Площадь крыла
Ошиблись разделом - это в Новичках могут быть такие вопросы
Звиняйте 😃 Но, как выяснилось - и среди не новичков дебаты начались 😃
Какая разница считать или не считать?
Главное что все, что плоское … глядя на самолет снизу - все это уменьшает нагрузку в полете, а соответсвенно при увеличении хоть чего - без изменения веса - получаем более планирующий самолет…
опять 25…
буквально “вчера” обсосали и кости выплюнули…
rcopen.com/forum/f1/topic172965
опять 25…
буквально “вчера” обсосали и кости выплюнули…
rcopen.com/forum/f1/topic172965
Блин, странно… в поиске забил именно эту фразу - и не было такой темы 😦
Валера ! а не могли бы подсказать где можно почитать про " утку ", может какие-то пропорции существуют ? ( горизонтального оперения и крыла ) . Сравнивал чертежи самолёта и чертежи летающей модели , так на моделях гор. оперение делают больше или всё-таки делать по чертежам !?
Моё мнение, S г.о при недостаточном коэффициенте устойчивости по тангажу желательно увеличивать до необходимой площади… (тогда модель переходит в разряд полукопий )либо придётся мириться со строптивым характером модели. Увеличивать , если это не чемпионатная модель-копия.Для чемпионатных моделей лучше выбирать прототип с хорошей степенью устойчивости .
И-16…
Расчет удельной нагрузки как считать? Стаб из расчётов-вон?
И-16 в частности…Читал как-то,что “горбатость” формы фюзов Мига и Сушек
современных,добавляют около 40% подьёмной силы.
Ес-ес ,стаб из расчёта вон:) и ноу-ноу - как говорят иногда наши форумчане -полный бред - “горбатость” ,т.е обтекатель кабины пилота “гаргрот” может только уменьшать общее сопротивление фюзеляжа,но не увеличивать подъёмную силу
И-16 в частности…Читал как-то,что “горбатость” формы фюзов Мига и Сушек
современных,добавляют около 40% подьёмной силы.Не берусь оспаривать-это
удел консткрукторов.
эта… есть такое понятие, как “интегральная компоновка”…
дело в том, что во многих современных аппаратах в целях и с точки зрения классической аэродинамики очень сложно бывает вычленить чистое крыло и чистый фюзеляж… ну и другие компоненты…
степень “несущести” того-же фюзеляжа можно считать по разному… возьмём тот-же В-2… смотря где “отрежете” консоль крыла, столько влияния и получите…
реальная ситуёвина обычно определялась продувками. сейчас уже , наверное, считается теми-же панельными методами, например…
в случае моделей… ИМХО, лучше фюз не считать несущим. таким образом получим “худший” вариант.
добавит он подъёмной силы - гут… лучше полетит…
Orel, полезнейшая информация! Только к сожалению нечитабельно!(( А можно название книжки и автора в студию?
Фюзеляж тоже обязательно создаёт подъёмную силу. Однако для упрощения расчётов обычно принимается, что подъёмная сила всего фюзеляжа равна подъёмной силе центральной части крыла, перекрываемой фюзеляжем. Поэтому и считается нагрузка на всю площадь крыла, включая подфюзеляжную.
У статически неустойчивого самолёта горизонтальное оперение создает подъемную силу, а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
Блин, да где-ж такую траву-то раздают??? Какая, нах, “сила аэродинамическая”??? Он (самолёт) всё время вверх и вверх лезть должОн?😵
к сожалению нечитабельно!(( А можно название книжки и автора в студию?
Если кликнуть по картинке, то всё хорошо различимо. Это статья из старых М-К .
