Угол атаки крыла?
Вопросы: из чего надо исходить, устанавливая угол атаки крыла? От каких параметров самолета он зависит? Из каких особеностей поведения модели можно сделать вывод о неправильной установке угла атаки?
Вопросы: из чего надо исходить, устанавливая угол атаки крыла? От каких параметров самолета он зависит? Из каких особеностей поведения модели можно сделать вывод о неправильной установке угла атаки?
Вы, наверно, имеете ввиду установочный угол крыла или стабилизатора (что в принципе одно и то же), так как угол атаки - это угол между хордой крыла и вектором скорости набегающего потока. Это динамический угол и он меняется с изменением условий полета (крейсерский полет, посадка, резкий маневр по тангажу).
Установочный же угол задает продольное V самолета и влияет на его продольную устойчивость.
В общем случае, чем он больше тем самолет устойчивей. Но нельзя увеличивать его беспредельно, самолет ухудшит свою управляемость, возрастет сопротивление, уменьшится запас по срыву потока с крыла и т.д. На многих пилотажных (акробатических) самолетах и моделях делают нулевое продольное V для симметричности обтекания в прямом и перевернутом полете. В этом случае продольное V все равно создается рулями высоты (триммером).
На пилотажном самолете продольное V можно проверить вертикальным пикированием без мотора.
Если модель сохраняет вертикальную траекторию - то все ОК.
Если выходить в нормальный полет - V велико
Если заваливается на спину - V мало
Вы, наверно, имеете ввиду установочный угол крыла или стабилизатора …
Объяснение класс!!! Давно такого не встречал.
😃
В хорошем смысле. Коротко и ясно.
Лишённое смысла 😃
Особенно - угол атаки и продольная устойчивость…
Лишённое смысла 😃
Особенно - угол атаки и продольная устойчивость…
Все нормально, если не лезть в дебри. Для тех кто не знаком (на серьезном уровне) с а/динамикой и динамикой полета лучше не усложнять.
Дабы не усугублять…Максимально упрощённо.
Вопросы: из чего надо исходить, устанавливая угол атаки крыла? От каких параметров самолета он зависит? Из каких особеностей поведения модели можно сделать вывод о неправильной установке угла атаки?
- Исходить из веса самолёта и профиля крыла. Угол атаки определяет Су профиля - читай подъёмну силу, развиваемую крылом. Всегда должна быть равна весу для горизонтального установившегося полёта. В общем случае угол атаки рассчитывается.
- Не зависит от параметров, а от профиля крыла, его площади и веса модели.
- Самое примитивное - “помпаж” при горизонтальном полёте на малой скорости или же хроническое задирание носа 😃 Полёт без мотора - иначе не исключить влияния тяги двигателя.
Лишённое смысла 😃
Особенно - угол атаки и продольная устойчивость…
Вы опять невнимательно читаете. Я говорил по установочный угол, а не про угол атаки.
Вопрос, как я понял, был именно про установочный угол
А понятие - помпаж вообще из другой области. Это неустойчивая работа реактивного двигателя, когда он начинает “плеваться вперед”. П обычно заканчивается разрушением двигателя.
Установочный же угол задает продольное V самолета и влияет на его продольную устойчивость.
Вот с этого места поподробнее…И если Вам удастся добавить какие картинки, что бы было понятнее…
А понятие - помпаж вообще из другой области. Это неустойчивая работа реактивного двигателя, когда он начинает “плеваться вперед”. П обычно заканчивается разрушением двигателя.
Видимо имелся в виду срыв потока.Что может приводить и к помпажу двигателя.
Помпаж мотора это совсем не обязательно разрушение.
Слово взято в " "…Что такое помпаж ТРД - теоретически знаю.
Вот с этого места поподробнее…И если Вам удастся добавить какие картинки, что бы было понятнее…
Оставь в покое. Это по аналогии с поперечным V крыла, для простоты понимания. Не надо усложнять.
Подобные вопросы из “середины” а/динамики. Если объяснять подробно, то придется объяснять другие возникающие вопросы. Если раскладывать устоичивость и управляемость начнут появлятся разные моменты, ложки и подхваты.
В установившемся горизонтальном полете внешне установку крыла можно определить так:
если нос самолета задран, надо увеличить угол установки
если опущен - уменьшить.
Помпажирующий двигатель такой грохот издает, класс!
Не надо “по аналогии” и для простоты понимания 😃 Можно такого наворотить…
“…В общем случае, чем он больше тем самолет устойчивей…”
Понимать как - чем выше задран нос, тем лучше летим? Бред ведь полнейший.
