ЦТ и Устойчивость модели
Для Vovic.
Конечно можно.
Возьми такой летательный аппарат как копье-без всякого оперения и крыла устойчивость достигается передним расположением центра тяжести.
Это и к самолетам относится в полной мере. Неважно есть или нет оперения или крыло, или есть и то и то, или нет ни того ни другого, независимо от того которое из них больше и которое из них впереди или сзади ВСЕГДА можно обеспечить продольную статическую устойчивость при помощи достаточно передней центровки.
Другой вопрос будет ли рои этом обеспечиваться управляемость и прочее, но это другой вопрос.
Вот мы и пришли в тупик. Цитирую из Вашей цитаты:
“Признаком наличия у летательного аппарата продольной статической устойчивости…является отрицательный угловой коэффициент наклона касательной к кривой Mz в точке балансировки (равновесия)”
Как видите и здесь академик не пренебрегает условием, которое для Вас отношения к устойчивости не имеет.У меня нет других аргументов. Я дважды обращал Ваше внимание на этот вопрос. Теперь Вы сами приводите аргумент, который для Вас , почему то аргументом не является.
Окончание дискуссии - да, но тупик? Давайте всё же называть вещи своими именами.
Вспомним последние события нашего спора: я привел математический вывод формулы запаса статической устойчивости. Вы сказали, что я успользую не правильный критерий, по вашему мнению л/а устойчив, только когда и производная отрицательна и сумма моментов равна нулю. Я задал вам вопрос «Вам не кажется странным, что простое дуновение ветерка может превратить устойчивый л/а в неустойчивый…» имея ввиду, что в тот момент когда порыв ветра вывел самолет из равновесия производная отрицательна а сумма моментов НЕ равна нулю. Это и есть устойчивость – когда появляется момент возврашающий л/а в исходное положение. Если момент все время будет равен нулю, то какая сила будет возвращать его в устойчивое положение. Вы не привели контр аргументов. Следовательно Приведённое доказательство верно и вы проиграли дискуссию. Впрочем иначе и быть не могло, не потому что я супер умён, или являюсь великим спорщиком. Просто мне посчастливилось отстаивать теорию по которой расчитывают самолёты уже лет восемдесят, поэтому она стала классической, попав буквально во все толковые учебники и справочники, САКи и РДК.
Ответ на ваш вопрос:Приведённая вами цитата Остославского аргументом для меня является. Я привёл уравнение моментов для любого лётного угла атаки, мат анализ этого уравнения показал, что оно имеет отрицательный угловой коэффициент наклона касательной к кривой Mz на всем лётном диапазоне в том числе и в точке балансировки. Условие академика выполняется.
В заключение, пару слов о вреде Ваших формул. Согласно им, можно отрегулировать центровку самолета так, что он будет продольно устойчивым со сколь угодно малой эффективностью стабилизатора при любом профиле крыла. В действительности это не так. А формулы, приведенные без должных оговорок (которыми даже академики не пренебрегают) вводят моделистов в заблуждение и порождают скептическое отношение к теории вообще, что было отмечено некоторыми участниками даже в этой теме.
В этом контексте, номограмма, которая Вам так не понравилась в статье, более корректна, поскольку не дает безапелляционных рекомендаций.
Жаль, что мне не удалось Вас убедить.
Обравдываться не буду, ошибочность ваших сомнений в формулах классической динамики полета доказана выше. Посоветую лишь нашим читателям пользующимся упомянутой номограммой обратить внимание на следующие факты:
- Номограмма была создана давно, очень давно, до того как появиласи законченная теория расчета устойчивости, отсюта и её точность…
- …а точность впечатляет, я посчитал по ней пилотажку, на которой сейчас летаю и вот что получилось: коэфициент продольной устойчивости даже меньше нуля и = - 39. Это при том, что по номограмме устойчивый сам должен иметь 55 и выше. Однако модель весьма устойчива т.к ЦТ 28%
- Номограмма не учитывает как главных факторов влияюших на устойчивость положение ЦТ относительно фокуса итд, так и второстипенных влияние профиля…
- Итд итп
Риторический вопрос to vovic, а где собственно ваша номограмма учитывает влияние профиля о котором вы так долго говорили? В моих формулах это влияние отражено в первом коэфициенте.
