Влияние центровки на нагрузку на крыло.
Шедевр!
Можно тогда услышать вашу версию природы перегрузки?
Троллить ничего не говоря по теме все умеют, только так быстро становится скучно.
Нагрузка крыла самолёта выражается отношением веса к площади крыла. Других определений данного термина нет
В таком случае, какова цель ваших сообщений в данном форуме? Если определение у вас есть, а суть вопроса вам не интересна?
Кстати, веса или массы?
А крылья не гнутся.
А где я писал какие силы выправляют крылья обратно и сохраняют из форму постоянной?
Я написал только три из тех что их гнут.
По вашему выходит что “злая аэродинамика такая пришла и давай гнуть крыло об коленку”. Нету у неё коленки об которую ровное крыло гнуть.
Кстати, веса или массы?
Именно веса.
В таком случае, какова цель ваших сообщений в данном форуме?
В каком случае? Вы оспариваете общепринятую терминологию, а конкретно термин “нагрузка”?
Блин, дядьки… Один говорит, что крыла гнёт инерция. Но она (инерция) есть масса, которая присутствует что в полёте, что на стоянке самолёта. И является величиной постоянной. Почему она тогда в полёте гнёт, а на земле нет?
Второй же троллит, как и я. Тока без стёба…
а конкретно термин “нагрузка”?
Этот термин оспариваете вы прибавляя к нему ещё одно слово.
Именно веса.
ОК.
Вес — сила воздействия тела на опору.
Тоесть в полёте меняется постоянно…
И да.
Р=m(g-a)
“ma” вроде отродясь и было инерцией, не?
В каком случае? Вы оспариваете общепринятую терминологию, а конкретно термин “нагрузка”?
Насколько я понял, читая сообщения в этом форуме, “нагрузка” и “удельная нагрузка” как минимум не одно и то же. Кроме того, даже если не придираться к определениям и динамике, то какой смысл имеет этот параметр, если подъемная сила крыла таки зависит от центровки даже просто в горизонтальном полете?
она (инерция) есть масса
Just… no.
Но вообще, конечно, крыло гнет злая аэродинамика. В общем-то для этого крыло и нужно.
Но она (инерция) есть масса, которая присутствует что в полёте, что на стоянке самолёта. И является величиной постоянной.
На этом предлагаю закругляться… на сегодня.
Утром может сами почитаете, посмеётесь по плачете вместе с нами.
Нагрузка крыла самолёта выражается отношением веса к площади крыла.
И является величиной оценочной. Ну как общая площадь квартиры например. Или масса автомобиля. Т.е. по нагрузке на крыло нельзя предсказать летные данные но можно предположить в каком диапазоне они находятся.
В каком случае? Вы оспариваете общепринятую терминологию, а конкретно термин “нагрузка”?
Ни кто ничего не оспаривает. Люди отвечают на вопрос, который задал maestro в первом посте.
Абсолютно не важно, какую терминологию использовать, нужно понимать суть вопроса.
Был задан вопрос: меняется ли нагрузка на крыло при изменении положения цм модели?
Ответ: да!
В вопросе нет ни слова про удельную нагрузку на крыло, потому что очевидно, что удельная нагрузка меняться не будет.
Нагрузка крыла самолёта выражается отношением веса к площади крыла. Других определений данного термина нет.
Наверное на крыло?
Послушайте, если вы так считаете, то пожалуйста, но не надо в этом убеждать других. Для вас - нет, для всего остального мира - есть.
Что бы не быть голословным. Вот что говорится в книге Житомирского о нагрузках на крыло:
Вот что говорится в книге Шульженко на счет нагрузок:
А вот что говорится в нормах прочности:
Сразу отмечу, полет с нормальной перегрузкой g - это маневр с установившейся нормальной перегрузкой.
Я работаю прочнистом в кб, и ни разу ни у кого не возникали вопросы и споры о том, что такое нагрузка на крыло, и какая она может быть. Честно говоря для меня нонсенс, когда задают вопрос, озвученный выше, а вместо ответа некоторые пишут, что прежде чем задавать вопрос нужно поднатаскаться в терминологии. Хотя вопрос, на мой взгляд, был задан предельно ясно.
И вопрос к вам: (Чисто теоретически, родилась такая киношка в голове 😒)
Рассмотрим две абсолютно одинаковые модели. У одной условно передняя центровка, у другой условно задняя. Летят они вертикально вниз на максимальной скорости. Пилот резко тянет ручку на себя. Почему модель с задней центровкой разворачивается носом вверх и ещё некоторое время продолжает движение хвостом вниз, а модель с передней центровкой ломает лонжерон?
А действительно, почему? Первое, что приходит в голову - незамеченная трещина в лонжероне первой модели.
А действительно, почему? Первое, что приходит в голову - незамеченная трещина в лонжероне первой модели.
Да пусть трещина. Она ведь и там и там есть. Почему крыло не сломалось у модели с задней центровкой?
Поверьте. Проверял данную картину давным давно на пено плосколете. С лонжеронами из березовой линейки. В первом полете на эволюциях (тут маневры - не модное слово) крыло оч сильно гнулось. После сместил ЦТ назад путем навешивания пластелина под хвост. Проблема ушла. Так что можете назвать меня дождевым червем, эффект мне знаком.
Что-то мне подсказывает, что разворот хвостом вниз - куда большая проблема для не-пилотажек…
Самое интересное, что никто до сих пор с линейкой и калькулятором в руках не оценил влияние изменения центра тяжести на полную нагрузку на крыло, включающую силу компенсации стабилизатора.
