nośnej CL. Dałem pełen wykres tej wielkości na slajdach w rozdz 24 i powyżej. Dochodzi on do CLmax ~ 1.5...1.66 na dużym kawałku prawego skrzydla, a do ~1.5 tylko na malym kawałeczku kikuta. Są to wielkości bliskie tym, o których mówią dokumenty dotyczące aerodynamiki skrzydeł tupolewa.
@you-know-who
@you-know-who
Pozdrawiam
@dziubas
@fere
@you-know-who
@ykw
Nie jestem pewien czy prędko znowu zechce polemizować na temat utraty siły nośnej. ;)
@Autor
Witam,
da Pan wiarę w ten zaskakujący zbieg okoliczności, iż nasze najnowsze notki - wypadły po sąsiedzku? Proszę:
katastrofa-w-smolensku-wg-urzadzen-radiowych
W przypadku poprzednich - chyba nie było tej koincydencji...
Pozdrawiam
:)
cóż
@you-know-who
@m.r
Komentarz do którego się pan odwołuje zawiera głupi błąd.
Proszę się nim nacieszyć dopóki nie zostanie usunięty przez autora ;)
@czopek w rzyci
Co w tej rzyci zaczopowałeś, nie jest to przypadkiem Twój mózg, bo mowa Twoje podobna do s.....?
Co to jest "koneic skrzydła"?
Ja rozumiem,że "koniec skrzydła" to tylna krawędź i spadek tam siły nośnej, której większośc powstaje na górnej powierzchni płata jest powszechnie znany z wszelakich materiałów poglądowych.
Any comments?
@rromek
pzdr
Ja sobie ubytek siły nośnej szacowałem w sposób uproszczony ...
S(x)=0.5 * x * ( 2*c + x * (tg(alfa1)-tg(alfa2)))
gdzie
c = 2.138m - szerokość końcówki skrzydła (jeżeli dobrze odczytuję)
alfa1 =37.63° - kąt "ścięcia" przedniej krawędzi skrzydła (linia slotów)
alfa2 =26° - kąt "ścięcia" tylnej krawędzi skrzydła (~linia klap)
x - odległość mierzona od końca skrzydła, prostopadle do kadłuba
Przyjmując, że x=6.4m, na tyle oceniono utratę skrzydła, z uwzględnieniem także części zmiażdżonej, to powierzchnia utracona wyniosła (z wzoru)
S1=S(6.4m) = 19.5 m2
Przyjmując uproszczoną proporcjonalność siły nośnej do powierzchni (bez uwzględniania "niuansów" ;), to utrata siły nośnej ogólnej wyniosła:
U1=100%*(S1/Scałkowite)=100%(19.5m2/201.45m2)=9,68 %
A utracony fragment generował:
Fn1 = Ny * m * (S1/S)= 1.35 * 78000kg * (19.5m2/201.45m2)= 10 193 kG
Przyjąłem Ny z wykresów MAK
Powierzchnia robocza całego skrzydła = 201.45 m2 (z napływem, bez napływu 180m2) ta wartość jest używana do wszelkich obliczeń w literaturze dotyczącej Tu154m.
Zastanawiam się więc jak druga strona szacował utratę siły nośnej na 3 do 5 ton, skoro nawet przy Ny=1 to będzie 7.55 tony ?
No chyba, że nie doszacowali powierzchni ?/
@paes64
pzdr
@you-know-who
plz
@rromek
@m.r
Kano znowu stchórzył i uciekł? Ja już jestem do tego przyzwyczajony, to nie pierwszy raz.
pzdr
Bardzo intrygujące.
A jak to będzie wyglądać przy uderzeniu w żelbetowy bunkier, chodzi mi szczególnie o zmieniający się wtedy Cx i opóźnienie ruchu.
I przy okazji, żebro 28 uległo zniszczeniu i 29 też ?
Nie jestem profesorem
Prawda jest taka:utwardzane aluminium wyszłoby z takiej kolizji podrapane albo z lekkim wgnieceniem.Jakieś konsekwencje [być może] byłyby gdyby Tutka się podniosła i rozwinęła max. szybkość.I jeszcze coś:40cm. brzoza waży ok.300kg. a Tupolew ok.100 ton a więc 300 razy więcej!Brzozę na wysokości kilkunastu metrów można połamać 75-konnym traktorem Ursus z długą liną.Ursus jedzie 25km/godz. a Tutka miała przeszło 200!
