Максималистский электролёт
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.
Положительная сила на ГО будет только у статически неустойчивого самолёта
Эти 99% еще и воинствующие! 😃
Самолет правильно нарисован. Если ЦТ расположить ПЕРЕД крылом, то именно так все и будет! 😃
Олег, отдельное спасибо, надеюсь, процент хотя бы до 98 уменьшится.
Попробую еще один процент набрать.
Имеем ЛК, устойчиво летающее при определенной центровке. Не надо про профиль, мы ведь о схеме говорим.
Добавляем к нему хвостовую балку с ГО, и грузик вперед, чтобы центровка сохранилась исходной.
Крыло будет работать, как и раньше, и ГО будет создавать нулевую подъемную силу. Мы его по потоку ориентируем.
Но появится очень большой запас устойчивости! Значит, можно сдвинуть ЦТ назад, и устойчивость еще останется нормальной!
И куда же будет направлена подъемная сила ГО в этой ситуации?
Это будеет тандем уже. Ну где литература такая есть, скажите? Или собственные умозаключения?
тандем уже
С чего? Рассуждение справедливо для любой площади ГО. И чем тандем от классики отличается, кроме условной границы в соотношении площадей?
Откуда же собственные? 😦 Слабоват я. Кафедра динамики полета МАИ.
Вам “Аэродинамику самолета” Остославского подарить? Честно украден был в Маевской библиотеке и выплачены деньги, когда бегунок подписывал.
Это будеет тандем уже. Ну где литература такая есть, скажите? Или собственные умозаключения?
Отгадайте этот самолет почему летает.
И это усредненный самолет, с большим запасом устойчивости. Поинтересуйтесь еще профилем ГО на свободных планерах F1A.
Ооо, Остапа понесло! Так, книжки оставте себе. Единственный самолет, где нет продольной устойчивости-F-16, абсолютно не рулится вручную, только БЦЭВМ, наш близкий к нему-Су-27, маневренный истребитель. Посмотрите на взлетное и посадочное положение стабов Илов наших, 62,76. Устойчивый, т.е. способный к восстановлению после воздействий возмущений, самолет имеет стаб, тянущий вниз, угол атаки крыла больше угла атаки стаба, v т.н., которое обеспечивает восстановление. Все вращения от всех воздействий рулей или ветра-вокруг цм. Что я хотел узнать-как и почему в моделяхреализуется вверхнесущий стаб. Все! Зачем на большую авиацию перескакивать? Да, почему летает Сушка - а почему не должна летать? И при чем тут стаб, тянущий вверх?
Честно, не понял этой тирады. На большие, более того - сверхзвуковые самолеты не я первый начал ссылаться. Думал, так понятнее.
А я вот 12 акков сегодня отлетал на пилотажке, не требующей подруливания в инверте.😛
Это вещи взаимосвязанные, поверьте.
Да не летают так большие самолеты, как Вы пишите, ну как не понятно! А я хотел узнать, для чего и как в моделях реализуется несущий стаб! Больше ничего! Кстати, судя по фото в начале действительно крыло сильно впереди и стаб выпуклый, для меня это незнакомо, хотел просветиться. А суть тирады в том, что в большой авиации все не по-Вашему.
Может, Вы не поняли. Книжка как раз про большие самолеты. Это основной вузовский учебник по данному вопросу периода бурного расцвета советской авиации.
Что я хотел узнать-как и почему в моделяхреализуется вверхнесущий стаб.
Все классы F-1 во врема полета, с наименьшей скоростью спуска и мах качества, стабилизатор работает как несущий. Просто все надо считать.
А перекладка стабилизатора во взлетный режим на больщих самолетах сделано для защиты от козла и правильного отрыва передней стойки.
