Правый и левый вираж...

[zmusa]

Позвольте еще раз напомнить отрывок из наставления:

"Маневренность по горизонту у истребителя Ме-109 невысокая. Управляемый опытным летчиком, он делает вираж за 20-21 секунду, но выполнение крутых виражей на нем трудно - самолет на вираже легко зарывается, и поэтому крутой вираж на Ме-109 редко можно видеть.

Hемецкие летчики не ведут бой на виражах, так как знают, что становящийся в вираж теряет инициативу в бою, отдавая ее тому, кто ведет бой на вертикальном маневре. Инициатива, как об этом уже говорилось, имеет огромное значение для воздушного боя, поэтому переход на бой с маневром в горизонтальной плоскости нельзя рекомендовать и нашим летчикам.

Если по каким-либо причинам бой на виражах все же завязался, то его целесообразнее проводить на правых виражах, так как большинство наших машин делает правый вираж лучше левого, а многие немецкие летчики, особенно молодые, не умеют делать хорошие правые виражи. Каждый летчик-истребитель должен в совершенстве овладеть техникой выполнения правого виража. Следует избегать перехода из одного виража в другой, если сзади есть противник, ибо в момент перекладывания в другой вираж самолет представляет собой очень удобную мишень."

Надеюсь, это как-то прояснит вопрос...

[Warspite]

Позвольте еще раз напомнить отрывок из наставления:

"Маневренность по горизонту у истребителя Ме-109 невысокая. Управляемый опытным летчиком, он делает вираж за 20-21 секунду, но выполнение крутых виражей на нем трудно - самолет на вираже легко зарывается, и поэтому крутой вираж на Ме-109 редко можно видеть.

Hемецкие летчики не ведут бой на виражах, так как знают, что становящийся в вираж теряет инициативу в бою, отдавая ее тому, кто ведет бой на вертикальном маневре. Инициатива, как об этом уже говорилось, имеет огромное значение для воздушного боя, поэтому переход на бой с маневром в горизонтальной плоскости нельзя рекомендовать и нашим летчикам.

Если по каким-либо причинам бой на виражах все же завязался, то его целесообразнее проводить на правых виражах, так как большинство наших машин делает правый вираж лучше левого, а многие немецкие летчики, особенно молодые, не умеют делать хорошие правые виражи. Каждый летчик-истребитель должен в совершенстве овладеть техникой выполнения правого виража. Следует избегать перехода из одного виража в другой, если сзади есть противник, ибо в момент перекладывания в другой вираж самолет представляет собой очень удобную мишень."

Надеюсь, это как-то прояснит вопрос...

Какого года это наставление? В 41-42 в школах ведь были Ишачки, машинки левовиражные (?), а лётчиков вдруг учат правому виражу.
Вообще левый вираж более естественный для подавляющего большинства людей. На всех авианосцах со временем острова перекочевали направо - в критической ситуации пилотов "тянет налево" и они просто уходят в море, а не в остров, выводя авианосец из строя.

[BITL_DJUS]

Позвольте еще раз напомнить отрывок из наставления:

"Маневренность по горизонту у истребителя Ме-109 невысокая. Управляемый опытным летчиком, он делает вираж за 20-21 секунду, но выполнение крутых виражей на нем трудно - самолет на вираже легко зарывается, и поэтому крутой вираж на Ме-109 редко можно видеть.

Hемецкие летчики не ведут бой на виражах, так как знают, что становящийся в вираж теряет инициативу в бою, отдавая ее тому, кто ведет бой на вертикальном маневре. Инициатива, как об этом уже говорилось, имеет огромное значение для воздушного боя, поэтому переход на бой с маневром в горизонтальной плоскости нельзя рекомендовать и нашим летчикам.

