в чем прикол цпго?
Для создания этой силы откланяется руль или ЦПГО. В каком случае сопротивление ГО будет меньше? (Будем считать углы отклонения относительно не большими). Может кто считал? Поделитесь результатами.
На рисунках показаны 3 ситуации. Профиль NACA-0005 чистый, с закрылком (РВ) вниз на +2 градуса, с закрылком вверх на -2 градуса. Су = 0.1 во всех случаях, т.е. моделируем самолёт либо с большим запасом устойчивости, либо с большим моментом профиля См. Это довольно много для ГО. В нормальном ГП должно быть гораздо меньше, около нуля. Число Ре = 20e3, это близко к правде для крейсерского полета металки. Профиль NACA-0005, конечно, непригоден для наших целей, но для демонстрации эффекта отклонения РВ, думаю, пойдет.
Разница в Сх (на картинках Cd) составляет в одном случае 0 (ноль!), в другом случае около 0.6%. Причём худшим оказался случай, когда закрылок отклонен вниз (подъемная сила показана тут вверх), а лучшим оказался случай, когда закрылок отклонен “против шерсти”.
Конечно, при другом профиле и большем отклонении РВ, разница в сопротивлении может быть больше. Но даже если эта разница составляет 10%, в пересчете на полное сопротивление самолета это будет около 10% * 3% = 0.1 * 0.03 = 0.003 = 0.3%. Это при ОЧЕНЬ сильном отклонении РВ и просто нереально.
Разница есть, конечно, но как заметил Lazy, эта разница гораздо меньше любой другой погрешности постройки самолета. Гораздо важнее иметь надежное крепление ГО. Если ЦПГО сделано надежно, то замечательно. Если нет возможности сделать хороше крепление ЦПГО - используй нормальное ГО с рулем высоты и не заморачивайся. Даже если самолет все время летит с отклонением РВ на 2-3 градуса - это никак не скажется на качестве.
во-во!. И кстати, еще один напрашивается вопросец:
- если взять 2 планера с одинаковой продольной устойчивостью, но достигнутой по разному:
1- короткий хвост и большой стаб.
2- длинный хвост и малый стаб.
какой из них будет полезней для здоровья?
Второй. Большие планера это доказывают.
Всем спасибо. Как я понял большинство считает, что для поставленных условий задачи, во втором случае (где угол стал больше), планер, для стороннего наблюдателя, будет лететь вперед с поднятым вверх хвостом… Раз на второй вопрос все ответили нет, значит если не крыло, то балка с более нагруженным (набегающим воздухом) стабильником (центровка-то вперед ушла) будет поднята на величину X градусов. Х-градусов на балке, градус еще на стабильнике…
Вот представьте себе, что мы смотрим на планер с ЦПГО (из условий задачи) в профиль и летит он мимо нас справа налево. Второй планер, что более с передней центровкой и с более круто поднятым стабильником ЦПГО, будет повернут относительно первого именно против часовой стрелки, а не по. И всё это оттого, что скорей маленький стабильник плашмя к потоку встанет, нежели огромное крыло.
Всем спасибо… Но есть следующий вопрос. Правильно ля и понимаю, что вышеназванный Х равен почти одному градусу, потому как ни о каких рычагах речи не идет (ну нет у нас фиксированной оси вертикального вращения) и то что и на сколько отклонится (относительно горизонта и случая 1) зависит преимущественно от соотношения площадей крыла и стабильника.
–
Блин… куда “спасибы” и “помидоры” подевались
Второй. Большие планера это доказывают.
Болт. Числа рЭ не забывайте, да? И моменты инерции…
Блин… куда “спасибы” и “помидоры” подевались
Да всё есть, всё на месте…
“если взять 2 планера с одинаковой продольной устойчивостью, но достигнутой по разному:
1- короткий хвост и большой стаб.
2- длинный хвост и малый стаб.”
1=2 так, как “2 планера с одинаковой продольной устойчивостью”😃
“какой из них будет полезней для здоровья?”
о чем речь?
"
1=2 так, как “2 планера с одинаковой продольной устойчивостью”😃
“какой из них будет полезней для здоровья?”
о чем речь?
Килограмм гвоздей или килограмм пуха? 😃
странный ответ.
поясните.
нет у нас фиксированной оси
Ага, нету. Можно только все моменты к одной точке привести. Вокруг неё и будет крутиться. Просто остаётся прикинуть рычаг стабильника и крыла по отншению к этой точке… 😁
Правильно ля и понимаю, что вышеназванный Х равен почти одному градусу,
Мне кажется неправильно понимаешь. Угол атаки увеличится на маленькую величину. Ну примерно меньше чем отношение площади стабильника к площади крыла умноженное разницу отклонения стабильника(просто компенсация потери подъемной силы на стабильнике из-за балансировки(если скорость не изменна)). В другом случае угол атаки можно посчитать по известной формуле для новой полетной скорости(G=Y Y= Су Ro V^2/2 *S Су = Cyпоальфа(альфа- альфа0) и т.д.)
