Вопрос к знатокам
Условно говоря мы выставляем крыло относительно стабилизатора. А его осевая и является осевой, от которой считаем деградации и всякое такое.
Ни у кого нет возражений?
Не-а…
А каким образом меняется сопротивление цельноповоротного стабилизатора? На нем вроде ничего не отгибается и ничего не портит качество?
А что, у немеханизированного крыла сопротивление не меняется?
Законы общие.
PS.
To soar: Угол планирования изменится.
Хотя, теоретически, если посмотреть на поляру, то только одна прямая, проведенная из начала координат, пересекает ее в одной точке. (Минимальный угол планирования.) Т.е., летя на неминимальном угле планирования, можно найти другое положение стабилизатора, когда угол планирования будет тем же. В узком диапазоне, конечно.
Но в данном случае – не суть.
и чо, скорость не изменицца?
А чо, разве кто-то говорил, что не изменится?
А чо, разве кто-то говорил, что не изменится?
Да
Ну кто сказал, того и спрашивайте…
Кажется, я понял!
Некоторые тут полагают, что Сх влияет не скорость планирования. Я прав?
Неужели в последнее время произошли глобальные изменения в аэродинамике и Сх перестал влиять?! )) Быстренько, навскидку набрал в гугл ключевые слова, выбрал первое попавшееся…“Дельтаплан, летящий с меньшим углом атаки, т. е. с большей скоростью…”
С меньшим углом атаки - читай, с меньшим Сх! Даже гугл говорит, что влияет…))
Ну вот, я был прав!
Про дельтаплан правильно пишут, а читают неправильно.
Надо объяснять?
Почему меняется сопротивление стабилизатора?
Сопротивление стабилизатора (цельноповоротного) имеет три составляющих.
1 Профильное сопротивление. Любой профиль имеет минимум сопротивления; а в других местах оно больше. Посмотрите любую поляру. И оно может изменяться приблизительно на 0.002-0.003 при рабочих нагрузках (Су) стабилизатора.
2 Индуктивное сопротивление. Удлинение стабилизатора невелико по сравнению с удлинением крыла (например, равно 5). Даже при сильно задних или сильно передних центровках Су стаб вряд ли превышает 0.3. Тогда по известной формуле получится Cx i =0.3*0.3/3/5=0.006 (если стабилизатор не нагружен, то Cx i = 0 )
3 Сопротивление сопряжения стабилизатора с килем (цельноповоротный стабилизатор обычно стоит на киле (или Т или +) И это сопряжение вносит дополнительное сопротивление (которое увеличивается при увеличении нагрузки на стабилизатор (Су стаб)). И есть еще щели, позволяющие стабилизатору поворачиваться. Сопротивление, вносимое щелями тоже растет с ростом Су стаб.
Вот в сумме и получается, что сопротивление Сх стаб при изменении нагрузки на него может изменяться на 0.01. Правда, это число действительно завышено (предельное для вообще всех центровок, при которых модель будет летать).
Ну вот, я был прав!
Про дельтаплан правильно пишут, а читают неправильно.
Надо объяснять?
Ну вот и замечательно, сделайте одолжение, прочтите правильно!😁 Специально для некотороых, которые полагают, что все же есть некоторая зависимость между Сх и скоростью полета…))
А что, у немеханизированного крыла сопротивление не меняется?
Законы общие.
Естественно. Разгибаем профиль - сопротивление меньше. Хотя с ростом скорости профиль также придется разогнуть. Чем тоже уменьшим сопротивление.
Однако разговор был об увеличении сопротивления стабилизатора при неизменной кривизне профиля. В данном случае(Супра) оно остается неизменным, либо меньшим, ибо скорость растет и несущие свойства стабилизатора надо компенсировать выставлением его на меньший угол атаки.
(цельноповоротный стабилизатор обычно стоит на киле (или Т или +) И это сопряжение вносит дополнительное сопротивление (которое увеличивается при увеличении нагрузки на стабилизатор (Су стаб)).
В случае с Супрой стабилизатор не имеет сопряжений с килем.
Давайте рассмотрим именно такую частность. И частность состоит в том, что хвост не догружают, либо догружают в крайне редких случаях. Для получения задней центровки груз прибирают с носа.
