Нагрузка на несущие поверхности
правильно заметил MaestroEv,
Вот такой я делал:
Отдельное спасибо за видео ЁЛКИ.
Евгений берёт и делает и отлично делает.
где-то я уже писал, что воздух надо рассматривать как воду - придет понимание моей аэродинамики.
Да нет, все что тут сказано предельно понятно. А интересовало, да, проекцию считаем или всю поверхность крыльев. А использовать - хочу сравнить с аналогичными моделями, насколько у меня получается кЕрпич.
Андрей,вопрос уже понятен тебе и прост… дерзай.
считаем сумму верхней поверхности и нижней поверхности крыла
Вопрос не лишён смысла, ведь в формуле подъемной силы площадь крыла зачем то делится на два:).
Если автор будет создавать собственную теорию аэродинамики, то это нормально.
ведь в формуле подъемной силы площадь крыла зачем то делится на два
хде?хде площадь пополам? формулу в студию? !!
Если автор будет создавать собственную теорию аэродинамики, то это нормально.
это пи…ц уже а не нормально:) скоро собственную эквивалентность массы и энергии создавать будем?
Вопрос не лишён смысла, ведь в формуле подъемной силы площадь крыла зачем то делится на два:).
На два делится не площадь. Скоростной напор равен ро вэ квадрат пополам.
Скоростной напор равен ро вэ квадрат пополам.
именно!
раньше американцы скоростной напор на два не делили
Наверное, поэтому F-16 и проиграли все учебные бои нашим МиГ-29:)
Тут возникают вопросы: учитывать “площадь под фюзеляжем” или нет, что делать с горизонтальным оперением,
При расщёте площади берётся либо 1/2 размаха и потом умножается на 2 либо полный размах. (САХ * Размах = площадь)
Это значит, что площадь фюзеляжа тоже идёт в расщёт, но с одной оговоркой -
передняя и задняя кромки продляются до оси симетрии и в этом месте берётся корневая хорда.
Горизонтальное оперение не принимается в расщёт т.к. не несёт никакой полезной нагрузки и в несущую площадь не входит.
В тандемных схемах нет стаба, а есть переднее и заднее крылья. Площадь сумарная.
Самолет несет не только крыло и это важно
Но нагрузка сщитается исходя из площади крыла.
Не знаю как сейчас но раньше американцы скоростной напор на два не делили. И поэтому у них аэродинамические коэффициенты (Cx и Cy) были в два раза меньше.
они вобще ничего не делили…эта формула так,\историческая справка от Жуковского и братьев Райт…реальные цифры можно получит только при продувке;)… мерикосы видимо и продували, а наши по формуле (не реальные результаты, ато что выклаживали на всеобщее обозревание…😁
Но нагрузка сщитается исходя из площади крыла.
от лукавого всё это , применительно к модели…меньше считать, больше строить и летать! -приблизительные цифры имеют смысл, не более-поэтому, что там учитываьть не так важно
передняя и задняя кромки продляются до оси симетрии и в этом месте берётся корневая хорда.
правильный метод…общая площадь фюза не учитывается, я считаю так
Это значит, что площадь фюзеляжа тоже идёт в расщёт, но с одной оговоркой - передняя и задняя кромки продляются до оси симетрии и в этом месте берётся корневая хорда.
Лично я все же остаюсь при мнении что это не более чем общепринятая условность. С-коэффициенты очевидно считались, продувались, и тд, для некоторого идеального “бесконечного” крыла и аэродинамические свойства куска фюзеляжа между крыльями никак в формулах типа вышеприведенной не могли быть учтены. Поэтому мне не ясно почему соответствующий виртуальнуй кусок крыла должен учитываться например при рассчете под’емной силы. (С другой стороны, если кто-то строит модель по чертежам по которым уже строили такую модель, но строит ее в 2 раза большего размера и при рассчете прототипа площадь считалась каким-то определенным образом, то чтобы на основе прошлого опыта можно было сделать какие-то априорные предположения о динамики новой модели надо считать площади аналогично. Но если модель строится по собственным чертежам без оглядки на другие подобные модели, то не важно как считать. От греха подальше лучше считать так как принято.)