Reasumując:oddaj pan kasę bo są w tym salonie ludzie normalnie myślący.Ośmieszasz pan godność profesora!
@kazikh
@kazikh
Kaziu,
Twoja "teoria" robi pewne wrazenie, ale tylko na chlopski rozum:)
Mysle ze wpis klasyfikuje sie do zarchiwizowania i opowiadania na jako dowcip na imprezach.
I na zmiane raz zart KaNo a raz rolnika Kazika.
Kupa smiechu.
A tak w ogole to dzieki ze wpadles i podzieliles sie z nami Twoimi watpliwosciami.
@kazikh
Tak samo rosłego chłopa można załatwić siedmioma gramami ołowiu. W tym przypadku to kwestia prędkości.
A to średnie wykształcenie chyba deczko na wyrost lub za świniaka ;)
@carol5
Prosze poczytac to co jest na foto257
wyprowadzenie wzorow na predkosc katowa i na kat obrotu uwzgledniajac za AndrzejMat bezposredni wplyw predkosci postepowej/poziomej samolotu na sile oporu aerodynamicznego!
https://picasaweb.google.com/111580646202910529168/DropBox?authkey=Gv1sRgCJTSlIqh3aLnRQ#5762580337384776274
Prosze o merytoryczne uwagi dotyczace parametrow i metody wyprowadzenia wzorow!
Widac bardzo duza zgodnosc z wynikami we wczesniejszych moich modelach.
Czyli obrot calkowity o okolo -205° zostal poraz wtory potwierdzony !
Pozdrawiam
manek
no niezle wyprowadzxiles. ale sa duze roznice (skupie sie na 2 najwiekszych): ubytek sily nosnej nie jest proporcjonalny do ubytku pola powierzchni skrzydla. moment obracajacy samolot maleje w momencie kiedy piloci odpuszczaja stery (po 90 stopniach przechylu).
wtedy spada tez i max. tempo przechylu, jak na moich wykresach.
w sumie udane oszacowanie, ale b. niedokladne!
@you-know-who
b. niedokladne? moje oszacowanie? zartujesz :-)
Otoz to wlasnie twoje wykresy sa b. niedokladne, bo oparte na blednych danych poczatkowych!
Wlasnie u mnie jest proporcjonalny ubytek sily nosnej do ubytku powierzchni! U ciebie niestety tak nie jest!
Przed uderzeniem skrzydlem w feralna brzoze u mnie przeciazenie wynosi a=1,35g (wykres MAK o czasie 10:41:01,10) czyli calkowita sila nosna to okolo F=m*a=1,35*78000=105300 kG a u ciebie ile?
Jezeli przyjac generowanie sily nosnej proporcjonalne do powierzchni, tak jak ja przyjalem, to po utracie 17m^2 powierzchni nosnej z 201,5m^2 calkowitej powierzchni i na kartce na foto257 znajduje sie obliczenie utraconej sily nosnej na lewym skrzydle jako deltaF=a*m*(17/201,5)=8883,87 kG
Erich Bullmann
Fotos
08.07.2012 10:10
przy takiej wartosci parametrow mozemy oszacowac poczatkowa wartosc przeciazenia tuz po utracie okolo 8884kG sily nosnej wskutek zderzenia skrzydla z feralna brzoza. Wynosi ona okolo a=[78600/(78600-600-400)]*1,35*(184,5/201,5)=1,252g
A cos ty wyliczyl z tymi 14000 kG ?? Cuda niewida :-)
Niestety ale na brzozie ze wzgledu na utrate koncowki skrzydla rozszczelnila sie calkowicie hydraulika i reakcje pilotow nie mialy zadnego znaczenia, samolot byl NIESTEROWNY i dlatego twoje zmniejszenia sil aerodynamicznych w momencie roll=-90° nie ma zadnego potwierdzenia w sladach na botanice! A dalszy "zakret" samolotu swiadczy wlasnie o tym, ze to ta sama sila powodujaca ten zakret doprowadza predkosc obrotowa do jej granicznej wartosci rownowagi okolo 1,0rad/s, ktora mozna latwo poprawnie odczytac ze sladow na botanice jak sie nie pomyli tak jak sie pomylila KBWL !
