Влияние центровки на нагрузку на крыло.
Спор зашел именно о нагрузке на крыло, поэтому все и раздулось, если Вы ведете к тому… измениться-ли поведение самолета в зависимости от центровки, то ответ - да, конечно измениться, но линейная нагрузка никак не измениться.
Ну если читать только название, может быть этого и достаточно. Однако все-таки неплохо бы хотя бы первый пост читать, потому как поле “название” достаточно короткое и не всегда позволяет полностью донести мысль.
Далее, в этой теме было описано довольно много разных “нагрузок на крыло” и явно не все говорили об одной и той же.
Так что там с боингами-то? Суть вопроса была в том, что в одном случае самолет со сместившейся вперед центровкой стабилизировали дополнительным отклонением элеватора, а во втором - дополнительным весом с тем же плечом, что и у подъемной силы стаба. Очевидно, что в первом случае масса самолета не изменилась, а во втором изменилась. В каком случае крыло должно будет создать большую подъемную силу чтобы полет остался прямолинйным?
как это ни парадоксально но для выполнения функции стабилизации ГО просто обязано создавать подьёмную силу!
И обязательно в противоположную сторону. И ничего общего с подьёмной силой крыла не имеет. И рассматривается здесь традиционная схема, без несущего стаба. И называется эта сила ну никак не подьёмная.
при приближенном расчёте у вырхнеплана у низкоплана же не учитывается
С каких пор?
B cax * L = S²
По большому щёту прекция ЛА в плане и есть “несущая” площадь у таких самолётов как Миг-29, там вообще крыло с надстройками.
И рассматривается здесь традиционная схема, без несущего стаба.
Почему нет? Если накидать в хвост обычному самолету достаточно чугуния, придется и положительную подъемную силу создавать.
называется эта сила ну никак не подьёмная.
Опять же, почему нет? Отрицательная подъемная сила, Negative lift. Не “опускальной” же ее называть.
Нагрузка на крыло не может быть удельной - само слово “удельный” (как “удельная мощность двигателя”) уже показывает зависимость параметра от веса.
“удельная нагрузка на крыло” - является одной из основных характеристик самолета.
единицы измерения (как ни странно) кг/м2 (или гр/дм2 - в моделизме более применимо)
и это именно (!) зависит от веса. и от площади крыла.
если в Бланик влезут две американцев, вместо двух чехов, то удельная нагрузка на крыло станет более допустимой.
и центровка тоже 😃
И обязательно в противоположную сторону. И ничего общего с подьёмной силой крыла не имеет. И рассматривается здесь традиционная схема, без несущего стаба. И называется эта сила ну никак не подьёмная.
Если даже по вашему мнению не имеет ,но влияние на неё всё равно оказывает как вы её ни назовите.
при приближенном расчёте у вырхнеплана у низкоплана же не учитывается С каких пор? B cax * L = S² По большому щёту прекция ЛА в плане и есть “несущая” площадь у таких самолётов как Миг-29, там вообще крыло с надстройками.
В методике расчёта самолёта написано. Площадь всё правильно по вашей формуле расчитывается но для верхнепланов без поправок- а для средне и низкопланов вводится поправочный коэффициент учитывающий площадь крыла “закрытую” фюзеляжем.
ну так как там с центровкой? на что она влияет и почему самолет себя ведет по разному?
только не надо произносить фразу “нагрузка на крыло”, это звучит как “стремительный домкрат”.
на что она влияет
На длину плечей от ЦТ до фокуса крыла и ГО со всеми вытекающими, разве нет?
Только не говорите что “стремительный домкрат” от этих вытекающих не зависит.
Санёк, не пори чуш! (вернул назад твои слова)
Стаб, или горизонтальное оперение, выполняет совершенно другие функции, а именно СТАБИЛИЗИРУЕТ!
И сила направлена всегда в противоположную сторону.
В несущую площадь включается только крыло, причём площадь фюзеляжа заключённая между корневыми тоже тудаже входит!
И за языком последи!
Я писал конкретно г-ну Lazy, а не вам.
Вы вообще кто? Его ангел хранитель?
Я ему написал в такой “острой” манере, исключительно из-за его стиля общения на протяжении всей темы.
Причем он, в отличии от вас, несмотря на все его странные высказывания,поступил, как умный человек - просто добавил меня в игнор.
По поводу всех остальных ваших высказываний в данном сообщении вам уже ответили.
Добавлю только, что на многих самолетах классической схемы фюзеляж создает порядка 20-30% подъемной силы.
*Добавил “центровку” и “нагрузку на крыло” в список тем, из-за которых моделисты могут развязать войну, в дополнение к “выкосу мотора” и “хоббипрому”*
Ну если читать только название, может быть этого и достаточно. Однако все-таки неплохо бы хотя бы первый пост читать, потому как поле “название” достаточно короткое и не всегда позволяет полностью донести мысль.
Далее, в этой теме было описано довольно много разных “нагрузок на крыло” и явно не все говорили об одной и той же.Так что там с боингами-то? Суть вопроса была в том, что в одном случае самолет со сместившейся вперед центровкой стабилизировали дополнительным отклонением элеватора, а во втором - дополнительным весом с тем же плечом, что и у подъемной силы стаба. Очевидно, что в первом случае масса самолета не изменилась, а во втором изменилась. В каком случае крыло должно будет создать большую подъемную силу чтобы полет остался прямолинйным?
не изменилась масса что тут непонятного, я бы выразился даже резче. но форум не позволяет))
Вопрос не про массу был.
Возвращаясь к теме.
L1 - плечо от ЦТ до аэродинамического фокуса
L2 - плечо от фокуса стабилизатора до аэродинамического фокуса.
