Влияние центровки на нагрузку на крыло.
Спор зашел именно о нагрузке на крыло, поэтому все и раздулось,
Ок, как тогда назвать ту штуку которая равна подъёмной силе крыла и направлена в другую сторону?
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.
Вы путаете удельную нагрузку на крыло, которая определяется, как отношение массы самолета к площади крыла, с реальной нагрузкой на крыло.
Что бы разобраться что такое нагрузка на крыло полезно будет изучить теорию циркуляции, посмотреть как распределяется аэродинамическое давление по размаху, какими методами считают распределение нагрузок на аэродинамические поверхности.
На практике распределение нагрузки на крыло и го считают для всех расчетных случаев, этого требуют нормы прочности. Прямолинейный полет с передней и задней центровкой - различные расчетные случаи.
Здесь же рассуждают проще, и распределенную нагрузку на крыло/го сводят к двум силам.
Еще раз повторюсь нагрузка на крыло и удельная нагрузка на крыло - разные понятия.
Нагрузка на крыло зависит от положения центра тяжести.
Подъемная сила самолета складывается из подъемной силы крыла и оперения.
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!
Насколько мне известно, стаб может создавать как положительную, так и отрицательную подъемную силу (в частности это подтверждает книжка, ссылку на которую я кидал на предыдущей странице)…
Опа, да тут теоретики холивар устроили.
Нагрузка на крыло не может быть удельной - само слово “удельный” (как “удельная мощность двигателя”) уже показывает зависимость параметра от веса. То есть при весе самолёта 1 кило и площади 50 дм у вас нагрузка будет 20г/дм. Удельная нагрузка будет какая? Такая же, потому что !обе! нагрузки зависят от веса. Это как спор людей, заправляющих машину “органическим” и “углеводородным” бензином. И блин, каждый считает, что на одном из этих бензинов машина едет лучше.
Другое дело, что есть статическая нагрузка на крыло (масса / площадь) и динамическая ( векториальная сумма сил, действующая на крыло на даный момент / площадь). Вот их и перепутали. Статическая нагрузка не меняется от перемещения ЦТ, но её придумали только для приближённого сравнения. Что конкретно приводит к штопору и т.д., это динамическая нагрузка. А она, так как зависит от суммы векториальных сил, в кторые входит и подъёмная сила на ГО, очень даже изменяется.
Мог бы нарисовать схемку/формулу, но времени нет, звиняйте.
В несущую площадь включается только крыло, причём площадь фюзеляжа заключённая между корневыми тоже тудаже входит!
В несущую площадь при точном расчёте включается всё что создаёт подьёмную силу .
Площадь фюзеляжа заключенная между корневыми нервюрами вносится в площадь крыла при приближенном расчёте у верхнеплана у низкоплана же не учитывается
Стаб, или горизонтальное оперение, выполняет совершенно другие функции, а именно СТАБИЛИЗИРУЕТ!
как это ни парадоксально но для выполнения функции стабилизации ГО просто обязано создавать подьёмную силу!
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.