вопрос по центровке модели
Не ну конешно… Речь как раз о том что это упрощенно…
Да, честно говоря, никогда так не делал и не знаю насколько точно можно попасть таким способом в центр давления. Черт его знает.
Обычно пользовался способом Нотана. Вот он лонжерон. Максимальная толщина профиля. Центр тяжести должен быть где то рядом. 😃
А если утка? А если тандем, а если три крыла? А если десять? 😃
Речь идет о некотором физическом понимании чтО есть ЦТ и как он связан с центром давления чтобы это крылатое полетело.
А если утка? А если тандем, а если три крыла? А если десять?
Речь идет о некотором физическом понимании чтО есть ЦТ и как он связан с центром давления чтобы это крылатое полетело
Евгений,ты сам прекрасно знаешь ,что и по чём,а тема кто захочет ознакомиться с классическим расчётом,им не сюда,им хотя бы в поисковик интернета.
На форуме в основном тетеретики,поэтому и обходимся объяснениями на пальцах.
Вы это делали, чтобы центр тяжести ракеты совпал с центром давления на боковую поверхность.
Не хотел бы я присутствовать при старте такой ракеты, с совпадающими ЦТ и ЦД.
Всё зависит от плеча ГО, коэффициента продольной устойчивости и других параметров,
Именно так! У планеров F1А - до65% бывает…
Я это делаю, традиционно не как все, но может кому-то мой метод понравится. 😃
Вы сторонник альтернативной аэродинамики? Учитывая и “про нагрузку на несущие поверхности”…
Именно так,если владеете 3Д комплексом и висите ,и пр…
По логике, ЛЮБОЙ самолёт, кроме, конечно, кордовых - по ТРЁМ осям управляется (летает)! При чём здесь т.н. 3D?
Не хотел бы я присутствовать при старте такой ракеты, с совпадающими ЦТ и ЦД.
Разложите движение ракеты на боковое от ветра и боковое от набегающего потока.
Для бокового движения от ветра: Fубок=C*(p*Vветра^2/2)*Sбок,
где Vветр - скорость ветра, Sбок - площадь проекции на боковую плоскость), С - коэффициент аэродинамического сопротивления при боковом обтекании.
Здесь Ц.Д. и Ц.Т. должны совпадать, иначе ракета начнет вращаться относительно Ц.Т.
Для бокового от набегающего потока: Fy=Cy*(p*Vx^2/2)*Smid,
где Vx - продольная скорость ракеты, Smid - площадь миделя или площадь поперечного сечения ракеты, Су - коэффициент подъемной силы (Су корпуса (распределенная величина по длине ракеты) + Су оперения)
Вот здесь Ц.Д. должен быть несколько сзади от Ц.Т. Иначе ракета будет неустойчивой.
P.S. В формулах нет одинаковых величин, кроме р - плотности воздуха. И силы F разные, и Ц.Д. для расчета бокового движения от ветра и для бокового от набегающего потока не совпадают.
Здесь Ц.Д. и Ц.Т. должны совпадать, иначе ракета начнет вращаться относительно Ц.Т.
Вы заблуждаетесь. Иначе не приделывали бы стабилизаторы к заднице ракеты.
Да и ракеты - оффтоп в этой теме.
Вы заблуждаетесь. Иначе не приделывали бы стабилизаторы к заднице ракеты.
Да и ракеты - оффтоп в этой теме.
Вы не заметили. Я указал два разных Ц.Д. Один от бокового ветра, другой от набегающего потока. Они не совпадают. (Конечно, это несколько упрощенно, т.к. составляющая от ветра сидит в продольной скорости Vx, а так же влияет на угол атаки набегающего потока. Для случая, когда скорость Vx намного больше скорости ветра, большой ошибки не будет).
Стабилизаторы (неуправляемые в данном случае), во первых нужны для оттяжки Ц.Д. назад за Ц.Т. ракеты, иначе она была бы всегда неустойчивой - пик давления корпуса от набегающего потока всегда на носке, т.е. далеко впереди от Ц.Т.
