в чем прикол цпго?
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.
Всё спасибо. Я понял, что ошибался относительно возможности стабильником существенно изменить угол крыла (к горизонту) при “почти” ГП. Он (угол) практически не меняется, разве что на какие-то доли градуса и соответственно на скорость самолёта влияение почти не оказывает. Скорость зависит от текущего угла скольжения и кучи факторов на которые мы в полете уже никак повлиять не можем (если предположить, что ни элеронов ни закрылков у нас нет).
Интересно, а кто нибудь для “почти” ГП считал, сколько в чистом виде (в %) прибавляет скорости подъем элеронов (во все крыло F3K) на 0.5-1 мм относительно “прямого” профиля? Что-то мне практика подсказывает что там какие-то крохи выходят, а высоты теряешь куда больше.
Я понял, что ошибался относительно возможности стабильником существенно изменить угол крыла (к горизонту) при “почти” ГП. Он (угол) практически не меняется, разве что на какие-то доли градуса и соответственно на скорость самолёта влияение почти не оказывает.
Как раз все наоборот. Стабильником как раз балансируют планер на разных скоростях и угол атаки изменяется в широких пределах. Основополагающей величиной для выбора балансировки (угла стабилизатора и положения ЦТ) является скорость, которую надо получить (скорость максимального качества, скорость максимальной продолжительности, скорость максимальной дальности и т.д.). Она определяется по поляре самолета(или расчетом или желанием пилота). Угол крыла (к горизонту) величина не очень понятная. Есть тангаж, есть угол атаки, есть угол снижения(или угол наклона траектории). А что такое угол крыла и для чего он? Обычно используют понятие угол тангажа.
Угол крыла к горизонту это угол тангажа, но тангажа самого крыла, а не аппарата в целом. Если задрать угол установки крыла + 3 лишних градуса, то мы поимеем наклон фюза на минус 3 градуса (вниз носом смотреть будет) при таком же режиме полета аппарата.
Разные полетные режимы ГП задаваемые стабилизатором визуально меняют скорость за счет чего изменяется реальный угол атаки крыла (обтекания воздухом), но очень слабо меняют реальный тангаж крыла (если не говорить о пикировании).
но очень слабо меняют реальный тангаж крыла
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля. Это не мало(как мне кажется). Фюз точно по полету будет только на одной скорости когда угол атаки крыла = установочному углу крыла. На других скоростях он будет смотреть вниз или вверх( тут никуда не денешься если только не поставить РМашинку и крутить установочный угол прямо в полете в зависимости от режима)
Появилась дурная мысль в связи с этим моментом. Если сделать такой девайс, состоящий из маленького флюгера на фюзеляже и электронного устройства. Флюгер меряет отклонение фюзеляжа от потока. электронный блок дает дополнительный сигнал на машинку РВ и сигнал на машинку, которая изменяет установочный угол крыла. В этом случае фюзеляж на любой скорости имеет мин сопротивление, а угол между крылом и стабилизатором постоянный. По идее эффект должен быть хороший. Может кто думал над этим или делал опыты. Интересны результаты.
Флюгер меряет отклонение фюзеляжа от потока. электронный блок дает дополнительный сигнал на машинку РВ и сигнал на машинку, которая изменяет установочный угол крыла. В этом случае фюзеляж на любой скорости имеет мин сопротивление, а угол между крылом и стабилизатором постоянный. По идее эффект должен быть хороший. Может кто думал над этим или делал опыты. Интересны результаты.
Поток в районе фюзеляжа имеет весьма сложную криволинейную форму. И степень его кривизны от угла атаки сильно зависит.
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля. Это не мало(как мне кажется).
Не могу согласиться. Вечного двигателя не существует, при положительных углах тангажа планер будет тратить энергию, будет тормозить, затем падать. Продолжительный ГП на таких режимах невозможен. Под режимом ГП я подразумеваю устойчивое планирование на постоянной скорости, а это отрицательные углы тангажа, иначе крыло просто скользить не будет. Поэтому диапазон этих рабочих углов очень узкий.(зона откровенного пикирования не в счет)
Поэтому диапазон этих рабочих углов очень узкий.(зона откровенного пикирования не в счет)
. Опять заблуждение. Посмотрите на каких Су работают крылья в режиме парения. Посмотрите какому углу атаки соответствует этот Су (а угол тангажа совсем маленький, вертикальная скорость снижения вообще минимальная). Сразу станет все на свои места. Особенно для чего профиль гнут в этом режиме. Не надо путать угол тангажа и угол наклона траектории.
Угол крыла (к горизонту) величина не очень понятная. Есть тангаж
Пунктуацию поправить:
Угол крыла к горизонту (величина не очень понятная) - есть тангаж (плюс перманентный угол установки крыла к фюзеляжу). 😛
Тут я не согласен. В ГП при изменении скорости от мах до мин реальный тангаж крыла изменяется примерно от -1.5 до +12-14 градусов( срыв) в зависимости от профиля.
