Search in topic

Площадь крыла

Ка-04, заясните, если не сложно, в чем разница между такими понятиями, как центр давления самолета и фокусом самолета. Я не издеваюсь, мне действительно стало интересно, я то думал что это одно и то-же.

Что ж, вообще по негласным правилам форума с такими вопросами принято посылать на “переподготовку”, типа читать литературу, но я это сделаю в конце!J
Действительно, сколько помню, вопрос этот периодически всплывает на форуме и для многих представляет определенную сложность для понимания, причем не только для новичков, но также для многих бывалых. Более того, на этом же сайте очень давно болтается откровенно вредная статья в разделе для новичков “Советы начинающим авиамоделистам-конструкторам” автора Сергея Павлова (Граф). Я писал Виталию, чтобы убрали эту статью, потому что ее именно читают новички без специальной подготовки, не способные фильтровать информацию и воспринимающие все за чистую монету, но к сожалению услышан не был. В ответ я получил какой-то отмаз, но понял, что видимо в современных рыночных условиях для владельцев интеренет ресурсов образовательный аспект собственных проектов уже не так важен, а важно что-то другое… Ну, да Бог с ним!
Вот цитата из этой статьи: “Продольная устойчивость определяется взаимным положением центра тяжести (ЦТ) модели и ее фокуса, т.е. точки приложения равнодействующей аэродинамических сил, действующих на ВСЕ части самолета. Для обычной, традиционной схемы модели, ее фокус определяется главным образом фокусом крыла (т.е. точкой приложения равнодействующей аэродинамических сил действующих на крыло, или, по-другому - центром давления). А положение фокуса крыла в свою очередь напрямую зависит от его профиля и углов атаки. Таким образом, с одной стороны - центровка самолета, с другой - профиль его крыла и эффективность хвостового оперения - вот, по большому счету, альфа и омега продольной устойчивости модели.” Я насчитал в этом абзаце сразу три грубейших ошибки, после которых все дальнейшее изложение потеряло смысл, ибо ахинея. Во-первых, фокус – это не точка приложения равнодействующей аэродинамических сил, действующих на все части самолета. Это взято из определения центра давления. Во-вторых, для обычной, традиционной схемы модели (тут видимо такая вольная попытка назвать нормальную компоновку), ее фокус вообще никак не определяется фокусом крыла никогда. Это совершенно две разные точки (фокус крыла и всего самолета) и отстоят они друг от друга, как я уже отмечал более, чем на 25% САХ.
И в-третьих, фокус – это не центр давления ни “ни по другому”, никак. Фокус – это фокус и больше никто. Ну есть еще мелкие неточности типа, положение фокуса напрямую не зависит от углов атаки, а зависит от скорости полета и геометрии планера. Это положение центра давления зависит от углов, атаки при условии несимметричного профиля. Но при такой тотальной путанице, эти небольшие замечания уже смысла не имеют. И вся остальная статья в том же духе. А мы удивляемся, почему у людей непонимание самых основ, самых базовых вещей! Да потому что мы привыкли оперировать терминами и понятиями, не утруждая себя задуматься, откуда они взялись и что обозначают. Мы выхватываем какую-то картинку с какого-то сайта. На ней изображен самолетик, а из крыла перпендикулярно ему, вверх торчит какая-то стрелка, вектор подъемной силы. Почему вектор? Почему вверх? Почему перпендикулярно? Почему в этой точке? Что это за точка? Почему в этом месте? Почему, почему, почему? Ну-ка, задайте эти вопросы тем, для кого F(фокус) и ЦД(центр давления) одно и то же или фокус крыла и фокус самолета – одно и то же! Уверен, они забуксуют на первом же, потому что тут уже надо ДУМАТЬ, а мы не привыкли думать. Нахватавшись с разных картинок и интернетных статей всяких терминов, не понимая что это и откуда взялось, начинаем вдруг спорить и считаем себя при этом умнее других. Выигрывает тот, кто знает больше терминов и претендует при этом на последнюю инстанцию и неважно, что употребляем термины ни к селу ни к городу! Ну, да ладно – это было вступление (эмоции) – наболело, извините, а теперь по существу вопроса. Но позволю начать издалека. Получается длинно, но потерпите! Кому не интересно, могут не читать!