Dowodem na to, ze twoje "naciagane" wzory na roll sa bledne jest sam kat trueTrack odczytany z pamieci RAM FSM
dowod na foto255
https://picasaweb.google.com/111580646202910529168/DropBox?authkey=Gv1sRgCJTSlIqh3aLnRQ#5761822609147372178
na foto176
https://picasaweb.google.com/111580646202910529168/DropBox?authkey=Gv1sRgCJTSlIqh3aLnRQ#5749899119987158082
To na razie!
Ah, jeszcze jedno, czy juz wyliczyles poprawnie czas uderzenia lewym skrzydlem wg FDR (to ten czas z wykresow MAK) wiedzac, ze o czasie 10:41:05,00 czasu FDR anteny GPS przelatywaly nad punktem "zamrozenia FMS"???
@ae911truthorg
Żebra 28 i 29 zniszczył zapewne "acoustic bullit" - pytanie czy wysokiej czy niskiej częstości -
Czy przeczytał Pan ze zrozumieniem artykuł, który Pan rekomendował.
Może jakieś wnioski?
@PPMI
A Pan możesz przepytywać swoje dzieci.
Ja wnioski podałem, Pan jak widać opanował tylko zdolność - cio to, dlaciego ?
Żebra 28 , 29 nie zostały zniszczone, a poruszały się w poprzek pnia brzozy.
Skoro brzoza nie zostałą ścięta, to koniec skrzydła wyhamował i został odchylony w lewo na brzozie.
Mądrej głowie dość po słowie.
Kąt pochylenia, kąt natarcia, przyspieszenie pionowe
a zmiana n około 1/13 wartości począkowej, równej n~1.2. Przeliczając na różnicę siły nośnej, 0.1g daje
około 10 ton przyrostu siły w czasie 0.25s.
Skoro w pierwszych 0,07 sekundy nastąpił spadek o 8,2 tony, co odbiło się na stracie przyspieszenia pionowego równej około 0,105g, w następnych 0,18(?) sekundy jest to kolejnych 6 ton, czyli na przyspieszeniu różnica 0,077g, to razem wychodzi 0,18g.
Przyrost kąta pochylenia o jeden stopień, w czasie 0,25 sekundy, nie oznacza zmiany kąta natarcia o tę samą wartość. Przyspieszenie pionowe (dla n=1,20) równe 0,2 g powoduje przyrost prędkości o 0,49 m/s, co daje przyrost kąta wznoszenia o 0,37 stopnia. W przypadku 0,3 g jest to 0,56 stopnia. Dla kąta natarcia będzie to więc przyrost o 0,63 lub 0,44 stopnia. Siła ciągu nie jest "zauważana" przez rejestrator przyspieszenia pionowego (nie może więc równoważyć ubytku!), ale powoduje wzrost prędkości pionowej, w konsekwencji - dalszą redukcję kąta natarcia. Nachylenie charakterystyki dynamicznej tupolewa wynosi 0,09 na stopień kąta natarcia (dla kątów natarcia powyżej 10 stopni, im wyższy kąt tym jest mniejsze), a w przypadku skrzydeł niesymetrycznych, z kikutem posiadającym AR=4,7, powinno być niższe. Zatem maksymalny przyrost wartości n, po czasie 0,25 sekundy, może wynieść 0,63*0,09=0,057. Z początkowej straty równej 0,18g, zostaje jeszcze ponad 0,12g. Różnica zauważalna dla rejestratora powinna się więc utrzymać znacznie dłużej, jeżeli kompensację siły nośnej przez pochylenie można ekstrapolować - co najmniej przez 0,6 sekundy.
Zastanawia jakość merytoryczna sformułowania "mniej więcej". Przy właściwych zaokrągleniach wszystko można zmusić, by wylądowało na Marsie.