F1 - сила тяжести, приложена в ЦТ
F2 - сила компенсации стабилизатора, приложена в его фокусе
также F2 = F1 * (L1/L2)
F = F1 + F2 - подъемная сила
F = F1 * (1 + L1/L2) - двигаем вперед центровку, L1 увеличивается, F увеличивается => растет нагрузка (“реальная”, “аэродинамическая”, etc.) на крыло.
…и до кучи растет сопротивление воздуха от крыла и стаба 😃
Кроме того, чтобы увеличить подъемную силу, мы увеличиваем и угол атаки, а диапазон углов атаки не резиновый, в определенный момент наступит срыв потока.
Очевидно, что при более передней центровке срыв потока произойдет при меньшем угле, чем при более задней.
Отсюда и все описываемые явления, например, сваливание на посадке при потере скорости.
Возвращаясь к теме.
У вас в полёте меняется балансировка ЛА? 😃
Очевидно, что при более передней центровке срыв потока произойдет при меньшем угле, чем при более задней.
Это просто роскошно. 😃
Зацитирую вам умного человека.
Сама центровка особо не влияет на срыв самолета, если конечно находится в допустимых пределах. Конечно при более передней центровке самолет менее охотно срывается в штопор. На срыв влияет много факторов: скольжение, затенение горизонтального и вертикального оперения, тяга двигателя и т.д. В нашем случае при выполнении фигуры, резкое изменение направление движение в конечном итоге приводит к увеличению перегрузки. Чем больше перегрузка, тем легче самолет сваливается (скорость сваливание прямо пропорционально квадратному корню из перегрузки) Удельная нагрузка на крыло, а по другому вес самолета на площадь, тоже особого влияния не оказывает, т.е. конечно оказывает, но влияет только на скорость при которой самолет сваливается. Но с большим весом, да плюс перегрузка, возникающая при маневре, оказывает (вес) больший эффект и способствует сваливанию.
“удельная нагрузка на крыло” - является одной из основных характеристик самолета.
единицы измерения (как ни странно) кг/м2 (или гр/дм2 - в моделизме более применимо)
и это именно (!) зависит от веса. и от площади крыла.
Извиняюсь, перепутал термин. Я уже давно с английскими терминами работаю, русские уже подзабыл.
2 Lazy: Вы же сами в одной планерной теме писали, что с передней центровкой планера с очень малой хордой крыла (они из-за Рейнольдса восприимчивы к штопору) просто не летят и сваливаются намного раньше. Вот и подтверждение появилось, а вы его опровергаете. “Не надо так (С)”
А самолёты с более задней центровкой хоть и сваливаются на бОльших углах атаки, но выходят на них гораздо охотнее. Поэтому и двигают ЦТ вперёд, чтобы модель сама на такой режим не хотела выходить.
А ведь с сильно передней центровкой еще можно на стабе срыв отхватить…
Еще раз повторюсь нагрузка на крыло и удельная нагрузка на крыло - разные понятия.
Да, только первое называется подъемной силой.
Очевидно, что при более передней центровке срыв потока произойдет при меньшем угле, чем при более задней.
Очевидно, что при неизменной геометрии крыла срыв происходит всегда при одном и том же УА. Независимо от центровки.
а вот угол атаки будет зависить от многих вещей. В том числе и от центровки.
Давайте ещё раз и с начала. Потому как вроде и физику в школе учили, а всё равно понять сложно.
Изначально в топике речь идёт о зависимости нагрузки на крыло от положения ЦТ.
Почему это неправильно?
Примем некоторые положения, не стану вдаваться в подробности - найдёте их в учебниках.
- Мы используем связанную систему координат, начало которой всегда находится в ЦТ ЛА. Все оси проходят через ЦТ и все вращения и повороты ЛА рассматриваются относительно ЦТ. И силы - тоже к ЦТ приложены.
- Аэродинамические силы, создаваемые крыло, оперением и т.д. приложены к фокусу ЛА.
- Положение ЦТ и фокуса не совпадают, ЦТ всегда впереди фокуса. Это условие устойчивости ЛА.
- ЦТ не может перемещаться произвольно далеко, т.к. от этого зависит и устойчивость и управляемость самолёта. Границы перемещения относительно невелики.
- Горизонтальный полёт. Вес = Подъёмная сила. Тяга = Сопротивление. Всё другое - не горизонтальный полёт. Скорость в горизонтальном полёте не меняется.
Теперь к вопросу о положении ЦТ и силах. Так как фокус и ЦТ не совпадают, возникает момент сил, величина которого зависит от величины силы и плеча, то есть расстояния между ЦТ и фокусом ЛА. Этот момент стремиться повернуть самолёт вниз, на пикирование. Понимаете разницу между силой и моментом силы? Так вот, стабилизатор компенсирует этот момент, создавая подъёмную силу, направленную вниз. Горизонтальный полёт.
Теперь пассажи весом в 538 килограмм начинает перемещаться по салону лайнера из хвоста в нос. Внимание, следим за руками, у нас был горизонтальный полёт.
Вместе с перемещением пассажира начнёт перемещаться и ЦТ, тоже вперёд.
Момент силы на пикирование увеличится, т.к. увеличится плечо. Пилоту придётся создать на стабилизаторе большую силу, что бы компенсировать возросший момент. Пассажир остановился, момент силы не изменяется, стабилизатор развивает некое усилие, которое компенсирует момент. Ура, горизонтальный полёт.
И теперь вопрос.
ВЕС самолёта - менялся? Нет, пассажир не выпрыгнул. У нас горизонтальный полёт, вес = подъёмная сила. Если вес не менялся - нагрузка тоже не меняется. Всё, тема закрыта.
P.S.
Если кому то хочется церебрального секасу с маневрированием и перегрузками - диф. Уравнения в учебнике “Динамика полёта и маневрирование”.