Специальные цены   новые товары
Закрытая тема
Страница 1 из 3 1 2 3 ПоследняяПоследняя
Показано с 1 по 40 из 98

Площадь крыла

Тема раздела Копии, полукопии в категории Cамолёты - Общий; Сорри если не в том разделе спрашиваю (не совсем представляю, в каком спросить), просто думаю, что тут этот параметр актуален ...

  1. #1

    Регистрация
    25.03.2009
    Адрес
    Vilnius, lithuania
    Возраст
    39
    Сообщений
    1,881

    Площадь крыла

    Сорри если не в том разделе спрашиваю (не совсем представляю, в каком спросить), просто думаю, что тут этот параметр актуален и участники знают что и как. Вопрос такой: при подсчёте площади крыла (для рассчёта нагрузки) учитывается площадь под центропланом (корпусом) самолёта, или только сами консоли от корпуса до конца оной?

  2.  
  3. #2

    Регистрация
    23.05.2005
    Адрес
    New York, USA
    Возраст
    35
    Сообщений
    983
    Если фюзеляж не несущий, то только консолей.

  4. #3

    Регистрация
    25.03.2009
    Адрес
    Vilnius, lithuania
    Возраст
    39
    Сообщений
    1,881
    Цитата Сообщение от Flanker_13 Посмотреть сообщение
    Если фюзеляж не несущий, то только консолей.
    Как "несущность" определить? Конкретно - мустанг, крыло снизу, выходит как и несущий?

  5. #4

    Регистрация
    24.07.2009
    Адрес
    Белгород
    Возраст
    26
    Сообщений
    572
    Площадь стабилизатора учитывается?

  6.  
  7. #5

    Регистрация
    30.12.2005
    Адрес
    г. Тюмень
    Возраст
    57
    Сообщений
    1,712
    Записей в дневнике
    21
    Цитата Сообщение от Rula Посмотреть сообщение
    Конкретно - мустанг, крыло снизу, выходит как и несущий?
    Подфюзеляжная площадь крыла всегда включается в общую несущую площадь, как у самолёта-прототипа ,так и у модели. На свободнолетающих моделях несущим является и всё горизонтальное оперение .Если быть совсем точным , то площадь подфюзеляжного пространства крыла создаёт подъёмную силу в пределах 70-80 %. Любое тело отличное от шара , движущееся в воздушном пространстве при определённом угле атаки может создавать подъёмную силу.Площадь горизонтального оперения у классических летательных аппаратов не учитывается , если это не схема "утка" или тандем.
    P.S. При развитом стабилизаторе , как то "Илья Муромец" и при применении плосковыпуклого профиля горизонтального оперения следует учитывать их площадь при расчётах удельной нагрузки.
    Последний раз редактировалось Orel; 31.03.2010 в 19:51.

  8. #6

    Регистрация
    29.10.2008
    Адрес
    эстония , таллинн
    Возраст
    60
    Сообщений
    207
    Валера ! а не могли бы подсказать где можно почитать про " утку ", может какие-то пропорции существуют ? ( горизонтального оперения и крыла ) . Сравнивал чертежи самолёта и чертежи летающей модели , так на моделях гор. оперение делают больше или всё-таки делать по чертежам !?

  9. #7

    Регистрация
    26.08.2007
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    57
    Сообщений
    601
    Валерий,просьба и мою "серость" развеять:в частности,по И-16...
    Расчет удельной нагрузки как считать? Стаб из расчётов-вон?

    Цитата Сообщение от Flanker_13 Посмотреть сообщение
    Если фюзеляж не несущий, то только консолей.
    Просветите.плиз!
    И-16 в частности...Читал как-то,что "горбатость" формы фюзов Мига и Сушек
    современных,добавляют около 40% подьёмной силы.Не берусь оспаривать-это
    удел консткрукторов.
    А каким же в этом ракурсе предстоит фюз "ишачка",раз пошли такие определения...
    Сори за назойливость. )))...
    Последний раз редактировалось vahoko; 31.03.2010 в 23:55.

