Влияние центровки на нагрузку на крыло.
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”.
lazy
Аэродинамические силы не прикладываются к фокусу. К фокусу приложено прращение подъемной силы, вызванное изменением угла атаки. Подъемная сила прикладывается к центру давления.
Теперь касаемо ваших рассуждений, на пальцах.
Вы записали уравнение моментов относительно ЦД крыла, но надо еще записать уравнение сил.
Т.е. Относительно ЦД крыла:
Мmg=Мго
Уравнение сил:
mg=Yкр+Yго
Это система уравнений. Вы, в ващих рассуждениях, выполнили только первое условие. Согласно второму, если изменилась сила приложенная к стабилизатору, то сила приложенная к крылу тоже должна поменяться.
Давайте ещё раз и с начала.
Владимир. Представьте доска. Стоит центром на опоре на весах. На доске в ЦТ грузики. Вес видим. Доска сбалансирована. Смещаем грузики вперед. Для того чтобы доска не упала, надо сбалансировать доску - давим на хвост доске. Вес на весах посмотрите. 😃 Иногда все проще чем кажется.
В роли опоры в самолете - сумма всех сил.
Владимир. Представьте доска.
Принцип действия рычажных весов вы хорошо понимаете. Почему вы не правы в своих рассуждениях я написал выше.
Момент силы на пикирование увеличится, т.к. увеличится плечо
Это и есть основное заблуждение в допущениях. Увеличивается не только момент, но и сама сила - подъемная сила.
Именно поэтому и растёт угол атаки и приближаемся к срывным режимам.
И силы - тоже к ЦТ приложены.
К сожалению, к ЦТ приложена только сила тяжести. Остальные силы приложены туда куда они приложены.
- Аэродинамические силы, создаваемые крыло, оперением и т.д. приложены к фокусу ЛА. 3. Положение ЦТ и фокуса не совпадают, ЦТ всегда впереди фокуса
Если сопоставить эти два утверждения, то получается, что результирующая всех аэродинамических сил приложена к точке отличной от ЦТ, что противоречит условию стабильности аппарата (есть момент силы относительно цт - есть угловое ускорение)
Ну это минорные замечания. Теперь по сути. РЕЗУЛЬТИРУЮЩАЯ подъемная сила ВСЕХ плоскостей конечно же будет равна весу самолета. Но учитывая что в данном примере она складывается из двух ПРОТИВОНАПРАВЛЕННЫХ сил - на крыле и на стабе, из этого утверждения никак не следует, что подъемная сила КРЫЛА не изменилась. Кроме того вы сами утверждаете, что сила создаваемая стабом увеличивается. Так наверное надо чем-то скомпенсировать? А то ведь вниз полетим.
Все оси проходят через ЦТ и все вращения и повороты ЛА рассматриваются относительно ЦТ. И силы - тоже к ЦТ приложены.
2. Аэродинамические силы, создаваемые крыло, оперением и т.д. приложены к фокусу ЛА.
Вы уж разберитесь для начала, что у вас к чему приложено. А то каша конкретная у вас в голове.
Понимаете разницу между силой и моментом силы?
Момента силы не бывает без, собственно силы.
Давайте ещё раз и с начала. … 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.
Владимир, уже почти рядом.
Ну если все 538 кг пассажиров перешли в нос, нос стал таки тяжелее? Реально в килограммах? Стал! Этого отрицать не будете?
Какой есть способ лететь дальше горизонтально? Сделать нос легче! Это возможно? Нет. А стабилизировать все таки надо? Да. Значит грузим хвост! Естественно все в моментах и силах. И получаем общую бОльшую нагрузку.
Забрел случайно и прочел свои личные наблюдения о непонятной легкости с задней ц.которым ненаходил объяснения(неискал)…
Владимир, уже почти рядом. Ну если все 538 кг пассажиров перешли в нос, нос стал таки тяжелее? Реально в килограммах? Стал! Этого отрицать не будете? Какой есть способ лететь дальше горизонтально? Сделать нос легче! Это возможно? Нет. А стабилизировать все таки надо? Да. Значит грузим хвост! Естественно все в моментах и силах. И получаем общую бОльшую нагрузку.
Самое смешное, что оба правы… Частично.
Lazy говорит об удельной нагрузке на крыло,
а MaestroEv о Полной нагрузке на крыло, частью которой является Удельная.
Ну если все 538 кг пассажиров перешли в нос, нос стал таки тяжелее? Реально в килограммах? Стал! Этого отрицать не будете?
Какой есть способ лететь дальше горизонтально? Сделать нос легче! Это возможно? Нет. А стабилизировать все таки надо? Да. Значит грузим хвост! Естественно все в моментах и силах. И получаем общую бОльшую нагрузку.
Нагрузка увеличится только на время балансировки. Как только наступит горизонтальный сбалансированный полет нагрузка на крыло вернется к первоначальной, ибо общая масса лайнера не менялась и при одинаковой перегрузке (хоть пассажиры на край консоли вылезут) она останется такой же, вне зависимости от центровки. Нагрузка это отношение веса к площади крыла. При одной и той же перегрузке вес будет одинаковым… А шарнирный момент на ГО конечно несколько увеличится
Нагрузка увеличится только на время балансировки.
…
Нагрузка это отношение веса к площади крыла.
Вы хоть сами определитесь про какую нагрузку говорите >_<
- Нагрузка в Ньютонах про которую говорят в первом посте и половине последующих;
- Удельная Нагрузка На Крыло в кг/м2 на которую пытался перевести тему уважаемый Lazy.
Коллеги, вы уверены, что вас не избило электричество?
Потому как в формуле удельной нагрузки нет чего то такого, как положение ЦТ.
Владимир, чисто формально топикстартер прав, передняя центровка увеличивает нагрузку на крыло (фактическую) за счет так называемых “балансировочных потерь”. При передней центровке крыло должно нести вес аппарата плюс отрицательную подъемную силу стабилизатора. Из за этого на пассажирских самолетах даже топливо перекачивали чтобы на эшелоне иметь заднюю центровку. Ну и у свободнолетающих моделей заднюю центровку делали для некоторого повышения качества.
Но, все эти копейки можно использовать для экономии топлива на эшелоне, где даже 2% экономии что то значат. Для уменьшения же скорости сваливания это слишком слабый инструмент, точнее практически бесполезный, там даже шереховатость поверхности больше влияет, а уж простейший закрылок вообще на на порядок эффективней задней центровки.