Однако разговор был об увеличении сопротивления стабилизатора при неизменной кривизне профиля. В данном случае(Супра) оно остается неизменным, либо меньшим, ибо скорость растет и несущие свойства стабилизатора надо компенсировать выставлением его на меньший угол атаки.
Можно, чуть-чуть подробнее…
Не знаю как там с деградацией, но у меня бластер с передней центровкой летит медленно и печально, а с задней летит быстро. Причем этот эффект проявляется тем сильнее, чем сильнее изогнут профиль. Таже фигня с кулярисом.
Объясяется просто. При передней центровке и нейтральном стабилизаторе планер наровит лететель вниз, и это компенсируется рулем высоты вверх. По этому меделнно он летит ровно. А как разгоняется, начинает стаб работать и он морду задирает. И наоборот соотвесвенно.
При задней он разгоняясь начинает лететь вниз, и еще больше ускоряется, тем самым, крыло лучше рабоатет.
В случае с Супрой стабилизатор не имеет сопряжений с килем.
Давайте рассмотрим именно такую частность. И частность состоит в том, что хвост не догружают, либо догружают в крайне редких случаях. Для получения задней центровки груз прибирают с носа.
Разберемся с конкретным случаем.
О “несопряжении с килем (и о щелях)”. Вы видели, что ту часть я написал без чисел? Причина простая - известно, что это сопротивление есть, но толком о нем ничего не известно. В учебниках эта часть называется сопротивлением интерференции и много чего написано, но всерьез просто прелдагают добавлять некоторые проценты в сопротивление стаба в зависимости от компоновки ЛА (от 3% до 7%, если не ошибаюсь)
Нагрузка на стабилизатор. Она не зависит от того, куда положил (или откуда убрал) груз. Определяется положением ЦТ, положением Центра Подъемной Силы Крыла (ЦПСК), отношение площадей крыла и стабилизатора, отношения Плеча Стабилизатора к Хорде Крыла.
Если полет установившийся (модель находится в равновесии), то легко нарисовать соответствующие плечи (ЦПСК - ЦТ и Плечо Стабилизатора - ЦТ). Для равновесия необходимо равенство произведений сил на длину плечей (закон рычага). При реальных модельных центровках (спортивные планеры) стабилизатор получается слегка нагруженным.
О ЦПСК подробнее. В него пересчитываются Фокус Профиля или Момент Профиля Крыла, о которых Вы знаете. Причем эта точка гуляет в зависимости от Су крыла (то есть, скорости на которую настроен планер в данном режиме) и кривизны профиля крыла. Соответственно, гуляет и нагрузка на стабилизатор.
Именно отсюда взята известная формула К стабилизации (В которую входит хорда крыла, площадь крыла, площадь стабилизатора и его плечо; это очень упрощенный критерий достаточности размера стабилизатора)
В принципе, я знаю относительно точные формулы (вернее системы уравнений) которые описывают нагрузки, утойчивость…, но там много всего и писать лень.
Можно, чуть-чуть подробнее…
Про стабилизатор:
Имеем симметричный профиль. Для создания подъемной силы должен быть угол атаки. Так? С ростом скорости подъемная сила растет. Так? Соответственно для компенсации подъема хвоста требуется меньший угол атаки стабилизатора. Сопротивление падает?
Ну вот и замечательно, сделайте одолжение, прочтите правильно!😁 Специально для некотороых, которые полагают, что все же есть некоторая зависимость между Сх и скоростью полета…))
Есть прямые и косвенные зависимости.
Напрямую Сх влияет на скорость падающего кирпича.
Триммирование, деградация планера напрямую определяет угол атаки крыла. Он, в свою очередь - Сх и Су. Су напрямую определяет скорость планирования, а отношение Сх/Су - наклон траектории.
Если увеличить Сх планера на 2%, то на 2% изменится качество, то есть угол наклона траектории, он же - тангенс, он же - синус.
Изменение скорости будет на полтора порядка меньше.
Если Вы хотите поговорить о таких тонкостях, то пишите совсем другим языком.
Про дельтаплан правильно читаю:
С меньшим углом атаки - читай, с меньшим Су! По - моему, разница есть.