Профиль NACA-0005, конечно, непригоден для наших целей, но для демонстрации эффекта отклонения РВ, думаю, пойдет.
а какие цели мы преследуем можно уточнить;)
Конечно, при другом профиле и большем отклонении РВ, разница в сопротивлении может быть больше. Но даже если эта разница составляет 10%, в пересчете на полное сопротивление самолета это будет около 10% * 3% = 0.1 * 0.03 = 0.003 = 0.3%. Это при ОЧЕНЬ сильном отклонении РВ и просто нереально.
Коль скоро здесь собрались в большинстве своем метальщики, то давайте рассматривать профили серии HT (ну чтоб наглядно было).
И ещё подолью масла: - если рассматриваем стабилизатор с рулем высоты, то какой ширины должен быть руль высоты в % от хорды стаба?
У больших планеров все не совсем как у нас. Доволилось мне на бланике порулить.
Там искусство пилотирования, умение работать РН ибо хвостовая балка очень короткая, а площадь киля очень мала для такого момента инерции. С РВ все проще, никаких запаздываний, но рулить просто джойстиком без педалей чревато неприятными скольжениями.
Имхо, чем длиннее балка и меньше поперечное сечение стаба тем лучше, но делать балку длиннее размаха не вижу смысла.
Имхо, чем длиннее балка и меньше поперечное сечение стаба тем лучше,
Очень спорное высказывание. Плечо стабилизатора выбирается исходя из многих критериев( главные -устойчивость, управляемость, вес и т.д.)
Вот представьте себе, что мы смотрим на планер с ЦПГО (из условий задачи) в профиль и летит он мимо нас справа налево. Второй планер, что более с передней центровкой и с более круто поднятым стабильником ЦПГО, будет повернут относительно первого именно против часовой стрелки, а не по. И всё это оттого, что скорей маленький стабильник плашмя к потоку встанет, нежели огромное крыло.
Если пренебречь разницей в подъёмной силе ГО между случаями 1 и 2, то угол атаки крыла, а следовательно, и угол фюзеляжа по отношению к набегающему потоку, не изменятся. Крыло создаёт одинаковую подъёмную силу в обоих случаях (мы пренебрегли эффектом добавочной силы ГО). Значит крыло (и фюзеляж) будет под одинаковым углом атаки в обоих случаях.
Если учитывать то, что дополнительная сила на ГО в случае 2 направлена вниз, то крыло должно компенсировать эту силу. Т.е. для сохранения той же скорости ГП, крыло должно быть под несколько большим углом атаки. Но разница в углах будет небольшая. Она будет примерно во столько же раз меньше 1-го градуса, во сколько площадь крыла больше площади ГО.
во сколько площадь крыла больше площади ГО.
А рычаг стабилизатора разве не учитывается?
Я так понимаю, что не учитывается. Потому что мы рассматриваем не рычаг, а подъемную силу стабилизатора.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Юрий, мы говорим об равновесии сил в вертикальной плоскости.
Если ты хочешь написать уравнение равновесия моментов, то 1) его удобнее и правильнее писать относительно ЦТ, тогда не нужно учитывать момент от силы тяжести, 2) нужно учитывать продольный момент крыла. Только к поставленной Витей задаче это не относится. В задаче говорилось, что моменты уравновешены (сумашедшим) сдвигом ЦТ. Спрашивалось только, как изменится угол атаки крыла.
Нее. Равновесие (я не про стабильный но прямой полёт) наступает, когда Подъёмная сила крыла Х расстояние от фокуса до нейтральной точки = -подъёмная сила стабилизатора х растояние от фокуса стаб. до нейтральной точки. И рычаг стабилизатора намного больше.
Путаете 2 метода рассмотрения сил и моментов. 1 метод - это полная аэродинамическая сила расположенная в центре давления крыла и стабилизатора и сила тяжести приложенная в центре тяжести ( понятия фокуса нет совсем).Все меряется от передней кромки крыла. 2 метод( придуманный для облегчения расчетов) - подъемная сила и сила тяжести приложенные всегда в центре тяжести, все приращения подъемной силы приложены в фокусе,для соответствия математики добавлен момент крыла. Все меряется от центра тяжести. Не надо смешивать эти методы. Математически они равноценны.
что моменты уравновешены (сумашедшим) сдвигом ЦТ
теперь понЯл
Имхо все просто. У крыла в крейсерском режиме фиксированный ЦД и скорость, а так же оптимальный угол по отношению к горизонту, потому что крыло “скользит” по воздуху создавая силу движения.
Если представить схему весов, точкой ЦД (не ЦТ) ставим на клин, на одной стороне весов ГО, на второй вес фюзеляжа. Чем более передняя центровка тем выше задран вверх РВ, тем выше сопротивление и выше угол между крылом и ГО. В идеале ЦТ должен попадать в ЦД, но это задняя центровка да и ЦД профиля гуляет не слабо.