  10.  
  11. #8

    Регистрация
    07.04.2006
    Адрес
    Москва
    Возраст
    41
    Сообщений
    1,383
    Цитата Сообщение от Flanker_13 Посмотреть сообщение
    Если фюзеляж не несущий, то только консолей.
    Площадь всего размаха, так прописано во всех учебниках, а не отдельно консолей и не важно какой фюз...

  12. #9

    Регистрация
    04.10.2004
    Адрес
    Москва, Ейск
    Возраст
    44
    Сообщений
    1,380
    +1 С подфюзеляжной частью и боже упаси без ГО... А подфюзеляжную часть рисуемкак продолжение кромок, чтобы получить эквивалентные трапеции

    Ошиблись разделом - это в Новичках могут быть такие вопросы.

  13. #10

    Регистрация
    25.03.2009
    Адрес
    Vilnius, lithuania
    Возраст
    39
    Сообщений
    1,881
    Цитата Сообщение от КА-04 Посмотреть сообщение
    Ошиблись разделом - это в Новичках могут быть такие вопросы
    Звиняйте Но, как выяснилось - и среди не новичков дебаты начались

  14. #11

    Регистрация
    25.01.2009
    Адрес
    Благовещенск
    Возраст
    48
    Сообщений
    2,374
    Записей в дневнике
    45
    Какая разница считать или не считать?
    Главное что все, что плоское .. глядя на самолет снизу - все это уменьшает нагрузку в полете, а соответсвенно при увеличении хоть чего - без изменения веса - получаем более планирующий самолет...

  15. #12

    Регистрация
    05.05.2005
    Адрес
    Жуковский
    Возраст
    45
    Сообщений
    4,568
    Записей в дневнике
    52
    опять 25....
    буквально "вчера" обсосали и кости выплюнули....
    Площадь крыла

  16. #13

    Регистрация
    25.03.2009
    Адрес
    Vilnius, lithuania
    Возраст
    39
    Сообщений
    1,881
    Цитата Сообщение от Wherewolf Посмотреть сообщение
    опять 25....
    буквально "вчера" обсосали и кости выплюнули....
    Площадь крыла
    Блин, странно... в поиске забил именно эту фразу - и не было такой темы

  17. #14

    Регистрация
    30.12.2005
    Адрес
    г. Тюмень
    Возраст
    57
    Сообщений
    1,712
    Записей в дневнике
    21
    Цитата Сообщение от anatoli Посмотреть сообщение
    Валера ! а не могли бы подсказать где можно почитать про " утку ", может какие-то пропорции существуют ? ( горизонтального оперения и крыла ) . Сравнивал чертежи самолёта и чертежи летающей модели , так на моделях гор. оперение делают больше или всё-таки делать по чертежам !?









    Моё мнение, S г.о при недостаточном коэффициенте устойчивости по тангажу желательно увеличивать до необходимой площади... (тогда модель переходит в разряд полукопий )либо придётся мириться со строптивым характером модели. Увеличивать , если это не чемпионатная модель-копия.Для чемпионатных моделей лучше выбирать прототип с хорошей степенью устойчивости .

    Цитата Сообщение от vahoko Посмотреть сообщение
    И-16...
    Расчет удельной нагрузки как считать? Стаб из расчётов-вон?
    И-16 в частности...Читал как-то,что "горбатость" формы фюзов Мига и Сушек
    современных,добавляют около 40% подьёмной силы.
    Ес-ес ,стаб из расчёта вон и ноу-ноу - как говорят иногда наши форумчане -полный бред - "горбатость" ,т.е обтекатель кабины пилота "гаргрот" может только уменьшать общее сопротивление фюзеляжа,но не увеличивать подъёмную силу

  18. #15

    Регистрация
    05.05.2005
    Адрес
    Жуковский
    Возраст
    45
    Сообщений
    4,568
    Записей в дневнике
    52
    Цитата Сообщение от vahoko Посмотреть сообщение
    И-16 в частности...Читал как-то,что "горбатость" формы фюзов Мига и Сушек
    современных,добавляют около 40% подьёмной силы.Не берусь оспаривать-это
    удел консткрукторов.
    эта... есть такое понятие, как "интегральная компоновка"...
    дело в том, что во многих современных аппаратах в целях и с точки зрения классической аэродинамики очень сложно бывает вычленить чистое крыло и чистый фюзеляж... ну и другие компоненты...
    степень "несущести" того-же фюзеляжа можно считать по разному.... возьмём тот-же В-2... смотря где "отрежете" консоль крыла, столько влияния и получите...
    реальная ситуёвина обычно определялась продувками. сейчас уже , наверное, считается теми-же панельными методами, например...