Про стабилизатор:
Имеем симметричный профиль. Для создания подъемной силы должен быть угол атаки. Так? С ростом скорости подъемная сила растет. Так? Соответственно для компенсации подъема хвоста требуется меньший угол атаки стабилизатора. Сопротивление падает?
С ростом скорости у нормального планера почему-то растет и подъемная сила крыла! И устойчивый планер поднимает нос, а не хвост.
Читаю обсуждение и обнаруживаю много сообщений, которыя можно толковать неоднозначно. Возможно, много замечаний друг другу происходит именно по этой причине. Предлагаю писать приблизительно в следующей форме.
Я хочу увеличить скорость планера рулем (триммером) высоты. Отдаю ручку от себя. Происходит следующее:
1 Увеличился угол атаки стабилизатора (и уменьшилась деградация).
2 В результате планер поднял хвост начал разгоняться.
3 Из-за увеличения скорости уменьшился угол атаки крыла и Су (так как Су*К*V*V = весу планера; в К “закопаны” площадь крыла, плотность воздуха…)
4 Так как угол атаки крыла уменьшился, а новая деградация сохранилась ( я ручку больше не трогаю), то уменьшится и угол атаки стабилизатора.
5 Если модель устойчива, то хвост по мере разгона начнет опускаться (Су стаб уменьшился).
6 В конце концов установится новая скорость, соответствующая новой деградации.
7 Свойства на новой скорости:
- меньше угол атаки крыла (Су кр уменьшился);
- С углом утаки стабилизатора сложнее. При сильно передних центровках и слабо изогнутом профиле крыла он может измениться в сторону плюса (при этом стабилизатор по прежнему тянет вниз); при задних центровках и изогнутом профиле крыла (несущий стабилизатор), его угол атаки изменится в сторону минуса.
**** Очень грубо “на пальцах”
Передняя центровка (ЦТ перед центром подъемной силы крыла. Стабилизатор тянет в минус. На бОльшей скорости для создании той же силы ему нужен мЕньший угол утаки (по модулю; а он был в минус)
Аналогично для несущего стабилизатора.
Если к этому добавить изогнутость профиля крыла, то все становится существенно хуже. Чем меньше Су (чем больше скорость), тем дальше назад смещается центр подъемной силы крыла (крыло стремится затянуть планер в пикирование). Вот тут и начинается довольно серьезная математика… И к ней надо еще добавить: - скос потока в котором работает стабилизатор;
- затенение стабилизатора фюзеляжем;
- возможное попадание стабилизатора в вихревую пелену крыла;
- Нелинейность Су крыла и Су стабилизатора от угла атаки.
Если бы профиль был симметричным, ЦТ было бы на 25% (центр подъемной силы симметричного профиля всегда на 25%), то на стабилизаторе всегда бы в установившемся режиме был нулевой угол атаки.
**** В итоге ОПЫТ настройки работает намного эффективнее, чем ТЕОРИЯ (по крайней мере, в моделизме).
А о влиянии изменения сопротивления стабилизатора можно просто “забыть”. Это такие мелочи по сравнению с остальными наприятностями!😈
…Триммирование, деградация планера напрямую определяет угол атаки крыла. Он, в свою очередь - Сх и Су. Су напрямую определяет скорость планирования, а отношение Сх/Су - наклон траектории.
Если увеличить Сх планера на 2%, то на 2% изменится качество, то есть угол наклона траектории, он же - тангенс, он же - синус.
Изменение скорости будет на полтора порядка меньше.
С этим спором все понятно. Здесь «собака порылась» в тримировании. И режимах на которых надо лететь. Если мы летим в режиме минимального снижения, при изменении Сх угол атаки не поменяется и прав MihaD. Но на таком режиме никто не летает. Поэтому после уменьшения Сх, угол атаки для режима, скажем, максимального качества будет меньше, а значит скорость больше. И прав soar.
вы бы на поляре это показали, понятней бы было.
Кто знает, что такое поляра и так поймет.
Другой вопрос, откуда в этой ветке взялось уменьшение сопротивления? Если из-за уменьшения сопротивления стабилизатора, при переносе центровки, то выше было показано, что изменение настолько незначительно, что им можно пренебречь. И соответственно, причина, по которой меняется скорость, если она меняется, раскрыта не полностью.