Во вторых, углом установки стабилизаторов Вы заставляете вращаться ракету относительно продольной оси - создаете гироскопический момент относительно этой оси. Гироскоп пытается всегда сохранить направление оси вращения неизменной. Как юла. 😉
Что ракета, сто самоль - это Л.А. Законы движения одинаковые.
Вы не заметили. Я указал два разных Ц.Д. Один от ветра, другой от набегающего потока. Они не совпадают.
Прикольно получается !!!агрегат один а потоков его обдувающих два иЦД тоже два? благо хоть ЦТ один😵😵😃😃???
А правилом сложения векторов пользоваться не пробовали?😃
Прикольно получается !!!агрегат один а потоков его обдувающих два иЦД тоже два? благо хоть ЦТ один😵😵😃😃???
А правилом сложения векторов пользоваться не пробовали?😃
Что измениться? Результат получите тот же. 😉
А теперь объясните новичкам как складывать вектора в пространстве. 😃
P.S. Это только заметки к теме… для размышления.
А теперь объясните новичкам как складывать вектора в пространстве.
Ёщё скажите во времени и пространстве!!!😂😂😂😂😂
Как говорил Шерлок Холмс -элементарно Ватсон!😁
Как говорил Шерлок Холмс -элементарно Ватсон!
Вы заблуждаетесь. Иначе не приделывали бы стабилизаторы к заднице ракеты.
Если бы мы знали всё это в 10-13 лет,а тогда катали на болванку корпус,во внутрь парашут и топливо на подоконнике испытавыли…
Ракеты летали здорово.
И силы F разные, и Ц.Д. для расчета бокового движения от ветра
Олег,беда была одна на всех,не выходила она на околоземную орбиту…
Ёщё скажите во времени и пространстве!!!😂😂😂😂😂
Как говорил Шерлок Холмс -элементарно Ватсон!😁
😁
Ну, собственно, что я этим выше изложенным хотел сказать. Вычисление центра давления методом флюгера, на мой взгляд, не точно. Т.к. даже если взять только крыло (прямоугольное для простоты), которое и создает львиную долю подъемной силы, то центр давления, а лучше сказать, линия результирующего давления лежит на 25-30% хорды крыла (у подавляющего большинства профилей). По методу флюгера она лежит, очевидно, на 50% хорды крыла. Тоже самое с ГО. Т.е. при всех прочих равных условиях, определение центра давления методом флюгера оттянет настоящий центр давления как минимум на 20-25% хорды крыла назад. Если учесть фюзеляж, наверное, еще больше, т.к. центр давления его тоже находиться не на 50% его длины, а ближе к носу.
Вот такие мои мысли после некоторого размышления.
Метод Нотана точнее, мне кажеться. Тем более он давно был проверен на бойцовках, когда и аппаратуры для РУ то ни у кого практически не было.
😉
Если бы мы знали всё это в 10-13 лет,а тогда катали на болванку корпус,во внутрь парашут и топливо на подоконнике испытавыли…
Ракеты летали здорово.Олег,беда была одна на всех,не выходила она на околоземную орбиту…
Так ее на этой самой орбите проще считать! 😉
Там же нет воздуха - вакуум! Никакого тебе центра давления. 😁
Сергей Никонюк,навряд ли будет пользоваться выкладками в п.44,как ещё товарищи нетрадиционной аэродинамики отпустили этот вопрос,хотя ещё не утро.
Спасибо,Олег.
Сегодня обещают лётную погоду и народ успокоится.Удачи.
Сергей Никонюк,навряд ли будет пользоваться выкладками в п.44,как ещё товарищи нетрадиционной аэродинамики отпустили этот вопрос,хотя ещё не утро.
Спасибо,Олег.
Сегодня обещают лётную погоду и народ успокоится.Удачи.
Ну нет, в п.44 для ракеты упрощенно. Как пример двух методов. Для самоля только вторая часть как то подходит, и то больше для фюзеляжа, т.к. там S миделя.
Удачных полетов! 😃
😁
Т.к. даже если взять только крыло (прямоугольное для простоты), которое и создает львиную долю подъемной силы, то центр давления, а лучше сказать, линия результирующего давления лежит на 25-30% хорды крыла (у подавляющего большинства профилей).