@Robert Gorgon
a wiec ~0.9 stopnia zwiekszenia AOA.
i tu masz drogi Robercie racje, nachylenie charakterystyki dynamicznej Cy (ja nazywam to Cz) w zaleznosci od AOA jest nieco mniejsze niz 0.09/st., okolo 0.08/st, dla skrzydla.
ale nie zapominajmy tu o stateczniku poziomym, majacym maly wplyw na sile nosna (bo w rozpatrywanych zakresach AOA jest akurat taka), za to wiekszy nieco wplyw na przyrost sily nosnej:
dn = dF/W = (rho V^2/2W) (A dC_L + Ahor * dC_Lhor)
gdzie hor oznacza "statecznik poziomy"
A = 201 m^2 (Bechtir et al 1997) a Ahor = 52 m^2 (wraz z duzym sterem wys.)
dC_L/d(AOA) = 0.08/st. dla stosunkowo duzego AOA skrzydla, a dC_L/d(AOA) = 5.5/rad = 0.11/st. dla malego AOA statecznika.
wstawiajac dane tupolewa i rho=1.27 SI, mamy
dn ~ 0.09 po 0.25s czasu. (tutaj juz jest uwzgl. zmienny kat wznoszenia.)
jesli stracona sila nosna daje dn=-14t/78t=-0.18, to ponad polowa
tego jest kompensowana przez wzrost sil nosnych zwiazanych z rosnacym o 0.9st katem natarcia.
moze reszta jest kwestia opoznien zapisu i innych efektow.
pzdr
@you-know-who
@you-know-who
Jak to możliwe, że utrata CAŁEJ siły nośnej na jednym skrzydle dała się korygować na wznoszeniu do 90 metrów nad gruntem, po czym maszyna runęła wykonując zaledwie nieco ponad ćwierć beczki? Czasu i miejsca na obrót wystarczało. Dysproporcja siły nośnej: X dzielone przez zero=>oo. Prędkość na wznoszeniu też wyższa niż przy podejściu do lądowania. Dziwne to. Najwyraźniej w Chicago zawiodła fizyka.
Pan Profesor bedzie łaskawy przeanalizować, bo z Mądelem to lepiej plewy młócić.
@Fred Fredowicz
Siła nośna w okolicach przechylenia 30 stopni zanika- więc co spowodowało półbeczkę w Smoleńsku? Jakieś dwarfy i leprikony, ani chybi.
Pan Profesor dopisze nam kolejny odcinek Opowieści z Narnii. Mądel pomoże jakby co. Zna się na literaturze.
Nie tylko tu sie pomylil
@Fred Fredowicz
W tym locie samolot utracił silnik-jeden z trzech.
Utracił więc 1/3 siły ciągu a nie nośnej.
Katastrofa nastąpiła z powodu wycieku płynu hydraulicznego i w efekcie utraty kontroli nad powierzchniami sterowymi.
A to znaczy, że celowo dezinformujesz.
Kogo i po co ?
@Fred Fredowicz
Siła nośna w okolicach przechylenia 30 stopni zanika- więc co spowodowało półbeczkę w Smoleńsku? Jakieś dwarfy i leprikony, ani chybi.
Siła nośna pionowa może znacznie się zmniejszyć. Siła prostopadła do powierzchni skrzydła zależy od prędkości i kąta ataku i ta się nie zmniejszy w trakcie beczki. Więc przy utracie części lewej powierzchni nośnej siła do kręcenia beczki cały czas istnieje.
Abstrahując od zniknięcia siły nośnej to jeśli do kąta 30° istniała siła do obrotu, to ta siła zapoczątkowała obrót i nawet po zniknięciu jej pozostała bezwładność, która ten obrót kontynuowała. To jest dynamika ruchu - nie bierzesz tego pod uwagę.
@you-know-who
@Autor
I to podczas gdy jak sugeruje sekta brzozowa, samolot miał już odłamane skrzydło a więc około 1/10 siły nośnej mniej na całość czy inaczej około 1/5 siły mniej na zerwane skrzydło, oraz zmiejnił jak wynika z symulacji w Matchcadzie kąt o około 30 stopni w tym czasie. (średnioi około 15 stopni) co dalej dodatkowo zmniejszało siłę nośną.
Jak dla mnie wymyślił to ktoś kto nie skończył żadnej porządnej szkoły.
PS
proszę nie zmieniać tekstu.
Podpisywanie się cudzym znakiem jest w myśl polskiego prawa kradzieżą.
Ale poza tym nie najlepiej świadczy o ludziach posługujących się takimi manipulacjami.