Площадь крыла
Если боинги проектируют так что бы ГО не создавало отрицательной подьемной силы на каком-то режиме, с какой-то определенной центровкой. То это не значит- на большинстве режимов.
Центровку пассажирского самолета можно изменять в широких пределах размещением грузов и топлива. С Боингом не очень знаком, а вот на Ил-62 и Ил-86 для экономии топлива в крейсерском полете стараются держать заднюю центровку. Делается это порядком расхода топлива из баков. Перед посадкой перекачивают топливо из килевого бака в расходные крыльевые для смещения центровки вперед.
Может проясните путаницу с подъемной силой и приращением подъемной силы? Ну скажем на примере интегрального стабилизатора?
Точка приложения подъемной силы к самолету в общем случае зависит от угла атаки.
Имеем модель массой 1 кг. Допустим модель сбалансирована. Допустим центровка 30%. Там же и центр приложения подъемной силы, равной 1 кг.
Из за порыва ветра увеличился угол атаки. Подъемная сила стала 1.1 кг. Центр приложения подъемной силы сместился назад (модель устойчива) и создал пикирующий момент.
Но коэффициент момента и коэффициент подъемной силы для обычных профилей линейно зависят от угла атаки. А это означает что существует такая точка, приложив куда приращение подъемной силы мы получим приращение момента. Вот эта точка называется аэродинамическим фокусом модели. Если в нашем случае оставить 1 кг подъемной силы в центре тяжести а дополнительные сто грамм приложить в фокусе, то получим тот же пикирующий момент.
Фокус штука чисто виртуальная в отличие от центра давления. Но он очень удобен для расчета устойчивости. У устойчивой модели центр тяжести должен быть впереди фокуса. Отсюда же следует что для увеличения угла атаки к оперению надо приложить дополнительно силу сверху. Это не означает что оперение должно тянуть вниз, оно может вверх тянуть и тогда для увеличения угла атаки надо уменьшить подъемную силу оперения.
Что то корявенько у меня получилось😵
Добавлю, что говоря “фокус” обычно подразумевают фокус по углу атаки Хf, тот самый который отвечает за статическую устойчивость самолета. Все просто - коэффициент запаса продольной статической устойчивости Сигма н - это разница Хт-Хf или попросту расстояние от ЦТ до фокуса по углу атаки. Чем оно больше, тем самолет устойчивей. Но! бывают другие точки приложения приращений аэродинамических сил. Так в продольном канале существует еще фокус по выпуску механизации, например закрылков. А в боковом канале есть фокус по углу скольжения. Их смысл аналогичен смыслу фокуса по углу атаки. Так что фокусов у самолета много!
Центровку пассажирского самолета можно изменять в широких пределах размещением грузов и топлива. С Боингом не очень знаком, а вот на Ил-62 и Ил-86 для экономии топлива в крейсерском полете стараются держать заднюю центровку. Делается это порядком расхода топлива из баков. Перед посадкой перекачивают топливо из килевого бака в расходные крыльевые для смещения центровки вперед.
Еще существует перекладка стабилизатора, например на ту-154 для тех же целей - экономия. Лучше на крейсерском режиме слегка изменить угол установки стабилизатора, чем весь полет держать большое балансировочное отклонение РВ, что создаст большее сопротивление чем от немножко отклоненного стабилизатора.
Ну вот. Вы сами сказали, что стараются иметь заднюю центровку, но это не значит что стараются поиметь нейтральную. Любая “задняя” центровка обычно не допускает перехода Фокуса при допустимых углах атаки вперед ЦТ. То есть до 0 ГО никто не стремится разгрузить.
Но со слов КА-04 выходит наоборот и даже больше того пытаются заставить ГО работать на создание положительной подъемной силы! (напомню речь о классической компоновке)
Имеем модель массой 1 кг. Допустим модель сбалансирована. Допустим центровка 30%. Там же и центр приложения подъемной силы, равной 1 кг.