Совсем просто и понятно - здесь:
aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD_Toc.HTM
Даже не русском языке.
Не надо “по аналогии” и для простоты понимания 😃 Можно такого наворотить…
“…В общем случае, чем он больше тем самолет устойчивей…”
Понимать как - чем выше задран нос, тем лучше летим? Бред ведь полнейший.Совсем просто и понятно - здесь:
aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD_Toc.HTMДаже не русском языке.
Почитай мой пост выше, я там немного добавил.
По ссылке хорошо расписана а/динамика.
Прочитай внимательно устойчивость по перегрузке.
В установившемся горизонтальном полете внешне установку крыла можно определить так:
если нос самолета задран, надо увеличить угол установки
если опущен - уменьшить.
А угол атаки крыла устанавливаем относительно носа самолёта? 😕
Давайте без тыканья и профанации, хорошо?
Перерыр всю доступную литературу. Не удалось найти связи между углом атаки и продольной устойчивостью, а особенно старался найти термин - “продольное V самолёта”.
Буду признателен за ссылки, сканы статей, любые указания - где искать. Мучает меня неудовлетворённая жажда познания.
Попытаюсь ответить на вопрос не опуская нос в горизонтальном полёте 😁 .
IMHO:
“Угол атаки” (думаю, что имелся ввиду установочный угол) зависит от компоновки (моноплан, биплан, утка, пго)
Назначения: Пилотажка,фанфлай 0, планер (разные бывают) , моторная модель ~-0,5-+3,5
и от веса модели и профиля крыла.
Угол атаки влияет в числе других факторов на скорость полёта и скорость сваливания.
Измеряется относительно ГО
При сильно большом модель медленнее, легче валится на крыло вследствии срыва потока, который в свою очередь зависит от профиля, крутки консолей и т.д… и требует более передней центровки. или-же присутствует упомянутый Lazy помпаж: синусоидальное движение ЛА вследствии большого УУ (задирает нос до потери скорости, нос опускается, разгон, нос опять задирается…).
чем меньше УУ, тем выше скорость сваливания (проблематичнее посадка) и более задняя центровка (ну не русский я 😊 ).
Да простят меня уважаемые гуру, естественно не учитываю я здесь числа рейнольдса для ГО с несимметричным профилем и многое другое…, но это уже другой уровень…
Измеряется относительно ГО
синусоидальное движение ЛА вследствии большого УУ
А можно расшифровать - ГО, УУ 😊
С уважением
звиняюсь 😊
Горизонтальное Оперение (“Стабилизатор”)
Угол Установки (то, что тут углом атаки обзывают, или EWD Einstellwinkeldifferenz по немецки)
звиняюсь 😊
Горизонтальное Оперение (“Стабилизатор”)
Угол Установки (то, что тут углом атаки обзывают, или EWD Einstellwinkeldifferenz по немецки)
😃
С уважением
А угол атаки крыла устанавливаем относительно носа самолёта? 😕
Давайте без тыканья и профанации, хорошо?Перерыр всю доступную литературу. Не удалось найти связи между углом атаки и продольной устойчивостью, а особенно старался найти термин - “продольное V самолёта”.
Буду признателен за ссылки, сканы статей, любые указания - где искать. Мучает меня неудовлетворённая жажда познания.
Под продольны V понимают крыло обратной или прямой стреловидности.
А угол атаки крыла устанавливаем относительно носа самолёта? 😕
Угол атаки относительно вектора набегающего потока.
Угол установки относительно продольной оси самолета.
Что здесь не понятного?
Извините, глупость пишете…
В ЛА со стабилизатором угол атаки устанавливается по отношению к стабилизатору.
Продольная же ось самолёта не обязана совпадать ни со стабилизатором, ни с крылом.
Вектор набегающего потока точно так-ж относится и к ГО, относительно которого установлен угол атаки.
В установившемся горизонтальном полете внешне установку крыла можно определить так:
если нос самолета задран, надо увеличить угол установки
если опущен - уменьшить.
Можно перефразировать:
В установившемся горизонтальном полете внешне установку крыла можно определить так:
если сильно большой угол тангажа (положительный), надо увеличить угол установки
если сильно отрицательный угол тангажа - уменьшить.
Отсюда возникнет следующий воапрс - “угол тангажа”?
Добавлено
Извините, глупость пишете…
В ЛА со стабилизатором угол атаки устанавливается по отношению к стабилизатору.
[snapback]204543[/snapback]
[/quote]
ВАУ
Продольная же ось самолёта не обязана совпадать ни со стабилизатором, ни с крылом.
А условно переместить не судьба.