Максималистский электролёт
Приветствую. Флаттер на крыле -с ушками и мягкой обшивкой центроплана будет возникать не только от несовпадений с осью жесткости оси масс,но и от момента сопротивления Сх ушек относительно оси жесткости центроплана.Чем выше угол (поперечный) и больше размах ушек тем раньше флаттер .п.с. нигде в аэродинамике про это не …
но и от момента сопротивления Сх ушек относительно оси жесткости центроплана.
что-то совсем не понял насчет Сх.
Можно подробнее?
можно ище раз- имеем сопротивление Сх ушка крыла оно по отношению к лонжерону(или к оси жесткости центроплана )создает момент силы т.к. Сх выражается в грамах/кг /в ньютонах и имеется расстояние (при виде спереди на крыло)получаем момент силы.далее этот момент действует на крыло как-?подумайте сами! -приводит к возникновению Мкр действующего на крыло-это изменяет величину крутки крыла(чем выше скорость- она же нагрузка Сх)тем больше увеличится кручение,далее по причинам флаттера- изменяется угол установки(от кручения)-увеличивается Ya- лонжерон сопротивляется Миз и пытается возвратится в исходное положение. в итоге частота собственных колебаний лонжерона и возмущающей силы совпадет-то и будет флаттер и при совпадании амплитуда будет расти до достижения максимума и ограничителем разрушения крыла будет прочность лонжерона на изгиб,но что самое интересное в момент флаттера крыла- если р.высоты на себя то флаттер кончится -а если подумать почему?- с изменением угла атаки(когда во время флаттера) руль в. на сабя - мы нагружая лонжерон изменяем его собственную частоту колебантй и она(новая) уже не совподает с частотой возмущающей силы(Сх ушек)-флаттер кончится.На моих можелях планеров 3м;2м при увеличении скорости(в пикировании) флаттер возникал и никогда не было разрушения мож потому,что успевал р.в. взять на себя.
Классный самолет! Андрей, стабилизатор-то, надеюсь, несущий?
А что такое несущий стабилизатор? В нормальной схеме стаб вниз тянет
что-то совсем не понял насчет Сх.
Тут дело не в Сх, по-моему, а в увеличении момента инерции крыла с “надстройками” относительно оси лонжерона.
В нормальной схеме стаб вниз тянет
Это заблуждение, если коротко.
Это заблуждение, если коротко.
Интересно. А где можно узнать о том, что у самолетов нормальной схемы стаб тянет вверх, а не вниз? При расположении фокуса перед цм?
А Вы фокус с центром давления не путаете?
А также эти два понятия для модели в целом, и для крыла отдельно?
Ну, или просто прикиньте угол атаки вашего самолета и померьте деградацию. Скос потока пока оставим в покое.
[
деградацию
?
?!
Что есть деградация в аэродинамике, в двух словах? Децентрацию знаю, а деградацию…
Разность установочных углов крыла и оперения. То есть, как они приделаны к фюзеляжу.
Ладно, давайте по-другому.
А что такое несущий стабилизатор? В нормальной схеме стаб вниз тянет
А в схеме утка крыло вниз тянет? и иначе быть не может?
В схеме утка крыло и стаб тянут вверх, поэтому самолеты такой схемы имеют меньшую площадь крыла, а значит и массу по сравнению с аналогичным нормальной схемы, т. е. нет потерь У на балансировку. В тандеме примерно то же, но там почти равнозначный вклад каждого уже крыла, а не стаб-ра. Я просто никогда не сталкивался с тем, что у нормальной схемы стаб вверх тащит. Что за профили для выполнения таких условий? Кстати, углы установки крыла и стаба образуют некое V балансировочное. А как тогда с Вашим стабом, обратное V ?
Я просто никогда не сталкивался с тем, что у нормальной схемы стаб вверх тащит.
На планерах используют такой вариант.
(при этом центровка у них шибко задняя)
Какие-то специальные модельные профили, планерные?
На планерах используют такой вариант.
(при этом центровка у них шибко задняя)
Аппарат получается однорежимный?
Я просто никогда не сталкивался с тем, что у нормальной схемы стаб вверх тащит.