Сразу скажу, что влияние в диапазоне допустимых центровок, в общем-то, пренебрежимо мало 😃
А вот с другого конца… 😃
Да пусть трещина. Она ведь и там и там есть. Почему крыло не сломалось у модели с задней центровкой?
Поверьте. Проверял данную картину давным давно на пено плосколете. С лонжеронами из березовой линейки. В первом полете на эволюциях (тут маневры - не модное слово) крыло оч сильно гнулось. После сместил ЦТ назад путем навешивания пластелина под хвост. Проблема ушла. Так что можете назвать меня дождевым червем, эффект мне знаком.
Не-е, обождите. Вопрос был не вообще об эволюциях, а том конкретном примере выхода из отвесного пикирования, в котором у одной модели лонжерон сломался, а у точно такой же с задней центровкой - нет. Можете доступно объяснить почему? И что это за модель, у которой изменение полетной центровки влияет столь драматичным образом?
Сразу скажу, что влияние в диапазоне допустимых центровок, в общем-то, пренебрежимо мало 😃
Именно на это обстоятельство намекал GSL в 128-м посте
Ды нет… Я лучше выйду из темы… Обсуждайте и теоретизируйте дальше… Доказывайте свою правоту. Я не теоретик.
Доказывайте свою правоту. Я не теоретик.
Ну, т.е. ответа нет? Чего было тогда задавать вопрос?
Хоть Вы и не теоретик (кстати, в понимании механизма происходящих явлений не только качественно, но и в умении оценить их количественно ничего зазорного нет), Ваша “киношка” сугубо теоретическая, в реальной жизни такого просто не может быть.
такого просто не может быть.
Всё может быть, и быть всё может.
Но одного не может быть.
Не может быть, и быть не может,
Того, чего не может быть.
Всё может быть и всё быть может,
И всё, конечно, может быть,
Но только быть того не может,
Чего совсем не может быть.
Всё может быть, и всё быть может.
И лишь того не может быть,
Чего, быть может, быть не может.
Всё остальное может быть.
Всё может быть, и всё быть может.
Быть может то, что может быть.
И даже то, что быть не может,
Быть может, тоже может быть.
Всё может быть и быть всё может.
Но лишь того не может быть,
Чего уж точно быть не может,
Но даже это может быть.
Всё может быть и быть всё может,
Но лишь того не может быть,
Чего и вовсе быть не может,
И то за деньги может быть
Всё может быть, и быть всё может.
Но одного не может быть.
Не может быть, и быть не может,
<…>
Чего и вовсе быть не может,
И то за деньги может быть
Вроде взрослый человек, а реакция какая-то детская… Еще язык отсталось показать.
Я вам ответственно заявляю, что данный эффект ощущал лично. В реальном полете. Не в симуляторе. А Вы мне
в реальной жизни такого просто не может быть.
Всё… Простите не сдержал слово… Вышел…
Самое интересное, что никто до сих пор с линейкой и калькулятором в руках не оценил влияние изменения центра тяжести на полную нагрузку на крыло, включающую силу компенсации стабилизатора.
Сразу скажу, что влияние в диапазоне допустимых центровок, в общем-то, пренебрежимо мало 😃
А вот с другого конца… 😃
Возможно этого никто не сделал потому, что с линейкой и калькулятором не просто оценить влияние изменения центровки.
Я бы сразу не сказал, что влияние пренебрежимо мало.
Например для транспортного самолета массой 154 тонны уравновешивающие нагрузки на ГО находятся в пределах от 8 до 22 тонн в зависимости от центровки.
То есть они меняются на 14 тонн, а это почти 10% от массы самолета. И это довольно много.
Конечно это просто пример, но все же.
Ну, т.е. ответа нет? Чего было тогда задавать вопрос?
Хоть Вы и не теоретик (кстати, в понимании механизма происходящих явлений не только качественно, но и в умении оценить их количественно ничего зазорного нет), Ваша “киношка” сугубо теоретическая, в реальной жизни такого просто не может быть.
Ну вы же должны понимать, что это уже не задача статики, а задача динамики. Причем когда самолет будет разворачивать хвостом вниз, то никакого обтекания не будет. В какой момент произойдет срыв оценить тоже не просто. В общем задача далеко не тривиальная, и просить ее решать не стоит.
Но попробовать примерно объяснить это явление можно. Причем применительно к пилотажкам с симметричным профилем. Так как профиль симметричный, соответственно можно считать, что фокус и цд крыла совпадают. Если сильно загрузить хвост модели, то рычаг (предположим, что цм позади цд) от цм до фокуса увеличится.
Ну и при маневрах с большими перегрузками за счет этого будут возникать большие крутящие моменты. И по инерции самолет будет опускать хвост вниз.
Ну как то так, надеюсь понятно.
Возможно этого никто не сделал потому, что с линейкой и калькулятором не просто оценить влияние изменения центровки.
Я бы сразу не сказал, что влияние пренебрежимо мало.
Метровый пенолет, вес ~500 грамм (Zoom, RC Factory, etc).
Расстояние от передней кромки крыла (у фюзеляжа) до центра давления ~14 см.
Расстояние от ЦД до фокуса стабилизатора ~53см.
Допустимая центровка - 9 … 11 см от передней кромки крыла (у фюзеляжа).
Итого имеем:
500 * (14-11) / 53 = 28,3 г.
500 * (14-10) / 53 = 37,7 г.
500 * (14-9) / 53 = 47,2 г.
Т.е. между крайними передней и задней центровкой разница в 19 грамм (3.8 % веса).
Зато нагрузка на стаб увеличилась почти в 1.7 раза.
(предположим, что цм позади цд)
Сие противоречит условию устойчивости, цм всегда впереди (по полету) цм.