Search in topic
ЦТ и Устойчивость модели

…проектировал и строил пилотируемые человеком планёры (со своими профилями), ну и модели конечно.

Если я неправильно понял, приношу свои извинения.

ОР

Сергеич
Это я неточно выразился, сорри. Модели самолётов имелись ввиду

При проверке расчетов на прочность многократно статически неопределимых систем большая авиация тоже применяет моделирование. Чтож, теперь и расчеты на прочность считать занятием почти бесполезным. :laughing: :laughing:

В общем да. Для моделизма расчеты, по моему разумению, носят весьма “приблизительно-оценочный” характер.
При этом “аэродинамические” расчеты менее полезны (в силу большей неточности), чем прочностные.
Да и на кой ляд нужно вычислять центровку с точностью до нескольких знаков, если, приехав на поле, вы устанавливаете эту самую центровку там, где она должна быть, посредством нескольких пробных запусков? B-)

Всех благ,

yyk

Да и на кой ляд нужно вычислять центровку с точностью до нескольких знаков, если, приехав на поле, вы устанавливаете эту самую центровку там, где она должна быть, посредством нескольких пробных запусков?

Не, тут смысл не в том, чтоб на готовой модели расчитать положение центра тяжести, тут уж какой получился, такой плучился, груз добавляем по вкусу. Смысл в том, чтоб при расчете новой модели (не по готовым чертежам, а своей) ориентировочно прикинуть, будет она достаточно устойчивой или нет. Это IMHO, конечно…

To edwards:
Вообще то приятно, что на форум хоть и редко, но заходят люди, читающие книги.
Прошу прощения, тут я был не прав. 😊

А вот насчет остального, попробуем разобраться вместе. С человеком читающим книги по динамике полета, мне кажется, это возможно.

Владимир, давайте посмотрим на начало темы. Вы утверждаете, что для обеспечения продольной устойчивости самолета достаточно, чтобы положение ЦТ модели было впереди нейтральной центровки и приводите формулы для ее расчета. Заметим, что в формулах и последующих рассуждениях вообще не упоминается профиль крыла и его характеристики. Более того, утверждается, что положение фокуса профиля от его формы не зависит, как и не зависит от угла атаки.
Здесь я Вас нигде не переврал?

Если нет, то пойдем дальше.
Обратимся к Вашим формулам расчета. Легко увидеть, что нейтральная центровка может быть рассчитана для горизонтального оперения произвольной эффективности, в т.ч. приближающейся к нулю. Отсюда следует, что для любого профиля крыла, по предложенной Вами методике, можно найти такое положение ЦТ модели, при котором самолет будет продольно устойчивым при сколь угодно малом оперении, в т.ч. для бесхвостки.
Здесь нигде нет передергивания? Если есть, обозначте пожалуйста.

Если нет, то выше обозначенный вывод в принципе противоречит практической аэродинамике самолета, с прямым нестреловидным крылом без каких либо круток. Я имею в виду утверждение о возможности постройки продольно устойчивой бесхвостки с прямым крылом и профилем произвольной кривизны. Вы с этим согласны, или нужны доказательства?

Я почему часто переспрашиваю? Сам не люблю огульных обобщений. “В статье много ошибок” - и все. Я человек конкретный. Если ошибки есть, давайте разберемся хотя бы с двумя, конкретными.

Не подумайте Бога ради, что я увожу вопрос в сторону от фокуса профиля и точки приложения полной аэродинамической силы. Я пытаюсь разобраться с Вашей помощью в обозначенных проблемах. Кто то ведь из нас не прав? Вот и давайте разберемся, начиная с первого поста темы.

А вобщем то, приятно пообщаться с людьми, думающими не только о пенопласте со скотчем “на горячую”. :rolleys:

Прошу прощения…Из-за своей чайниковости перепутал фокус и ЦД… 😊

Прошу прощения…Из-за своей чайниковости перепутал фокус и ЦД… 😊

А не мудрено, они же у профиля с нулевой кривизной совпадают. 😎

Ыгы…И в добавок ЦД не перемещается у таких профилей…

…

А не мудрено, они же у профиля с нулевой кривизной совпадают. 😎

Объясните пожалуста не читающему книжки. Аэродинамический фокус профиля - характеристика профиля.

Центр приложения подъемной силы крыла (аэролдимческий фокус крыла).

Аэродинамический фокус ЛА (центр приложения подъемной силы ЛА в целом, в случае с “несущим” фюзеляжем).

На устойчивость ЛА по тангажу влияет положение аэродинамического фокуса ЛА по отношению к центру масс. А аэродинамический фокус профиля и аэродинамический фокус крыла на пратике скорее всего не совпадают.

Теперь объясните чайнику что влияет больше на устойчивость ЛА по тангажу положение аэродинамического фокуса профиля на хорде или
положение аэродинамического фокуса крыла ЛА по отношению ЦМ ЛА.

To Korney:
Обяснить все можно без проблем, - вопрос задайте.
А то в посте одни утверждения и ни одного вопросительного знака. Что именно непонятно?