В заключение хочу поблагодарить за дискуссию, приятно было иметь разговор с корректным, интересующимся собеседником, с удовольствием вспомнил основательно подзабытые за 20 лет знания по ДП. В ходе дискуссии сделал для себя програмку- калькулятор для точного расчета устойчивости по методике РДК (тобишь тоже польза от спора). Мне тоже жаль, что не удалось вас убедить , т.к вы весьма активно пропагандируете свои знания.
Приведённое доказательство верно и вы проиграли дискуссию. Впрочем иначе и быть не могло.
ошибочность ваших сомнений в формулах классической динамики полета доказана выше.
Счастливый путь!
Не могу сказать, что время потеряно зря. Я понял, что классическая теория ДП не проста, даже для людей, изучавших ее в ВУЗах. И еще я убедился, что в споре не всегда рождается истина, особенно если “иначе и быть не могло”. 😃
А читателям темы напомню банальность: главный критерий истины - практика. Есть у вас сомнения в каком-либо утверждении, - эксперимент не сложен. Проверить всегда полезнее, чем поверить. Тогда вы и сами поймете, кто же был прав, - я, или мой тезка из Сибири. 😎
Я посчитал устойчивость для нового мотопланера Lazy
www.rcdesign.ru/rus/…/afterburner4_glider/
По упрощенным формулам
Xтн=Хf=0,25+0,41*0,5=0,455 (Аго=0,5 взято с чертежей)
По точнам расчетам с помощию программы (с учётом фюзеляжа, Т-образного оперения итд)
Xтн=Хf =0,416
В реальном полёте аэродинамическое демпфирование делает это значение более задним, а именно :
X’тн=0,547
Lazy летал на Хт=0,52 – планёр был неустойчив, а сейчас пользуется центровкой Хт=0.28-0.33
Как видим расчёты хорошо сходятся с практикой
Ёще один недавний случай из практики. Ребята у нас осенью облётывали пилотагу (чертёж Мандрика из МК). В первом полетё, пока двигатель работал на значительных оборотах, пилот не очень обращал внимания на неустойчивость (большой опыт и увеличение устойчивости от ВМГ), но как только он сбрасывал газ, модель начинало не по-детски колбасить. После посадки выяснили что ЦТ = 50% . Для следующего полёта слегка пришлось утяжелять нос. По упрощенным формулам
Xтн=Хf=0,25+0,38*0,6=0,478
Как видно даже упрощенная формула даёт дастойный результат
Как видно даже упрощенная формула даёт дастойный результат
Для симметричного профиля крыла. :rolleys:
Собссно…
- Это гонка, не мотопланер… :rolleys:
- Центровку считал по Мерзликину, Аго - 0,45, а не 0,5…Реально 0,28+0,36 Аго. Все остальные манипуляции и перемещения - это дело вкуса.
- T-образное или V-образное - без разницы… 😁
- Как тот-же Мерзликин пишет:
“…положение ЦТ перед фокусом не является достаточным условием устойчивости…”
И все таки мне непонятно, что такое вы пытаетесь сосчитать 8-(
Зачем вообще нужно что-то там вычислять, если все и так известно.
Для классической схемы все давно уже придумано – 30% хорды и “мама не горюй”, а “формулы” просто подогнаны под практически полученный результат.
Всех благ,
Чесс слово…Лень возиться, примеры приводить - когда 30% превращает ероплан в дрова…При классической схеме…
Чесс слово…Лень возиться…
Ну с таким ником неудивительно…
B-)))
И все таки мне непонятно, что такое вы пытаетесь сосчитать 8-(
Зачем вообще нужно что-то там вычислять, если все и так известно.
Для классической схемы все давно уже придумано – 30% хорды и “мама не горюй”, а “формулы” просто подогнаны под практически полученный результат.
Всех благ,
На моих самолетах бывало и 20% и 60% САХ. И летал. Надо просто соображать чего куда и почему. Об этом речь и шла.
Насчет формул в первом посте темы - может и подогнаны, не знаю.
Моему практическому опыту они противоречат, а остальные пусть думают как хотят.
…На моих самолетах бывало и 20% и 60% САХ. И летал. Надо просто соображать чего куда и почему. Об этом речь и шла.