Если бы подьемная сила была приложена там же где и ЦТ, то центровка называлась бы 50%. Это раз.
Второе, при увеличении угла атаки ЦД смещается вперед. Так что в вашем примере самолет самопроизвольно начнет увеличивать тангаж.
У устойчивой модели центр тяжести должен быть впереди фокуса. Отсюда же следует что для увеличения угла атаки к оперению надо приложить дополнительно силу сверху. Это не означает что оперение должно тянуть вниз, оно может вверх тянуть и тогда для увеличения угла атаки надо уменьшить подъемную силу оперения.
И при чем тут все это?
Изначально речь зашла о том что при горизонтальном равномерном полете у статически устойчивого самолета классической схемы ГО создает отрицательную подъемную силу. Покажите мне пример где ГО создает положительную подъемную силу соблюдая условие ЦТ впереди фокуса при классической компановке ?
Теперь на счет фокуса. Посути это место куда приложена аэродинамическая сила при данном угле атаки. Но так же для крыла верно и то что она приложена к ЦД. Я верно рассуждаю?
Вот хорошие анимированные картинки для большего понимания происходящих процессов кому интересно
www.uvauga.ru/E_library/Aerodynamics/173.htm
В первую очередь перекладка на ТУ, да и на всех остальных, выполняется на кабрирование при выпуске механизации крыла, потому как просто расходов РВ не хватает для парирования возросшего пикирующего момента. А так же триммирование, происходит перекладкой стаба, потому как правильно вы сказали, выгоднее это сделать отклонив на небольшой угол весь стаб, нежели на большой РВ. Плюс это позволяет иметь постоянные расходы по РВ при любой центровке. И уже только потом имеет отношение к уменьшению балансировочных потерь.
Ну вот. Вы сами сказали, что стараются иметь заднюю центровку, но это не значит что стараются поиметь нейтральную. Любая “задняя” центровка обычно не допускает перехода Фокуса при допустимых углах атаки вперед ЦТ. То есть до 0 ГО никто не стремится разгрузить.
Но со слов КА-04 выходит наоборот и даже больше того пытаются заставить ГО работать на создание положительной подъемной силы! (напомню речь о классической компоновке)
Если в классической компоновке плавно увеличивать площадь оперения то она плавно перейдет сначала в тандем потом в утку. “Илья Муромец” тоже вроде по классической компоновке сделан, однако ц.т. у него был за задней кромкой коробки крыльев. И соответственно оперение создавало положительную подъемную силу.
Если сделать очень эффективное оперение, то фокус может за крыло уйти. И тогда придется делать несущее оперение и центровку где нибудь 70-80%.
Покажите мне пример где ГО создает положительную подъемную силу соблюдая условие ЦТ впереди фокуса при классической компановке ?
Планеры класса А-2, самолет “Илья Муромец”.
А как воздух определяет где кончается крыло и начинается законцовка?
Думаю, по профилю обтекаемого тела. 😆
Если учесть что на картинке имеется неточность, два раза ЦТ. Вместо ЦТ и ЦД
На рисунке с сайта Кумолово действительно ошибка, не стал править, понятно же, что двух ЦТ быть не может.
Если учесть что на картинке имеется неточность, два раза ЦТ. Вместо ЦТ и ЦД
На рисунке с сайта Кумолово действительно ошибка, не стал править, понятно же, что двух ЦТ быть не может. (глюк, не стирается)
Так нельзя говорить. На статически устойчивом самолете не аэродинамическая сила на ГО направлена вниз* (хотя может быть и такой случай), а приращение подъемной силы от балансировочного отклонения РВ имеет знак минус,
Откуда появится приращение подъёмной силы в установившемся полёте ? Когда самолёт уже сбалансирован и летит горизонтально, на ГО никакие силы не действуют ?
Все зависит от положения центра давления,
Тогда скажите, как расчитать положение центра давления у модели самолёта ?