Короче я согласен с обоими предыдущими ораторами!😁
Не знаю как сейчас но раньше американцы скоростной напор на два не делили
там ро можно взять в разных величинах, весовая и массовая… соответственно получить ньютоны или килограммы-…и разную величину получить коэффициента подъёмной силы, кой сам по себе величина безразмерная
С другой стороны, если кто-то строит модель по чертежам по которым уже строили такую модель, но строит ее в 2 раза большего размера
я Вас напугаю😁…числами Рейнольдса!
я Вас напугаю…числами Рейнольдса!
не надо!!!
Поэтому мне не ясно почему соответствующий виртуальнуй кусок крыла должен учитываться например при рассчете под’емной силы.
этто не виртуальный кусок- это и есть крыло! консоли могут присовокупиваться к фюзу, могёт крыло быть парасолем над фюзом. но крыло оно и останется-и площадь так считать правильно ИМХО
правильный метод…общая площадь фюза не учитывается, я считаю так
этто не виртуальный кусок- это и есть крыло! консоли могут присовокупиваться к фюзу, могёт крыло быть парасолем над фюзом. но крыло оно и останется-и площадь так считать правильно ИМХО
надо заметить вы меня совсем запутали)) по вашему все же надо учитывать часть проекции фюзеляжа в качестве части крыла при расчете площади или нет?
по вашему все же надо учитывать часть проекции фюзеляжа в качестве части крыла при расчете площади или нет?
по МОЕМУ, то да…тоесть крыло оно одно, и вся его площадь учитывается…но это по моему, возможно, кто то считает иначе 😃(считать всю площадь проекции фюза считаю не правильным-особенно если фюз в сечении круглый или овальный ,а так же ,не следует сюда присовокупивать ГО, кое не является несущим(исключение, тандемные схемы) мы считаем вобще-то нагрузку нам крыло
вобще. весь этот расчёт очень грубый и приблизительный- и методика с подсчётом площади проекции ВСЕГО КРЫЛА -мне кажется разумным компромисом…как и писал выше, реальные цифры можно получить только продувкой
надо заметить вы меня совсем запутали)) по вашему все же надо учитывать часть проекции фюзеляжа в качестве части крыла при расчете площади или нет?
Это условность, об этом везде написано. Нужно делать так как делают другие, т.к. это важно только для сравнения с другими аналогичными моделями или самолетами. Если один считает по одному варианту, а другой по другому, то возникнет путаница с нагрузкой на площадь.
В реальности это имеет значение только при интегральных компоновках когда фюз создает большую подъемную силу.
При расчете центровки учитывать нужно все площади, но это связано не с подъемной силой.
Если один считает по одному варианту, а другой по другому, то возникнет путаница с нагрузкой на площадь.
дайте общепринятый способ? я что-то не нашёл-это действительно будет иметь смысл…только что то мне кажется. что каждый производитель. считает так. как выгоднее для пиара (и указывает нагрузки в своих мануалах как ему выгоднее)
дайте общепринятый способ?
Можно проверить для какой нибудь подходящей модели. Скорее всего - вся проекция крыла (вместе с частью фюзеляжа), плюс горизонтальный стабилизатор.
Можно проверить для какой нибудь подходящей модели
придётся проверять для моделей разных, разных производителей-у меня их нет! я могу только посчитать для своих самолётов,которые сам строил, по своей методе посчитать…но комуу от этого станет лучше?
Но нагрузка сщитается исходя из площади крыла.
Как-то тут на форуме самолет разложили. Центровку считали по крылу, площадь фюзеляжа не учитывали. Фюзеляж не толстый, но длинный- вперед выступает (выступал) прилично. На скорости, фюзеляж - имеет приличные несущие свойства - его нельзя не учитывать.
ГО как не назови второе крыло или стабилизатор - несет нагрузку. Если нет - то где граница перехода от несущего ГО до не несущего?
Если в тандеме второе крыло несет нагрузку, то и любое его уменьшение тоже несет, но конечно меньше…
Кстати Копье летит и планирует довольно прилично, дальше такого же веса камня и у копья тоже есть своя центровка, а значит есть центр давления и все такое…
Все верно, фюзеляж создает подъемную силу и в общем расчете это учитывается. Но вклад от фюзеляжа меньше чем от крыла, поэтому для единообразия при расчете нагрузки, он не учитывается. Причина - по нагрузке на площадь крыла сравниваются однотипные самолеты, с одинаковыми фюзеляжами.