Павел, это как раз один из тех широко распространенных “учебников” для пилотов, о которых я говорил. они, как я и упоминал ранее, не делают различия между ЦД (центр давления) и АФ (аэрод. фокус), и уж тем более не говорят, что для устойчивости важен АФ всего аппарата, а не только крыла. именно в АФ всего аппарата приложено ПРИРАЩЕНИЕ суммарной подъёмной силы, которое и определяет устойчивость ЛА. Сама же суммарная аэрод. сила ЛА приложена совсем не в АФ, а именно в ЦД всего ЛА, и он по определению совпадает с ЦТ аппарата при сбалансированном полете. И знак силы ГО (вверх или вниз) не есть определяющее условие устойчивости ЛА. Иначе тандемы и утки в-принципе были бы невозможны, т.к. с точки зрения механики полета они есть ничто иное, как аппараты “нормальной” схемы с сильно гипертрофированным “несущим” ГО. Для векторной физики совершенно все равно какая поверхность имеет большую площадь - передняя или задняя. Уравнения балансировки и устойчивости одинаковы.
я не тщу себя надеждой переубедить 99% населения в данном вопросе, это не моя жизненная миссия, к счастью 😃 поэтому я некоторым образом прекращаю свое участие в дискусии 😃 я не могу позволить себе проводить обучающие лекции по статической устойчивости ЛА, хотя и очень хочется, конечно, убедить вас и других в правильном видении этого феномена.
Полистал Егера… Не буду выкладывать сканы страниц, врать не буду и так. Короче, да, при определленных условиях есть такое, стаб тянет вверх. Так что пардон, мне минус. В споре рождается истина!
Самая выгодная ситуация, это когда сила ГО равна нулю, при этом сопротивление всей системы минимально.
Я тоже так думаю.
Но если мы рассматриваем ГО как крыло, то у него должна быть своя поляра. И на этой поляре есть точка с максимальным качеством.
Т.е. вариант, когда ГО создает подъемную силу более оптимальный?
Но если мы рассматриваем ГО как крыло, то у него должна быть своя поляра. И на этой поляре есть точка с максимальным качеством. Т.е. вариант, когда ГО создает подъемную силу более оптимальный?
Чтобы ГО создавало положительную силу, ЦТ должен быть сдвинут назад, а значит площадь ГО должна быть увеличена. Т.е. маленький шаг в сторону схемы тандема. При этом паразитное сопротивление ГО увеличится, его масса увеличится, расчетные нагрузки на фюзеляж увеличатся (из-за большей площади ГО), и т.д.
Если быть дотошно точным, то настоящий оптимум находится как раз в том месте, когда ГО создает НЕБОЛЬШУЮ отрицательную силу в крейсерском полете. При этом ЦТ может быть сдвинут вперед немного, площадь ГО уменьшена немного, его общее сопротивление и масса уменьшены немного, и т.д. при этом, несмотря на то, что крыло будет вынуждено работать немного сильнее для покрытия отрицательной силы ГО, общий эффект положительный. Все это, кстати, не мои собственные научные изыскания (к сожалению), а списано мною у известного нам Марка Дрелы.
www.rcgroups.com/forums/showpost.php?p=7783226&pos…
The reason you want a small download in 2) is because it allows you to make the tail smaller, for a given required amount of pitch stability. The smaller downloaded tail has less drag, than the equivalent larger zero-load tail. The smaller downloaded tail is also typically lighter, which is a secondary benefit.
www.rcgroups.com/forums/showpost.php?p=7784393&pos…
Incidentally, this is the reason why most full-size airplanes have downloaded tails. It’s simply the optimum solution.
The “it’s necessary for stability” explanations are bogus. Oleg is correct to cringe.
Вот кстати, Марк Дрела про “преимущества” схемы утка:
www.rcgroups.com/forums/showpost.php?p=3423535&pos…
Ummm… “canard which can be very efficient” ??? 
Here’s a pretty accurate description of a canard:
* conventional layout
* small, highly-loaded wing
* enormous lifting tail, with 300% to 500% of the front wing’s area
* CG at 400-900% chord location. Such a far-aft CG is made possible by the huge tail.
That doesn’t sound very efficient to me. 