Тогда скажите, как расчитать положение центра давления у модели самолёта ?
Ребята,всё,что вы наговорили -правильно!Но для модели нет смысла залезать в самые дебри! Рассчитать положение САХ(средняя аэродинамическая хорда)нетрудно по чертежу,ЦТ(центр тяжести) смело ставьте в пределах от 25% до 30% САХ!
95% авиамоделей нормальной схемы (не утка)имеют ЦТ в этих пределах.
А вот в полётах увидите,что вам нужно:желаете увеличить маневренность -
ЦТ сдвигаете назад,хотите большей устойчивости(продольной) -ЦТ вперёд!
Удачи!
И каким образом
Планеры класса А-2, самолет “Илья Муромец”.
у этих самолетов выполняется условие ЦТ впереди фокуса крыла если ГО несущее? 😵
Ребята,всё,что вы наговорили -правильно!Но для модели нет смысла залезать в самые дебри! Рассчитать положение САХ(средняя аэродинамическая хорда)нетрудно по чертежу,ЦТ(центр тяжести) смело ставьте в пределах от 25% до 30% САХ!
Вот и добрались до сути. Зачем все эти АД-ские премудрости, когда главное неизвестно ? Об этом, наверное, и хотел сказать Пахомов, посылая аэродинамику …😁
Об этом, наверное, и хотел сказать Пахомов, посылая аэродинамику …😁
Слава Богу!😒
Ребята,всё,что вы наговорили -правильно!Но для модели нет смысла залезать в самые дебри! Рассчитать положение САХ(средняя аэродинамическая хорда)нетрудно по чертежу,ЦТ(центр тяжести) смело ставьте в пределах от 25% до 30% САХ!
95% авиамоделей нормальной схемы (не утка)имеют ЦТ в этих пределах.
А вот в полётах увидите,что вам нужно:желаете увеличить маневренность -
ЦТ сдвигаете назад,хотите большей устойчивости(продольной) -ЦТ вперёд!
Удачи!
Это верно! Такой рабоче крестьянский подход и это справедливо с натяжкой для симметричных профилей пилотажек и фанфлаев, но как только начинаются более менее кривые профиля - все сыпется к черту.
Тогда скажите, как расчитать положение центра давления у модели самолёта ?
Никак. Продувать надо и снимать точки. Собственно тут и начинается настоящая аэродинамика, а не приближения из учебника.
Ветровые возмущения - самолет летит не в спокойной атмосфере, а в условиях постоянных порыво в ветра. Отсюда постоянно меняющийся дельта альфа.
Господа, спор беспредметен, как и вся “аэродинамика”, как наука…☕
Христос Воскресе!
Христос Воскресе!
Христос Воскресе!
😒
Откуда появится приращение подъёмной силы в установившемся полёте ? Когда самолёт уже сбалансирован и летит горизонтально, на ГО никакие силы не действуют ?
Ответ - ветровые возмущения - самолет летит не в спокойной атмосфере, а в условиях постоянных порывов ветра. Отсюда постоянно меняющийся дельта альфа.
Господа, спор беспредметен, как и вся “аэродинамика”, как наука…☕
Христос Воскресе!
Христос Воскресе!
Христос Воскресе!
😒
Воистину Воскрес! Чмок! Чмок! Чмок!😁
Действительно, чтобы спорить про аэродинамику надо как минимум закончить 105 каф. МАИ (Я со 106-й уже не подхожу, хотя очень рядом - Динамика полета).
А когда работал на МиГе в отделе аэродинамики в бригаде аэродинамических нагрузок, у нас был (видимо есть до сих пор) старейший и умнейший аэродинамик Евгений Иванович Орлов, ему уже много-много лет, но у него очень светлый ум. Так вот он говорил: Аэродинамика - это НЕ НАУКА, это искусство, потому что ее нельзя измерить, но ее надо чувствовать, как чувствуют искусство - сердцем!