    в случае моделей... ИМХО, лучше фюз не считать несущим. таким образом получим "худший" вариант.
    добавит он подъёмной силы - гут... лучше полетит...

  19. #16

    Регистрация
    08.09.2009
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    34
    Сообщений
    17
    Orel, полезнейшая информация! Только к сожалению нечитабельно!(( А можно название книжки и автора в студию?

  20. #17

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    60
    Сообщений
    2,910
    Фюзеляж тоже обязательно создаёт подъёмную силу. Однако для упрощения расчётов обычно принимается, что подъёмная сила всего фюзеляжа равна подъёмной силе центральной части крыла, перекрываемой фюзеляжем. Поэтому и считается нагрузка на всю площадь крыла, включая подфюзеляжную.
    У статически неустойчивого самолёта горизонтальное оперение создает подъемную силу, а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
    Последний раз редактировалось Palar; 02.04.2010 в 03:03.

  21. #18

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
    Блин, да где-ж такую траву-то раздают??? Какая, нах, "сила аэродинамическая"??? Он (самолёт) всё время вверх и вверх лезть должОн?

  22. #19

    Регистрация
    30.12.2005
    Адрес
    г. Тюмень
    Возраст
    57
    Сообщений
    1,712
    Записей в дневнике
    21
    Цитата Сообщение от Naga Посмотреть сообщение
    к сожалению нечитабельно!(( А можно название книжки и автора в студию?
    Если кликнуть по картинке, то всё хорошо различимо. Это статья из старых М-К .

  23. #20

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    60
    Сообщений
    2,910
    Цитата Сообщение от pakhomov4 Посмотреть сообщение
    Блин, да где-ж такую траву-то раздают??? Какая, нах, "сила аэродинамическая"??? Он (самолёт) всё время вверх и вверх лезть должОн?
    Трава -
    http://www.kummolovo.ru/flying/airdy...s/image016.gif
    - Вес приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси Z, проходящей через ЦТ, всегда равен нулю Подъемная сила Y имеет относительно оси Z некоторое плечо а, и ее момент Y-a в данном случае стремится повернуть самолет в сторону пикирования, т. е. уменьшить угол атаки. Считаем, что сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходит через ЦТ, т. е. их момент относительно него равен нулю. Следовательно, для того чтобы самолет продолжал горизонтальный полет, необходимо скомпенсировать появившийся пикирующий момент. Для этого необходимо горизонтальное оперение (триммер) установить так, чтобы горизонтальное оперение создало некоторую аэродинамическую силу yГ.О., направленную вниз Момент этой силы в данном случае будет кабрирующим и равным по величине моменту подъемной силы крыла. Самолет будет сбалансированным при условии, что

    Пояснения требуются ? Читайте учебники по аэродинамике, это сильнее любой травки будет
    Последний раз редактировалось Palar; 03.04.2010 в 00:32.

  24. #21

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    [QUOTE=Palar;1811414]Трава -

    Ну-ну... Чему равен сей момент в ПРЯМОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте? Что делать с Ц.Т., расположеным на 60% хорды? Почему Вы решили, что сила подъёмная расположена именно в этой точке? Сплошная "дурь", о чём уже и писал.

    Выхватили некий частный случай и подгоняете под нечто... Впрочем, как и вся "аэродинамика"...

  25. #22

    Регистрация
    08.04.2008
    Адрес
    Москва
    Возраст
    36
    Сообщений
    725
    ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!