Если по каким-либо причинам бой на виражах все же завязался, то его целесообразнее проводить на правых виражах, так как большинство наших машин делает правый вираж лучше левого, а многие немецкие летчики, особенно молодые, не умеют делать хорошие правые виражи. Каждый летчик-истребитель должен в совершенстве овладеть техникой выполнения правого виража. Следует избегать перехода из одного виража в другой, если сзади есть противник, ибо в момент перекладывания в другой вираж самолет представляет собой очень удобную мишень."

Надеюсь, это как-то прояснит вопрос...

сто пудов это наставление 43-го а то и более позднее.
а там у немцеф Г6 и более поздние, виражить как фридрихи и Г2 они уже не могли.

было бы это наставление 41-го, лезли бы в вираж наши на Як-1(обычный) и ЛаГГ-3 в вираж с фридрихами и с Г2 и дохли бы.

З.Ы.
к "большинству наших машин" Ла-5 не относиться.
в отличие от двигателя Климова, винт(пропеллер) в двигателях Швецова крутится в ту же сторону что и на Даймлер-Бенз. так что на Лафках вираж должно быть лучше делать левый.

[Hammer]

Переход на личности как лучший способ продолжения спора? Вам уже привели цитату из достаточно умной книжки.

Какие личности ? Давайте цитату и будем разбираться.

топик вроде про виражи? А Вы о чем вообще спорили?

Я вообще не спорил, меня спросили про причины увода на взлете я ответил. А про причины вызывающие разность поведения самолета в левом и правом вираже ответил Yo-Yo.

Да считайте сами. Полет сферического самолета в безвоздушном пространстве.

Дак прежде чем говорить об кориоллисовом ускорении немешало бы вам узнать его порядок. Что бы выяснить стоит ли вообще его учитывать

Вы мне одно объясните, почему Як-52 при опробовании проседает на переднюю стойку?

Ну если вам этого достаточно, то тут все элементарно
Момент создавемый парой сил, тягой винта и сопротивлением движению шасси относительно поперечной оси самолета.

[ivan_sch]

Какие личности ? Давайте цитату и будем разбираться.

Пролистните тред на пару страниц назад.

Я вообще не спорил, меня спросили про причины увода на взлете я ответил. А про причины вызывающие разность поведения самолета в левом и правом вираже ответил Yo-Yo.

Ответили несколько однобоко и вели все к одному реактивному моменту. Хотя в свое время в аналогичной дискуссии насчитали не менее трех существенных сил, действующих на самолет при взлете.

Дак прежде чем говорить об кориоллисовом ускорении немешало бы вам узнать его порядок. Что бы выяснить стоит ли вообще его учитывать

А вот с этим вообще туман. В учебном пособии по пилотажу подробно рассматривается гироскопический момент, оценивается (примерно 50 кгм) и указывается, что пренебрегать им нельзя. При этом про несомненно больший реактивный момент нет ни слова.

Ну если вам этого достаточно, то тут все элементарно
Момент создавемый парой сил, тягой винта и сопротивлением движению шасси относительно поперечной оси самолета.

Понимаете какое дело... Реактивный момент для Як-52 в этом случае можно оценить как 100-200 кгм. Что несомненно должно оказывать заметное глазом и ощутимое воздействие на самолет - дутик должен больше плющиться, стойка должна проседать, после отрыва должно заваливать и т.д. А этого нет. Что делать и как жить?

[RoyalFlush]

сто пудов это наставление 43-го а то и более позднее.

43 год.

а там у немцеф Г6 и более поздние, виражить как фридрихи и Г2 они уже не могли.

В наставлении разбирается именно B f109 G2, и время виража 20-21 секунда - именно у него.

было бы это наставление 41-го, лезли бы в вираж наши на Як-1(обычный) и ЛаГГ-3 в вираж с фридрихами и с Г2 и дохли бы.

В 41 году наши вели бои именно на виражах.

Почему немцы не вели бой на виражах даже в 41 тоже сказано вполне четко:

так как знают, что становящийся в вираж теряет инициативу в бою, отдавая ее тому, кто ведет бой на вертикальном маневре.