Более чем столетний опыт развития авиации, который вы тут дружно игнорируете переходя на очень наглядный метод картонных выкроек, говорит что центр давления крыла штука весьма не постоянная. И гуляет в полете в широких пределах. Для некоторых весьма популярных профилей на малых углах атаки центр давления может быть даже за пределами хорды профиля. Поэтому в авиации принято центр тяжести размещать не относительно центра давления а относительно фокуса. У симметричного профиля центр давления не меняется, совпадает с фокусом и находится на 25% хорды. Метод картонных выкроек даст вам центр давления на 50% хорды. Таки весьма приличная погрешность у народной аэродинамики.
Центровка была слишком передняя…???
Более чем столетний опыт развития авиации, который вы тут дружно игнорируете переходя на очень наглядный метод картонных выкроек, говорит что центр давления крыла штука весьма не постоянная. И гуляет в полете в широких пределах. Для некоторых весьма популярных профилей на малых углах атаки центр давления может быть даже за пределами хорды профиля. Поэтому в авиации принято центр тяжести размещать не относительно центра давления а относительно фокуса. У симметричного профиля центр давления не меняется, совпадает с фокусом и находится на 25% хорды. Метод картонных выкроек даст вам центр давления на 50% хорды. Таки весьма приличная погрешность у народной аэродинамики.
Я, все таки, не понял, это Вы мне написали? 😃 Как контраргумент? 'Метод картонных выкроек" или “метод флюгера” - не мой. Я как раз писал, что он не точный.
Спасибо, конечно, за уточнение о совпадении ЦД с ЦФ (надо ли новичкам про это?), но я про все остальное то же самое по сути написал.
Не согласен только с Вашей фразой "У симметричного профиля центр давления не меняется, совпадает с фокусом и находится на 25% хорды". Это касается подавляющего большинства профилей (взятых по сути из большой авиации). Это, конечно, больше относится к РУ моделям.
Но, если вспомнить такие пилотажные самолеты, как КАПы, Экстры и т.д. , то у них этот самый ЦД и ЦФ лежат на 16-18% хорды. Хотя профили симметричные ! 😉
А, если взять кордовые модели, в частности бойцовки и тренеры, то там не редко можно встретить симметричные профили (не из большой авиации), у которых ЦД и ЦФ находятся на 10% и даже на 5% хорды. Просто заострил на этом внимание. Т.е. 25% - не жесткая цифра даже для симметричного профиля. У каждого профиля - своя величина.
С этим столкнулся еще в детстве, не зная вообще что такое ЦД и ЦФ. Методом Нотана проблемы с успехом разрешались. 😉
Не согласен только с Вашей фразой "У симметричного профиля центр давления не меняется, совпадает с фокусом и находится на 25% хорды".
Вы не со мной не соглашаетесь, вы опровергаете аэродинамиков, опыты в полете, в аэродинамических трубах, учебники для летчиков. yandex.ru/yandsearch?text=Фокус+симметричного+проф…
Моментные характеристики профиля
Распределенные силы, действующие на профиль, можно заменить одной равнодействующей. Условились считать, что эта равнодействующая сила пересекает хорду профиля в какой-то точке. Точка приложения этой силы называется центром давления профиля. С изменением угла атаки положение этой точки не остается постоянным, что связано с изменением распределения давления по профилю. Характер перемещения точки приложения равнодействующей полностью определяется формой профиля. Примерные зависимости перемещения центра давления различных профилей изображены на рис. 26. Для наиболее распространенных несимметричных профилей с увеличением угла атаки равнодействующая перемещается вперед. В диапазоне летных углов атаки это перемещение может составить до 20—25 % хорды профиля. Экспериментальные дан-
ные показывают, что перемещение центра давления тем меньше, чем меньше кривизна профиля. Симметричные профили обладают неподвижным центром давления. S-образные профили с отогнутыми вверх хвостиками могут иметь обратный характер перемещения центра давления. У таких профилей при увеличении угла атаки центр давления смещается назад.
