в чем прикол цпго?
Правильно ля и понимаю, что вышеназванный Х равен почти одному градусу,
Мне кажется неправильно понимаешь. Угол атаки увеличится на маленькую величину. Ну примерно меньше чем отношение площади стабильника к площади крыла умноженное разницу отклонения стабильника(просто компенсация потери подъемной силы на стабильнике из-за балансировки(если скорость не изменна)). В другом случае угол атаки можно посчитать по известной формуле для новой полетной скорости(G=Y Y= Су Ro V^2/2 *S Су = Cyпоальфа(альфа- альфа0) и т.д.)
Профиль NACA-0005, конечно, непригоден для наших целей, но для демонстрации эффекта отклонения РВ, думаю, пойдет.
а какие цели мы преследуем можно уточнить;)
Конечно, при другом профиле и большем отклонении РВ, разница в сопротивлении может быть больше. Но даже если эта разница составляет 10%, в пересчете на полное сопротивление самолета это будет около 10% * 3% = 0.1 * 0.03 = 0.003 = 0.3%. Это при ОЧЕНЬ сильном отклонении РВ и просто нереально.
Коль скоро здесь собрались в большинстве своем метальщики, то давайте рассматривать профили серии HT (ну чтоб наглядно было).
И ещё подолью масла: - если рассматриваем стабилизатор с рулем высоты, то какой ширины должен быть руль высоты в % от хорды стаба?
У больших планеров все не совсем как у нас. Доволилось мне на бланике порулить.
Там искусство пилотирования, умение работать РН ибо хвостовая балка очень короткая, а площадь киля очень мала для такого момента инерции. С РВ все проще, никаких запаздываний, но рулить просто джойстиком без педалей чревато неприятными скольжениями.
Имхо, чем длиннее балка и меньше поперечное сечение стаба тем лучше, но делать балку длиннее размаха не вижу смысла.
Имхо, чем длиннее балка и меньше поперечное сечение стаба тем лучше,
Очень спорное высказывание. Плечо стабилизатора выбирается исходя из многих критериев( главные -устойчивость, управляемость, вес и т.д.)
Вот представьте себе, что мы смотрим на планер с ЦПГО (из условий задачи) в профиль и летит он мимо нас справа налево. Второй планер, что более с передней центровкой и с более круто поднятым стабильником ЦПГО, будет повернут относительно первого именно против часовой стрелки, а не по. И всё это оттого, что скорей маленький стабильник плашмя к потоку встанет, нежели огромное крыло.
Если пренебречь разницей в подъёмной силе ГО между случаями 1 и 2, то угол атаки крыла, а следовательно, и угол фюзеляжа по отношению к набегающему потоку, не изменятся. Крыло создаёт одинаковую подъёмную силу в обоих случаях (мы пренебрегли эффектом добавочной силы ГО). Значит крыло (и фюзеляж) будет под одинаковым углом атаки в обоих случаях.
Если учитывать то, что дополнительная сила на ГО в случае 2 направлена вниз, то крыло должно компенсировать эту силу. Т.е. для сохранения той же скорости ГП, крыло должно быть под несколько большим углом атаки. Но разница в углах будет небольшая. Она будет примерно во столько же раз меньше 1-го градуса, во сколько площадь крыла больше площади ГО.
во сколько площадь крыла больше площади ГО.
А рычаг стабилизатора разве не учитывается?
Я так понимаю, что не учитывается. Потому что мы рассматриваем не рычаг, а подъемную силу стабилизатора.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Юрий, мы говорим об равновесии сил в вертикальной плоскости.
Если ты хочешь написать уравнение равновесия моментов, то 1) его удобнее и правильнее писать относительно ЦТ, тогда не нужно учитывать момент от силы тяжести, 2) нужно учитывать продольный момент крыла. Только к поставленной Витей задаче это не относится. В задаче говорилось, что моменты уравновешены (сумашедшим) сдвигом ЦТ. Спрашивалось только, как изменится угол атаки крыла.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Путаете 2 метода рассмотрения сил и моментов. 1 метод - это полная аэродинамическая сила расположенная в центре давления крыла и стабилизатора и сила тяжести приложенная в центре тяжести ( понятия фокуса нет совсем).Все меряется от передней кромки крыла. 2 метод( придуманный для облегчения расчетов) - подъемная сила и сила тяжести приложенные всегда в центре тяжести, все приращения подъемной силы приложены в фокусе,для соответствия математики добавлен момент крыла. Все меряется от центра тяжести. Не надо смешивать эти методы. Математически они равноценны.
что моменты уравновешены (сумашедшим) сдвигом ЦТ
теперь понЯл
Имхо все просто. У крыла в крейсерском режиме фиксированный ЦД и скорость, а так же оптимальный угол по отношению к горизонту, потому что крыло “скользит” по воздуху создавая силу движения.
Если представить схему весов, точкой ЦД (не ЦТ) ставим на клин, на одной стороне весов ГО, на второй вес фюзеляжа. Чем более передняя центровка тем выше задран вверх РВ, тем выше сопротивление и выше угол между крылом и ГО. В идеале ЦТ должен попадать в ЦД, но это задняя центровка да и ЦД профиля гуляет не слабо.
Всё спасибо. Я понял, что ошибался относительно возможности стабильником существенно изменить угол крыла (к горизонту) при “почти” ГП. Он (угол) практически не меняется, разве что на какие-то доли градуса и соответственно на скорость самолёта влияение почти не оказывает. Скорость зависит от текущего угла скольжения и кучи факторов на которые мы в полете уже никак повлиять не можем (если предположить, что ни элеронов ни закрылков у нас нет).