[Hammer]

Ответили несколько однобоко и вели все к одному реактивному моменту. Хотя в свое время в аналогичной дискуссии насчитали не менее трех существенных сил, действующих на самолет при взлете.

Кориолисово ускорение ?

А вот с этим вообще туман. В учебном пособии по пилотажу подробно рассматривается гироскопический момент, оценивается (примерно 50 кгм) и указывается, что пренебрегать им нельзя. При этом про несомненно больший реактивный момент нет ни слова.

Кориолисово ускорение и гироскопический момент сильно разные вещи вообще то. При взлете гироскопический момен будет действовать разве что в момент отрыва заднего колеса и отрыве. И тем больше чем большая угловая скорость при этом у самолета.
Когда продольная ось самолета меняет направление. Но увод самолета на взлете начинается еще до отрыва хвостового колеса.

Понимаете какое дело... Реактивный момент для Як-52 в этом случае можно оценить как 100-200 кгм. Что несомненно должно оказывать заметное глазом и ощутимое воздействие на самолет - дутик должен больше плющиться, стойка должна проседать, после отрыва должно заваливать и т.д. А этого нет. Что делать и как жить?

Реактивный момент будет создавать разную загрузку на левую и правую стойку.
Носовую стойку он загрузить во вском случае продольной силой не может.Она загружается от силы тяги и сопротивления движению стоек.

[ivan_sch]

Кориолисово ускорение ?

Чувство меры и чувство юмора? Вы по существу говорите.

Кориолисово ускорение и гироскопический момент сильно разные вещи вообще то. При взлете гироскопический момен будет действовать разве что в момент отрыва заднего колеса и отрыве. И тем больше чем большая угловая скорость при этом у самолета.
Когда продольная ось самолета меняет направление. Но увод самолета на взлете начинается еще до отрыва хвостового колеса.

Я немного в курсе. Смысл высказывания был в примере что учитывают а что нет. И как учитывают. Повторю еще раз - в приведенном примере гироскопический момент винта в 50 кгм рекомендуется учитывать при пилотаже. При этом существенно больший реактивный момент - даже не рассматривают. Вы ж все поведение самолета на взлете сводите к реактивному моменту.

Реактивный момент будет создавать разную загрузку на левую и правую стойку.
Носовую стойку он загрузить во вском случае продольной силой не может.Она загружается от силы тяги и сопротивления движению стоек.

При даче оборотов двигателю возникает реактивный момент. Который теоретически должен дать весьма значительное воздействие. Это воздействие (в виду его значительности) должно визуально перекашивать самолет. в полете работа РУДом должна все время компенсироваться элеронами - реактивный момент ведь зависит от оборотов? Но это в теории. А на практике на переднюю стойку самолет при даче оборотов заметно проседает. На правую - нет. В полете движение РУДа приводит к рысканию и компенсируются педалями. Более того, даже при отрыве РУСом не компенсируют никаких кренящих моментов. Случаи порывов бокового ветра я не рассматриваю. А теперь объясните мне упертому столь резкое расхождение теории и практики.

В объяснении почему поршневой одномоторный самолет ведет в сторону я больше склоняюсь к воздействию потока от воздушного винта на вертикальное хвостовое оперение. Как к наиболее существенной величине.

[Hammer]

При этом существенно больший реактивный момент - даже не рассматривают. Вы ж все поведение самолета на взлете сводите к реактивному моменту.

Т.е по вашему он несуществует либо настолько мал что не слеует учитывать ?
Но вот цитатка по поводу того же Як-52 При рулении самолет стремится развернуться вправо за счет действия реакции воздушного винта. Это стремление парируется отклонением руля направления влево.
Т.е явно указывается склонность самолета к развороту, и явно указывается причина этого увода.

При даче оборотов двигателю возникает реактивный момент. Который теоретически должен дать весьма значительное воздействие. Это воздействие (в виду его значительности) должно визуально перекашивать самолет.

