Search in topic

Площадь крыла

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?

Господа, а тема то не раскрыта…

Вы наверное решили что картинка очень сильный аргумент.

Это не я так решил. Это решили ещё братья Райт, Жуковский, Остославский и другие исследователи ародинамики самолёта и доказали экспериментально. Если не согласны с ними, докажите обратное. Эта картинка поясняет уравнение статической устойчивости самолёта. Поэтому она и приводится во всех учебниках, где рассматривается устойчивость. Спорить с этим глупо, с этого условия начинается изучение обеспечения устойчивости. Такое распределение сил и моментов ДОЛЖНО быть у статически устойчивого самолёта и это давно доказано, нравится это кому либо или нет, значения не имеет. В уравнении устойчивости нет ни профиля крыла, ни профиля стабилизатора, ни углов атаки, ни углов их установки, они могут быть какие угодно, но направление сил и моментов должно быть именно такое, как на картинке. Непонимание этого, только показывает полное отсутствие базовых знаний и никак не влияет на физику явления. Если этого не понять дальнейшие рассуждения о профилях крыла, стабилизатора, , углах их установки, закрылках, предкрылках и т.д. становятся бессмысленными.
п.с. Все пояснения Костенко об устойчивости планера , очень правильные и грамотные, основываются именно на соблюдении условий, показанных на приведённой картинке и только на них. Когда это поймёте, вопросов не останется и обсуждать будет нечего. Удачных полётов. 😁

И опять “одурманивание” народных масс😁 Представлен всего лишь один из частных случае😒 Сместите ЦТ назад ЗА ТОЧКУ ПРИЛОЖЕНИЯ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ. И во что превратится “пикирующий” момент? Так не бывает? Повторюсь - возьмите ЛЮБУЮ модель класса F1A/B/C, посмотрите чё и как…

• стопицот.
  Проме F1-A-B-C, можно посмотреть на чертежи Fokker D7.
  Есть и еще интересный момент- планера F 3 B и F 5 B. Фишка вот в чем: при увеличении скорости полета, центр давления смещается назад, что приводит к необходимости изменения угла установки стабилизатора на положительный. Кстати, такая же история была и в большой авиации - затягивание в пикирование при выходе на 1М. Лечилось аналогично. На данный момент поинтересуйтесь взаимным расположением ЦТ, ЦД и АФ у Су27 и МиГ 29. Ну и на стабильничек в режиме взлета и посадки обратите внимание.

Это не я так решил. Это решили ещё братья Райт, Жуковский, Остославский и другие исследователи ародинамики самолёта и доказали экспериментально. Если не согласны с ними, докажите обратное. Эта картинка поясняет уравнение статической устойчивости самолёта. Поэтому она и приводится во всех учебниках, где рассматривается устойчивость. Спорить с этим глупо, с этого условия начинается изучение обеспечения устойчивости. Такое распределение сил и моментов ДОЛЖНО быть у статически устойчивого самолёта и это давно доказано, нравится это кому либо или нет, значения не имеет. В уравнении устойчивости нет ни профиля крыла, ни профиля стабилизатора, ни углов атаки, ни углов их установки, они могут быть какие угодно, но направление сил и моментов должно быть именно такое, как на картинке. Непонимание этого, только показывает полное отсутствие базовых знаний и никак не влияет на физику явления. Если этого не понять дальнейшие рассуждения о профилях крыла, стабилизатора, , углах их установки, закрылках, предкрылках и т.д. становятся бессмысленными.
п.с. Все пояснения Костенко об устойчивости планера , очень правильные и грамотные, основываются именно на соблюдении условий, показанных на приведённой картинке и только на них. Когда это поймёте, вопросов не останется и обсуждать будет нечего. Удачных полётов. 😁

Трах! Бах, Тарарах! Бла! Бла! Бла! С бухты-барахты! Чего-то где-то вырвано, чего-то где-то написано! Слова, Картинки, какие-то свои термины…

Ой, тяжело то как! Чего ж от молодых то требовать!

