Самолёт Е-12Н.

[Yurij]

Уважаемые владельцы или авторы, выложите. пожалуйста, фото мест заделок шасси обсуждаемого самолета. 

только пришел от аппарата. завтра сфотографирую и выложу фото мест заделки шасси . Усиливал переднюю вилку и перенес точку крепления основного шасси.

 

[Lapshin]

При плаавном торможении можно достичь скорости 0. При быстром тоже можно достичь 0. Плавность необходима для более точного определения момента потери управляемости.
Нет ни слова в нормах и трактовках про nya=1

В случае плавной потери скорости переход через максимальный Су также будет плавным;при этом некоторые сечения крыла будут находиться на закритических углах,в то время,как другие - на докритических.При этом элероны могут находиться (и в верхнеплане с крылом без сужения так и окажется) в несорванной зоне и будут вполне эффективны;далее скорость понижается и все большая часть крыла охватывается срывом с соответствующим снижением управляемости по крену - однако часто этой управляемости оказывается достаточно до полного израсходования хода руля высоты,тогда за скорость сваливания принимается соответствующая такому режиму скорость,хотя Vyри этом далеко не нулевая и скорость снижения может быть значительной.
В случае быстрого увеличения угла атаки и,соответственно,снижения скорости,все будет в большой степени зависеть именно от темпа - можно,например,без  элеронов сделать штопорную бочку,взяв ручку на себя с достаточным темпом:при этом сваливание налицо,а скорость может быть вдвое большей посадочной.
Ясно,что однозначность есть лишь при плавном изменении угла атаки.

 

[igorvnikol]

Про 0 скорости это я для ясности общего смысла (гипербола, так сказать).
Ну все Вы замечательно сказали, согласен.  Более подробно, но я в обще это писал для понимания V св и его взаимоотношения с Су макс крыла, Точнее с ny.

 

[Миг-17ф]

Да хватит меряться ссорится Все правы

Продольная устойчивость определяется взаимным положением центра тяжести ЦТ и  фокуса, т.е. точки приложения равнодействующей аэродинамических сил, действующих на ВСЕ части самолета. Для СЛА,  фокус определяется главным образом фокусом крыла (т.е. точкой приложения равнодействующей аэродинамических сил действующих на крыло, или, по-другому - центром давления). А положение фокуса крыла в свою очередь напрямую зависит от его профиля и углов атаки( в районе углов от 4-5 град до 13-14 град фокус на большинстве профилей почти неподвижен)

1)Если ЦТ находится впереди фокуса - самолет продольно устойчив . Но слишком передняя центровка приводит к снижению аэродинамического качества-потери на балансировку увеличиваются.

2)Если ЦТ находится позади фокуса, то в принципе самолет- неустойчив.  Однако в определенном диапазоне центровок - от совпадающей с фокусом до некоторой задней, самолет продолжает быть продольно устойчивым за счет демпфирующего момента стабилизатора. Например на иных  пилотажных самолетах ЦТ совпадает с фокусом.

3)Еще более задняя центровка требует уже использования электроники для стабилизации в продольном канале
 
Оптимальная величина продольной устойчивости достигается, если ЦТ лежит вблизи и чуть впереди фокуса с небольшим запасом (ЦТ может менять свое положение в полете, например при расходе топлива, при уборке - выпуске шасси и т.д.). .
На продольно неустойчивом самолете летать невозможно, . Но и слишком большая продольная устойчивость не всегда благо.

у Ильи Муромца, вообще фокус крыла  находился значительно перед ЦТ самолета, а оперение создавало подъемную силу. И ничего летал! Можно сказать был Уткой с огромным ПГО

 

[Миг-17ф]

В случае плавной потери скорости переход через максимальный Су также будет плавным;при этом некоторые сечения крыла будут находиться на закритических углах,в то время,как другие - на докритических

Так недалеко и до второго режима  Который  на СЛА очень быстро закончиться -если полет у земли Да и не только на СЛА, а на большинстве самолетов. Недавная авикатастрофа -думаю тоже шли на втором режиме.....

Кстати Владимир Павлович, вопрос: Можно ли  на стреловидном крыле сместить зону срыва с законцовок ближе к середине , без аэродинимической и геометрической крутки,  применив по всему крылу один профиль с высоким Ре крит(ламинарный) и сделав турбулизаторы на некоторой продольной части  концов крыла? С резким срывом "ламинарной части" готов смириться

 

[Denis]

Второй режим конкретно на Е-12 закончится за полторы секунды.
Если пилот будет иметь молниеносную реакцию и сунет ручку от себя в тот самый момент, когда станет движок  в режиме набора высоты - агония продлится 2-3 секунды, но конец будет тот же.

