Прикинуть на пальцах
напомни ссылочку на 334
Искать надо. Я не помню, как тот форум называется.
Мой первый самолет такого плана был Ан-72. … Может тебе больше повезет. Пробуй, вдруг все лежит на поверхности.
Ну я во-первых не иду по непаханному полю, а расширяю твою борозду 😃 Иногда применяю свои решения, думаю над узлами, но если ничего не получается в приемлемые сроки придумать - есть где набраться идей, а то и повторить работающую технологию, или спросить совета как минимум.
У 178-го шасси мне тем и понравились, что придумал как их можно убрать в примерно нужном размере и весе. Как доделаю АТР-42 попробую макет шасси соорудить. К примеру, как нормально убрать шасси того же АТР-42, не нарушая существенно их геометрию, я до сих пор не придумал - потому модель с самого старта планировалась с неубираемыми стойками. Зато амортизацию прикольную и простую придумал в процессе 😃
В любом случае, это пока не анонс 178-го, я пока еще не набрался смелости, потому и обсуждаем в “прикинуть на пальцах” 😃
Искать надо. Я не помню, как тот форум называется.
Я собственно тоже, помню что где-то было. А находится только тот, что пенный (кстати, тоже не легкий - 1750 гр при 1,35 размаха. Только не понятно какие там импы стояли).
От обводов фюзеляжа я тут просто тащусь (та же ситуация с Ан-70).
Тогда делай Ан-70. Он уже вдоль и поперек изъезжен.
Этот вариант тоже рассматриваются. Но 178 интереснее 😃
Длина хвоста выглядит заманчиво. Интересно, реально ли в модельном исполнении заставить его летать с запредельно задней центровкой без потери устойчивости?
Длина хвоста выглядит заманчиво. Интересно, реально ли в модельном исполнении заставить его летать с запредельно задней центровкой без потери устойчивости?
При такой компоновке, наверняка проблем с центровкой не будет. Подбором профилей крыла и оперения, можно заложить разумно заднюю центровку. Предварительно прикиньте показатели горизонтальной устойчивости.
Предварительно прикиньте показатели горизонтальной устойчивости.
Показатели там на глаз выглядят нормальными, даже с перебором (смотрю относительно рассчетов для других своих моделей).
Подбором профилей крыла и оперения, можно заложить разумно заднюю центровку.
То есть сделать несущий в + стабилизатор?
А поподробнее можно?
На любом ЛА центровка не аргумент, а следствие тех или иных обстоятельств. Для копиистов определение центровки более легкая задача, потому, что все геометрические параметры предопределены. Разумеется, внесение корректив в профили, установочные углы, удельнуя нагрузку и СУ влияет на летные характеристики и центровкой можно придать ЛА желаемые окончательные свойства. Но! Коль скоро геометрия изначально определена и выбран размер, то первое, что следует на виде в плане “решить”, это САХ крыла и стабилизатора, их площади и исходя из этого найти оптимальное плечо или предел величины плеча ГО при котором ЛА будет иметь коэффициент устойчивости приемлемый для такого типа машин, т.е. Аго=0,6…0,8. Формула нужна? Решение этой задачки определит оптимальное положение ЦТ уже на стадии проектирования.
А если по-деревенски, можно ли заставить нормально летать такой аппарат по типу тандема?
Теоретически можно. Свободнолетающие все F-1A/B/C летают с задними центровками. Выдержите критерии устойчивости (нагрузка, скорость, уравновешивание моментов крыла и ст-ра относительно фокуса ЛА. На практике вряд ли, т.к. изначально соотношения моментов крыла и ст-ра заложены для традиционной центровки. Просчитать все это можно, но овчинка выделки не стоит. В чем смысл задней центровки на грузовике?
В чем смысл задней центровки на грузовике?
В уменьшении полетной скорости.
Я вот сколько типов самолетов построил, все время обращаю внимание на огромные стабилизаторы. В последнее время все чаще возникает мысль: возможно ли их использовать как задние крылья?
При традиционном подходе получается все наоборот. ЦТ передний, стаб в минусе. Он не только не берет на себя часть нагрузки на крыло, а создает дополнительную. Естественно, скорость увеличивается.
Какая по вашему мнению должна быть нагрузка на крыло, чтобы можно было безболезненно двинуть ЦТ далеко назад?
Более-менее внятная схемка из которой можно вылепить чертеж по фотографиям
Уменшить скорость полета можно и с нормальной схемой центровки. Профиль крыла и удельная нагрузка задачу решают. При задней центровке тоже, для уменьшения скорости, профили соответствующие применяются. Для этого нужно построить несколько поляр ЛА с различными профилями.
При такой компоновке, наверняка проблем с центровкой не будет. Подбором профилей крыла и оперения, можно заложить разумно заднюю центровку. Предварительно прикиньте показатели горизонтальной устойчивости.
А кой бы Вы профиль крыла посоветовали для центровки 25-27%? Я собираюсь строить Ан-148 с похожими характеристиками и размерами. В своём проекте со скорастью буду бороться увеличением площади крыла.
И мне для цт 45-60% если не трудно
Еще раз повторю, то, что в посте 19.“Коль скоро геометрия изначально определена и выбран размер, то первое, что следует на виде в плане “решить”, это САХ крыла и стабилизатора, их площади и исходя из этого найти оптимальное плечо или предел величины плеча ГО при котором ЛА будет иметь коэффициент устойчивости приемлемый для такого типа машин, т.е. Аго=0,6…0,8. Формула нужна? Решение этой задачки определит оптимальное положение ЦТ уже на стадии проектирования.” Это важно, так как при смещении ЦТ меняется устойчивость, а она зависит от величины плеча стаб-ра и площади ст-ра. Современный универсальный профиль для широкого диапазона скоростей GA(W)-1. Эффективен при относительной толщине от 6 до 15%, специально разработан для СЛА. Предусмотрены хар-ки с закрылками. Тем не менее не забывайте, что скорость полета тесно связана с удельной нагрузкой на крыло, от положения ЦТ это мало зависит, т.к. Эффективные углы атаки крыла при любой центровке одни и те же, а стабилизирующее влияние ГО только меняет знак. Т.е. с увеличением скорости при пер. ЦТ увеличивается кобрирующий момент, а при задней - пикирующий. На всякий случай, формула для определения эффективного положения ЦТ в зависимости от выбранного коэффициента гор. устойчивости:
** Lго=Aго*Sкр*CAXкр/Sго**;
Где: Lго-плечо ГО от центра давления ГО до ЦТ самолета; Центр давления ГО находится как 25%САХго.
Aго- коэффициент гор. устойчивости ЛА=для лайнеров 0,6…0,8;
Sкр-площадь крыла;
CAXкр-сред. аэродин. хорда крыла;
Sго-площадь ГО(стабилизатора);
Все размеры в единной системе, например в ДМ, Аго-безразмерный коэф.
Общее предупреждение! Смещая положение ЦТ вы одновременно меняете и показатель путевой устойчивости, поэтому сначала проверьте, затем определяйтесь с ЦТ. С уважением. Успеха вам.
Спасибо, дедушка Иосиф! Наверное отодвину свои проекты и запилю маленький и максимально легкий самолетик подобного плана. Проделаю над ним ряд экспериментов. Темку-отчет сделаю.
Чует моя ж… что не по тому пути иду…
ДОРОГУ ОСИЛИТ ИДУЩИЙ!