Как вычислить угол поворота цельного стабилизатора?
Слава и последний аккорд с кулисной кинематикой. Формулы для расчетов вписаны, думаю разберешся, ничего сложного. Открытым остается вопрос о САХ. Сумеешь найти?
Спасибо огромное. начинаю потехоньку внедрятся. Тут ещё пару вопросов:
- ось стабилизатора будет 20мм над остью крыла. если кабанчик перевернуть головкой вниз, как это повлияет на геометрию?
- я думаю делать кабанчик из проволки а паз поставить в ст-р. Это как-то повлияет на геометрию?
- Есть разница когда ось забанчика впереди или позади паза?
- ось стабилизатора будет 20мм над остью крыла. если кабанчик перевернуть головкой вниз, как это повлияет на геометрию?
- я думаю делать кабанчик из проволки а паз поставить в ст-р. Это как-то повлияет на геометрию?
- Есть разница когда ось забанчика впереди или позади паза?
- Если ст-р выше и кабанчик делать вниз, то ОДНОЗНАЧНО привод кабанчика должен осуществляться от кабанчика на закрылке ВЫВЕДЕННОГО ВНИЗ от штатного ИЛИ осуществлять от ЧЕТВЕРТОГО плеча главной качалки.
- Паз в стабилизаторе задаст ЗАТУХАЮЩУЮ ЭСПОНЕНТУ, что хорошо для закрылка, но не ГО. При этом ты сразу получаеш 2 трущиеся пары с необходимостью обеспечения в обеих безлюфтоавых посадок и ходов. В схеме
предложенной мной кулиса ОДНА и её легче контролировать и изготовить с необходимыми требованиями. Просче собирать разборное оперение. - Да есть. Расположение оси кабанчика относительно кулисной пары меняет характер эспоненты (подробно писал на большой простыне “кулисные мех-мы”). Если же ось кабанчика совпадет с осью ст-ра, то получишь вариант поворота с безкулисным мех-мом, т.е. то, что в п.20.
Наконец-то добрался то Excel. Набросал формулы как Иосиф нарисовал для кабанчиков/качалок/итд. Несколько заметок. Народ, посмотрите если что не так:
- Прогрессивный эффект очевиден по сравнению с обычной схемой. Круто! Нужно теперь настроить кривую под правильные отношения окклонения С-РА к закрылкам. Например, возле нетрали отношение 2:3. То есть на каждые два градуса отклонения С-РА, закрылок отклоняется на три градуса. Приближаясь к максимальному отклонению, отношение становится 4:5. Вопрос такой: какое отношение должно быть при максимальном отклонении: 2/3 или 4/5?
- Возникла проблема с тягами. Как писал раньше, качалка С-РА не имеет места быть тягой сверху. Надо было перевернуть. Предложение Иосифа поставить крестоборазную качалку тоже не работает так как ось качалки находится 10мм от левой стенки фузеляжа чтобы облегить сьём кордов когда снимается крыло. Я думал перевернуть кабанчик закрылков или сделать его двох-сторонним так чтобы тяга крепилась снизу. Проблема в том что под осью крыла нету места: там канал для дудки. Как насчёт такой идеи: две тяги от кабанчика. Одна к закрылкам как обычно, другая к одной стороне линейной горизонтальной качалке(вертикальная ось посредине фузеляжа). К другой стороне качалки прикручивается тяга ведущая к с-ру. качалка прямая, растояние между отверстиями 60, ось посередине. эта качалка будет близко к задней кромке крыла, рядом с разломом фузеляжа(для разборки) чтобы облегчить разборку
- Кто нибудь проверьте мои вычисления оси крепления С-РА. Размах 304мм, корень 190, законцовка 140 и 25 позади передней кромки у корня. САХ получается 166мм. 25% САХ от передней кромки у корня получается 54мм. Значит ось крепления должна быть 49мм от передней кромки. Я так понял?
25% САХ от передней кромки у корня получается 54мм.
53.43mm😁
Как известно, для симметр. профилей ЦД находится на 25% хорды.
Это аксиома из учебников для студентов 30-х годов, когда в основном в авиаконструировании использовали профиль Р-II (как у Шторха).😉
На самом деле у каждого профиля ЦД находится на своем месте. У симметричных тоже.
53.43mm
Что, видели чертеж крыла? 25% делается при очень большом стаб-ре, обычно 17…19%.
Народ, посмотрите если что не так:
- эти изыскания зависят от очень многих факторов, лучше заложить возможность настроек и определиться по поведению в полете.
- сразу предложил качалку с противоположной стороны на закрылках см. п.23. Если сделаешь плечи регулируемыми по резьбам, вообще любую проблему решишь.
- Слава, загадка в геометрии ст-ра. САХ не возможно определить не зная взаимного расположения корневой и концевой хорд. 25мм позади, получается симметричный в плане. Сейчас найду, если 304 мм размах, а не полуразмах. Совершенно верно!