 

[Миг-17ф]

Второй режим конкретно на Е-12 закончится за полторы секунды.
Если пилот будет иметь молниеносную реакцию и сунет ручку от себя в тот самый момент, когда станет движок  в режиме набора высоты - агония продлится 2-3 секунды, но конец будет тот же.
 

Согласен полностью! Но случай случаю рознь. Летом был свидетелем, как на нашем аппаратике(где тут про него ветку открывал), разлетелся винт в режиме набора высоты, метрах на 15.  Сел. Хотя угол набора впринципе был невелик....

 

[Denis]

Второй режим конкретно на Е-12 закончится за полторы секунды.
Если пилот будет иметь молниеносную реакцию и сунет ручку от себя в тот самый момент, когда станет движок  в режиме набора высоты - агония продлится 2-3 секунды, но конец будет тот же.
 

Согласен полностью! Но случай случаю рознь. Летом был свидетелем, как на нашем аппаратике(где тут про него ветку открывал), разлетелся винт в режиме набора высоты. Метров 15 набрал. Сел. Хотя угол набора впринципе был невелик....

Вот малый угол набора и спас.

 

[Миг-17ф]

Да. угол был мал.  Был бы движок чуть мощнее, и угол больше задирали бы. и  закончилось бы все плачевно.... Но из за слабо движка угол был мал.

 

[Миг-17ф]

Денис, пока нет ВП, что вы думаете об моем вопросе в сообщении №244? Нужно стреловидное крыло, но не хочу возиться с круткой.

 

[Lapshin]

Так недалеко и до второго режима  Который  на СЛА очень быстро закончиться -если полет у земли

Приведенная методика является общепринятой для определения скорости сваливания;условия выполнения выбираются соответственно и опасности нет т.к.нужно отдать РУС мгновенно при возникновении признаков сваливания - дальше могут оказаться испытания на штопор,неактуальные для ультралайтов.

Кстати Владимир Павлович, вопрос: Можно ли  на стреловидном крыле сместить зону срыва с законцовок ближе к середине , без аэродинимической и геометрической крутки,  применив по всему крылу один профиль с высоким Ре крит(ламинарный) и сделав турбулизаторы на некоторой продольной части  конца крыла? С резким срывом "ламинарной части" готов смириться

Вопрос,конечно,не в тему,но зубы и аэродинамические гребни и делают с целью оставить элероны в бессрывной зоне тогда как другие сечения уже в срыве.

 

[Миг-17ф]

Вопрос,конечно,не в тему,но зубы и аэродинамические гребни и делают с целью оставить элероны в бессрывной зоне тогда как другие сечения уже в срыве. 

Да вопрос не в тему, но не могу удержаться. Вспомнился опыт дельтапланеристов, может кто  знает об этом: На дельтапланах,( да и самолетах)  растяжки, тросы, трубы, нгаходящиеся в потоке имеют очень малые числа Рейнольдса. И на поперечную перекладину дельтаплана наклеивали толстые нити, чтоб принудительно создать турбулентность на ней и снизить сопротивление. Вроде бы при ламинарном течении сопротивление ниже, НО турбулентный поток ведь выдерживает больший градиент нарастания давления, и поток  срывается позже ламинарного. А так как труба круглая, то создав турбуленость они уменьшали ее сопротивление.

А нельзя ли аналогично, проложить на каком удалении от носка "турбулизатор",  вдоль концевой части  крыла(не гребень и запил), чтоб при ламинарном профиле искуствеено вызвать турбулетный поток на концах крыла, а за счет того что он отрывается позже, чем в остальной "нетурбулизованной" части крыла, сместить зону срыва от законцовок?

Или эффективнее  зубы и гребни?

Крыло стреловидное.

 

[Миг-17ф]

А сместить зону срыва хочу чтоб не было не сваливания с  ярко выраженным креном, и чтоб подхвата не было. Да и элероны будут себя лучше чувсовать как вы заметили. Я про них совсем забыл. А с круткой как говорил выше не хочу связываться.

 

[Lapshin]

А сместить зону срыва хочу чтоб не было не сваливания с  ярко выраженным креном, и чтоб подхвата не было. Да и элероны будут себя лучше чувсовать как вы заметили. Я про них совсем забыл. А с круткой как говорил выше не хочу связываться. 

Самым основным инструментом изменения места начала срыва является сужение - чем оно больше,тем дальше к концу зарождается срывная зона;при равных консолях увеличение стреловидности смещает эту точку назад,но не интенсивно и,имея стреловидность явно не на уровне Су-7Б,существенного сдвига ожидать не стоит.
Касательно сваливания,стреловидность (опять же - существенная) изменяет его характер и последующее развитие - глубокая спираль вместо штопора.
Но полностью не понимая проблемы,вряд ли я имею возможность сделать действительно полезные рекомендации.

