вопрос по центровке модели
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… 😦
А где можно более детально на практике почитать о( методе катонки ) пото-му как прошу прощения , бывший двоюшник с формулами и сложными расчетами мне тяжковато.
Долго молчал, читал, но таки ж не выдержал… Что за бред, коллеги??? Вот, воистину - старые книги - ПРАВИЛЬНЕЕ были…
Всему виной -лица с нетрадиционной аэродинамической ориентацией!!!😢
Оне скоро потребуют своего официального признания и уравнивания в правах с лицами гетероаэродинамической ориентации, а так же возможностью проводить аэродинамические расчёты и расчёты центровки по своим методикам!😢😢😢
Скоро появяться новые-совсем неправильные книги!
Но главное, всё-таки, что расстраивает - поверхностность понимания физики движения…
Оценки здесь ставик каждый себе и хобби, и есть хобби.
Каждый тратит свой бюджет в меру понимания физики движения.
Недавно построил свой первый РУ самолетик.Модель запустил с рук при двигателе вполовину мощности.Абсолютно прямой полет с небольшим набором высоты.Когда, наконец пришел в себя и начал управлять, модель перешла в спиральное пикирование. Результат-сломанный винт и согнутый вал электродвигателя. На следующий день те же 10 - 15 секунд полета и ещё более сокрушительное падение в спиральном пикировании. Я решил что слишком передняя центровка и мал расход руля высоты. К следующим выходным уже новый мотор стоял на пилоне. Центровка примерно 25%. Первые несколько взлетов неудачно: не успеваю после броска к джойстику, и модель падает. Наконец получилось! Бросаю чуть покруче к горизонту и успеваю поддержать. Но на высоте 20 - 30 метров снова спиральное пикирование. Вопрос знатокам: возможно ли такое от неправильной центровки? За ранее большое спасибо всем кто подскажет. И ещё: это не только мои первые радиоуправляемые шаги в небо, но и первый выход в интернет.
большое спасибо всем кто подскажет
Если бросаешь с рук и бежишь к передатчику,вкл. на пол. газа это неправильно.
Покажи самолёт.
Не глядя: ЦТ=нормальная.
Летаешь на Мод.2
Берёшь самолёт в руку,в левую и даёшь полный газ,и бросаешь самолёт градусов под 15-20 выше горизонта,рули оставь нейтрали и полетел.
Сдаётся штопорит,сваливается из-за нехватки скорости,тяги.
Какой двиг. и винт,и размеры и вес самолёта.
В Казани активно летают пилоты,можно подъехать и в живую Вам подскажут,что и где искать.Удачи.
Для Victor_p: Вам лучше сюда для общения rcopen.com/forum/f22/topic205892/5041
А по поводу проблем с полетом Вашего самолета Нотан дело говорит(нехватка тяги, падение скорости, срыв в штопор …).
Абсолютно прямой полет с небольшим набором высоты…модель перешла в спиральное пикирование.
На следующий день те же 10 - 15 секунд полета и ещё более сокрушительное падение в спиральном пикировании. Я решил что слишком передняя центровка и мал расход руля высоты.
Неправильно решили!!!
Центровка примерно 25%.
на высоте 20 - 30 метров снова спиральное пикирование.
возможно ли такое от неправильной центровки?
Нет! Это не центровка!
Либо как сказал Борис, о штопоре из-за потери скорости, либо возможно пропадает связь. У меня так было с одним приемником. Самолет летал только до 30 метров. Дальше кувырком в штопор… Связь проверьте по земле. Должна быть без вопросов хотя бы до 200 метров.
Но конечно лучше разбираться на месте.
Центровка примерно 25%. Первые несколько взлетов неудачно: не успеваю после броска к джойстику, и модель падает. Наконец получилось! Бросаю чуть покруче к горизонту и успеваю поддержать. Но на высоте 20 - 30 метров снова спиральное пикирование.
Не могу причислить себя к знатокам, но при указанной вами центровке такого быть не должно.Если плоскости ровные и аппаратура в норме, то при потере скорости Ваш самолет должен просто опустить нос вниз и перейти в пикирование. Именно поэтому новичкам рекомендуют для первых полетов немного переднюю центровку(частая ошибка новичка это “подвешивание” самолета и как следствие, срыв потока с крыла с последующей спиралью или плоским штопором). В свое время экспериментировал с центровкой на Пейпере и тот уже при 31% САХ самолет, потеряв скорость, срывался в спираль. А при 27%САХ спокойно гасил скорость(правда на высоте) и, практически без вмешательства пилота, самолет опускал нос и набрав скорость переходил в горизонтальный полет. Так что по всей видимости у Вас дело не в центровке.