На самом деле у каждого профиля ЦД находится на своем месте. У симметричных тоже.
На самом деле продувки показывают, что незначительное смещение (в пределах 2%) имеют место быть при смещении макс. высоты (строительной высоты) симметричного профиля. На расчетах, особенно моментов устойчивости, это никак не отражается, а для шарнирных моментов малозначимо, т.к. запасы усилий на привод всегда превалируют над аэродинамическими силовыми факторами.
На самом деле продувки показывают, что незначительное смещение (в пределах 2%) имеют место быть при смещении макс. высоты (строительной высоты) симметричного профиля.
Может это для распространенных профилей НАСА, наиболее повторяемых для продувок, и правильно, но обычно ЦД находиться немного впереди максимальной толщины профиля. Если у вас профиль от французского пилотажного самолета CAP-232, к примеру, то ЦД будет примерно на 16% хорды, хотя профиль симметричный. У пилотажных Экстр -300 тоже не 25%, как, наверное, и у Су-26.
Расположение ЦД не зависит от того - симметричный профиль или выпуклый. Главное в общем случае - где по хорде находится максимальная толщина профиля.
Расположение ЦД не зависит от того - симметричный профиль или выпуклый.
Немного не так. Лет 20 тому, профессор Эпплер дал исчерпывающую информацию по ЦД для различных профилей и наивыгоднейшие моментные характеристики их при применении с симметричнымм ГО. Графическую часть статьи Эпплера, я сдесь выкладывал дважды. Для несимметричных профилей больше влияние стрелы прогиба и характера средней линии, ну, естественно и расположение строй. высоты. Мы проводили лабараторки по статье Епплера непосредственно в АДТ. Обнаружили, не малую зависимость и от шероховатости поверхности испытываемых тел, до 3%. Указанные вами профили, и в частности Су-26 (18/12%) тоже продували, нет там “выдвижения” к 16%, пляска в зоне 22…27%, кстати и радиус носка немного “подыгрывает”.
сразу предложил качалку с противоположной стороны на закрылках
Под крылом нету места. Там канал для дудки.
Сейчас найду, если 304 мм размах, а не полуразмах.
304 это полуразмаx.
Под крылом нету места. Там канал для дудки.
Можно поместить у борта с любой стороны канала.
304 это полуразмаx.
Уже проверил и аналитически, размах/полуразмах при одинаковых крайних хордах и взаиморасположениях для трапеции не влияет на величину САХ и её расположение относительно фокуса ГО.
Указанные вами профили, и в частности Су-26 (18/12%) тоже продували, нет там “выдвижения” к 16%, пляска в зоне 22…27%, кстати и радиус носка немного “подыгрывает”.
Правильно. У Су-26 (18/12%) максимальная толщина на 25%. И даже по вашим данным видно, что ЦД играет вокруг 25%, а не строго стоит на 25% в зависимости от угла атаки, хотя профиль симметричный.
Про 16% я писал о французском профиле V-16 пилотажного самолета CAP-232.
Вот картинка из известной книги немецкого автора Вилле об изменении расположения ЦД профиля от угла атаки:
Вот картинка из известной книги немецкого автора Вилле об изменении расположения ЦД профиля от угла атаки
Ничего нового. Мы говорили только о симметричных профилях, на вашей картинке все ассиметричные. У симметричных угол атаки, практически не меняет положение ЦД, в расчетах смело можно закладывать 25%, ошибка может быть в пределах допуска на девиацию моментов от воздействия внешних факторов. Конкретно по профилю V-16 данных нет (с удовольствием посмотрел бы), но профили типа на бойцовках, что очень похоже на современные профили акробатов, тоже продували. Пналогия с продувками плоских пластин имеющих радиус скругления в 1/2 строительной высоты, при этом ЦД в 25%. Буду искать V-16, возможно сделаем фрагмент для продувки.
Ничего нового. Мы говорили только о симметричных профилях, на вашей картинке все ассиметричные. У симметричных угол атаки, практически не меняет положение ЦД, в расчетах смело можно закладывать 25%, ошибка может быть в пределах допуска на девиацию моментов от воздействия внешних факторов.
Вот картинка из учебника (Прицкер Д.М., Сахаров Г.И. “Аэродинамика” 1968г.) для симметричных и несимметричных профилей, у всех ЦД как бы стремится к 25%. Но это же не так (см. графики выше). Это просто теория для студентов еще из 30-х годов.
Вот картинка из учебника
Тоже не совьсем корректно, относительно “S” образного профиля (по тексту). Тем не менее никаких противоречий не вижу. Считалось, считается и наверняка будет считаться по традиции. а тонкости всегда можно увидет на продувках.
Замесание о смещении ЦД к носку справедливо для “S” профилей, а в части симметричных, только для крыльеы с мягкой обшивкой или шероховатостями (тоже входит в ряд аксиом аэродинамики), что не мешает при расчетах учитывать только ЦД на 25% от носка по САХ.