Владимир, давайте посмотрим на начало темы. Вы утверждаете, что для обеспечения продольной устойчивости самолета достаточно, чтобы положение ЦТ модели было впереди нейтральной центровки и приводите формулы для ее расчета. Заметим, что в формулах и последующих рассуждениях вообще не упоминается профиль крыла и его характеристики. Более того, утверждается, что положение фокуса профиля от его формы не зависит, как и не зависит от угла атаки.
Здесь я Вас нигде не переврал?

Практически верно. Правильнее будет сказать, что положение фокуса профиля от его формы зависит мало, и не зависит от угла атаки на линейном участке поляры. Из всех известных мне профилей, координаты фокуса которых я имею самый передний ф. имеет S- образный профиль для бесхвосток BS-20% Xf=0.21 а самый задний фокус имеет NACA 23009 Xf= 0.241 . Заметьте, что это профили экстремальных толщин, а на практически используемых профилях разброс ещё меньше и составляет всего 1-1,5%, так как это ничто по сравнению с влиянием фюзеляжа до –5% и оперения до+30%. Я пренебрег этим в формулах. Кроме профиля, я также пренебрег добрым десятком других вещей, тоже мало влияющими на общую картину (удлинение ГО, изменение скоса потока итд)
Но в главном верно - что для обеспечения (статической) продольной устойчивости самолета (нормальной схемы необходимо) и достаточно, чтобы положение ЦТ модели было впереди нейтральной центровки ( фокуса самолёта).

Обратимся к Вашим формулам расчета. Легко увидеть, что нейтральная центровка может быть рассчитана для горизонтального оперения произвольной эффективности, в т.ч. приближающейся к нулю. Отсюда следует, что для любого профиля крыла, по предложенной Вами методике, можно найти такое положение ЦТ модели, при котором самолет будет продольно устойчивым при сколь угодно малом оперении, в т.ч. для бесхвостки.
Здесь нигде нет передергивания? Если есть, обозначте пожалуйста.

Вобще в заметке есть следующая фраза:
«здесь мы не рассматриваем самолёты необычных схем, сложные копии с мотогандолами, стреловидностью итд, только самолёты и планера типа тренировочных, простых копий и пилотажных», но поскольку продольная устойчивость бесхвостки обеспечивается аналогично, то я готов поспорить и о бесхвостках (хотя приведённые мной в заметке формулы по прежнему рекомендую только для типичных самолётов нормальных схем, для бесхвосток нужна спец формула учитывающая крутку, буде она есть, профиль и стреловидность.)

Если нет, то выше обозначенный вывод в принципе противоречит практической аэродинамике самолета, с прямым нестреловидным крылом без каких либо круток. Я имею в виду утверждение о возможности постройки продольно устойчивой бесхвостки с прямым крылом и профилем произвольной кривизны. Вы с этим согласны, или нужны доказательства?

Доказательства нужны непременно, т.к опыт говорит прямо противоположное:

Возьмите лист писчей бумаги А4, отмерьте от короткой стороны 50 мм . Теперь проведите линию паралельную короткой стороне и заверните передний, короткий край через эту линию три раза. У Вас получится крыло с хордой 140мм и утяжеленной передней кромкой. Придайте модели небольшое поперечное V и наслаждайтесь устойчивым полётом без всяких спец профилей и круток, можно придать «произвольную кривизну», в пределах разумного конечно.
Бойцовки, как радио, так и кордовые имеют симметричный профиль, без всяких круток и летают устойчиво, если ЦТ впереди фокуса

Теория, как я её понимаю тоже говорит обратное. Попривьте пож-ста, если я гдето ошибаюсь:
Балансировка и статическая устоичивость у сам. нормальной схемы и бесхвостки осуществляется след образом:
САМОЛЕТ НОРМАЛЬНОЙ СХЕМЫ

Здесь мы имеем установившийся полет с некоторым углом атаки (левый рисунок). На самолет нормальной схемы действуют след силы:
G- Вес приложенный в ЦТ
Yкр- подъёмная сила крыла приложена в центре давления ЦД
Yго- подъёмная сила ГО направлена вниз, для компенсации пикирующего момента изолированного крыла
Сумма всех сил равна нулю.
Теперь представим, что порыв ветра задрал нос нашего самолета, увеличил угол атаки на величину дельта альфа (см рис справа). При этом переместится ЦД и увеличится Y, а учесть это перемещение в расчетах сложно. Поэтому было придумано понятие фокуса. Считаеся, что при рассматриваемом отклонении ЦД остался на месте и Y осталось неизменной а появившееся дополнительная подъёмная сила дельта Y приложена в точке называемой фокус F самолета. Помните определение из учебника « Фокус это точка проложения приращения подъемной силы» ( в отличие от фокуса крыла не меняющего своего положения по хорде при изменении альфа, фокус самолёта незначительно меняет своё положение из за изменения условий обдува ГО. Однако при практиеских расчетах этим пренебрегают т.к дельта альфа невелоко и сдвиг фокуса невелик, кроме того этот сдвиг в большинсиве случаев только увеличивает запас устойчивости). Поэтому вычисляют координату фокуса, для среднего полётного угла атаки (в расчетах малой большой авиации чаще всего используют 5 градусов) и считают фокус неизменным. Если ЦТ расположен впереди фокуса, то эта дельта Y и создает восстанавливающий момент возвращающий сам в исходное положение. Если ЦТ находится позади фокуса, то как видно из рисунка наш агрегат становится неустойчивым , тк дельта Y старается опрокинуть его ещё сильнее.