Откуда же действительно взялись три точки, почему вообще это точки, а не кружочки, например? (Шутка!) Будем разбираться по порядку. О чем мы вообще тут говорим? Кто-то сказал – это аэродинамика. На самом деле это не так. Ни одного вопроса аэродинамики тут поднято не было! Речь шла про чистую динамику полета, совершенно другую науку. Но именно из-за непонимания основ аэродинамики. Люди начинают плавать в вопросах динамики полета. Поясню. Аэродинамика – это наука об обтекании различных тел газами. Первый раздел аэродинамики – это изучение свойств атмосферы, в которой, как правило, и летают самолеты. Так вот все эти точки, и векторы сил – это уже следствие аэродинамики, которыми оперируют в динамике полета. А динамика полета – это как раз, то о чем тут кто-то пытается спорить – наука о силах и моментах, действующих на ЛА (летательный аппарат тяжелее воздуха) в условиях атмосферы. Думаю, чтобы разобраться с динамикой полета, нужно восполнить пробел по аэродинамике и вспомнить, как летает самолет.

Но сначала напомню правильные определения, чтобы было не совсем скучно и было легче воспринимать мою писанину (собственно уже сделали до меня, но еще разок для закрепления повторим)

ЦТ (центр тяжести) – точка приложения веса ЛА.
Напомню, что вес – это сила, а не масса и измеряется в ньютонах в системе СИ. Для исследования длиннопериодического (фугоидного) движения ЛА представляется в виде материальной точки, совпадающей с ЦТ. А в короткопериодическом движении рассматривают движение ЛА относительно ЦТ. Поэтому ЦТ важнейшая для динамики полета точка, но в то же время, самая понятная. Все представляют, где находится ЦТ и как его найти. На этом останавливаться не буду.

ЦД (центр давления) – точка приложения полной (или суммарной) аэродинамической силы, действующей на ЛА. Тут уже интереснее. Откуда она берется? Где приложена? Фиг ее знает! Я с Вашего позволения перейду на рабочее-крестьянский язык. Так будет понятнее и веселее! Но термины и определения каверкать сам не буду и Вам не советую. Это – святое!.. Про ЦД поговорим ниже.

F ​_(фокус) – точка приложения приращения полной (или суммарной) аэродинамической силы вследствие изменения угла атаки_. Ну вот! Все было хорошо, теперь вообще ничего не понятно. На фига какой-то фокус, если почти все слова в определении практически не отличаются от определения ЦД. Так думают многие и подменяют эти понятия так, что в итоге между ними не остается вообще никакой разницы. Посочувствуем этим товарищам, потому что на этом месте их “понимание” “аэродинамики-динамики полета” прекращается и начинается пребывание в своих заблуждениях, а по сути в невежестве. Должен, конечно, упомянуть о втором определении фокуса, где говорится, что это точка относительно которой момент тангажа Mz инвариантен к углу атаки альфа, т. е. не зависит от него. Супер! Красивейшее определение (несмотря на то, что оно очевидно и в общем-то ненужно) – кто-то умный его давно придумал и все повторяют и в умных книжках пишут. Но оно непонятное! И оно не приоткрывает нам завесу над тайной фокуса. Ну что с того, что угол атаки меняется, а момент не меняется. Ну давайте проткнем самолет как флюгер спицей, параллельной поперечной связанной оси Z и проходящей через фокус и полюбуемся как самолету “по барабану”, с какой стороны на него ветер дует. Он не поворачивается по фетру как флюгер! Ну и что? Спрашиваю я. Все поняли, где этот мнимый фокус. Да никто ничего не понял и я не понял, зачем такое определение. Зато первое (и основное) определение фокуса прольет ясность на его природу. Продолжим…