Интересно, а кто нибудь для “почти” ГП считал, сколько в чистом виде (в %) прибавляет скорости подъем элеронов (во все крыло F3K) на 0.5-1 мм относительно “прямого” профиля? Что-то мне практика подсказывает что там какие-то крохи выходят, а высоты теряешь куда больше.
Я понял, что ошибался относительно возможности стабильником существенно изменить угол крыла (к горизонту) при “почти” ГП. Он (угол) практически не меняется, разве что на какие-то доли градуса и соответственно на скорость самолёта влияение почти не оказывает.
Как раз все наоборот. Стабильником как раз балансируют планер на разных скоростях и угол атаки изменяется в широких пределах. Основополагающей величиной для выбора балансировки (угла стабилизатора и положения ЦТ) является скорость, которую надо получить (скорость максимального качества, скорость максимальной продолжительности, скорость максимальной дальности и т.д.). Она определяется по поляре самолета(или расчетом или желанием пилота). Угол крыла (к горизонту) величина не очень понятная. Есть тангаж, есть угол атаки, есть угол снижения(или угол наклона траектории). А что такое угол крыла и для чего он? Обычно используют понятие угол тангажа.
Угол крыла к горизонту это угол тангажа, но тангажа самого крыла, а не аппарата в целом. Если задрать угол установки крыла + 3 лишних градуса, то мы поимеем наклон фюза на минус 3 градуса (вниз носом смотреть будет) при таком же режиме полета аппарата.
Разные полетные режимы ГП задаваемые стабилизатором визуально меняют скорость за счет чего изменяется реальный угол атаки крыла (обтекания воздухом), но очень слабо меняют реальный тангаж крыла (если не говорить о пикировании).
но очень слабо меняют реальный тангаж крыла
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля. Это не мало(как мне кажется). Фюз точно по полету будет только на одной скорости когда угол атаки крыла = установочному углу крыла. На других скоростях он будет смотреть вниз или вверх( тут никуда не денешься если только не поставить РМашинку и крутить установочный угол прямо в полете в зависимости от режима)
Появилась дурная мысль в связи с этим моментом. Если сделать такой девайс, состоящий из маленького флюгера на фюзеляже и электронного устройства. Флюгер меряет отклонение фюзеляжа от потока. электронный блок дает дополнительный сигнал на машинку РВ и сигнал на машинку, которая изменяет установочный угол крыла. В этом случае фюзеляж на любой скорости имеет мин сопротивление, а угол между крылом и стабилизатором постоянный. По идее эффект должен быть хороший. Может кто думал над этим или делал опыты. Интересны результаты.
Флюгер меряет отклонение фюзеляжа от потока. электронный блок дает дополнительный сигнал на машинку РВ и сигнал на машинку, которая изменяет установочный угол крыла. В этом случае фюзеляж на любой скорости имеет мин сопротивление, а угол между крылом и стабилизатором постоянный. По идее эффект должен быть хороший. Может кто думал над этим или делал опыты. Интересны результаты.
Поток в районе фюзеляжа имеет весьма сложную криволинейную форму. И степень его кривизны от угла атаки сильно зависит.
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля. Это не мало(как мне кажется).
Не могу согласиться. Вечного двигателя не существует, при положительных углах тангажа планер будет тратить энергию, будет тормозить, затем падать. Продолжительный ГП на таких режимах невозможен. Под режимом ГП я подразумеваю устойчивое планирование на постоянной скорости, а это отрицательные углы тангажа, иначе крыло просто скользить не будет. Поэтому диапазон этих рабочих углов очень узкий.(зона откровенного пикирования не в счет)
Поэтому диапазон этих рабочих углов очень узкий.(зона откровенного пикирования не в счет)
. Опять заблуждение. Посмотрите на каких Су работают крылья в режиме парения. Посмотрите какому углу атаки соответствует этот Су (а угол тангажа совсем маленький, вертикальная скорость снижения вообще минимальная). Сразу станет все на свои места. Особенно для чего профиль гнут в этом режиме. Не надо путать угол тангажа и угол наклона траектории.
Угол крыла (к горизонту) величина не очень понятная. Есть тангаж
Пунктуацию поправить:
Угол крыла к горизонту (величина не очень понятная) - есть тангаж (плюс перманентный угол установки крыла к фюзеляжу). 😛
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля.
Эмм, тогда бы, при этом самом ГП самолет бы и летел с сильно опущенной балкой (до 12-14 градусов). Мы же не меняем угол между крылом и фюзеляжем, ибо он у нас конструктивно заложен в перманентную величину. Все предыдущие рассуждения и сводили все к тому, что при ГП тангаж меняется на доли градуса, а вот стабильник может отклоняться довольно существенно. Повторюсь, речь о “почти” ГП… не пикируем, не кабрируем. Страемся лететь ровно с какой-то скоростью снижения.
Иначе опять та фигня выходит о которой вначале говорил… Тормозим крылом, как лопатой. Вроде все договорились, что это не так.
Тормозим крылом, как лопатой. Вроде все договорились, что это не так.
Все договорились что это не так на одной и той же скорости( См. условия вопроса пост 58 Где точно указано что скорость вес и конфигурация одинакова). На маленькой скорости балка будет сильно опущена. ( Смотрим 3д пилотаж фигура хариер . Там правда движком помогают) и опущена она будет на угол равный угол атаки - установочный угол крыла + угол наклона траектории