в полете работа РУДом должна все время компенсироваться элеронами - реактивный момент ведь зависит от оборотов? Но это в теории. А на практике на переднюю стойку самолет при даче оборотов заметно проседает. На правую - нет.

Сравните жесткость этих стоек. От тяги винта при даче оборотов на переднюю стойку действует такое же усилие как на обе задние.
Т.е если передняя стойка проседает то задние должны подниматься.
Но их во первых две, а во вторых жесткость их гораздо выше на них в стояночном положении приходится большая часть веса самолета в отличии от передней стойки. По этой причине при одном и том же усилии обжатие передней стойки хорошо видно а отжатие боковых практически незаметно.
Кроме того неплохо бы сравнить моменты от тяги винта при обробовании,
для этого нужно тягу винта умножить на плечо (высоту оси винта над поверхностью земли).
Если тяга скажем 500кг а высота оси винта над землей 2 м то момент будет 1000кгс*м.

В полете движение РУДа приводит к рысканию и компенсируются педалями. Более того, даже при отрыве РУСом не компенсируют никаких кренящих моментов. Случаи порывов бокового ветра я не рассматриваю. А теперь объясните мне упертому столь резкое расхождение теории и практики.
В объяснении почему поршневой одномоторный самолет ведет в сторону я больше склоняюсь к воздействию потока от воздушного винта на вертикальное хвостовое оперение. Как к наиболее существенной величине.

Для этого нужно было просто внимательно читать предидущие посты.
На взлете (когда есть скорость) реакивный момент компенсируется до отрыва заднего колеса фиксацией этого колеса, после отрыва аэродинамической силой от руля направления.
Для чего его обычно делают либо ассиметричного профиля либо имеет небольшой установовчный угол.
В резултате на разбеге создается с одной стороны момент относительно продольной оси стремящийся компенсировать реактивный момент винта,
а также момент относительно вертикальной оси стремящийся компенсировать увод самолета в сторону.
После отрыва компенсируется только реактивный момент(стойки не создают разворачивающий момент).
В полете изменение режима двигателя приводит к изменению реактивного момента и нарушает равновесие, стремление создать крен в ту или иную сторону. Что в свою очередь приводит к скольжению в сторону крена в виду того что центр давления находится выше Ц.Т. (плюс V-крыла помогает) скольжение вызывает момент противодействующий реактивному моменту. Но Ц.Д фюзеляжа и киля находится позади Ц.Т. что вызывает еще и вращение относительно вертикальной оси самолета(рыскание). Собственно вот это и компенсирется дачей педали.

Устойчивость относительно продольной и вертикальной оси у самолета достаточно связаны между собой. Например ручки в сторону вызывает крен но помимо этого еще и некоторое скольжение. Соответсвенно дача педали приводит к некоторому крену в туже сторону.
Поэтому рассматривать их нужно в комплексе.

[Sexton]

Лучше скажите - баг-репорт в МГ отправлялся? Что ответили?

[-11-]

Лучше скажите - баг-репорт в МГ отправлялся? Что ответили?

Репорт.
Ваша игра - баг.

Ответ.
УНВП. БЖСЭ...... ПН........тьфу, это не отсюда.

[ivan_sch]

Т.е по вашему он несуществует либо настолько мал что не слеует учитывать ?

Не надо передергивать. Я наоборот выражаю свое удивление тем что весьма существенный момент, изменяющийся в большом диапазоне не рассматривается.

Но вот цитатка по поводу того же Як-52 При рулении самолет стремится развернуться вправо за счет действия реакции воздушного винта. Это стремление парируется отклонением руля направления влево.
Т.е явно указывается склонность самолета к развороту, и явно указывается причина этого увода.

В использованном Вами источнике на пару страниц раньше приведенной цитаты очень подробно разобран взлет самолета. И нигде в расчетах нет этого момента. Только уже в конце этак вскользь упомянуто. Правда забавно?

