Максималистский электролёт
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. 
Попытаюсь логику подправить.
Качество аппарата классической схемы тем выше, чем больше нагружено ГО.
Если рассматривать конкретный режим полета конкретного планера, то качество системы будет максимальным, если обе плоскости нагружены одинаково. Устойчивость будет нулевой.
Если настравать весь диапазон режимов, то ЦТ двигаем настолько назад (читай - грузим ГО), насколько это обеспечивает устойчивость и позволяет управлять планером на всех режимах без сваливания и затягивания в пикирование. Тут уже от пилота зависит.
А вот если проектировать планер,то все сложнее, зависит от критерия оптимальности, который конструктор заложил.
Можно минимизировать площадь ГО: разложить весь диапазон необходимых моментов на весь диапазон Су ГО. Что уж там на “крейсерском” получится, непонятно. Судя по маленьким стабилизаторам Дреловских моделей, это его путь.
Но хочу отметить тенденцию последнего времени: наши ведущие пилоты наращивают стабилизаторы Супр и Макс и двигают назад центровку.
К чему это ведет?
Маленький стаб работает, например, в диапазоне Су от -0,5 до +0,5. А вдвое больший на более задней центровке уже может иметь диапазон от 0 до +0,5.
Кто прав?
На собственном опыте тоже летаю на увеличенном стабилизаторе. До коеффициента 0,45-0,5 на больших планерах и 0,6 на мелких. Странно, но оно летит лучше при таком раскладе. Центровка очень задняя, естественно…
Кстати, при пониженном Су стабилизатора, можно делать его заметно меньшего удлинения… А это- выигрыш по массе квадратного дециметра. Короче- все так непросто… 😦
то 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
Вам надо срочно переубедить NASA , они тоже жестоко заблуждаются и морочат людям голову.
Переведите на русский - "We must include a minus sign on the lift of the tail because the direction of this force is negative "
Там и про схему “утка” есть. И уравнения равновесия.
www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/trim.html
п.с. Адептам новейшей религии и истинных знаний рекомендую главы учебника Остославского читать до конца и подучить математику с физикой за 6 класс средней школы.
Хочу обратить внимание, что центр тяжести на двух последних картинках находится перед крылом.😂
Это упрощенные картинки, и теория в этих книжках рассказывается упрощённо.
И еще хочу заметить. В большинстве случаев стаб тянет вниз. Но
при определленных условиях есть такое, стаб тянет вверх.
Посмотрите еще раз на ссылку из нормального учебника в посте 208.
Если самолет в большинстве случаев летает на большой скорости и малых Су крыла, то да, ГО тянет вниз. А вот в случае моделей планеров, летающих в основном на больших Су, близких к Кмах, ГО в большинстве случаев тянет вверх.