Блин, да где-ж такую траву-то раздают??? Какая, нах, “сила аэродинамическая”??? Он (самолёт) всё время вверх и вверх лезть должОн?😵
Трава -
www.kummolovo.ru/flying/…/image016.gif
- Вес приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси Z, проходящей через ЦТ, всегда равен нулю Подъемная сила Y имеет относительно оси Z некоторое плечо а, и ее момент Y-a в данном случае стремится повернуть самолет в сторону пикирования, т. е. уменьшить угол атаки. Считаем, что сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходит через ЦТ, т. е. их момент относительно него равен нулю. Следовательно, для того чтобы самолет продолжал горизонтальный полет, необходимо скомпенсировать появившийся пикирующий момент. Для этого необходимо горизонтальное оперение (триммер) установить так, чтобы горизонтальное оперение создало некоторую аэродинамическую силу yГ.О.__, направленную вниз Момент этой силы в данном случае будет кабрирующим и равным по величине моменту подъемной силы крыла. Самолет будет сбалансированным при условии, что
Пояснения требуются ? Читайте учебники по аэродинамике, это сильнее любой травки будет 😁
[QUOTE=Palar;1811414]Трава -
Ну-ну… Чему равен сей момент в ПРЯМОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте? Что делать с Ц.Т., расположеным на 60% хорды? Почему Вы решили, что сила подъёмная расположена именно в этой точке? Сплошная “дурь”, о чём уже и писал.
Выхватили некий частный случай и подгоняете под нечто… Впрочем, как и вся “аэродинамика”…
ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!
*Приготовился ловить летяще в меня помидоры*
Чем мне нравится авиамоделирование - тем что легко можно все попробовать…
ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!
А как воздух определяет где кончается крыло и начинается законцовка?
Нет особого смысла считать площадь крыла с высокой точностью. Потому что нагрузка на крыло не единственный параметр определяющий характерные скорости полета. Многое зависит от профилировки крыла, удлиннения, крутки и т.д. Тем более для моделей копий где крыло может быть “испорчено” мотогандоллами, воздухозаборниками маслорадиаторов, подвесками и т.п.
ИМХО еще одно важное сказать забыли. При расчете площади крыла - законцовки не должны учитываться!
*Приготовился ловить летяще в меня помидоры*
Это откуда такое? Площадь считают по эквивалентной трапеции.
То: pakhomov4
Простите, а в каком месте в общем случаи расположена подьемная сила крыла? И чему же равен сей сомент в ПРЯМОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте? Что то я не пойму причин ваших возмущений…
Если учесть что на картинке имеется неточность, два раза ЦТ. Вместо ЦТ и ЦД(куда приложена подьемная сила Y)
То в установившемся прямом полете моменты ЦД-ЦТ и ЦД-ОГ равны. и ГО как раз таки создает аэродинамическую силу направленную вниз. Или вам не понравилось выражение “аэродинамическая сила” ?
И причем тут ЦТ на 60% хорды?
Вы с чего вообще завелись-то?
У статически неустойчивого самолёта горизонтальное оперение создает подъемную силу, а у статически устойчивого самолёта аэродинамическая сила на горизонтальном оперении направлена вниз.
Так нельзя говорить. На статически устойчивом самолете не аэродинамическая сила на ГО направлена вниз* (хотя может быть и такой случай), а приращение подъемной силы от балансировочного отклонения РВ имеет знак минус, в то время как сама подъемная сила на ГО может быть направлена вверх. Все зависит от положения центра давления, который, как мы помним особенно на сильно кривых профилях гуляет по всей хорде и может даже оказаться впереди передней кромки.
*- Более того скажу. Настоящие самолеты (боинги, аэробусы) стараются проектировать таким образом, чтобы на большинстве режимов полета ГО не создавало отрицательной подъемной силы, т. к. это прямые потери. Все плоскости должны максимально участвовать в создании подъемной силы самолета.
А на Вашей картинке точка на крыле, из которой нарисован вектор вверх, это не центр давления, а фокус. А подъемную силу Вы перепутали с приращением подъемной силы, но не Вы первый. Народ вообще не сильно заморачивается теорией.
Я вот чего-то не пойму, если ЦД может смещаться по хорде в зависимости от угла таки, то как тогда может выполняться условие
Фокус крыла
точка внутри крыла, относительно которой аэродинамический момент продольной устойчивости не зависит от угла атаки.
?
Давайте не будем придумывать какие либо частные случаи, а остановимся на самолете классической компоновки, где ДТ находится перед ЦД или фокусом для профилей где ЦД не гуляет.