Сравните жесткость этих стоек. От тяги винта при даче оборотов на переднюю стойку действует такое же усилие как на обе задние.
Т.е если передняя стойка проседает то задние должны подниматься.
Но их во первых две, а во вторых жесткость их гораздо выше на них в стояночном положении приходится большая часть веса самолета в отличии от передней стойки.

Не думаю что жесткость стоек сильно различается. Кроме того, на носовую стойку тоже иногда приходяться вполне заметные нагрузки. Ударные например.

По этой причине при одном и том же усилии обжатие передней стойки хорошо видно а отжатие боковых практически незаметно.

Отжатие вполне заметно сразу после запуска. Самолет "приподнимается" в потоке.

Кроме того неплохо бы сравнить моменты от тяги винта при обробовании,
для этого нужно тягу винта умножить на плечо (высоту оси винта над поверхностью земли).
Если тяга скажем 500кг а высота оси винта над землей 2 м то момент будет 1000кгс*м.

2 метра - это немного перебор. Но согласно всем рассуждениям самолет еще и на правую стойку должен проседать. А не проседает.

Для этого нужно было просто внимательно читать предидущие посты.
На взлете (когда есть скорость) реакивный момент компенсируется аэродинамической силой от руля направления.
Для чего его обычно делают либо ассиметричного профиля либо имеет небольшой установовчный угол.
В резултате на разбеге создается с одной стороны момент относительно продольной оси стремящийся компенсировать реактивный момент винта,
а также момент относительно вертикальной оси стремящийся компенсировать увод самолета в сторону.
После отрыва компенсируется только реактивный момент(стойки не создают разворачивающий момент).
В полете изменение режима двигателя приводит к изменению реактивного момента и нарушает равновесие, стремление создать крен в ту или иную сторону. Что в свою очередь приводит к скольжению в сторону крена в виду того что центр давления находится выше Ц.Т. (плюс V-крыла помогает) скольжение вызывает момент противодействующий реактивному моменту. Но Ц.Д фюзеляжа и киля находится позади Ц.Т. что вызывает еще и вращение относительно вертикальной оси самолета(рыскание). Собственно вот это и компенсирется дачей педали.

Устойчивость относительно продольной и вертикальной оси у самолета достаточно связаны между собой. Например ручки в сторону вызывает крен но помимо этого еще и некоторое скольжение. Соответсвенно дача педали приводит к некоторому крену в туже сторону.
Поэтому рассматривать их нужно в комплексе.

Все далеко не так одозначно.

Тогда рассмотрите подробнее момент отрыва. Куда исчезает опрокидывающий момент? Педаль как была так и осталась.

Вот насчет рассмотрения всего в комплексе пожалуй самая здравая мысль. Не стоит сводить все к одному единственному моменту реакции винта.

Кстати, а Вам не приходит в голову мысль съездить в аэолклуб и самому все проверить и потрогать?

[Hammer]

В использованном Вами источнике на пару страниц раньше приведенной цитаты очень подробно разобран взлет самолета. И нигде в расчетах нет этого момента. Только уже в конце этак вскользь упомянуто. Правда забавно?

Может просто не стали перегружать читателя ? Там про сам увод на взлете говорится только в указаном мной фрагменте.

Не думаю что жесткость стоек сильно различается. Кроме того, на носовую стойку тоже иногда приходяться вполне заметные нагрузки. Ударные например.

Более жесткая толко усилит ударные воздействия на самолет.
Менее жесткая стойка будет лучше их гасить.
Вообще жесткость в таких случаях выбирают исходя из нагрузки.
Сравните какие динамические нагрузки испытывает человек в кузове пустого грузовика, и когда грузовик загружен.
В первом случае жесткость рессорного подвешивания будет излишне высокой для такого веса, отсюда ускорения в кузове будут большие.
Когда кузов загружен эти ускорения станут значительно меньше и трясти человека будет более мягко.
Тоже самое и со стойками раз на переднюю стойку приходится небольшой вес следовательно и жесткость ее делают меньшей.