И продолжим повторением аэродинамики. Итак, самолет в полете испытывает влияние атмосферы. Воздух, обтекая поверхность самолета, воздействует на нее, где-то давит, а где-то наоборот создает разряжение. Например, снизу крыла происходит сжатие воздуха, а сверху наоборот разряжение. Это происходит по закону Бернулли, если профиль сверху более выпуклый, то скорость потока сверху больше, а значит давление меньше, чем снизу. Тот же эффект получится, если плоскую пластину поместить под углом в потоке. Та сторона, которая встречает набегающий поток, будет испытывать большее давление, чем противоположная. Также все передние поверхности планера самолета испытывают давление скоростного напора. А все задние и верхние поверхности испытывают разряжение. И оказывается, что каждая точка омываемой поверхности самолета в потоке испытыват свое давление, положительное или отрицательное. Не будем останавливаться на вопросе, как это давление проходит через пограничный слой – это не наше собачье дело! Но все точки – это очень много! Упростим немного задачу и разобьем всю омываемую поверхность самолета на маленькие квадратики (кто хочет, или у кого не получатся квадратики, можно разбить на треугольнички. Кстати прочнисты тут есть? Они это дело любят!) И что получилось? В каждом таком квадратике-треугольничке существует какое-то давление. Есть давление, есть площадь – что можем найти? Правильно силу, приложенную в середине нашего квадратика-треугольничка, и направленную перпендикулярно ему наружу или внутрь, если на поверхности разряжение. Сила – это вектор, имеющий величину и направление. Направление выяснили, перпендикулярно поверхности в данной точке, а величина, очевидно, прямо пропоциональна давлению в этой точке. Теперь нарисуем все эти векторы в каждом квадратике-треугольничке, Лично у меня самолет превратился в такого симпатичного ежа, или скорее дикобраза с иголками из векторов. Все - в разные стороны, все разной длины. Некоторые иголки даже получились внутрь нашего дикобраза. Каково ему, бедняге? А теперь соединим концы иголок-векторов поверхностью на манер мыльного пузыря, такие бывают большие бесформенные, но плавные, знаете? Что получилось? Получилось 3D-распределение давления по поверхности самолета. А теперь все эти миллион двести тысяч маленьких векторов, по которым мы построили распределение давления можно сложить векторно и получить один вектор! Это и будет суммарная аэродинамическая сила R, действующая на ЛА в полете. Где она приложена? Конечно в ЦД. Куда направлена? А фиг ее знает, Куда-то вверх, назад и вбок. А может и вниз? Да куда угодно! И раскладывается она на проекции в связанных с ЦТ самолета осях R=X +Y+Z, где X – сила лобового сопротивления,Y- подъемная сила, Z-боковая сила. X и Z не создают момента тангажа, потому что у них нет плеч. Поэтому на продольную устойчивость влияет только составляющая Y. Итак, подъемная сила Y направлена вдоль связанной оси самолета Y, т. е. вверх. А где центр давления? Строго говоря, мы не знаем. Но предполагаем, что где-то близко к плоскости симметрии самолета (Хотя когда делают разворот, очевидно что ЦД ползет наружу разворота. Для этого педали надо парировать элеронами) Но у нас прямолинейный ГП (горизонтальный полет). Можно считать ЦД в вертикальной плоскости симметрии самолета. И чтобы ЦД не болтался как неприкаянный, его рисуют на хорде крыла – должно же быть у него свое место! Хотя понятно , что он совсем в другом месте. Просто нам он будет нужен, чтобы приложить в нем проекцию Y силы R, а это можно делать в любой точке, лежащей на прямой, параллельной вертикальной связанной оси самолета и проходящей через настоящий (физический) ЦД. Поэтому и рисуют ЦД условно на хорде крыла. Да, тут я забыл важное замечание сделать. Мы говорили что аэродинамическую силу R создает весь планер, а как-то плавно перешли на крыло. Виноват! Дело вот в чем. Известно, что основной вклад в создание подъемной силы вносит крыло, оно для этого и придумано собственно. Поэтому по аналогии со всем самолетом можем нарисовать распределение давления по любому агрегату планера самолета – фюзеляжу, ГО (горизонтальному оперению) и конечно же, крылу. Оно будет похоже на такой “волдырь” над крылом. И результирующая (суммарная) аэродинамическая сила от векторной суммы аэродинамических сил крыла, фюзеляжа и ГО придется именно в район крыла. Можно, очевидно нарисовать распределения давления по размаху крыла и по хорде. Эти распределения очень наглядно показывают где прячется суммарная аэродинамическая сила и все три ее проекции, а также дают понять примерное положение ЦД. И оно аккурат находится в зоне крыла! Поверьте мне на слово. А теперь внимание – откровение! В идеале надо стремиться чтобы ЦТ и ЦД совпадали. Тогда самолет получается сбалансированным и летит себе ровно! Но в жизни так не бывает. Оказывается на разных скоростях полета углы атаки – разные. Скорость больше – угол атаки меньше, скорость меньше – угол атаки больше. Это получается из условия потребной подъемной силы для ГП. Подъемная сила должна равняться весу самолета, так что для обеспечения ее постоянства при изменении скорости полета (разгоны-торможения) необходимо менять угол атаки (работать ручкой по тангажу). Но при изменении угла атаки, начинает уползать ЦД и он уже не совпадает (а может и никогда не совпадал) с ЦТ. И возникает момент тангажа Mz (кабрирующий или пикирующий). Вот для их компенсации и отклоняется руль высоты. Это называется балансировочное отклонение руля высоты. А изменение альфа – это уже попутно. Для каждой скорости полета есть свое балансировочное отклонение руля высоты. Еще раз повторяю сбалансировать самолет можно как угодно. В идеале ЦТ и ЦД должны совпасть, но это возможно только в одном режиме полета (высота, скорость). Как только режим полета изменился, все меняется и появляется балансировочное отклонение руля высоты. Теперь надеюсь, понятно, что прозвучавшее недавно тут утверждение, что якобы на самолетах нормальной схемы ГО создает отрицательную подъемную силу –просто обычная человеческая глупость. Например при разгоне приходится ой как сильно отдавать ручку от себя, чтобы самолет не задирал нос, а в этот момент на ГО возникает ух какая положительная подъемная сила (руль то вниз опущен!) Вот! Так, давайте подытожим и пойдем дальше. Есть режим полета – высота и скорость, самолет сбалансирован, есть некоторое балансировочное отклонение руля высоты, есть распределение давления и есть соответствующая ему подъемная сила, приложенная в каком-то ЦД. И вдруг, подул ветер! Внезапно! Изменился угол альфа! Изменился (на новом-то угле) характер обтекания крыла и самое главное изменилось распределения давления. Помните, мы сравнили его с мыльным пузырем. Так вот этот пузырь на новом угле атаки деформировался, но не просто растянулся или сжался, как если бы мы его в автокаде отмасштабировали вдоль одной оси, а вообще изменил форму! Его растянуло, сплющело, вдавило, сжало и т. д. Понятно, что результирующий вектор будет другой по модулю, направлению и самое главное будет выходить из другой точки – ЦД переместится! Вот почему ЦД меняет свое положение при изменении угла атаки. А теперь внимание! Откровение номер два! Вы ничего не заметили? У нас тут изменился угол альфа (допустим вырос), это привело к тому что вектор суммарной аэродинамической силы вырос по модулю и стал выходить из нового ЦД – из новой точки. Как такое возможно? Что случилось? Вначале вспоминаем уважаемого авиамоделиста Пахомова и желаем ему здоровья, который пытался тут сказать, что не все так просто, ребята… да его никто и слушать не хотел! А потом вспоминаем курс школьной физики, раздел сложение векторов сил. И все становится на свои места. Оказывается, чтобы из одного вектора получился другой вектор, больший по модулю и приложенный в другой точке, к первому необходимо прибавить третий вектор, выходящий из третьей точки! Ничего не напоминает? Конечно определение фокуса. Этот третий вектор – ни что иное как приращение аэродинамической силы, а третья точка – точка приложения приращения аэродинамической силы. Все просто! Оказывается не надо бояться фокуса и напускать на него загадочность. Фокус на самом деле вовсе не страшный, а добрый и пушистый. Его надо понять раз и на всю жизнь и тогда лучше станет всем и даже фокусу! Потому что люди его не понимают и он обижается! Теперь понятно?

