Максималистский электролёт
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.
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,
раньше вроде бы считалось, что Сх идет вдоль хорды, а по Вашему получается что поперек, иначе нет сил для поддержания колебаний, да и Сх ушек сравнительно небольшое (относительно центроплана), что-то за уши притянуто. 😉
Вполне достаточно проверить крыло на двух опорах, как описывалось выше, при условии, что крыло, в том числе и уши, устойчиво на скручивание в диапазоне летных скоростей.
Сверхзвуковой самолет не летает постоянно на сверхзвуке, более того, редко очень. Центровка у Тушки 22-27% если память не изменяет. Формула из учебника по аэродинамике, любого. Выхожу из обсуждения, на разных языках говорим и с нетерпящей другого мнения интонацией.
Павел, не прими за нетерпимость или неправильную интонацию, но Михаил прав на 100%. Дискуссия не по теме этой ветки, не хотелось самому первому ввязываться, но раз пошла такая драка…
То что устойчивость “нормальной” схемы обязательно связана с отрицательной нагрузкой на стабилизаторе есть, к великому сожалению, очень устойчивое заблуждение 99% населения. Это заблуждение подпитывается множественными популярными учебниками “практической аэродинамики” дла моделистов, курсантов, летчиков, и т.п. где именно так все и объясняется. Фокус и центр давления крыла и самолета смешиваются в одну кучу, ЦТ должен быть впереди фокуса, следовательно стабилизатор обязательно должен давить вниз. Так очень просто объяснять устойчивость и всем вроде бы понятно. На самом деле, речь должна идти о центре давления всего ЛА, об аэродинамическом фокусе всего ЛА, и о приращениях подъёмной силы и пикирующего момента при изменении угла атаки ЛА. Приращение силы ГО не зависит от того, направлена сила вниз или вверх. Поэтому сила на ГО может быть как вниз, так и вверх, при этом устойчивость определяется только величиной изменения суммарного пикирующего момента ЛА при изменении угла атаки ЛА.
Из предыдущего заблуждения напрямую произрастает миф о том, что схема ‘утка’ имеет автоматическое преимущество перед ‘нормальной’ сцемой ЛА, т.к. потери на балансировку и неё нулевые. Тоже неверно. Кстати, когда мы говорим о потерях на балансировку, справедливо говорить именно о сопротивлении в горизонтальном полете, т.к. подъёмная сила регулируется просто изменением угла атаки то необходимого значения (веса самолета). Утка наоборот имеет гарантированный проигрыш как в сопротивлении, так и в максмимальном Су (важно на посадке и взлете, естественно). У схемы утка ПГО вынуждено работать на максимальных Су чтобы обеспечить балансировку, а крыло наоборот не может развить максимальный Су, т.к. напрямую ограничено возможностями ПГО. Короче, это долгая тема, и я уверен, что переубедить заблуждения 99% населения я не смогу в коротком сообщении.
Еще один способ посмотреть на эту проблему “со стороны”. Утка и нормальная схема - два экстрима одного непрерывного спектра балансировочных схем. Тандем находится посередине этого спектра. Все согласны, что у утки крыло создает силу вверх. Также, надеюсь, все согласны, что у тандема заднее крыло создаёт силу вверх.
Теперь представим, что мы двигаемся от тандема к нормальной схеме вдоль нашего спектра - уменьшаем заднее крыло и увеличиваем переднее, при этом ЦТ смещаем вперед чтобы он был все время впереди фокуса ЛА. Постепенно доля заднего крыла в создании подъёмной силы будет уменьшаться. Но при этом ЛА будет устойчив по тангажу, несмотря на то, что заднее крыло (т.е. ГО) создает положительную силу.
Далее наступит момент, когда ГО должно будет создавать нулевую силу в горизонтальном полете для того, чтобы ЛА был устойчив и сбалансирован по тангажу (ЦТ смешается вперед!). Если уменьшать ГО еще далее, то сила на ГО должна быть отрицательная в горизонтальном полете, для обеспечения балансировки и устойчивости (ЦТ смещен вперед еще сильнее). Это та ситуация, которая обычно описывается во всех учебниках, но при этом делается несправедливый вывод, что отрицательная сила ГО есть необходимое условие устойчивости ЛА по тангажу.
На самом деле все зависит от коеффициента устойчивости ГО (Аго = [длина хвостовой балки * площадь ГО] / [САХ крыла * площадь крыла]). При больших величинах Аго, стабилизатор может создавать нулевую силу в горизонтальном полете (либо даже положительную), при этом ЛА устойчив по тангажу. Самая выгодная ситуация, это когда сила ГО равна нулю, при этом сопротивление всей системы минимально.
Именно на этом режиме летают все авиалайнеры и дальние бомбардировщики, и даже перегоняют топливо вперед-назад в течение полета, чтобы подогнать ЦТ под этот режим. При схеме утка такая ситуация невозможна в-принципе, т.к. ПГО всегда работает в полную силу и создает массу дополнительного сопротивления. Если бы схема утка была хоть на долю процента более выгодна, чем нормальная схема, все авиалайнеры уже давно бы делались по схеме утка. Уменьшение сопротивления на доли процента стоит многих миллионов долларов сожжённого керосина за всю жизнь каждого самолета.
Я, наверное, отношусь к тем 99 процентам, Егер тоже, Бадягин… Т.е. расчет самолета ведется по одним принципам, а полет по другим. А можно узнать в какой именно литературе все это описано?
Я, наверное, отношусь к тем 99 процентам
И правильно делаете. Вышеописанные измышления "olgol " и “MihaD” ничего общего с реальностью не имеют, только голову людям морочат. У статически устойчивого самолёта нормальной схемы ГО создаёт отрицательную нормальную аэродинамическую силу и никак иначе. Отрицательная сила образуется за счёт скоса потока вниз за крылом. Перевёрнутый профиль на ГО делается для уменьшения его площади. Положительная сила на ГО будет только у статически неустойчивого самолёта, но управлять таким самолётом сложно. Подавляющее большинство самолётов статически устойчивы.