Отжатие вполне заметно сразу после запуска. Самолет "приподнимается" в потоке.

Боюсь что в данном случае дело не только в потоке, а и в том что стойки разгружаются моментом от силы тяги.

2 метра - это немного перебор. Но согласно всем рассуждениям самолет еще и на правую стойку должен проседать. А не проседает.

Он и проседает, только это менее заметно чем в случае с передней стойкой. В таких случаях лутчше проводить замеры высоты стоек с выключеным и включеным мотором и сравнивать. И желательно на твердой поверхности типа бетонки.

Тогда рассмотрите подробнее момент отрыва. Куда исчезает опрокидывающий момент? Педаль как была так и осталась.

Для случая Як-52 во время разбега возникающий разворачивающий момент компенсируется дачей педали. После отрыва тоже самое только
здесь момент вместо разной загрузки стое будет стремится накренить самолет, что приводит к скольжению которое опять таки парируется рулем высоты педаль то уже дана во время разбега.
При резкой даче газа помимо изменения реактивного момента будет действовать еще и значительный момент инерции но на тойже оси
и самолет на малой скорости может так кувыркнуть что никаких педалей и элеронов нехватит для компенсации.

Вот насчет рассмотрения всего в комплексе пожалуй самая здравая мысль. Не стоит сводить все к одному единственному моменту реакции винта.

В случае с уводом на взлете дело именно в нем.
А вообще при изменении режима двигателя есть еще момент возникающий из за несовпадения оси винта и ЦД.
И тут уже меняется пикирующий момент самолета. Если ось винта выше Ц.Д. в штопоре например дача газа может создать дополнительный пикирующий момент и тем самым помочь выводу из него.

[ivan_sch]

Может просто не стали перегружать читателя ? Там про сам увод на взлете говорится только в указаном мной фрагменте.

Ну это ж не мурзилка и не популярная механика. Чтоб не перегружать.

Более жесткая толко усилит ударные воздействия на самолет.
Менее жесткая стойка будет лучше их гасить.
Вообще жесткость в таких случаях выбирают исходя из нагрузки.
Сравните какие динамические нагрузки испытывает человек в кузове пустого грузовика, и когда грузовик загружен.
В первом случае жесткость рессорного подвешивания будет излишне высокой для такого веса, отсюда ускорения в кузове будут большие.
Когда кузов загружен эти ускорения станут значительно меньше и трясти человека будет более мягко.

Мы сейчас с этими аналогиями докатимся до дрели в ваккуме. Носовая стойка по конструкции амортизатора аналогична основным.

Тоже самое и со стойками раз на переднюю стойку приходится небольшой вес следовательно и жесткость ее делают меньшей.

При плохой посадке самолет часто бросает на переднюю стойку.

Он и проседает, только это менее заметно чем в случае с передней стойкой. В таких случаях лутчше проводить замеры высоты стоек с выключеным и включеным мотором и сравнивать. И желательно на твердой поверхности типа бетонки.

Это практически не заметно. Вот стокиллограмовый дядя на крыле - заметно. А момент в 200 гкм - не заметно. Странно?

Эта мысль уже приходила в голову. Надо будет ее подкинуть в передачу Разрушители мифов 0-).
А еще можно тензометры под дутики подложить 8-)

Для случая Як-52 во время разбега возникающий разворачивающий момент компенсируется дачей педали. После отрыва тоже самое только
здесь момент вместо разной загрузки стое будет стремится накренить самолет, что приводит к скольжению которое опять таки парируется рулем высоты педаль то уже дана во время разбега.

Еще раз - во время разбега педалью компенсируют снос и держат. Все. Потом создают взлетный угол, фиксируют и держат. Все. Если учесть что по мере разбега реакция опоры уменьшается, то пилот должен постоянно это компенсировать. Этого по моим наблюдениям нет.