И как обещал в конце, призываю поменьше использовать форум в образовательных целях (ничему хорошему тут не научат), читайте Остославского, Егера, Болонкина и т. д.

Наконец то что то конкретное! 😃 А вообще то, имхо, тему можно было исчерпать одним сабжем: мол, прикинь сам, чо да как, посчитай три примерчика и убедись, что в конкретной задаче, получим разницу в 4-5 гр/дм2, хоть со стабом…хоть без… Хотя прения получились на славу! 😃 😃

Для каждой скорости полета есть свое балансировочное отклонение руля высоты. Еще раз повторяю сбалансировать самолет можно как угодно. В идеале ЦТ и ЦД должны совпасть, но это возможно только в одном режиме полета (высота, скорость). Как только режим полета изменился, все меняется и появляется балансировочное отклонение руля высоты. Теперь надеюсь, понятно, что прозвучавшее недавно тут утверждение, что якобы на самолетах нормальной схемы ГО создает отрицательную подъемную силу –просто обычная человеческая глупость. Например при разгоне приходится ой как сильно отдавать ручку от себя, чтобы самолет не задирал нос, а в этот момент на ГО возникает ух какая
положительная подъемная сила (руль то вниз опущен!) Вот!

Какой интересный пассаж.

А если ГО интегральной схемы? выходит нет никакой положительной подъемной силы? Руля высоты то нету!!! А пацаны то не знают!
Но на само деле все просто, не будем далеко заходить, у обычной модели ГО зафиксировано и установлено на определенный угол который в идеале должен обеспечивать крейсерский режим полета с рулем высоты в нейтрали. При установившемся полете с постоянной скоростью ЦТ впереди ЦД причем именно ЦД крыла, исходя из того что устойчивый самолет должен иметь некий запас по устойчивости + то что ЦТ имеет дурную привычку плавать в перед и назад, причем сука плавает нам назло в совсем ненужном нам направлении. Посему для стабильного самика нам нужно что бы ЦТ был всегда впереди ЦД при любом угле атаки. Значит всегда в любом установившемся режиме полета есть рычаг и есть пикирующий момент. С этим никто спорить не будет? Если теперь начать набирать скорость то придется отдать руль высоты от себя И в этот момент возникнет положительная пдьемная сила не на ГО, а на РВ которая в свою очередь скомпенсирует слишком большую отрицательную подьемную силу ГО! В случае с интегральным ГО, отрицательная подъемная сила просто уменьшится. Или я опять глупость сказал? Прошу так же заметить что нигде не говорилось что отрицательная подъемная сила создается при любых эволюциях самолета, речь все время шла об установившемся горизонтальном полете.