И каким образом
у этих самолетов выполняется условие ЦТ впереди фокуса крыла если ГО несущее? 😵
Выполняется. Просто за счет очень большого плеча стабилизатора фокус сдвигается к задней кромке крыла. И центровки что у планеров, что у резиномоторок с таймерками как правило за 50%. Профиль стабилизатора у них несущий.
Надо принять что между “нормальной” схемой, тандемом и уткой разница не принципиальная а чисто количественная. И тогда центровка 65% не вызовет удивления.
Вот поэтому и создают люди темы с одинаковыми названиям, вопросами и т.д… Яркий пример: 2 темы, куча срача и воды…никто так толком и не ответил, на пальцах не показал, только споры и ругань… Одно полезное, ссылки дают на умны книги, серии “must have”…
Хотя как мне кажется, в моделизме, если модель от 500см до 1,5м в размахе…вообще всё едино, что вычитай, что прибавляй, хоть площадь под имитаторами дула пулемёта в крыле прибавь …разница 5-10гр на дм2 не заметна…
Уважаемый GSL. возмите ручку, листик и нарисуйте на бумажке самолет нарисуйте у него ЦТ перед фокусом который на задней кромке крыла. ЦТ перед фокусом всегда вызвает пикирующий момент, будем спорить дальше? Пока точка приложения аэродинамической силы не выйдет вперед ЦТ или какая то иная сила не превысит силу этого момента, стабилизатор никогда не станет несущим.
Вот именно Maddik, вам кажетя, давайте посчитаем, для примера скажем даные с реальной модели: крыло 1800Х240 и стаб 600Х160 А теперь вычислим нагрузку на крыло при весе самика 2000гр., прибавив, а потом отняв его площадь стаба от крыла.
Если прибавить то нагрузка будет 38гр\дм2
Чистое крыло 46гр\дм2
Если отнять то 59гр\дм2
Чувствуете разницу? Что совсем ерунда 8 и 13 гр?
А она равносильна если бы этот самик в первом сл. весил 1634гр.
Во втором 2000гр.
А в третьем 2537гр.
Уважаемый GSL. возмите ручку, листик и нарисуйте на бумажке самолет нарисуйте у него ЦТ перед фокусом который на задней кромке крыла. ЦТ перед фокусом всегда вызвает пикирующий момент, будем спорить дальше? Пока точка приложения аэродинамической силы не выйдет вперед ЦТ или какая то иная сила не превысит силу этого момента, стабилизатор никогда не станет несущим.
Вам для накчала предстоит опровергнуть целый класс моделей. И даже не один.
Попробуйте объясните почему у свободнолетающих планеров, резинок и таймерок стабилизатор делают с несущим профилем? Сумеете это объяснить - пойдем дальше.
Вы мне еще не объяснили как стабилизатор может быть несущим если точка приложения аэродинамических сил которые прикладываются к крылу позади ЦТ. Я первый задал вопрос. и не нужно мне задавать встречных, уходя от ответа.
Разговор на разных языках… спор ни о чем. Как, как? Да несущий он! Профиль его гляньте - никаких мыслей не возникает??? Зачем он такой?!
Я спрашиваю, чем компенсируется пикирующий момент возникающий при приложении подьемной силы позади ЦТ. Несущим профилем? Нет проблем. Но при этом стабилизатор не является несущим поскольку создает отрицательную подъемную силу, т.к. профиль стоит вверх ногами.
Если рассмотреть таймерку, то я более чем уверен что ЦТ находится позади фокуса крыла, поэтому и стаб несущий, и профиль там тоже несущий. Где я не прав?
Но при этом стабилизатор не является несущим поскольку создает отрицательную подъемную силу, т.к. профиль стоит вверх ногами.
Чертежи свободнолетающих моделей чемпионатноых классов все же посмотрите. Там не все так как вы привыкли в RC.