Если принять, что точка вращения профиля А находится в носике (рис. 27), то равнодействующая создает некоторый момент, величина которого будет определяться величиной самой равнодействующей и расстоянием от точки вращения до точки приложения равнодействующей и коэффициента пропорциональности Ст:
где Ст — коэффициент момента профиля;
Ъ — хорда профиля, м.
При изменении угла атаки, как уже отмечалось, изменяются равнодействующая и плечо. На хорде профиля можно найти такую точку, относительно которой момент при изменении угла атаки будет оставаться постоянным. Точка эта для большинства распространенных профилей будет отстоять от носика профиля на расстоянии 25—27 % хорды профиля. Точка эта называется ф о-кусом профиля. Величина момента относительно фокуса обозначается Мо и определяется
где Сяю — коэффициент момента относительно фокуса профиля (величина постоянная и зависит только от формы профиля).
Принято считать положительными моменты, стремящиеся повернуть профиль вверх на кабрирование, т. е. на увеличение угла атаки.
Координаты центра давления профиля можно найти из следующих соотношений: 
Таким образом, у симметричных профилей Сто=0 центр давления при изменении углов атаки своего положения не меняет, т. е. лсд=const.
Если Спц>>0, что характерно для 5-образных профилей, то центр давления его перемещается назад при увеличении угла атаки. Такие профили считаются устойчивыми.
Если Сшо<0, то центр давления профиля с увеличением угла
атаки перемещается вперед. Такие профили называются неустойчивыми (в основном вогнутые профили).
Графическая зависимость Ст от величины Су изображена на рис. 28. Здесь видно, что кривая Ст в диапазоне летных углов атаки близка к прямой. Это обозначает, что момент крыла линейно зависит от величины подъемной силы.
Нетрудно заметить, что точка приложения равнодействующей аэродинамических сил в общем не совпадает с положением фокуса крыла.
Как известно из механики, всякую силу можно перенести параллельно самой себе без изменения равновесия системы сил, если при таком перемещении добавить момент, равный произведению данной силы на расстояние, на которое переносится сама сила. Исходя из такой предпосылки, можно перенести силу У из центра давления крыла (ц. д.) в фокус F, добавив при этом постоянный момент:
При угле атаки крыла, соответствующем нулевой подъемной силе (а=ао), сила У равна нулю и действует только момент Мо. Если изменить угол атаки, то получим приращение подъемной силы ДУ, что, конечно, не изменит момента М0. Это равносильно тому, что любое приращение подъемной силы, связанное с изменением угла атаки, можно считать приложенным в фокусе крыла. Это рассуждение дает право считать фокус крыла точкой приложения приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки.
Аэродинамические схемы летающих моделей. Ранние этапы развития авиации характеризовались тем, что усилия авиаконструкторов были направлены на создание такой схемы летательного аппарата, которая могла бы обеспечить устойчивое положение его в пространстве, управляемость. На этих этапах создавались самые невероятные схемы и конструкции.
По мере развития авиационной науки и накопления практического опыта наибольшее развитие получила схема летательного аппарата с крылом в передней части и хвостовым оперением, расположенным на некотором расстоянии позади и обеспечивающим управляемость аппарата. Однако существуют и другие схемы, доказавшие свою жизнеспособность.
Эта схема является основной и привычной для большинства классов летательных аппаратов самого разнообразного назначения и поэтому ее называют нормальной.
Можно упомянуть схему без хвостового оперения. Она так и называется теперь — бесхвостка. Некоторое распространение имеет еще схема летательного аппарата с оперением, расположенным впереди крыла. Эта схема получила название «утка».
Схемы летательных аппаратов были перенесены и в авиационный моделизм. Моделисты практически определяли оптимальные параметры своих моделей и за много лет работы сейчас сложились вполне определенные традиции, геометрические соотношения и размеры моделей.
Спортивные правила и ограничения также повлияли на развитие современных летающих моделей.