Все Ваши самолеты нормальной схемы так летают, просто Вы об этом не знаете. Чудес не бывает. Логика всех трех схем одинаковая. Просто нагрузка на заднюю плоскость (или угол атаки, или Су на задней плоскости) должны быть НЕСКОЛЬКО меньше, чем на передней. Это является достаточным условием устойчивости.
А Вы это “несколько меньше” путаете с “меньше нуля”. Причем, почему-то не везде!! 😉
Потери на балансировку проявляются только при маневрах. И обозначает это термин изменение подъемной силы на управляющей поверхности.
Но в статике, да и вообще в случае аэродинамической устойчивости, утка и тандем хуже классики именно из-за недогруженности большой задней поверхности.
Все Ваши самолеты нормальной схемы так летают, просто Вы об этом не знаете. Чудес не бывает. Логика всех трех схем одинаковая. Просто нагрузка на заднюю плоскость (или угол атаки, или Су на задней плоскости) должны быть НЕСКОЛЬКО меньше, чем на передней.
Получается что многие ошибаются, принимая положение фюзеляжа самолета в установившимся режиме полета при верно выбранной центровке как положение при котором стабилизатор находится при угле атаки с нулевой подъемной силой.
Естественно. А еще многие полагают, что если наверху бабахнуло, то это самолет преодолел звуковой барьер.
Самолет или планер можно заставить лететь с нулевой или даже отрицательной подъемной силой на ГО, но он при этом будет перестабилизированный. И крыло надо относительно оперения выставить на угол чуть меньше рабочего угла атаки. А это при Кмах, капример, около 8 градусов. А симметричные пилотажки прекрасно устойчиво летают, когда все по оси стоИт. И подруливания в инверте не требуют. Садиться при такой настройке некомфорттно, это предел, от которого надо чуть вперед двинуть ЦТ. Или не надо. 😃
Некоторые называют несущим стабилизатор с несимметричным профилем. Как будто симметричный профиль ничего нести не может.
Закрылки в режим скорость и посмотрите на стаб.
И подруливания в инверте не требуют
Гхм … вы явно не пилотажник.
Ни чего личного. Но зависит от настроек. Как правило пилотаги в инверте “на ручке”.
Тема с несущим стабилизатором очень плотно рассматривалась на многих форумах, и копий было сломано немало вкруг, цитата: “Методичка из УВАУГА против Мурзилки Бехтира”.
Однако, стабилизатор может создавать положительную подъемнуюсилу при некоторых настройках и в некоторых режимах полета.
Но, это не означает, что он ее будет создавать всегда.
Напомню - включите режим скорость на нормально центрованном самолетике (планере). И посмотрите, куда придется двигать стабилизатор.
Что-то с ног на голову… Yсам= Yкр-Yстаб, это и есть потери на балансировку. У утки - вместо минуса плюс. Подъемная сила (результирующая) действует в точке (для сечения крыла) , находящейся ЗА точкой ЦМ, в результате возникает пикирующий момент, который парируется силой стабилизатора, направленной вниз. Так или не так? Посмотрите на стаб самолета Ту-22М3 - вогнуто-выпуклый с выпуклостью на нижней поверхности. И на многих других так же. Зачем тогда?
Насчет звукового барьера не понял - шутка или что? Или не бабахает?
вогнуто-выпуклый с вогнутостью на нижней поверхности. И на многих других так же. Зачем тогда?
Если вогнутость снизу, значит расчитан на создание положительной подъемной силы. Потому что отрицательной не бывает. 😃
Yсам= Yкр-Yстаб
Это откуда??
Насчет звукового барьера не понял - шутка или что? Или не бабахает?
Бабахает. И, к сожалению, не от преодолевания звукового барьера, а от пролета на сверхзвуке. Когда конический скачок уплотнения проходит мимо слушателя.
вогнуто-выпуклый с выпуклостью на нижней поверхности.
Другое дело. Потому, что это сверхзвуковой самолет. И для обеспечения устойчивости на всех режимах прошлось делать очень переднюю центровку. Или компановочно-бомбово-нагрузочные проблемы, подробнее не знаю.