Всем большое спасибо. Вот мой самолет: Полетный вес - 810 г; размах крыла - 1300; площадь крыла - 22,5; площадь стабилизатора - 5,4; площадь киля - 1,6; длина фюзеляжа - 915; длина носовой части фюзеляжа - 230; ЦТ - 45 мм от передней кромки; хорда -180; двигатель - Turnigy 2213 - 22 920 kv; винт - 225/150. Сегодня снова летал с теми же проблемами. Модель норовит свалиться в спираль влево и вправо одинаково. На планировании этот эффект несколько меньше. Есть идея увеличить поперечный угол с 5 до 8-10 градусов. И еще: угол установки крыла - 0, а стабилизатор с подкладкой - около 2 градусов.
ЦТ - 45 мм от передней кромки
Вполне нормальный ЦТ. Можно от 45 до 55мм.
Сегодня снова летал с теми же проблемами. Модель норовит свалиться в спираль влево и вправо одинаково. На планировании этот эффект несколько меньше.
Непонятно. Когда, при каких условиях, после каких действий сваливается? 😃
Есть идея увеличить поперечный угол с 5 до 8-10 градусов.
Непоможет, ИМХО. У Вас сваливание на крыло. Т.е. переход модели в штопор. Отчего он может быть - вывод модели на большие углы, потеря скорости и кувырок набок… Так же это может происходить на разворотах, если скорость мала и Вы не даете больше газа при маневре.
угол установки крыла - 0, а стабилизатор с подкладкой - около 2 градусов.
Угол деградации 2 град. Для тихоходной модели нормально. Надеюсь угол 0 град Вы определяли по красной линии как на фотке?
Обычно угол деградации я делаю от 0 до 1 град.
Еще: установка мотора вызывает массу вопросов…😵 Чем руководствовались? 😃 Боитесь поломки винтов? Тогда лучше, ИМХО, было поставить мотор позади крла и сделать ему соответствующий выкос (он будет меньше, чем в Вашем случае).
У Вас выкос должен быть вверх очень большим. Что снизит горизонтальную тягу… 😦
Что получается - тагя мотора дает пикирующий момент, стремится вогнать в землю… Вы или триммирование удерживаете модель в горизонте. В безмоторном полете, наоборот, модель будет кабрировать. Может поэтому на меньшем газе происходит потеря скорости и кувырок?
Дальность радиоуправления проверили? 😈
Модель норовит свалиться в спираль влево и вправо одинаково.
Мне кажется основная проблема вашего самолёта связана с экстравагантно установленным двигателем! Во первых получается слишком высоко расположенный ЦТ, во вторых такой момент от двигателя на мой взгляд выкосом не скомпенсируеш и проблем с управлением не избежать
Вчера летал в сумерках. Модель поднялась очень высоко, метров на 300, и как-то без моего участия. Удерживать самолет перед собой не удавалось - сносило ветром. Растерялся. Когда опомнился, он был уже почти в километре от меня. Выключил двигатель и ввел самолет в пикирование. Где-то у земли, потеряв его из виду, бросил управление. На обратном пути измерил шагами расстояние, благо совпало с колеей снегохода. 1600 шагов. Т.е. модель управлялась на расстоянии 800-1000 метров.
Установка двигателя - вверх 8 градусов. Пробовал 10 - кабрирует. Хочу попробовать 6-7 градусов.
Угол установки крыла 0 градусов, именно по хорде, а не по нижней плоской поверхности.
Стабилизатор минус 2 градуса.
Самолет заваливается на крыло, если радиус виража меньше 40-50 метров.
Сегодня летал при тихой погоде. Крен удавалось парировать поворотом руля направления в противоположную сторону (напомню: летаю без элеронов). При этом получается, что лечу не куда хочу, а лишь бы не упасть.
Самолет заваливается на крыло, если радиус виража меньше 40-50 метров
ну дык я и говорю ЦТ высоко!!!
А как же низкопланы? У них ЦТ еще выше!
Позвольте пару слов…При равных прочих условиях,чем ниже крыло,тем больше угол V. Высокоплан -угол небольшой,среднеплан - средний(немного больший),низкоплан -ещё больше. Возможно,ваша модель валится не в штопор,а в спираль. Угол V при столь высоком ЦТ умеренный,площадь киля немаленькая.Боковая устойчивость обеспечивается как раз отношением боковой проекции фюзеляжа(включая проекцию крыла), к площади киля.
Если киль великоват,модель валится в спираль,если маловат,модель летит раскачиваясь(так называемый"голландский шаг").Истина где то посредине.
Ну и,всё таки ,рассмотрите вариант перестановки двигателя по классической схеме - в нос. А винт можно поставить на пропсейвер,или купить складной .Я уже не первый год ставлю на “тренеры” складные винты,очень полезная вещь для первоначального обучения. То в высокую траву летом,то в мёрзлый снег зимой, то вообще в дерево или в куст влетит - вал мотора не погнут,винт цел,летаем дальше!
При такой схеме,чтобы уменьшить высоту расположения двигателя, обычно ставят двиг. с большими оборотами,и,соответственно,малым диаметром винта. Если не трогать двигатель,можно попробовать поставить “уши” на крыло, или даже концевые шайбы приличных размеров.Если устойчивость улучшится,значит точно,спиральная неустойчивость.