ТЕПЕРЬ БЕСХВОСТКА
Сначала о том, как она балансируется

Либо применяется специальный самобалансирующийся профиль (его формы влияют только на балансировку, они не добавляют устойчивости). Либо берётся любой профиль и балансируется рулем высоты (см рис выше). Есть ещё варианты со стреловидностью и круткой.
Теперь об устойчивости

Здесь мы тоже имеем установившийся полет с некоторым углом атаки (левый рисунок). На самолет бесхвостку действуют след силы
G- Вес приложенный в ЦТ
Y- подъёмная сила крыла приложена в центре давления ЦД (сумма Yкр и Yр)
Сумма всех сил равна нулю.
Теперь представим, что порыв ветра задрал нос бесхвостки, увеличил угол атаки на величину дельта альфа (см рис справа). Аналогично будем считать, что ЦД остался на месте и Y осталось неизменной а появившееся дополнительная подъёмная сила дельта Y приложена в точке называемой фокус самолета. Если ЦТ расположен впереди фокуса, то эта дельта Y и создает восстанавливающий момент возвращающий сам в исходное положение. Если ЦТ находится позади фокуса, то как видно из рисунка наш агрегат становится неустойчивым.

ВЫВОД если расчитать бесжвостку по моим формулам то получим Xf=Xtн=0,24-0,26
На кордовых F2D это полностью соответствует моей практике. Если ЦТ впереди например на 0,23 устойчивость хорошая, на 0,25 приходится ловить рукой.

Я почему часто переспрашиваю? Сам не люблю огульных обобщений. “В статье много ошибок” - и все. Я человек конкретный. Если ошибки есть, давайте разберемся хотя бы с двумя, конкретными.

огульно??? я же конкретно приводил цитаты из статьи с которыми несогласен и приводил свои аргументы. Вообще я наверно слишком эмоционален в дискусии, сори.

Не подумайте Бога ради, что я увожу вопрос в сторону от фокуса профиля и точки приложения полной аэродинамической силы. Я пытаюсь разобраться с Вашей помощью в обозначенных проблемах. Кто то ведь из нас не прав? Вот и давайте разберемся, начиная с первого поста темы.
А вобщем то, приятно пообщаться с людьми, думающими не только о пенопласте со скотчем “на горячую”.

Беседа с человеком который «смотрит в корень проблемы», у меня вызывает не менее приятные ощущения, а уж если он и пенопласт умеет клеить скотчем “на горячую” то, просто здорово 😁

Теория, как я её понимаю тоже говорит обратное. Попривьте пож-ста, если я гдето ошибаюсь

Ошибок здесь несколько.
Во-первых, в Ваших рассуждениях проскакивают замечания, которым Вы сами почему то не придаете значения. Ну действительно, если бесхвостка с любым профилем устойчива, для чего нужны S-образные профили и крутки на стреловидных крыльях?
Ведь устойчивость и так обеспечена.
Подумайте сами, на модели во время полета положение ЦТ не меняется - это не пассажирский самолет, где бродят пассажиры и вырабатывается топливо. На модели поставь ЦТ на четверть миллиметра впереди фокуса - и не надо никаких самобалансировок. Что то здесь не так, не правда ли?

Про F2D упоминание некорректно. Мне кажется, нарисовав на листе, Вы сами увидите, что у кордовых есть обратная связь по управлению, позволяющая модели нормально лететь, даже когда она (в определенных пределах, конечно) статически неустойчива. Когда рука кордовика не меняет своего положения, а модель по какой то причине начнет снижаться, руль высоты даст ей команду на кабрирование. И, соответственно, наоборот, при задирании носа и наборе высоты, получится команда на пикирование. А, насчет продольной устойчивости радиобойцовских бесхвосток, - потолкуйте с радиобойцами, все ли там безоблачно?

Теперь к замечанию о том, что S-образный профиль влияет только на балансировку, а продольная устойчивость ни при чем. Как же так? Ведь продольная устойчивость обеспечивается исключительно при определенном расположении ЦТ, который и поднимает проблему балансировки. В сущности, это два вида одной и той же детали на чертеже. А Вы говорите - не при чем?

Про взаимосвязь фокуса и центра давления.
В статье Павлова, мы специально не стали вводить между ними разницу, поскольку ее не так легко понять. Вы вот тоже упоминаете, что ЦД меняет свое положение при изменении угла атаки, а фокус нет. Но ведь сила то приложена к ЦД, а не к фокусу. При возмущении по перегрузке (или углу атаки) меняется и величина подъемной силы, и ее точка приложения. Причем сильно. И величина этого изменения прямо зависит от формы профиля крыла.