Приращение подьемной силы при отклонении РВ если и имеет знак минус или плюс, то это приращение в конечном итоге складывается с общей подьемной силой неподвижной части ГО. И в случае ЦТ впереди, у статически устойчивого самолета их сумма практически всегда отрицательна.
Если начать рассматривать влияние и положение винта, то можно еще много написать.
Если боинги проектируют так что бы ГО не создавало отрицательной подьемной силы на каком-то режиме, с какой-то определенной центровкой. То это не значит- на большинстве режимов.
Потому как это не возможно, можно для боинга забить один такой режим как наиболее целесообразный, полет на крейсерской. И то только потому что он напичкан электроникой.
Но по правилам безопасности пассажирский самолет должен обладать статической устойчивостью что невозможно при условии что ГО не несет никакой нагрузки и тем более положительной.
Может проясните путаницу с подъемной силой и приращением подъемной силы? Ну скажем на примере интегрального стабилизатора?
Если боинги проектируют так что бы ГО не создавало отрицательной подьемной силы на каком-то режиме, с какой-то определенной центровкой. То это не значит- на большинстве режимов.
Центровку пассажирского самолета можно изменять в широких пределах размещением грузов и топлива. С Боингом не очень знаком, а вот на Ил-62 и Ил-86 для экономии топлива в крейсерском полете стараются держать заднюю центровку. Делается это порядком расхода топлива из баков. Перед посадкой перекачивают топливо из килевого бака в расходные крыльевые для смещения центровки вперед.
Может проясните путаницу с подъемной силой и приращением подъемной силы? Ну скажем на примере интегрального стабилизатора?
Точка приложения подъемной силы к самолету в общем случае зависит от угла атаки.
Имеем модель массой 1 кг. Допустим модель сбалансирована. Допустим центровка 30%. Там же и центр приложения подъемной силы, равной 1 кг.
Из за порыва ветра увеличился угол атаки. Подъемная сила стала 1.1 кг. Центр приложения подъемной силы сместился назад (модель устойчива) и создал пикирующий момент.
Но коэффициент момента и коэффициент подъемной силы для обычных профилей линейно зависят от угла атаки. А это означает что существует такая точка, приложив куда приращение подъемной силы мы получим приращение момента. Вот эта точка называется аэродинамическим фокусом модели. Если в нашем случае оставить 1 кг подъемной силы в центре тяжести а дополнительные сто грамм приложить в фокусе, то получим тот же пикирующий момент.
Фокус штука чисто виртуальная в отличие от центра давления. Но он очень удобен для расчета устойчивости. У устойчивой модели центр тяжести должен быть впереди фокуса. Отсюда же следует что для увеличения угла атаки к оперению надо приложить дополнительно силу сверху. Это не означает что оперение должно тянуть вниз, оно может вверх тянуть и тогда для увеличения угла атаки надо уменьшить подъемную силу оперения.
Что то корявенько у меня получилось😵
Добавлю, что говоря “фокус” обычно подразумевают фокус по углу атаки Хf, тот самый который отвечает за статическую устойчивость самолета. Все просто - коэффициент запаса продольной статической устойчивости Сигма н - это разница Хт-Хf или попросту расстояние от ЦТ до фокуса по углу атаки. Чем оно больше, тем самолет устойчивей. Но! бывают другие точки приложения приращений аэродинамических сил. Так в продольном канале существует еще фокус по выпуску механизации, например закрылков. А в боковом канале есть фокус по углу скольжения. Их смысл аналогичен смыслу фокуса по углу атаки. Так что фокусов у самолета много!
Центровку пассажирского самолета можно изменять в широких пределах размещением грузов и топлива. С Боингом не очень знаком, а вот на Ил-62 и Ил-86 для экономии топлива в крейсерском полете стараются держать заднюю центровку. Делается это порядком расхода топлива из баков. Перед посадкой перекачивают топливо из килевого бака в расходные крыльевые для смещения центровки вперед.
Еще существует перекладка стабилизатора, например на ту-154 для тех же целей - экономия. Лучше на крейсерском режиме слегка изменить угол установки стабилизатора, чем весь полет держать большое балансировочное отклонение РВ, что создаст большее сопротивление чем от немножко отклоненного стабилизатора.