Вот еще один интересный пассаж.

Представьте самолет нормальной схемы: центровка пусть 30%, фокус пусть 50%, запас продольной статической устойчивости 20% - самолет прекрасно планирует и устойчив, потому что фокус позади центра тяжести. Теперь отломаем стабилизатор. Что изменилось? А то, что большой кусок несущей площади исключен сзади модели. То есть вся несущая площадь стала состоять из одного крыла, которое расположено спереди. Это привело к тому, что фокус резко уехал вперед и приблизился к положению фокуса изолированного прямого крыла в районе 25%. А центровка как была 30%, так и осталась, ну пусть стала 28% без ГО, но все равно позади фокуса…

Вот сколько летаю, но ниразу не замечал что бы при такой центровке, при потере стабилизатора самик вдруг взял да скабрировл!, он почему-то непреодолимо устремляется носом вниз к матушке земле, а если и пытается куда развернуться, то всенепременно на на спину и так до самой земли… Вот незадача. Ну никак ваша теория с практикой не вяжется… Притом что фокус от ЦД вы отличаете и так хорошо нам все объяснили.

Прошу так же заметить что нигде не говорилось что отрицательная подъемная сила создается при любых эволюциях самолета, речь все время шла об установившемся горизонтальном полете.

Вот только почему то у свободнолетающих моделей не только профиль стабилизатора несущий но и правилами стабилизатор включен в несущую площадь. С чего бы это? Несколько поколений моделистов всего мира заблуждаются насчет несущего стабилизатора?

Вот тут я еще не разобрался. Как отличить классическую модель от тандемной? И почему тогда всободнолетающую нельзя назвать тандемо? или можно? Ведь обе плоскости несущие в нормальном горизонтальном полете. Наверняка вот здесь хорошо и вписывается понятие фокус.

Какой интересный пассаж.

А если ГО интегральной схемы? выходит нет никакой положительной подъемной силы? Руля высоты то нету!!!

Вот еще один интересный пассаж.
Вот сколько летаю, но ниразу не замечал что бы при такой центровке, при потере стабилизатора самик вдруг взял да скабрировл

Молодой человек! Пассажи выдаете Вы, а также перлы и глупости. Я лишь привел выжимку из динамики полета для тех, кто хотел разобраться почему ЦД и F - разные точки. Надеюсь я им помог. Вас эта информация не касается. У Вас своя картина мира и свое представление обо всем (возможно и земля плоская - эту тему просто не подымали) У Вас даже не возникает желания понять что-то. Уже столько людей указывали Вам, что Вы, мягко говоря, неправы, надо как-то поправить свои представления. Но Вы никого не слушаете и даже разжеванную и положенную в рот информацию выплевываете, потому что она не стыкуется с тем как Вы думали раньше. Чтобы так думать, надо быть Господом Богом, но подозреваю, что Вы не он. Поэтому просто совет. Перестаньте спорить. Остыньте. Возьмите сами листок, откройте Остославского и медленно по одному слову начинайте понимать. И включите наконец голову. А я ухожу отсюда.

Да чуть не забыл, сделайте бумажный самолетик нормальной схемы из листа, чтоб планировал, оторвите стаб и запустите. Понравилось,как кабрирует?

А ГО интегральной схемы- нет такого понятия. Я даже не пойму о чем речь. ЦПГО что ли? Но там все то же самое балансировка как на обычном ГО с РВ.

Вот тут я еще не разобрался. Как отличить классическую модель от тандемной? И почему тогда всободнолетающую нельзя назвать тандемо? или можно? Ведь обе плоскости несущие в нормальном горизонтальном полете. Наверняка вот здесь хорошо и вписывается понятие фокус.

У самолета нормальное схемы есть крыло и ГО, у дандема два крыла, расположенных последовательно. Чтобы отличить открывам глаза и просто смотрим, кто перед нами. Свободнолетающая это класс F1, а тандем это компоновка планера. Ну ради бога сделаете планер F1A по схеме тандем - честь Вам и хвала! Тока отделите котлеты от мух. Класс и компоновка - это несравнимые категории, Вы же не сравниваете помидоры с мотоциклами, Вы сравниваете помидоры с огурцами, а мотоциклы с велосипедами. Удачи!

Вот тут я еще не разобрался. Как отличить классическую модель от тандемной? И почему тогда всободнолетающую нельзя назвать тандемо? или можно? Ведь обе плоскости несущие в нормальном горизонтальном полете. Наверняка вот здесь хорошо и вписывается понятие фокус.