    *Приготовился ловить летяще в меня помидоры*

  26. #23

    Регистрация
    25.01.2009
    Адрес
    Благовещенск
    Возраст
    48
    Сообщений
    2,374
    Записей в дневнике
    45
    Чем мне нравится авиамоделирование - тем что легко можно все попробовать...

  27. #24
    GSL
    GSL вне форума

    Регистрация
    14.09.2008
    Адрес
    Верхняя Салда
    Возраст
    63
    Сообщений
    1,230
    Цитата Сообщение от Dr.On. Посмотреть сообщение
    ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!
    А как воздух определяет где кончается крыло и начинается законцовка?

    Нет особого смысла считать площадь крыла с высокой точностью. Потому что нагрузка на крыло не единственный параметр определяющий характерные скорости полета. Многое зависит от профилировки крыла, удлиннения, крутки и т.д. Тем более для моделей копий где крыло может быть "испорчено" мотогандоллами, воздухозаборниками маслорадиаторов, подвесками и т.п.

  28. #25

    Регистрация
    04.10.2004
    Адрес
    Москва, Ейск
    Возраст
    44
    Сообщений
    1,380
    Цитата Сообщение от Dr.On. Посмотреть сообщение
    ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!

    *Приготовился ловить летяще в меня помидоры*
    Это откуда такое? Площадь считают по эквивалентной трапеции.

  29. #26

    Регистрация
    04.04.2005
    Адрес
    Минск, Беларусь
    Возраст
    38
    Сообщений
    4,266
    То: pakhomov4
    Простите, а в каком месте в общем случаи расположена подьемная сила крыла? И чему же равен сей сомент в ПРЯМОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте? Что то я не пойму причин ваших возмущений...

    Если учесть что на картинке имеется неточность, два раза ЦТ. Вместо ЦТ и ЦД(куда приложена подьемная сила Y)
    То в установившемся прямом полете моменты ЦД-ЦТ и ЦД-ОГ равны. и ГО как раз таки создает аэродинамическую силу направленную вниз. Или вам не понравилось выражение "аэродинамическая сила" ?
    И причем тут ЦТ на 60% хорды?
    Вы с чего вообще завелись-то?

  30. #27

    Регистрация
    04.10.2004
    Адрес
    Москва, Ейск
    Возраст
    44
    Сообщений
    1,380
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    У статически неустойчивого самолёта горизонтальное оперение создает подъемную силу, а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
    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, в то время как сама подъемная сила на ГО может быть направлена вверх. Все зависит от положения центра давления, который, как мы помним особенно на сильно кривых профилях гуляет по всей хорде и может даже оказаться впереди передней кромки.

    *- Более того скажу. Настоящие самолеты (боинги, аэробусы) стараются проектировать таким образом, чтобы на большинстве режимов полета ГО не создавало отрицательной подъемной силы, т. к. это прямые потери. Все плоскости должны максимально участвовать в создании подъемной силы самолета.


    А на Вашей картинке точка на крыле, из которой нарисован вектор вверх, это не центр давления, а фокус. А подъемную силу Вы перепутали с приращением подъемной силы, но не Вы первый. Народ вообще не сильно заморачивается теорией.

  31. #28

    Регистрация
    04.04.2005
    Адрес
    Минск, Беларусь
    Возраст
    38
    Сообщений
    4,266
    Я вот чего-то не пойму, если ЦД может смещаться по хорде в зависимости от угла таки, то как тогда может выполняться условие

    Фокус крыла
    точка внутри крыла, относительно которой аэродинамический момент продольной устойчивости не зависит от угла атаки.

    ?

    Давайте не будем придумывать какие либо частные случаи, а остановимся на самолете классической компоновки, где ДТ находится перед ЦД или фокусом для профилей где ЦД не гуляет.
    Приращение подьемной силы при отклонении РВ если и имеет знак минус или плюс, то это приращение в конечном итоге складывается с общей подьемной силой неподвижной части ГО. И в случае ЦТ впереди, у статически устойчивого самолета их сумма практически всегда отрицательна.
    Если начать рассматривать влияние и положение винта, то можно еще много написать.