Вот тут давайте обратимся к теории.
Как известно, силы, действующие на профиль крыла характеризуются тремя коэффициентами Су, Сх и Сm. Первый определяет подъемную силу, второй - лобовое сопротивление а третий момент, действующий на крыло при его обтекании потоком воздуха. Откуда берется момент? Дело в том, что векторная сумма всех элементарных сил давления обтекающим потоком на элементарные участки поверхности крыла не сводится к одной силе.
Для симметричного профиля эти коэффициенты зависят от угла атаки “а” в пределах безотрывного обтекания так:
Су=K*a, Cm=M*Cy
Легко увидеть, что отношение Су к Сm не зависит от угла атаки. Это и позволило ввести понятие фокуса профиля. Расположив точку приложения полной аэродинамический силы в фокусе, мы получим неизменный момент крыла, поскольку приращение момента при разных углах атаки будет компенсировано моментом приращения подъемной силы на плече от носка профиля до фокуса профиля.
Для симметричных профилей фокус совпадает с ЦД. Поэтому и обеспечить продольную устойчивость бесхвосток с симметричным профилем легче. Это к вопросу об устойчивости кордовых и радиобойцовых бесхвосток.
Для профиля с ненулевой кривизной выше означенные выводы не работают, а зависимости выглядят так:
Су=Cyo + K*a , Cm=Cmo + M*Cy
То есть, при нулевом угле атаки подъемная сила уже не равна нулю, а при нулевой подъемной силе, момент крыла тоже нулю не равен. Теперь легко увидеть, что отношение Су к Сm зависит от угла атаки. Значит, располагая точку приложение полной аэродинамической силы где угодно, мы не найдем такой точки, где бы приращение момента крыла компенсировалось бы моментом приращения подъемной силы на соответствующем плече, - в диапазоне углов атаки безотрывного обтекания.

В большой авиации числа Рейнольдса существенно отличаются от моделей планеров и самолетов, естественно, в большую сторону. Поэтому в ней не используются профили, у которых относительная кривизна сопоставима с относительной толщиной профиля. Соответственно, и значение Сmo у них невелико.
У моделей парителей числа Re очень низкие. И здесь используются профили с очень большой кривизной, иногда большей, чем толщина профиля. При этом значение Сmo у них на порядок может превышать значения у профилей из большой авиации. На таких моделях момент крыла в диапазоне полетных углов атаки гуляет в очень больших пределах. Поэтому и приходится на моделях класса F1, при в разы меньшей хорде крыла, чем у моторных моделей, делать огромное плечо стабилизатора при его немалой площади. Запас продольной устойчивости должен покрывать перемещение ЦД. И величина этого запаса прямо определяется моментными характеристиками профиля крыла, в частности коэффициентом Сmо.
Поэтому, приведенные Вами формулы и утверждения об инвариантности центровок к параметрам профиля верны только для профилей с малой кривизной.

И о демпфировании. Оно было упомянуто Вами несколько сумбурно и второпях.
Чтобы правильно учесть его, стоило бы сначала разделить продольную устойчивость на статическую и динамическую, а уже потом говорить о демпфировании, если уж хочется. Иначе мы складываем метры с килограммами. 😃

До “скотча на горячую” я еще не дорос. Пока балуюсь бальзовыми наборными конструкциями с обтяжкой термопленками и применением композитов. :rolleys:

edwards
правильно пишет!
Единственно с чем нельзя согласится - с тем что у нормальной схемы ЛА балансировочная сила на ГО приложена всегда вниз. Это не обязательно.Представьте, например,самолет со снятым ГО, который в этой конфигурации статически неустойчив; статически неустойчивый самолет на увеличение угла атаки реагирует увеличением момента на кабрирование, а теперь подумайте в каком направлении должна быть приложена сила на ГО, чтобы этот момент снять. Другое дело балансировочные потери от отклонения руля высоты, но здесь такая штука - руль может быть отклонен вверх, и сила на ГО в целом действовать тоже вверх, хотя за счет отклонения руля высоты эта сила уменьшится.
Vovicу.
На бесхвостках S-образные профиля, крутки делают не для обеспечения статической устойчивости а для уменьшения потерь на балансировку.Все то же самое можно сделать при помощи руля высоты,только менее эффективно, а иногда неудобно.Например, для балансировки требуется руль размахом по всей задней кромке крыла
отклоненный на 7 градусов, а управление вверх-вниз при помощи такого руля осуществляется в диапазоне 2…3 градусов отклонения руля, т.е. где-то в пределах люфта.Поэтому выгодно применить крутку или S-образный профиль с небольшими рулями.Статическая же устойчивость бесхвосток зависит, действительно, только от взаимного расположения фокуса и центра тяжести крыла.Представьте бесхвостку с вогнутым профилем но вверх ногами: у профиля собственный момент на кабрирование никаких круток не требуется, а продольная устойчивость не зависит от того в каком положении самолет.

На бесхвостках S-образные профиля, крутки делают не для обеспечения статической устойчивости а для уменьшения потерь на балансировку…

Я занял денег Васе, а он, по доброте душевной занял их Пете.
Петя мне должен?