Как уже отмечалось выше, отсутствие специальных экспериментальных исследований вопросов аэродинамики и динамики полета современных летающих моделей заставляет моделистов использовать данные большой авиации. Однако, как показывает анализ, условия полета модели и большого самолета (или планера) значительно отличаются. Например, влияние вертикальных и горизонтальных потоков (термические потоки, ветер) на модель значительно сильнее, чем на большие самолеты или планеры. Это связано со значительной разницей в скоростях полета модели и самолета или планера.
Скорость полета модели часто соизмерима со скоростью ветра. Кроме того, нагрузка на крыло модели и нагрузка на крыло самолета или планера значительно отличаются.
Способность модели самостоятельно возвращаться в состояние равновесия, после того как воздушный фактор перестанет воздействовать на нее, называют устойчивостью. Для упрощения изучения устойчивости модели рассматривают отдельно проблемы продольной, поперечной и путевой устойчивости.
Характер движения модели определяется направлением и величиной его скорости в различные моменты времени. Различают установившееся и неустановившееся движение модели.
Установившимся называют такое движение, когда скорость движения модели не изменяется по направлению и по времени При установившемся движении все внешние силы и моменты, действующие на модель, взаимно уравновешены. Н е у с т а-новившееся движение такое, когда скорость модели изменяется или по величине, или по направлению, или одновременно по величине и направлению. Неустановившееся движение возможно тогда, когда на модель воздействуют неуравновешенные силы или моменты. К неустановившимся движениям модели планера относятся взлет модели на леере, выполнение разворотов, выполнение фигур пилотажа, полет в условиях порывистого ветра.
Разнообразные сложные движения модели в пространстве рассматривают обычно как сумму поступательных и вращательных движений (относительно центра тяжести в некоторой системе координат). Система координат в пространстве — это обычно три заданных взаимно перпендикулярных направления, исходящих из одной точки, называемой началом координат.
Здесь будет использоваться в основном скоростная система координат (рис. 29). Оси координат в этой системе связаны с направлением скорости полета. Начало координат при пользовании этой системой помещают в центре тяжести модели. Продольная ось ОХ совпадает с направлением полета, т. е. направлена против скорости набегающего потока v. Поперечная ось OZ направлена перпендикулярно к плоскости симметрии модели вдоль правого крыла. Вертикальная ось О У направлена перпендикулярно плоскости, проходящей через оси ОХ и OZ в плоскости симметрии.
В скоростной системе координат подъемная сила и сопротивление модели параллельны соответственно осям OY и ОХ.
Устойчивость модели. Модель, находящаяся в полете, может одновременно вращаться вокруг всех трех осей. Для упрощения изучения законов этих перемещений равновесие модели рассматривают или относительно каждой оси отдельно, или, что удобнее,— отдельно только продольную устойчивость, а боковую и поперечную устойчивости — совместно.
Продольная устойчивость модели особенно важна, так как нарушение этого параметра приводит обычно к неоправданным аварийным ситуациям, особенно при первых запусках модели.
Продольная устойчивость. Для уяснения физической сущности устойчивости модели, находящейся в полете, рассмотрим механику устойчивости крыла.
На крыло, обтекаемое воздушным потоком, действует равнодействующая R, приложенная в фокусе крыла, которую мы можем разложить на силу сопротивления Q и подъемную силу У. Величина подъемной силы У изменяется с изменением угла атаки крыла. Действует на крыло и моментМ0, который не зависит от угла атаки (рис. 30).
Как известно из курса физики, под действием каких-либо сил твердое тело, находящееся в состоянии движения, совершает вращение около своего центра тяжести. В нашу задачу входит решить вопрос, где должен находиться центр тяжести крыла, обте-
каемого воздушным потоком, чтобы его положение было устойчивым, т. е. чтобы при изменении угла атаки крыла возникал момент, стремящийся вернуть крыло к прежнему углу атаки.
Рассмотрим возможные варианты положения центра тяжести крыла относительно его фокуса и проанализируем устойчивость крыла (рис. 31).
При xf<Xt центр тяжести располагается позади фокуса крыла. Любое изменение угла атаки а вызывает прирост подъемной силы ДСу, создающий момент Мг, направленный на кабрирование при увеличении угла а и на пикирование при уменьшении этого угла. Крыло с таким положением центра тяжести не проявляет признаков устойчивости.