    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.
    Потому как это не возможно, можно для боинга забить один такой режим как наиболее целесообразный, полет на крейсерской. И то только потому что он напичкан электроникой.
    Но по правилам безопасности пассажирский самолет должен обладать статической устойчивостью что невозможно при условии что ГО не несет никакой нагрузки и тем более положительной.
    Может проясните путаницу с подъемной силой и приращением подъемной силы? Ну скажем на примере интегрального стабилизатора?
    Последний раз редактировалось Brandvik; 04.04.2010 в 07:36.

  32. #29
    GSL
    GSL вне форума

    Регистрация
    14.09.2008
    Адрес
    Верхняя Салда
    Возраст
    63
    Сообщений
    1,230
    Цитата Сообщение от Brandvik Посмотреть сообщение
    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

  33. #30

    Регистрация
    04.10.2004
    Адрес
    Москва, Ейск
    Возраст
    44
    Сообщений
    1,380
    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!

    Цитата Сообщение от GSL Посмотреть сообщение
    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.

  34. #31

    Регистрация
    04.04.2005
    Адрес
    Минск, Беларусь
    Возраст
    38
    Сообщений
    4,266
    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
    http://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.

  35. #32
    GSL
    GSL вне форума

    Регистрация
    14.09.2008
    Адрес
    Верхняя Салда
    Возраст
    63
    Сообщений
    1,230
    Цитата Сообщение от Brandvik Посмотреть сообщение
    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".

  36. #33

    Регистрация
    08.04.2008
    Адрес
    Москва
    Возраст
    36
    Сообщений
    725
    Цитата Сообщение от GSL Посмотреть сообщение
    А как воздух определяет где кончается крыло и начинается законцовка?
    Думаю, по профилю обтекаемого тела.

  37. #34

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    60
    Сообщений
    2,910
    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)

    Цитата Сообщение от КА-04 Посмотреть сообщение
    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 ?
    Последний раз редактировалось Palar; 04.04.2010 в 14:29.

  38. #35

    Регистрация
    06.08.2008
    Адрес
    Коряжма
    Возраст
    60
    Сообщений
    909
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    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!

  39. #36

    Регистрация
    04.04.2005
    Адрес
    Минск, Беларусь
    Возраст
    38
    Сообщений
    4,266
    И каким образом
    Планеры класса А-2, самолет "Илья Муромец".
    у этих самолетов выполняется условие ЦТ впереди фокуса крыла если ГО несущее?

  40. #37

    Регистрация
    30.11.2005
    Адрес
    Москва
    Возраст
    60
    Сообщений
    2,910
    Цитата Сообщение от sergass Посмотреть сообщение
    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 ....

  41. #38

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    Об этом, наверное, и хотел сказать Пахомов, посылая аэродинамику ....
    Слава Богу!

  42. #39

    Регистрация
    04.10.2004
    Адрес
    Москва, Ейск
    Возраст
    44
    Сообщений
    1,380
    Цитата Сообщение от sergass Посмотреть сообщение
    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.

    Цитата Сообщение от Palar Посмотреть сообщение
    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.

  43. #40

    Регистрация
    07.08.2004
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    67
    Сообщений
    7,623
    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!

Закрытая тема

Похожие темы

  1. Так что такое площадь крыла и где ее вычислять?
    от ТРАМПАМПУША в разделе Чертежи авиамоделей
    Ответов: 38
    Последнее сообщение: 18.04.2009, 02:53
  2. Ответов: 17
    Последнее сообщение: 16.07.2008, 14:05
  3. Как расчитать площадь крыла?
    от ТРАМПАМПУША в разделе Чертежи авиамоделей
    Ответов: 8
    Последнее сообщение: 09.05.2007, 00:42
  4. Вес - площадь крыла - площадь оперения
    от bytosaur в разделе Самолеты с ДВС. Общие вопросы
    Ответов: 6
    Последнее сообщение: 26.12.2004, 05:10

Ваши права

  • Вы не можете создавать новые темы
  • Вы не можете отвечать в темах
  • Вы не можете прикреплять вложения
  • Вы не можете редактировать свои сообщения