Мне не понятно, как вы с Владимиром упорно отделяете вопрос балансировки от продольной устойчивости. Чтобы ее обеспечить, ЦТ выносят вперед ЦД, и это порождает пикирующий момент. Чтобы его сбалансировать(уравновесить) и ставят ГО, или в его отсутствие S-профиль.
Как же можно говорить, что эти вещи не связаны, если вопрос балансировки порожден обеспечением продольной устойчивости?

Ошибок здесь несколько.
Во-первых, в Ваших рассуждениях проскакивают замечания, которым Вы сами почему то не придаете значения. Ну действительно, если бесхвостка с любым профилем устойчива, для чего нужны S-образные профили и крутки на стреловидных крыльях?
Ведь устойчивость и так обеспечена.

Для балансировки, она не обеспечена.

Подумайте сами, на модели во время полета положение ЦТ не меняется - это не пассажирский самолет, где бродят пассажиры и вырабатывается топливо. На модели поставь ЦТ на четверть миллиметра впереди фокуса - и не надо никаких самобалансировок. Что то здесь не так, не правда ли?

Помоему Вы не правильно понимаете балансировку – это просто создание усилия на ГО компенсирующее момент крыла, дабы сам мог лететь по прямой. Самобалансирующийся профиль это профиль который не требует, или почти не требует балансировки. Устойчивость и фокус здесь не причем. «четверть миллиметра впереди фокуса» дают слишком малую устойчивось (чем больше это расстояние тем больше устойчивость).

Про F2D упоминание некорректно. Мне кажется, нарисовав на листе, Вы сами увидите, что у кордовых есть обратная связь по управлению, позволяющая модели нормально лететь, даже когда она (в определенных пределах, конечно) статически неустойчива. Когда рука кордовика не меняет своего положения, а модель по какой то причине начнет снижаться, руль высоты даст ей команду на кабрирование. И, соответственно, наоборот, при задирании носа и наборе высоты, получится команда на пикирование.

😆 😆 😆 Это не так, спросите бойцов или просто кодовиков

А, насчет продольной устойчивости радиобойцовских бесхвосток, - потолкуйте с радиобойцами, все ли там безоблачно?

Я никому не обещал безоблачности. Проблемы с крыльями, это просто недостаток схемы – слишком малое расстояние между предельно передней и предельно задней ЦТ, чтобы сделать сам и устойчивым и управляемым.

Теперь к замечанию о том, что S-образный профиль влияет только на балансировку, а продольная устойчивость ни при чем. Как же так? Ведь продольная устойчивость обеспечивается исключительно при определенном расположении ЦТ, который и поднимает проблему балансировки. В сущности, это два вида одной и той же детали на чертеже. А Вы говорите - не при чем?

Да для создания устойчивости надо иметь цт впереди фокуса, да это заставляет ухудшать хар-ки самолета балансировкой. Однако обратной связи между балансировкой и устойчивостью практически нет.

Про взаимосвязь фокуса и центра давления.
В статье Павлова, мы специально не стали вводить между ними разницу, поскольку ее не так легко понять. Вы вот тоже упоминаете, что ЦД меняет свое положение при изменении угла атаки, а фокус нет. Но ведь сила то приложена к ЦД, а не к фокусу. При возмущении по перегрузке (или углу атаки) меняется и величина подъемной силы, и ее точка приложения. Причем сильно. И величина этого изменения прямо зависит от формы профиля крыла.

Разница между ЦД и F совершенно конкретна, но понять её по непонятным мне причинам действительно сложно, но можно и я бы даже сказал нужно.
F – точка приложения приращения аэродинамической силы
ЦД - точка приложения равнодействующей аэродинамической силы
Вы строите свою теорию без понятия фокуса это действительно сложно.

В большой авиации числа Рейнольдса существенно отличаются от моделей планеров и самолетов, естественно, в большую сторону. Поэтому в ней не используются профили, у которых относительная кривизна сопоставима с относительной толщиной профиля. Соответственно, и значение Сmo у них невелико.
У моделей парителей числа Re очень низкие. И здесь используются профили с очень большой кривизной, иногда большей, чем толщина профиля. При этом значение Сmo у них на порядок может превышать значения у профилей из большой авиации.

Докажите пож-ста правоту своих слов. Вот Вам популярный профиль большой авиации, только Яковлев сделал с ним 7 самолётов, кстати это ДАЛЕКО не самый моментный профиль большой авиации. Гётинген 387 Cmo=0,098. Приведите парительный модельный профиль у которого Cmo на порядок выше.

На таких моделях момент крыла в диапазоне полетных углов атаки гуляет в очень больших пределах. Поэтому и приходится на моделях класса F1, при в разы меньшей хорде крыла, чем у моторных моделей, делать огромное плечо стабилизатора при его немалой площади. Запас продольной устойчивости должен покрывать перемещение ЦД. И величина этого запаса прямо определяется моментными характеристиками профиля крыла, в частности коэффициентом Сmо.
Поэтому, приведенные Вами формулы и утверждения об инвариантности центровок к параметрам профиля верны только для профилей с малой кривизной.