Эмм, тогда бы, при этом самом ГП самолет бы и летел с сильно опущенной балкой (до 12-14 градусов). Мы же не меняем угол между крылом и фюзеляжем, ибо он у нас конструктивно заложен в перманентную величину. Все предыдущие рассуждения и сводили все к тому, что при ГП тангаж меняется на доли градуса, а вот стабильник может отклоняться довольно существенно. Повторюсь, речь о “почти” ГП… не пикируем, не кабрируем. Страемся лететь ровно с какой-то скоростью снижения.
Иначе опять та фигня выходит о которой вначале говорил… Тормозим крылом, как лопатой. Вроде все договорились, что это не так.
Тормозим крылом, как лопатой. Вроде все договорились, что это не так.
Все договорились что это не так на одной и той же скорости( См. условия вопроса пост 58 Где точно указано что скорость вес и конфигурация одинакова). На маленькой скорости балка будет сильно опущена. ( Смотрим 3д пилотаж фигура хариер . Там правда движком помогают) и опущена она будет на угол равный угол атаки - установочный угол крыла + угол наклона траектории
Все договорились что это не так на одной и той же скорости( См. условия вопроса пост 58 Где точно указано что скорость вес и конфигурация одинакова). На маленькой скорости балка будет сильно опущена. ( Смотрим 3д пилотаж фигура хариер . Там правда движком помогают) и опущена она будет на угол равный угол атаки - установочный угол крыла + угол наклона траектории
Совершенно верно. Виктор, ты поставил (нереальную) задачу - постоянная скорость ГП в обоих случаях. Тут угол атаки крыла практически одинаковый.
В диапазоне полетных скоростей планера угол атаки крыла меняется, примерно, от +0…+1 градуса (на ОЧЕНЬ большой скорости) до +7…+12 градусов на грани срыва. Соответственно, угол тангажа будет меняться в тех же пределах, минус установочный угол крыла, и минус угол траектории. Если менять кривизну профиля (флапероны), то угол тангажа меняется меньше, т.к. оклонение флаперонов вниз увеличивает установочный угол крыла на несколько градусов, следовательно, угол тангажа самолёта уменьшается на эту величину.
Изменение балансировочной скорости ГП, естественно, достигается изменением угла установки ЦПГО либо отклонением РВ. Диапазон углов РВ при этом около 3-5 градуса и зависит от запаса устойчивости. Больше запас устойчивости - больше необходимые отклонения РВ для перебалансировки.
. Опять заблуждение. Посмотрите на каких Су работают крылья в режиме парения. Посмотрите какому углу атаки соответствует этот Су (а угол тангажа совсем маленький, вертикальная скорость снижения вообще минимальная). Сразу станет все на свои места. Особенно для чего профиль гнут в этом режиме. Не надо путать угол тангажа и угол наклона траектории.
Современные планеры (большие) на режиме максимального качества планируют под углом к горизонту менее 1.5 градуса. Угол атаки при этом значительно больше 1.5 градусов.
Скорее всего вводит в заблуждение гипотеза что подъемная сила перпендикулярна плоскости крыла. На самом деле она на больших углах атаки достаточно сильно наклонена вперед от перпендикуляра и не тормозит.
Да, термин тангаж лучше использовать при рассмотрении устойчивости и управляемости. Угол тангажа и угол атаки величины условные. Они связаны с хордой профиля и осью фюзеляжа. Хорда профиля у разных серий по разному строится, у одних от носка до хвостика профиля, у других по касательной к нижней поверхности. Логичнее было бы все мерять от угла нулевой подъемной силы. Ну а для оси фюзеляжа вообще никаких правил построения нет.
Прошу не путать понятия. Тангаж и угол атаки не одно и то же! При отвесном парашютироваии угол тангажа может быть ноль градусов, а угол атаки все 90 градусов!
При углах тангажа +7 - 12 градусов крыло не может планировать с поддержанием постоянной скорости без помощи мотора! Моторные режимы мы не рассматриваем. Мы рассматриваем ГП, при котором крыло само поддерживает скорость т.е. не тратит энергию.
В общем, как ни крути, продолжительный полет с опущенной вниз балкой без мотора не возможен 😃 Можно сколько угодно тянуть ручку на себя, но планер будет параллелен горизонту до самого срыва. Если у кого-то получается продолжительный полет балкой вниз на 10 градусов при положительных углах установки, снимаю шляпу 😃
Мой планер, с огромным стабом задраным вверх, просто начинает парашютировать с углом снижения градусов 45, его даже не срывает толком, и он до самой земли параллелен горизонту 😃
Скорее всего вводит в заблуждение гипотеза что подъемная сила перпендикулярна плоскости крыла. На самом деле она на больших углах атаки достаточно сильно наклонена вперед от перпендикуляра и не тормозит.
Подъемная сила это вертикальная составляющая полной аэродинамической силы и она перпендикулярна вектору скорости(набегающему потоку). Ни разгонять ни тормозить она не может. Полная аэродинамическая сила всегда направленна назад и вверх( она всегда тормозит), а горизонтальная составляющая полной аэродинамической силы называется сопротивление. И приложено это все безобразие в центре давления. А мотор дла планера это его вес. Это первоисточник своими словами. Давайте придем к одинаковым формулировкам базовых понятий. Иначе разговор не о чем.