Какое в жопу “распределение сил и моментов ДОЛЖНО быть у статически устойчивого самолёта и это давно доказано”? Откуда взялось какое-то РАСПРЕДЕЛЕНИЕ вообще. Статическая продольная устойчивость выглядит так Mz=0. Все остальное - частные случаи. Где тут видно, каков знак каждого эмзет итого??? На Руси правильно говорят, смотришь в книгу - видишь фигу! Да и про Илью Муромца так и не ответили? А потому что НЕЧЕГО вам про него сказать, самолет то нормальной схемы, а подъемная сила на ГО положительная, т к ЦД на крыле, ЦТ чуть ли не сзади крыла.

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.

Сложный вопрос задали. Это уже не качественный подход, а количественный, а тут, как Вы сами понимаете все очень зависит от конкретной задачи. Боюсь так с ходу, я не готов на него ответить, но подумаю.😎

Сместите ЦТ назад ЗА ТОЧКУ ПРИЛОЖЕНИЯ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ. И во что превратится “пикирующий” момент? Так не бывает?

Бывает. Пикирующий момент превратится в кабрирующий, получится статически неустойчивый самолёт. В чём проблема ? Скажите, где находится точка приложения подъёмной силы на планере F1A ?

Фишка вот в чем: при увеличении скорости полета, центр давления смещается назад, что приводит к необходимости изменения угла установки стабилизатора на положительный. Кстати, такая же история была и в большой авиации - затягивание в пикирование при выходе на 1М. Лечилось аналогично.

Центр давления действительно смещается назад, только направление угла установки стабилизатора маленько перепутали. Самолёт с прямым крылом приобретает тенденцию на пикирование, поэтому ГО надо ставить на кабрирование, на отрицательный угол атаки.

Да и про Илью Муромца так и не ответили? А потому что НЕЧЕГО вам про него сказать, самолет то нормальной схемы, а подъемная сила на ГО положительная, т к ЦД на крыле,

Зачем эта истерика, любезный ? Илья Муромец самолёт нормальной АД схемы Откуда следует, что у него ЦД на крыле , а не за крылом ? А он именно там, за крылом и должен быть. Говоря о ЦТ надо всегда указывать , где ЦД. И не надо нервничать, даже если не знаете динамику полёта.

Илья Муромец самолёт нормальной АД схемы, откуда следует, что у него ЦД на крыле , а не за крылом ? А он именно там, за крылом, должен быть.

Упалпацтол!😅 Неужели? М-да!.. Постараюсь быть серьезным! Объясните, пожалуйста, что же сподвигло ЦД уйти с крыла, ему там плохо что ли было? Или вы посчитали подъемную силу с учетом добавки от ГО. Так она ж у Вас отрицательная! И чего у нас там сзади крыла создает подъемную силу? А? А ну быстро отвечайте как на духу! Не мог Сикорский до революции использовать антингравицапы в фюзеляже! Их только недавно изобрели, но еще никому не показывали! Хотя,… неспроста ж он иммигрировал…

Посмотрите какой профиль и угол установки ГО на Илье. Я сомневаюсь, что на нем вообще хоть какую либо отрицательную подъемную силу можно получить!

Упалпацтол! Неужели? М-да!..

Отвечайте как на духу!

Отвечаю, как на духу. Только что прочитал у Пышнова про Илью Муромца, поскольку у меня возникли сомнения, что он был статически устойчив. Действительно, хотя не сохранилось никаких объективных данных, Пышнов, после расчётов, пришёл к выводу, что самолёт был статически неустойчив, а значит подъёмная сила ГО у него направлена вверх. Но я и писал в первом посте, что так оно и есть у статически неустойчивого самолёта.
После этого обсуждался только статически устойчивый самолёт с отрицательной а/д силой на ГО. Опять же, в чём непонятки ? Все моменты и силы на приведённых мною картинках указаны, уравнения равновесия есть.
Во времена постройки Муромца теория устойчивочти не была так развита, как сейчас, поэтому ещё эксперименировали. Пышнов подробно пишет об Илье Муромце и его статической неустойчивости, устойчивости по перегрузке и управляемости в полном соответствии с современными представлениями.
wwv.libedu.ru/…/iz_istorii_letatelnyh_apparatov.ht…
Ещё раз уточняю, что обсуждение в предыдущих постах идёт о статически устойчивом самолёте.
п.с. Да, там ещё у Пышнова есть такая фраза - “Идея несущего оперения впоследствии была отвергнута.” , см. на предыдущей странице ссылки.