В заметке нет формул рекомендованных для F1. Все в авиации лучше использовать по прямому назначению. По приведённым формулам увы нельзя считать свободные модели, мотоциклы, бесхвостки, утки, тандемы, зенитно-ракетные комплексы, гужевые повозки итд. Только то, для чего они предназначены.

Выше я ответил на ваш постинг. Однако мне кажется, что наша дискуссия не ведет нас к истине, занимая при этом много времени (впереди праздники, хочется модель новую начать) поэтому предлагаю следующее:

С вашей подачи мы всё время обсуждаем часные, сложные случаи, то бесхвостки, то модели с очень необычным профилем. НЕ ПОНЯВ ГЛАВНОГО НЕЛЬНЯ ПОНЯТЬ ЧАСТНОГО. Давайте сначала договоримся в основе – о механизмах устойчивости поршневого самолета обычной схемы (даже не модели), тогда нам будет легче разобратья со сложными случаями. Кроме того я предлагаю для прототы и ясности обсуждать только одну, максимум две темы , не говорить сразу о фокусе, влиянии профиля, моментах итд. Вы согласны?
Выше я пытался сформулировать что такое устойчивасть – увы безуспешно, про должать дальше в том же ключе - значит писать огромную статью про устойчивость, со всеми нюансами, увы, на это я не имею времени, но главное это незачем. У меня нет СОБСТВЕННОЙ теории устойчивости, я практик и пользуюсь теорией устойчивости многократно описанной в книгах –зачем писать снова, достаточно чтобы у Вас и у меня были перед глазами эти книги. Устойчивость имеет теоретическую сторону и она хорошо описана здесь aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD09.HTM

Практическая сторона дела, те методика расчёта устойчивости лучше всего изложена в «Справочнике Авиаконструктора» 1934г ( по нему расчитывались все наши самолёты второй мировой) его у меня нет в сожалению, только конспекты, но есть книга не хуже: «Руководство для Кострукторов л/а самодеятельной постройки» Сибниа 1989г, кстати это официальный документ, по которому сертифицируют устойчивость небольших( наиболее близких в моделям л/а) у нас в стране. Я отсканировал главу про устойчивость и выложил здесь
www.markov.baikal.ru/temp/rdk1.jpg
www.markov.baikal.ru/temp/rdk2.jpg
www.markov.baikal.ru/temp/rdk3.jpg
www.markov.baikal.ru/temp/rdk4.jpg
www.markov.baikal.ru/temp/rdk5.jpg

Вместо длинных постинго из упомянутых (и других источников) я планирую отсылать вас в дискуссии к главам этих книг. Вы не против?

Итак если Вы не против в качестве первой темы я предлагаю фокус. Дело в том, что это ключевое понятие и если в кратчайшее время мне не удасться убедить Вас в том, что он существует, дискуссия теряет для меня смысл. Мне просто слабО (нет времени), из-за основательно забытых за 20 лет познаний в высшей математике познаний разабраться в механизмах устойчивости без фокуса. Впрочем я постараюсь быть убедительным

Вот тут давайте обратимся к теории.
Как известно, силы, действующие на профиль крыла характеризуются тремя коэффициентами Су, Сх и Сm. Первый определяет подъемную силу, второй - лобовое сопротивление а третий момент, действующий на крыло при его обтекании потоком воздуха. Откуда берется момент? Дело в том, что векторная сумма всех элементарных сил давления обтекающим потоком на элементарные участки поверхности крыла не сводится к одной силе.
Для симметричного профиля эти коэффициенты зависят от угла атаки “а” в пределах безотрывного обтекания так:
Су=K*a, Cm=M*Cy
Легко увидеть, что отношение Су к Сm не зависит от угла атаки. Это и позволило ввести понятие фокуса профиля. Расположив точку приложения полной аэродинамический силы в фокусе, мы получим неизменный момент крыла, поскольку приращение момента при разных углах атаки будет компенсировано моментом приращения подъемной силы на плече от носка профиля до фокуса профиля.
Для симметричных профилей фокус совпадает с ЦД. Поэтому и обеспечить продольную устойчивость бесхвосток с симметричным профилем легче. Это к вопросу об устойчивости кордовых и радиобойцовых бесхвосток.
Для профиля с ненулевой кривизной выше означенные выводы не работают, а зависимости выглядят так:
Су=Cyo + K*a , Cm=Cmo + M*Cy
То есть, при нулевом угле атаки подъемная сила уже не равна нулю, а при нулевой подъемной силе, момент крыла тоже нулю не равен. Теперь легко увидеть, что отношение Су к Сm зависит от угла атаки. Значит, располагая точку приложение полной аэродинамической силы где угодно, мы не найдем такой точки, где бы приращение момента крыла компенсировалось бы моментом приращения подъемной силы на соответствующем плече, - в диапазоне углов атаки безотрывного обтекания.