[Hammer]

Ну это ж не мурзилка и не популярная механика. Чтоб не перегружать.
Мы сейчас с этими аналогиями докатимся до дрели в ваккуме. Носовая стойка по конструкции амортизатора аналогична основным.

Нас интересует не конструкция амортизация, а жесткость его.
А насчет аналогий она там довольно прямая. Высокая жесткость стоек шасси приведет к возникновению больших нагрузок на планер и экипаж при посадке. Т.е помимо хорошего удара по пятой пилоту точке нужно усились еще и стойки и планер для посадочных нагрузок. Спрашивается оно надо ?

При плохой посадке самолет часто бросает на переднюю стойку.

Его и на боковые приложить весьма не слабо может.
В данном случае жесткость стоек будет заивсеть от распределения нагрузок в стояночном положении. А большая ее часть приходится именно на боковые стойки.

Это практически не заметно. Вот стокиллограмовый дядя на крыле - заметно. А момент в 200 гкм - не заметно. Странно?

Нужно смотреть где там дядя ,а где стойки, и какой реактивный момент.
Если конкретно для Як-52 то для этого нужна взлетная мощность двигателя, частота вращения винта и растояние между боковыми стойками. Тогда можно будет посчитать более конкретно. А если будет жесткость амортизаторов боковых стоек, то и просадку от реактивного момента.

А еще можно тензометры под дутики подложить 8-)

Да хоть на весы отдельно каждую стойку

Еще раз - во время разбега педалью компенсируют снос и держат. Все. Потом создают взлетный угол, фиксируют и держат. Все. Если учесть что по мере разбега реакция опоры уменьшается, то пилот должен постоянно это компенсировать. Этого по моим наблюдениям нет.

Помимо реакции опоры еще и скорость потока возрастает, от чего растут аэродинамические силы на вертикальном оперении в частности.
При одинаковом отклонении, силы эти растут как квадрат скорости.

[ivan_sch]

Нужно смотреть где там дядя ,а где стойки, и какой реактивный момент.
Если конкретно для Як-52 то для этого нужна взлетная мощность двигателя, частота вращения винта и растояние между боковыми стойками. Тогда можно будет посчитать более конкретно. А если будет жесткость амортизаторов боковых стоек, то и просадку от реактивного момента.

Дядя? На корне крыла. Можно считать прям на линии основных стоек шасси. Мощность - 360 лс, 2500 об/мин. Колея - 2715 мм.

Помимо реакции опоры еще и скорость потока возрастает, от чего растут аэродинамические силы на вертикальном оперении в частности.
При одинаковом отклонении, силы эти растут как квадрат скорости.

Какие силы на вертикальном, симметричном, без установочных углов оперении? Это ж Вам не мессер.

[ivan_sch]

Для случая Як-52 во время разбега возникающий разворачивающий момент компенсируется дачей педали. После отрыва тоже самое только
здесь момент вместо разной загрузки стое будет стремится накренить самолет, что приводит к скольжению которое опять таки парируется рулем высоты педаль то уже дана во время разбега.
При резкой даче газа помимо изменения реактивного момента будет действовать еще и значительный момент инерции но на тойже оси
и самолет на малой скорости может так кувыркнуть что никаких педалей и элеронов нехватит для компенсации.

Кстати, а причем здесь педали? Вроде реактивный момент элеронами компенсируется? Кстати, а куда делся момент сил сопротивления?
А воздействие потока от воздушного винта?

[Hammer]

Дядя? На корне крыла. Можно считать прям на линии основных стоек шасси. Мощность - 360 лс, 2500 об/мин. Колея - 2715 мм

2500 это винта или двигателя больше похоже на двигатель ?
Но тем неменее вот что получается в случае если всетаки 2500 это винт.
M=N/w

Угловая скорость 2500*2*Pi/60=261,67 с^-1
Мощность 360*736=264,96 кВт

Отсюда момент 264960/261,67=1012,57Н*м или 103,2 кгс*м
отсюда усилие на стойках будет
F=M/h
1012,57/2,715=372,97 Н или 38кгс

Т.е в случае Як-52 от реактивного момента одна стойка загружается на 38 кгс другая разгружается на 38кгс.