Вот как влияют на полет модели те Ньюансы - о которых ВЫ тут бьетесь.? Дядек заводят на рассказ- или правда незнают,или глумятся?Вот непонятка.
не сочтите за флуд моё сообщение-но ,по теме -цельноповоротный стаб. тире ,есть поверхность ,обычно симметричная.КАк вычислить угол поворота такой сложной системе,как летающая модель,кордовая ------ только опытный путь.Только для определенной модели.Все справедливо сказанное от Дядек имеет место,тока по месту,т.е.определенной модели.
Какую кордовую гоняли в аэротрубе?
Замесание о смещении ЦД к носку справедливо для “S” профилей, а в части симметричных, только для крыльеы с мягкой обшивкой или шероховатостями (тоже входит в ряд аксиом аэродинамики), что не мешает при расчетах учитывать только ЦД на 25% от носка по САХ.
Тем не менее никаких противоречий не вижу. Считалось, считается и наверняка будет считаться по традиции. а тонкости всегда можно увидет на продувках.
Ну, трубы у нас, конечно, в авиамодельном клубе не было, все приходилось проверять на практике - т.е. в полете. 😃
Помню как сейчас - 1974 год. В журнале “Крылья Родины” напечатали чертежи европейских бойцовок (английских и французских) с профилями похожими на V-16. Я, естественно, строго и согласно советской школы Аэродинамики прикинул место ЦТ моделей - как положено чуть впереди 25%… как мы делали всегда для отечественных моделей и никогда не прокалывались…
А полеты показали чудовищно заднюю центровку. Центр давления находился не на 25% (как положено по теории для симметричных и несимметричных профилей), а значительно ближе к лобику… Пришлось сильно облегчать зад. Вот так на практике и понял, что не годиться теория обтекания пусть даже из очень хорошего учебника по Аэродинамике. 😉
Так ВЫ повторили в точности ,или по мотивам?
А полеты показали чудовищно заднюю центровку.
Ничего удивительного, старые кордовики подтвердят, что центровка 25% САХ не есть оптимальная, даже для пилотажек, не говоря о других классах. Причина кроется в аэромеханике, т.е. влиянии массы и компановки с аэродинамикой. Малая масса моделей летающих при достаточно больших Re, в динамике крыла играет такую же роль, как отогнутый хвостик “S” образного профиля, у которого ЦД смещается вперед с увеличением угла атаки. Тем более это будет проявляться на бойцовках имеющих малую удельную нагрузку. Проверить сказанное очень легко, достаточно загрузить пилотажку или бойцовку на 30…50% и сразу почувствуете уменьшение восприимчивости к более задней центровке, достаточно устойчивому гор. полету и отличающемуся характеру выполнения эволюций. Последнее более чувствительно у крыльев с закрылками, работа которых меняет характер средней линии профиля и смещает ЦД назад. Все сказанное проверяется и имеет большое значение для акробатических моделей (F-2B, F-2D, F-3A и подобных).
Так ВЫ повторили в точности ,или по мотивам?
По мотивам - у меня не было столько бальзы - нам ее выдавали только на соревнования, а это был эксперимент.
Ничего удивительного, старые кордовики подтвердят, что центровка 25% САХ не есть оптимальная, даже для пилотажек, не говоря о других классах. Причина кроется в аэромеханике, т.е. влиянии массы и компановки с аэродинамикой. Малая масса моделей летающих при достаточно больших Re, в динамике крыла играет такую же роль, как отогнутый хвостик “S” образного профиля, у которого ЦД смещается вперед с увеличением угла атаки. Тем более это будет проявляться на бойцовках имеющих малую удельную нагрузку. Проверить сказанное очень легко, достаточно загрузить пилотажку или бойцовку на 30…50% и сразу почувствуете уменьшение восприимчивости к более задней центровке, достаточно устойчивому гор. полету и отличающемуся характеру выполнения эволюций. Последнее более чувствительно у крыльев с закрылками, работа которых меняет характер средней линии профиля и смещает ЦД назад. Все сказанное проверяется и имеет большое значение для акробатических моделей (F-2B, F-2D, F-3A и подобных).
Много слов… 😃
Все гораздо проще - дело заключалось исключительно в форме профиля. Стоило заменить этот практически V-16 на классический NACA 0015 - картина кардинально изменилась и стала отвечать “традиционной теории аэродинамики для студентов начальных курсов авиационных ВУЗов 30-х годов”. 😉
Примечательно, что руководители кружка во Дворце Пионеров, станции Юных Техников и авиаспортклуба при ДОСААФ, в которых я занимался в детстве и отрочестве… все учили по вашей классической теории…😉
Этот вывод о влиянии формы профиля на положение ЦД я сделал самостоятельно и исключительно экспериментальным путем (полетушками) в… 14 лет… и ни разу не усомнился в этом до настоящего времени… 😒
Мотивы выходит не удались…