 

[Миг-17ф]

Для начала уменьшенная  радиоуправляемая модель. С возможностью быстро менять разные  крылья.  За основу аэродинамической схемы модели взят аппарат  с сочлененным крылом  на картинке.
Размах крыла модели 1,5м Наверно справедливо решил для себя, прежде чем заняться постройкой самолета, отработать схему на модели. Сейчас считаю и продумываю. Как "маленького" так и потихоньку "большого".
Там оба крыла без сужения. стреловидность переднего 45 град. И срыв если не принять меры произойдет на концах с вытекающими отсюда последствиями.
Да и какие бы меры не принимались по обеспечению смещения зоны срыва в сторону осевой линии, при  ламинарном профиле срыв резкий получится ...В общем есть над чем подумать.
Хочется упростить технологию строительства будущего самолета, без большого ущерба для летных характеристик.  С круткой касаемо крыла не хотел бы связываться.  Но если придеться крутить-то придеться крутить и не заморачиваться с ламинарным профилем и принудительной  турбулизацией в концевых частях крыла.

И про Стратос очень мало информации. Ознакомиться не помешало бы. Он вроде разбился вместе с автором из за проблем с кольцом

 

[FlyCat]

Ligeti Stratos

 

[Миг-17ф]

он самый

 

[FlyCat]

ЛТХ

Here are the dimensions I came up with for the real Stratos:  ( F = factory info)
Span =211 inches  F
Fuselage length = 98 inches   F
Height = 39 inches  F
Fan Diameter = 24.5"  F
T. Wing area = 80.7 sq. ft (factory) mine figures proportionally  less
Balance Point 47.25" from wing trailing edge   F
-------------
the rest are estimates;
about 15% taper in wing and canard from root to tip with all taper on the leading edge.
Wing root chord = 30.87 "
tip = 26.4 "
canard root = 27.5 "
tip = 22 "
Canard tip = 9.9 " ahead of wing Leading edge
distance between average quarter chord points 39.64 "
N.P = 41.5 inches ahead of T.E. of wing
Balance Point = 18 3/8 " ahead of Neutral Point
Distance from root to root at fuse centerline = 39 inches
Fuselage estimated width = 24 inches, 19 at wing root
Rudder/Fins/Winglets are canted out ward ~ 8 degrees from canard to wing
Rudder/Fins/Winglets- sweepback about 30 degrees from the canard to wing L.E.

 

[Denis]

Аппараты с сочлененным крылом я также не люблю, как и все, отличное от классики. Есть на то ряд причин.

 

[Edg]

А по поводу наглых посылок к Лапшину"учить матчасть"...милейший,В.П.так много знает,что может себе позволить и кое что забыть...вщенячьих потугах,принизить его авторитет,вы же и утонете...! 

Значит все-таки не возражаете против того, что Лапшин типа "позабыл"?
По поводу "наглости" и "щенячих потугов" - освежите в своей памяти первые посты Лапшина №125, 142 в этой ветке - ничего по существу, зато с явными "потугами" до столба докапаться - так старался, что на безобидное мое утверждение отчебучил свое "очень правильное" в посте 159.  :
Понимаю, "и на старуху бывает проруха" - но "корона" с Лапшина не свалится, надеюсь.

В рассуждениях об устойчивости, Вы не пользуетесь понятием фокуса, а это я Вам скажу очень удобно.
Более того для определения устойчивости нафиг совсем не нужно знать где ЦД.
Вы, как бы вам сказать, БЕЗОСНОВАТЕЛЬНО категорично высказываетесь по теме в которой Вы слегка плаваете

Понятие фокуса удобно, но в данном случае оно изначально не фигурировало. На знание темы в совершенстве не претендую - готов и "поплавать" немного. 

ЦД (центр аэродинамического давления или аэродинамический фокус)

Даже до букваря не дорос - а туда же.Хоть в википедии посмотри.

Лапшин, попробуйте чуть лучше  понимать написанное  в контексте всей фразы, а не фантазировать как вам удобнее, выдергивая несколько слов из контекста - мои слова в скобках совсем не обязательно означают идентичность понятий аэродинамического фокуса и ЦД.
Моя фраза была  ошибочна лишь в той части, что фокус крыла вполне может не лежать позади ЦТ самолета, в отличии от аэродинамического фокуса  самолета целиком  - ошибся я - возьмите с полки пирожок.

И прокоментируйте наконец-то свой "шедевр" из поста 159 :

" Действительно - если центр давления (приложения полной аэродинамической силы) расположен сзади центра тяжести,то налицо ничем не сбалансированный пикирующий момент и прямолинейный равномерный полет просто невозможен.  "

Боюсь правда, что не получится.     :-[

И попредержите  свои чрезмерно желчные  эмоции, пожалуйста  - они обычно мешают верно анализирвать , и тогда мысли  ошибочные вылазят.
Не хворать Вам.