Какие силы на вертикальном, симметричном, без установочных углов оперении? Это ж Вам не мессер.

Педаль при взлете дается ?

[Hammer]

Кстати, а причем здесь педали? Вроде реактивный момент элеронами компенсируется?

Он может компенсироваться тем и другим. выше уже писал что руль направления и элероны работают во взаимодействии.

Кстати, а куда делся момент сил сопротивления?
А воздействие потока от воздушного винта?

А чему сопротивляться шасии то уже в воздухе ?

[ivan_sch]

2500 это винта или двигателя больше похоже на двигатель ?
Но тем неменее вот что получается в случае если всетаки 2500 это винт.
M=N/w

Угловая скорость 2500*2*Pi/60=261,67 с^-1
Мощность 360*736=264,96 кВт

Отсюда момент 264960/261,67=1012,57Н*м или 103,2 кгс*м
отсюда усилие на стойках будет
F=M/h
1012,57/2,715=372,97 Н или 38кгс

Т.е в случае Як-52 от реактивного момента одна стойка загружается на 38 кгс другая разгружается на 38кгс.



Педаль при взлете дается ?

Педаль не только дается, но и держиться. Так 38 кгс это много или мало? Мне кажется что мало. И именно поэтому основная стойка шасси даже не реагирует на него. И есть еще подозрение, что реактивный момент в случае с Як-52 всего лишь один из факторов. Впрочем, для других самолетов подобной схемы так же.

[ivan_sch]

Он может компенсироваться тем и другим. выше уже писал что руль направления и элероны работают во взаимодействии.


А чему сопротивляться шасии то уже в воздухе ?

Нда? Не так давно вы были гораздо более категоричны. Я собственно еще раз прочитал Ваш пост в этом треде, с которого практически и начался этот спор.

[ivan_sch]

2500 это винта или двигателя больше похоже на двигатель ?
Но тем неменее вот что получается в случае если всетаки 2500 это винт.
M=N/w

Угловая скорость 2500*2*Pi/60=261,67 с^-1
Мощность 360*736=264,96 кВт

Прошу прощения, я дал неверные данные. Взлетный режим это 2900-3000 об/мин.

[Hammer]

Педаль не только дается, но и держиться. Так 38 кгс это много или мало? Мне кажется что мало.

Вообще нужно уточнить 2500 об/мин это частота вала двигателя или все таки винта ?
Если у винта меньше то соответсвенно и момент и усилия подрастут
но думаю не более чем в 1,5-2 раза.

И именно поэтому основная стойка шасси даже не реагирует на него. И есть еще подозрение, что реактивный момент в случае с Як-52 всего лишь один из факторов. Впрочем, для других самолетов подобной схемы так же.

А вы попробуйте сравнить мощность двигателя у Як-52 и Ла-5ФН например. 360 л.с. против 1850 л.с разница в 5 раз.
Растояние между стойками там отличается далеко не в 5 раз.
Там где у Як-52 увеличение нагрузки на стойки не боле 5-10%
на Ла-5ФН это будет порядка 30-40% а может и больше.
Тоже и у Bf.109G-2 там движек конечно менее мощный но зато и растояние между стойками меньше.
Т.е если у Як-52 этот момент не особо большой то у самолетов с более мощными двигателями он может быть больше в разы.

[Hammer]

Прошу прощения, я дал неверные данные. Взлетный режим это 2900-3000 об/мин.

Важней уточнить это обороты двигателя или винта ?

[ivan_sch]

Важней уточнить это обороты двигателя или винта ?

Я склоняюсь к тому, что винта. В жизни на Як-52 используют проценты, поэтому нет уверенности.