Вообще то тандем это когда обе несущие поверхности близки по размерам. Но где проходит граница между классикой и тандемом сказать трудно. И в какой именно момент при уменьшении переднего крыла тандем в утку превратиться. Да и нет особо такой необходимости, какая разница как назвать схему, все они подчиняются одним и тем же законам.
Понятие фокус хорошо вписывается везде где речь идет о устойчивости, то есть реакции модели на случайные отклонения от заданного режима. И абсолютно неуместно понятие фокуса там, где речь идет о балансировке, т.е. о балансе сил и моментов в установившемся полете. Первая задача - статика, вторая - динамика. А вы пытаетесь понятие фокус к балансировке применить.

(ничему хорошему тут не научат), читайте Остославского, Егера, Болонкина и т. д.

Это точно 😈

Теперь надеюсь, понятно, что прозвучавшее недавно тут утверждение, что якобы на самолетах нормальной схемы ГО создает отрицательную подъемную силу –просто обычная человеческая глупость. Например при разгоне приходится ой как сильно отдавать ручку от себя, чтобы самолет не задирал нос, а в этот момент на ГО возникает ух какая положительная подъемная сила (руль то вниз опущен!)

Моя пилотажка об этом не знает, не кабрирует при даче газа и Остославский тоже не в курсе. Уважаемый Ка-04, Вы сами-то “Аэродинамический расчёт самолётов” Остославского читали? Или уборщиком в МАИ и на МИГе работали, всё сваливаете в одну кучу. Теперь понятно, почему у МИГ-АТ Таскаев на перегрузках оперение поломал.
Для особо ленивых читать Остославского , картинка со страницы 32 , (фиг. 25 ), куда направлена сила У на ГО , там видно. А как учитывать а/д силы на ГО ещё на первых страницах описано. На этом прощаюсь и предлагаю создание и обсуждение тем по аэродинамике приравнять к “мухолёту”. 😁

Удалил. Без толку спорить. Не в коней корм.

Для особо ленивых читать Остославского , картинка со страницы 32 , (фиг. 25 ), куда направлена сила У на ГО , там видно

Я, вообще-то не претендую на аэродинамика, но и мой неопытный взгляд видит, что на картинке РВ направлен вверх, соответственно такой профиль ГО естественно создаёт на нём силу, направленную вниз (это и есть назначение руля высоты). Что не помешает поменять её на противоположную “ручкой от себя”. Но разговор то вроде про горизонтальный полёт. И тут опять же моё неискушённое в вопросах аэродинамики воображение задаёт вопрос: одни самолёты при выпуске закрылков стремятся к пикированию, другие к кабрированию, соответственно для поддержания горизонтального полёта на ГО нужно создавать (с помощью руля высоты или перекладки стабилизатора) дополнительную силу направленную либо вверх, либо вниз. А ведь выпуск закрылков - это, грубо говоря, изменение кривизны профиля и площади крыла, соответственно меняется и ЦД. Получается, что спор, создаёт ГО положительную подъёмную силу или отрицательную - несостоятелен, так как вариантов может быть масса

Это точно 😈

Моя пилотажка об этом не знает, не кабрирует при даче газа и Остославский тоже не в курсе. Уважаемый Ка-04, Вы сами-то “Аэродинамический расчёт самолётов” Остославского читали? Или уборщиком в МАИ и на МИГе работали, всё сваливаете в одну кучу. Теперь понятно, почему у МИГ-АТ Таскаев на перегрузках оперение поломал.
Для особо ленивых читать Остославского , картинка со страницы 32 , (фиг. 25 ), куда направлена сила У на ГО , там видно. А как учитывать а/д силы на ГО ещё на первых страницах описано. На этом прощаюсь и предлагаю создание и обсуждение тем по аэродинамике приравнять к “мухолёту”. 😁

Я не сваливаю, а привел контр пример, чтобы не говорили глупости и не делали огульных обобщений. Вот кто делает такие обобщения, тот и сваливает в одну кучу. А вы не знали что существуют разные балансировочные отклонения РВ? Вы думали все самолеты летают как Ваша пилотажка? У вашей пилотажки профиль поди симметричный и установочные углы крыла и ГО нулевые! И чего Вы хотите? А поговорите лучше с тем, кто летал на настоящем самолете. Я летал. На Як-18Т на скорости от 190 до 210 штурвал уже полностью приходится отдавать от себя и поверьте усилие на нем не малое! На вашей картинке показано балансировочное отклоние РВ вверх в ГП, а я привел пример разгона в ГП, когда приходится отдавать РВ вплоть до положительных углов, при которых на ГО уже положительная подъемная сила. Ферштейн?