Именно - “соображать нужно”. И я об этом, только возможно другими словами B-). Для начала процесса “соображения” формула
Центровка = 30%
вполне подходит. И лучше всяких других тем, что значительно проще и гарантирует от грубых ошибок.
Всех благ,
Для начала процесса “соображения” формула
Центровка = 30%
вполне подходит. И лучше всяких других тем, что значительно проще и гарантирует от грубых ошибок.
Да нет, гарантий такой совет не дает, с такой центровкой дров бывает много.
И даже не намекает, а как думать дальше. 😕
А было так хорошо… 😦 Но пришли специалисты и всё опошлили… 😦
To edwards:
Вы, наверное, уже прочитали перевод статьи Шмитца, распространенный через обменник чата.
Две цитаты оттуда:
стр.26 - Плоские пластинки и тонкие симметричные профили имеют постоянное положение центра давления при углах атаки от -6 до +6 градусов, который находится на 25% хорды. При возрастании угла атаки центр давления перемещается к задней кромке, обеспечивая таким образом автоматическую продольную устойчивость…
стр.28 - … значительная кривизна (5,8%) средней линии приводит к большому перемещению центра давления, как показывает кривая момента. Поэтому для продольной устойчивости необходимо увеличенное хвостовое оперение, в то время как плоская пластинка при правильном размещении центра тяжести имеет в полете собственную устойчивость.
Как видите, еще ряд авторов считают, что величина необходимой эффективности оперения зависит от применяемого на крыле профиля, а точнее, от его кривизны, что Вы с успехом опровергли (как Вам это показалось) в своих доказательствах. 😎
Спор по поводу фокуса это очень интересно:
модели имеют срвнительно малые размеры, как следствие другие числа RE тк размер хорды изменяеться. При таких числах аэродинамика измениться ❗
Спор по поводу фокуса это очень интересно:
модели имеют срвнительно малые размеры, как следствие другие числа RE тк размер хорды изменяеться. При таких числах аэродинамика измениться ❗
Конечно число Re уже другое, ну а фокус , он и в Африке фокус. Ни в каких серьезных расчетах я конкретно число Re не видел, скорсть полета, хорду крыла, геометрия фюзеляжа и прочее, это все есть. В графиках, для определения вспомогательных коэффициентов, что-то то-же не замечал. И похоже размер модели, это не показатель, недаром в аэродинамических трубах продувают, по началу, уменьшенные модели реальных самолетов и делают иэ этого практические выводы.
Ни в каких серьезных расчетах я конкретно число Re не видел
Ну не надо так смешить, особенно поднимая тему трёхлетней давности! 😈
Число Re имеет огромное значение.
Ну хоть одну формулу по расчету фокуса модели покажите.
Я не знаю таких простых формул. Возможно, их вообще нет.
Иначе зачем такие вещи, как, например, график зависимости характеристик крыла от числа Рейнольдса ( из книги “Аэродинамика малых скоростей” ):
или, наоборот, для больших Re такие методы исследования устойчивости:
Еще одним способом, используемым в некоторых специальных исследованиях, является испытание моделей в свободном полете. Модель выстреливается в длинную трубу, в которой давление может изменяться в широком диапазоне, что позволяет варьировать число Рейнольдса. Скорость движения модели определяется посредством сопоставления фотоснимков, полученных в различные моменты времени, а распределения температур и давлений телеметрическими средствами передаются на регистрирующий блок. В таких испытаниях можно исследовать проблемы устойчивости полета, такие, как возникновение «болтанки» носка. Модель, которая опрокидывается в полете, является аэродинамически неустойчивой (центр давления у нее расположен впереди центра масс).
Полностью с Вами согласен, подъемная сила зависит от скорости, а чтобы фокус крыла менялся от скорости, такого, что-то, ни в одних фомулах или графиках не видел. Я не име в виду большие скорости (больне М), там, похоже, уже происходит смещение фокаса, но в моделизме этот случай не рассматрмвается.
Великолепная тема !!! С огромным удовольствием прочел от начала до конца ! 😃 Тема имеет как прикладной так и чисто познавательный характер !
Пражает и восхищает умение дискутировать обоих Владимиров ! 😃 …спасибо большое … хоть и с приличным опозданием 😲