Аэродинамика профиля так сложна, а ваша теория так упрощённа, что не удивительно, что она не может объяснить пчему у профилей существует фокус. Тем неменее ЭКСПКРИМЕНТЫ В ТРУБАХ те ФАКТЫ говорят, что если взять несимметричный профиль NACA32012 и подвесить его на оси проходящей в 23,9% от носка назад и в 6% вверх от плоскости хорд (фокус как правило не лежит в этой плоскости) то график Сm от Су относительно этой оси будет выглядеть так
www.markov.baikal.ru/temp/f.jpg
(книга Кравец)
Я могу привести точные координаты ещё для нескольких десятков профилей включая Sобразные.
Вопрос 1 Теперь вы согласны, что существует точка на профиле, не меняющая своего положения на докритических углах атаки момент относительно которой не зависит от Cy и альфа? Вы вообще доверяете продувкам?
Вопрос 2 Согласны ли Вы с определением фокуса данным здесь aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD09.HTM
В главе ФОКУС КРЫЛА САМОЛЕТА?
Вопрос 3 Согласны ли Вы с определением фокуса данным здесь в
www.markov.baikal.ru/temp/rdk1.jpg
в руководстве для конструкторов (глава фокус самолета, первый абзац)?
Вопрос 4 Вроде все три источника говорят об одном и томже не так-ли?

Владимир, мне очень лестно ваше мнение о том, что “моя теория слишком упрощена…”
Это не моя теория. Я привел только материалы из учебника Мхитаряна “Аэродинамика” и монографии академика Остославского “Аэродинамика самолета”, которые стали моими настольными книгами.

У меня тоже появилось ощущение, что истины мы с Вами не найдем.
Я ведь не ссылки даю. От ссылок толку мало. Я стараюсь изложить видение вопроса, то есть как я понимаю написанное кем то. Потому что просто отсылая к разным авторам мы придем в конце концов к ссылке на одни и те же слова, но Вы их понимаете по своему, а я по своему.

Можно и не распыляться по куче проблем. Можно поговорить только про фокус профиля. Но давайте говорить о нем. У нас же с Вами получается так: я Вам свои аргументы, а Вы мне свои. В предыдущем посте приведена большая цитата из моего поста. Зачем? Ведь дальше ни слова не сказано о том, что в моих словах верно, а что - ошибочно.
😦

Вопрос 1 Теперь вы согласны, что существует точка на профиле, не меняющая своего положения на докритических углах атаки момент относительно которой не зависит от Cy и альфа? Вы вообще доверяете продувкам?

Нет, не согласен. Как Вы думаете, где находится фокус любого несимметричного профиля при угле атаки, на котором подьемная сила равна нулю?
“При этом центр давления находится на + - бесконечности” - это цитата из “Аэродинамики” Мхитаряна.

И, если можно, еще один вопрос. Вот Вы говорите: устойчивость больше, устойчивость меньше - а зачем она должна быть больше или меньше?
Свое мнение по этому вопросу я выделил жирным шрифтом. А вот по Вашему получается что запас устойчивости не нужен. Приращение подъемной силы в фокусе, а фокус от угла атаки не зависит. Для чего тогда нужен запас устойчивости?
Вы думаете этот вопрос не связан с фокусом и лишь отнимает время?

Мне вот еще понравилась Ваша картинка, где подъемная сила У приложена в одной точке, а ее приращение - дельта У - в другой. Интересно, а как это объяснить физически?
Представьте угол атаки с нулевой подъемной силой. Мелкими шажками начинаем увеличивать угол атаки и маленькие приращения подьемной силы складываем (интегрируем). Все маленькие приращения приложены в одной точке - фокусе. А их сумма, оказывается приложена в другой точке - в ЦД. Вы не находите в этом ничего пародоксального?

Vovicу.
На бесхвостках S-образные профиля, крутки делают не для обеспечения статической устойчивости а для уменьшения потерь на балансировку.Все то же самое можно сделать при помощи руля высоты,только менее эффективно, а иногда неудобно.Например, для балансировки требуется руль размахом по всей задней кромке крыла
отклоненный на 7 градусов, а управление вверх-вниз при помощи такого руля осуществляется в диапазоне 2…3 градусов отклонения руля, т.е. где-то в пределах люфта.Поэтому выгодно применить крутку или S-образный профиль с небольшими рулями.Статическая же устойчивость бесхвосток зависит, действительно, только от взаимного расположения фокуса и центра тяжести крыла.Представьте бесхвостку с вогнутым профилем но вверх ногами: у профиля собственный момент на кабрирование никаких круток не требуется, а продольная устойчивость не зависит от того в каком положении самолет.

Ой…
Так-ли всё просто ? :rolleys: Безхвостка с прямым крылом и несимметричным профилем стабильна в исключительно узком диапазоне скоростей и углов атаки. Если-же на ней применить профиль симметричный - то практический диапазон допустимых центровок будет едва несколько миллиметров. Да и так такое крыло летит только “не ручке”.
Самобалансирующиеся профили, стреловидности и крутки применяют прежде всего для обеспечения продольной устойчивости в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Т.е. - дабы компенсировать изменения момента крыла и перемещения ЦД.