Кстати вот и подумайте для чего на пилотажке (раз уж есть такой пример под руками и опыт общения с ней) нулевые установочные углы крыла и ГО, и применяются симметричные НЕ несущие! профиля (казалось бы невыгодные по всем законам аэродинамики) А именно чтобы было единообразие управлния в прямом и перевернутом полете, а самое главное при разгонах-торожениях. Чтобы пилот занимался в полете не балансировкой, а художественным пилотированием - пилотажем тобиш.

А по Остославскому я учился - это основатель нашей кафедры. И в институтские годы читал безусловно. Сейчас нет, пишу по памяти, чтобы не скатиться на Ваш уровень тыканья друг друга картинками, вырванными из контекста. А особо ленивые так и поступают, как Вы советуете смотрят картинки в книжке, видят стрелочку вниз и успокаиваются.

Если вообще рассуждать о самолете нормальной схемы в крейсерском полете то Уравновешивающая сила на ГО всегда действует вниз. Иное возможно только в случае балансировочной схемы утка.
При наборе скорости неизбежно появляется кабрирующий момент, другое дело что в пределах авиамодельных скоростей это можно не почувствовать.
Кто то писал про закрылки - при отклонении закрылков всегда появляется пикирующий момент, потому что возрастает подъемная сила, возрастает угол скоса потока и тд и тп.
кстати про свободнолетающие модели. Вовсе не всегда профиль стабилизатора несущий, он бывает и симметричный и обратный. На некоторых режимах полета этих моделей стабилизатор можно считать несущей площадью (при парашутировании)
А что касается правил, я так думаю туда включена площадь стабилизатора не потому что он несущий. просто нужно было ограничить плорщадь крыла и стаба, вот и назвали все это общим термином “площадь несущей поверхности”

сли вообще рассуждать о самолете нормальной схемы в крейсерском полете то Уравновешивающая сила на ГО всегда действует вниз

Почему? Опять же, я не аэродинамик, если говорить упрощённо, то самолёт летит потому, что крыло создаёт подъёмную силу. Эта сила зависит от профиля крыла (и его площади), скорости обтекания его потоком и угла атаки. Соответственно я считаю, при горизонтальном полёте на крейсерской скорости аэродинамическая сила (сорри, что я не использую правильные авиационные термины) должна уравновесить вес самолёта при наименьшем сопротивлении потоку, поэтому логично предположить, что это произойдёт на какой-то рассчётной скорости при небольшом угле атаки. Если бы сила на ГО была направлена вниз - это бы способствовало увеличению угла атаки крыла и соответственно сопротивлению потоку, а значит повышенному расходу топлива. Поэтому и возникает вопрос: почему?

при отклонении закрылков всегда появляется пикирующий момент, потому что возрастает подъемная сила

Про “всегда” вы погорячились, на моделях у меня было по разному

Кто то писал про закрылки - при отклонении закрылков всегда появляется пикирующий момент, потому что возрастает подъемная сила, возрастает угол скоса потока и тд и тп.
кстати про свободнолетающие модели. Вовсе не всегда профиль стабилизатора несущий, он бывает и симметричный и обратный. На некоторых режимах полета этих моделей стабилизатор можно считать несущей площадью (при парашутировании)
"

1. У Вас есть хоть одна модель с закрылками?
2. Вы хоть раз держали в руках F1A/B/C?
   Тэорэтики…☕

Я шесть лет занимался F1A, Ездил на соревнования так что я видел много подобных моделей и сам делал.
Про закрылки я может быть был не совсем точен. Я вобщем то писал больше про самолет, чем про модель, а у самолета как правило, есть еще и предкрылки. Суть в том что при отклонении только лишь закрылков возможно увеличение угла атаки крыла, и в этом случае, да, получается кабрирующий момент.
“Rula
Почему?
аэродинамическая сила (сорри, что я не использую правильные авиационные термины) должна уравновесить вес самолёта при наименьшем сопротивлении потоку, поэтому логично предположить, что это произойдёт на какой-то рассчётной скорости при небольшом угле атаки.”
В этой части все абсолютно верно.
“Если бы сила на ГО была направлена вниз - это бы способствовало увеличению угла атаки крыла”
Нет, не так. Крыло без стабилизатора создает силу, действующую вверх, равную весу на некотором плече от центра тяжести самолета. В этом случае, раз есть сила и есть плече до этой силы получаем момент.
Что бы уравновесить этот момент, нужно создать такой же момент, но действующий в обратную сторону. Для этого и нужен стабилизатор. Момент есть сила умноженная на плече до линии действия этой силы.Он создает небольшую силу (вниз, если это нормальная балансировочная схема) но зато на большом плече.

