Влияние центровки на нагрузку на крыло.
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.
<…> И по инерции самолет будет опускать хвост вниз.
Ну как то так, надеюсь понятно.
longman, спасибо за внимание к этому вопросу, но сам вопрос был не почему модель может перевернуться “на хвост”.
В контексте развернувшейся дискуссии об изменении аэродинамических сил, нагружающих собственно крыло, при изменении центровки и роли стабилизатора в этом процессе Вы можете объяснить, почему при выходе из отвесного пикирования крыло модели с передней центровкой ломается, а у той же модели, но с задней, - нет?
На практике крыло либо сломается в обоих случаях, либо нет, но тоже в обоих. И изменение центровки тут абсолютно фиолетово.
Я думаю, что ситуация “отвесное пике на полном газу” вообще плохо поддается обсуждению вне конкретного самолета или хотя бы типа самолета. Особенно если говорить про “крыло ломается” и прочие моменты связанные с прочностью. В таком пике можно и V(NE) превысить 😃
Вы можете объяснить, почему при выходе из отвесного пикирования крыло модели с передней центровкой ломается, а у той же модели, но с задней, - нет?
Траектория выхода одинаковая?
Просто реакция передней и задней центровки на ручку полностью на себя будет отличаться кардинально => на крыло будут действовать разные силы и разное время.
С тем же успехом с предельно задней центровкой можно на полном ходу провернуть крыло поперёк потоку и разделить самолёт на 3 части… А если у крыла хватит прочности перенести ударную нагрузку, то после срыва сила будет гораздо меньше, чем если с передней центровкой медленно выруливать по дуге с постоянной нехилой перегрузкой.
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.
Да я пердлагал в самом начале, даже циферки привёл… Но тогда мне сказали что “большая пилотажка весит аж 20 кг, а не 1 как в моём примере” -__-
Такчто с полкило темболее не прокатит.
Сие противоречит условию устойчивости, цм всегда впереди (по полету) цм.
1.это я для примера так взял, не обращая внимания на устойчивость
2. Критерий устойчивости: фокус самолета позади цм, а не центр давления крыла позади цм. То есть фокус крыла может быть перед ц.м , но при этом самолет будет устойчив.
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).
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.
Как вы определили расстояния от передней кромки до центров давления и фокусов?
14 - это центр давления самолета или крыла?
А так еще нужно учесть, какие нормальные перегрузки испытывает самолет, и эти цифры увеличатся в разы.
То есть если брать маневр с установившейся нормальной перегрузкой 10.
Ну и диапазон допустимых центровок можно и побольше взять.
longman, спасибо за внимание к этому вопросу
Всегда пожалуйста))
Ну опять же, если все это дело представить, как маневр с установившейся нормальной перегрузкой, то поскольку перегрузка очень большая, то и разница будет тоже большой.
Но это до срыва.
По поводу того что после, мне сложно что либо сказать, поскольку я не аэродинамик, и всех тонкостей аэродинамики не знаю. Постараюсь на работе посмотреть что в книгах на этот счет пишут.
Траектория выхода одинаковая?
Просто реакция передней и задней центровки на ручку полностью на себя будет отличаться кардинально => на крыло будут действовать разные силы и разное время.
С тем же успехом с предельно задней центровкой можно на полном ходу провернуть крыло поперёк потоку и разделить самолёт на 3 части… А если у крыла хватит прочности перенести ударную нагрузку, то после срыва сила будет гораздо меньше, чем если с передней центровкой медленно выруливать по дуге с постоянной нехилой перегрузкой.
Зачем изобретать давно изобретенное. Есть авиационные нормы прочности, там определены расчетные случаи при которых конструкция испытывает максимальные нагрузки. Для выхода из пикирования это случаи А и А" (А штрих). Случай А это выход из пикирования с максимальной эксплуатационной перегрузкой и максимальным углом атаки, Случай А" - выход с максимальной эксплуатационной перегрузкой и максимально допустимой скоростью.
Есть авиационные нормы прочности
А ещё есть авиационные нормы допустимых центровок 1х1 ЛА.
Даже на самых безбашенных пилотажках (лично копался в двух экстрах 330 и питтсе s2c) центровка сильно передняя из соображений безопастности и дуракоупорности. А значит случай модельной сильно задней центровки в авиационных нормах прочности не рассматривается за ненадобностью.
Нет, сам я эти нагрузки не считал и на сколько они отличаются при предельно передней и предельно задней центровке с полной уверенностью сказать не могу, но вот время их воздействия точно может будет отличаться в разы.