При xf=Xt центр тяжести совпадает с фокусом крыла. Это означает, что сила веса, приложенная в центре тяжести, не создает никаких моментов и при изменении угла атаки AMz=0, следовательно Mz — Мг, или, что то же самое, СПг = Ст„- При изменении угла атаки а под действием внешних сил крыло будет вращаться вокруг центра тяжести до тех пор, пока эта сила будет действовать. Такое крыло также нельзя назвать устойчивым.
Если расположить центр тяжести впереди фокуса крыла, то Хр>Хт. Любое изменение угла атаки а вызовет прирост подъемной силы ДСу, приложенной в фокусе, что вызовет появление момента Д Mz.
Увеличение угла атаки а создает момент, направленный на пикирование, а при уменьшении — на кабрирование. Крыло в этом случае показывает признаки устойчивости.
Итак, крыло с центром тяжести, расположенным впереди фокуса, устойчиво, но не сбалансировано, т. е. момент от силы тяжести должен быть компенсирован каким-то моментом, равным ему по величине и направленным в противоположную сторону. Причем заметим, что необходимость в этом возникает только в том случае, когда крыло изменяет угол атаки. Элементом модели, создающим балансирующий момент, является стабилизатор.
Как мы убедились ранее, крыло устойчиво по углу атаки только в том случае, если центр тяжести находится перед фокусом. То же справедливо и для крыла с горизонтальным оперением. Это обозначает, что модель будет устойчивой в том случае, если ее центр тяжести находится впереди фокуса всей модели. Это является необходимым условием устойчивости полета.
Роль стабилизатора состоит в том, чтобы сбалансировать модель на заданном режиме полета.
Каждая часть модели, находящаяся в потоке обтекания, взаимодействует с ним и создает некоторый момент относительно оси OZ, проходящей через центр тяжести модели.
Для обеспечения условий установившегося режима полета необходимо, чтобы сумма всех моментов относительно оси OZ была равна нулю: 2 Мг=0.
Чтобы определить условия равновесия продольных моментов частей модели, рассмотрим подробнее отдельно момент крыла Л12к момент горизонтального оперения М2г о, момент фюзеляжа Мгф. Таким образом, условие равновесия моментов модели можем записать подробнее: 2 Мг = М2кр + Мгт о + М2ф = 0.
С достаточной для практики точностью величину продольного аэродинамического момента модели можно получить как алгебраическую сумму моментов отдельных его частей, найденных расчетом.
t
Подъемная сила модели создается крылом, поэтому рассмотрение вопросов равновесия моментов целесообразно начать с крыла.
Продольный аэродинамический момент кры-л а. Определим величину M2w относительно точки хт, через которую проходит ось Z (рис. 32).
где М0 — момент профиля относительно фокуса крыла, Я • м;
У — подъемная сила крыла, Н;
Х0 — расстояние от центра тяжести модели до фокуса крыла, м;
Q — сопротивление крыла, Н;
ур — расстояние от центра тяжести модели до средней аэродинамической хорды крыла, м.
Так как сила Q по своей величине значительно меньше силы У и ее плечо мало, то моментом этой силы (Qt/y) на практике
пренебрегают, полагая, что тем самым помещают моментную точ ку на хорду профиля. Таким образом,
График зависимости коэффициента Стгкр = /(а) имеет положительный наклон, значит, крыло модели само по себе не дает устойчивости. Это заключение вполне соответствует выводу, который мы сделали при рассмотрении механики устойчивости крыла, так как расстояние от носка крыла_до центра тяжести модели больше расстояния до фокуса крыла (хт > хр).
Продольный аэродинамический момент фюзеляжа. Фюзеляжи современных моделей планеров, как правило, имеют очень небольшие размеры в поперечнике и удобообте-каемую форму, близкую к телу вращения.
Продольный момент фюзеляжа относительно центра тяжести модели (рис. 33)
Так как фюзеляж близок по форме к телу вращения, то СГОоф = = 0 и, следовательно, Мрф — М0 = 0. Момент силы пренебрежимо мал по сравнению с моментом силы и им можно пренебречь.