На этом рисунке:
У - сила действующя на крыле
Н - плече от точки приложения подъемной силы до центра тяжести
Yго-уравновешивающая сила на ГО
h - плече от центра тяжести до Yго
Горизонтальный полет возможен при условии:
Y*H=Yго*h
Yго - это потери на балансировку, Y-Yго=G. Поэтому подъемная сила крыла должна быть выше чем вес самолета, поэтому потери на балансировку всегда стараются уменьшить, именно поэтому у планеров так далеко относят ГО, что бы на большем плече терять меньше .

Крыло без стабилизатора создает силу, действующую вверх, равную весу на некотором плече от центра тяжести самолета

Вот что я пропустил - то, что ЦТ и ЦД находятся не в одной точке. А всегда ли?

Если вообще рассуждать о самолете нормальной схемы в крейсерском полете то Уравновешивающая сила на ГО всегда действует вниз.

У самолето “Илья Муромец” центр тяжести находился за задней кромкой крыла. Попробуйте нарисовать баланс сил.

При наборе скорости неизбежно появляется кабрирующий момент, другое дело что в пределах авиамодельных скоростей это можно не почувствовать.

А вот это как раз и не обязательно. Здесь уже писали про пилотажки, которые не имеют такой тенденции. И модельные скорости тут не при чем.

Кто то писал про закрылки - при отклонении закрылков всегда появляется пикирующий момент, потому что возрастает подъемная сила, возрастает угол скоса потока и тд и тп.

Не всегда. Крыло дает пикирующий момент, скос потока на оперении кабрирующий. Суммарный момент чаще всего кабрирующий, но не всегда.

кстати про свободнолетающие модели. Вовсе не всегда профиль стабилизатора несущий, он бывает и симметричный и обратный. На некоторых режимах полета этих моделей стабилизатор можно считать несущей площадью (при парашутировании)

Ну так никто и не утверждает что стабилизатор ВСЕГДА несущий. В 40-е - 50-е годы на планерах применяли симметричный профиль стабилизатора и переднюю центровку. Как у больших самолетов. Потом почему то “поглупели” и пошли наперекор большой авиации сделав несущий профиль и заднюю центровку. У радиопилотажек тоже раньше центровку делали как у больших самолетов. Потом тоже “поглупели”.
Почему у моделей не такая центровка как у самолетов неплохо написано в книге Костенко. Она в инете доступна.

А что касается правил, я так думаю туда включена площадь стабилизатора не потому что он несущий. просто нужно было ограничить плорщадь крыла и стаба, вот и назвали все это общим термином “площадь несущей поверхности”

Ну и ограничили бы площадь крыла. Стабилизатор им чем мешал? Раз он отрицательную силу создает то конструктор модели сам позаботится о его минимизации. А если кто то большой стабилизатор сделал бы, так ему же и хуже. Нет логики в вашем утверждении, не дураки правила придумывают.

КА-04, спасибо за ответ. Скажите, в каких пределах от ФОКУСА может изменяться или находиться ЦД. Я это к чему, если он плавает возле ФОКУСА, так бог с ним, с этим ЦД, ФОКУС я могу просчитать, а больше мне ничего не надо.

Я шесть лет занимался F1A, Ездил на соревнования так что я видел много подобных моделей и сам делал.
.

😂 Позвольте не поверить… Приведите хотя бы один примерчик☕

Почему у моделей не такая центровка как у самолетов неплохо написано в книге Костенко. Она в инете доступна.

Какая не такая, голубая что ли ? Модели по другим законам физики летают ? Всё точно так же, как и у Остославского и в реальности. Только пояснения к картинкам внимательно читайте. Схема продольной балансировки модели планера и уравнение равновесия из книги Костенко. Это основное условие устойчивого полёта. Ещё раз внимательно смотрим на направление моментов сил и направление силы Уго. Вопросы есть ?

Какая не такая, голубая что ли ? Модели по другим законам физики летают ?

Там у Костенко кроме картинок много текста. Прочитайте пару страничек, начиная с 62-й. Там найдете о разнице между самолетом и моделью.

Только пояснения к картинкам внимательно читайте. Схема продольной балансировки модели планера и уравнение равновесия из книги Костенко. Это основное условие устойчивого полёта. Ещё раз внимательно смотрим на направление моментов сил и направление силы Уго. Вопросы есть ?

Вы наверное решили что картинка очень сильный аргумент. Тогда обратите внимание на картинку рис.43 на стр.60. Там автор по другому нарисовал взаимное положение центра тяжести и центра давления.

А на картинке рис.38 дан пример перемещения центра давления. Сравните с рекомендуемыми автором центровками.

Кстати, профиль оперения у планера из примера несущий. Автор ошибся?