Владимир, мне очень лестно ваше мнение о том, что “моя теория слишком упрощена…”
Это не моя теория. Я привел только материалы из учебника Мхитаряна “Аэродинамика” и монографии академика Остославского “Аэродинамика самолета”, которые стали моими настольными книгами.

Чтож Мхиторян так Мхиторян, откроем его “Аэродинамику” на стр 209

Раз академик Остославский для вас авторитет давайте также посмотрим,что говорит о фокусе он. Только зачем нам книга аэродинамика – эта наука об обтекании тел ваздухом, а мы рассматриваем вопросы устойчивости самолёта – это раздел динамикм полёта, возьмём другую его работу:

открываем на стр 19

ВОПРОС: Нет ли где ошибок в выводе понятия фокус Мхиторяна, согласны ли теперь, что момент по альфа( Су) относительно F постоянен, (про приращение подъемной силы соглашаться не обязательно)? (если нет, то где ошибки)

У меня тоже появилось ощущение, что истины мы с Вами не найдем.
Я ведь не ссылки даю. От ссылок толку мало. Я стараюсь изложить видение вопроса, то есть как я понимаю написанное кем то. Потому что просто отсылая к разным авторам мы придем в конце концов к ссылке на одни и те же слова, но Вы их понимаете по своему, а я по своему.

Давайте сначала прийдем к ссылке на одни и теже слова. Если это будет чёткая формулировка , то понимать её по разному сложно. Разьве только если предполагать крайности, например, а что будет с фокусом если скорость равна бесконечности, или нулю, или плотность воздуха равна нулю… 😁

Можно и не распыляться по куче проблем. Можно поговорить только про фокус профиля. Но давайте говорить о нем. У нас же с Вами получается так: я Вам свои аргументы, а Вы мне свои. В предыдущем посте приведена большая цитата из моего поста. Зачем? Ведь дальше ни слова не сказано о том, что в моих словах верно, а что - ошибочно.
😦

ОК будем говорить только об одной теме зарас, сайчас о фокусе (о том что это, где расположен и есть ли вообще).
Извините за неотвеченное. 😊 Чтобы не было взаимо обид я предлагаю ещё болёё ужесточить регламент. Каждый задаёт ТОЛЬКО ОДИН вопрос, а оппонент отвечает на него ПОЛНОСТЬЮ. ВЫ согласны? В текущем постинге я задал только один вопрос.
И ещё предложение давайте говорить только в практическом (применимом к радиомоделям), не теоретическом аспекте. На ученого я не тяну, да и не интересно это мне.

Нет, не согласен. Как Вы думаете, где находится фокус любого несимметричного профиля при угле атаки, на котором подьемная сила равна нулю?
“При этом центр давления находится на + - бесконечности” - это цитата из “Аэродинамики” Мхитаряна.

С какой страницы эта цитата? Помоему она не точна. Я думаю все завасит от конкретного профиля, на подавляющем большинстве в этом месте линейный участок и следовательно фокус тамже, где и для летных углов. Однако у некоторых профилей около нулевой подъёмной силы (аналогично как около закритических углов атаки)мы имеем нестабильное положение F из-за того, что график Сm по Су в этой точке начинает быть нелинейным.

И, если можно, еще один вопрос. Вот Вы говорите: устойчивость больше, устойчивость меньше - а зачем она должна быть больше или меньше?
Свое мнение по этому вопросу я выделил жирным шрифтом. А вот по Вашему получается что запас устойчивости не нужен. Приращение подъемной силы в фокусе, а фокус от угла атаки не зависит. Для чего тогда нужен запас устойчивости?
Вы думаете этот вопрос не связан с фокусом и лишь отнимает время?

Вопрос правильный и мы его обсудим, но мы же договорились говорить только об одной теме зарас, сайчас о фокусе (о том что это, где расположен и есть ли вообще).

Мне вот еще понравилась Ваша картинка, где подъемная сила У приложена в одной точке, а ее приращение - дельта У - в другой. Интересно, а как это объяснить физически?
Представьте угол атаки с нулевой подъемной силой. Мелкими шажками начинаем увеличивать угол атаки и маленькие приращения подьемной силы складываем (интегрируем). Все маленькие приращения приложены в одной точке - фокусе. А их сумма, оказывается приложена в другой точке - в ЦД. Вы не находите в этом ничего пародоксального?

сразу после фокуса давайте обсудим эту тему, если вас не устроит объяснение с приращением, я смогу объяснить появление устойчивости без этого термина или более подпобно объясню в чем его физический смысл.

Для Lasy и не только: Из практики RC COMBAT (правда для меня лично, про остальных не знаю) модель с плосковыпуклым профилем предпочтительнее… Посадочная скорость не более 20(!)км.час, полётная около 150… Если аппарат ПРАВИЛЬНО настроен, проблем никаких 😆 И фокусы и Ц.Д. - от лукавого 😆 Есть конкретный аппарат, есть ГОЛОВА и руки - всё летает 😆 😆 😆 Неоднократно писал - назвать аэродинамику НАУКОЙ 😃 😃 😃 И прочнисты - зачем проводят копровые испытания самолётов??? Ведь есть сопромат!!! Может я тупой?