На основании этих допущений
(,ет
где Бф — площадь миделева сечения фюзеляжа, м*.
Нетрудно заметить, что количественно величина М2^ невелика, так как площадь фюзеляжа 5ф и СУф и угол атаки фюзеляжа (а — — Фкр) достаточно малы, но тем не менее она оказывает влияние на положение фокуса системы «крыло—фюзеляж».
Так как фокус фюзеляжа обычно расположен впереди фокуса крыла, то фокус системы «крыло — фюзеляж» будет находиться несколько впереди фокуса изолированного крыла. У современных радиоуправляемых моделей планеров сдвиг фокуса вперед из-за влияния фюзеляжа составляет 1,5—3 % САХ.
Продольный аэродинамический момент горизонтального оперения. В установившемся полете он должен уравновешивать момент тангажа модели без горизонтального оперения, обеспечивая балансировку модели. Это достигается созданием подъемной силы нужного знака на горизонтальном оперении путем соответствующего отклонения всего оперения или руля высоты. Чем больше расстояние от центра тяжести модели до оперения, тем меньшая аэродинамическая подъемная сила на оперении потребуется для уравновешивания продольного аэродинамического момента модели без горизонтального оперения.
Для определения продольного аэродинамического момента горизонтального оперения Afzr модели планера нормальной схемы рассмотрим аэродинамические силы, действующие на горизонтальное оперение в полете. По аналогии со схемой сил, принятой для крыла, в фокусе горизонтального оперения будут приложены нормальная Кг о и продольная Qr.0 силы горизонтального оперения, а также момент относительно фокуса Mfto (см. рис. 32).
Продольный аэродинамический момент горизонтального оперения относительно оси OZ, проходящей через центр тяжести модели, определим по формуле
где Lro — плечо горизонтального оперения, равное расстоянию от центра тяжести модели до фокуса горизонтального оперения, м;
Уг. о — плечо продольной оси горизонтального оперения, м.
Так как на современных радиоуправляемых моделях планеров горизонтальное оперение имеет симметричные профили, то 0 = = CmFr.o — 0 и, следовательно, Мрго = 0. Момент, создаваемый силой Qr.o> обычно очень мал по сравнению с моментом от нормальной
силы, так как Qr o С Уг<0, а плечо утл по сравнению с Lr o также мало.
На основании этих допущений с достаточной для практики точностью можно считать, что продольный момент горизонтального ппрпения
Плечо Lr.o обычно мало изменяется в зависимости от режима полета, поэтому в практических расчетах его считают постоянным и равным расстоянию от центра тяжести модели до фокуса горизонтального оперения.
При подсчете MZr следует учесть, что условия обтекания потоком горизонтального оперения отличаются от условий обтекания крыла. Скорость потока, обтекающего горизонтальное оперение, вследствие влияния частей модели, стоящих перед оперением, будет отличаться по величине и по направлению от скорости полета.
Рубрика: РАДИОУПРАВЛЯЕМЫЕ МОДЕЛИ ПЛАНЕРОВ
Комментарии запрещены.
Вы оба правы,больше всего мне понравилась последняя строчка. КОМЕНТАРИИ ЗАПРЕЩЕНЫ.
Долго молчал, читал, но таки ж не выдержал… 😁
Что за бред, коллеги???
Вот, воистину - старые книги - ПРАВИЛЬНЕЕ были… Там ту самую точку, об коей спор, называли ЦЕНТР ПРИЛОЖЕНИЯ СИЛ. Всё ещё есть вопросы?? - ну какие, к лешему, два ЦД??? Так можно договориться и до пяти ЦД (Отчего б не рассмотреть и другие проекции? 😉 ). ЧтО, равнодействующая уже не существует?? вы что, физику в школе не учили?? Для всЕх процессов устойчивости имеет смысл в итоге только она.
И тот самый охаянный “метод картонки” - великолепно работает. И для ракет, и для самолётов. И погрешность его вовсе не такова, как отвлечённо заявляется.
Но главное, всё-таки, что расстраивает - поверхностность понимания физики движения… 😦