Дископлан

[Lapshin]

Да, вероятно так и было. Но мне почему то думается, что место сочленения консолей генерирует срыв сильнее чем стреловидность.

Вот, оно у меня и на конце. Мощный концевой вихрь от переднего крыла, сильно скашивает поток на конце заднего, удерживая его от срыва.
Иными словами, взаимовлияние крыльев принципиально отличается.

 

[Денис]

Мастерил я, правда давненько, что-то похожее. При облете выяснилось, что парашютирует такой аппарат хреновато. При выходе на критические углы переднего крыла аппарат опускает нос (как и должен), но при этом сваливается на крыло. Предварительно делал модельку масштабную, летала хорошо, в пределах полетных углов.

Какова была управляемость с таким крылом?

 

[daredevil]

При выходе на критические углы переднего крыла аппарат опускает нос (как и должен), но при этом сваливается на крыло.

Это довольно предсказуемо: у стреловидного крыла срыв начинается на конце, если только не бороться с этим порядочной круткой. Или другими методами. А вот что касается обратной стреловидности... У меня мысль, что в схеме Лапшина заднее крыло может выступать за переднее.

При этом оно становится именно крылом, начинает нести порядочный вес. Тогда как в исходном варианте несёт в основном переднее, а заднее это скорее "раскормленный" стабилизатор (как у Блохи Миньё) плюс парашют на крайний случай. С другой стороны, в таком варианте конструктив уже сильно ближе к самолёту, чем к дельтаплану.

Но мне почему то думается, что место сочленения консолей генерирует срыв сильнее чем стреловидность.

Тоже считаю, что должны стыковаться передняя кромка к задней, а не плоскость к плоскости.

тогда получится правильно

Толик, увеличь вдвое вектор ПС и прикинь ИС. Только учти, что для вдвое большей ПС при зафиксированных размахе и скорости - скос тоже будет примерно вдвое больше. Итого будет в 4 раза. В квадрате.
/Вот так бывает, когда не думаешь над новыми проектами, а только рефлекторно гадишь на триггерные темы. Рыба не думает, потому что знает - и вдруг оказывается, что она думает, что знает)) - а на самом деле давно забыла))

 

[Lapshin]

У меня мысль, что в схеме Лапшина заднее крыло может выступать за переднее.

Может - только, тогда вихрь посредине размаха заднего крыла ничего хорошего не даст кроме разделения обтекания на две части - внешнюю и внутреннюю. В моем варианте роль играл именно совмещенный концевой вихрь от обоих крыльев.

При этом оно становится именно крылом, начинает нести порядочный вес. Тогда как в исходном варианте несёт в основном переднее, а заднее это скорее "раскормленный" стабилизатор (как у Блохи Миньё) плюс парашют на крайний случай.

Вовсе нет: оба крыла несут согласно своим площадям и удлинениям: прикиньте распределение подъемных сил между крыльями, если центровка на уровне передней кромки. К тому же, в моем варианте, площадь заднего крыла была выше вне зависимости от управления передним, либо задним, крылом.

 

[daredevil]

если центровка на уровне передней кромки.

Сомневаюсь, что такое возможно. Ведь по соображениям статической устойчивости альфа переднего больше, чем заднего, и нагрузка на единицу площади больше. А в Вашем варианте площадь заднего лишь немногим больше, чем переднего, при этом его плечо относительно ЦТ получается раза в 3 меньше, чем переднего - и это при меньшей нагрузке на площадь.

Дополнительный аргумент, что ЦТ не мог быть на уровне передней кромки заднего - это что там были основные колёса шасси.

 

[Anatoliy.]

Толик, увеличь вдвое вектор ПС и прикинь ИС.

Речь идет об индуктивном сопротивлении при одной и той же величине подъемной силы.
При полете подъемная сила должна быть равной весу летательного аппарата, и увеличивать её вдвое нет необходимости.

Нормального конструктора, если он нормальный конструктор, интересует как снизить индуктивное сопротивление разрабатываемого летательного аппарата. При этом у конструктора всегда будет болеть голова то ли увеличивать размах крыла, то ли увеличивать скорость.
Особенно это актуально на взлетной скорости.
Поэтому Ваше предложение говорю убогое.

 

[Lapshin]

Сомневаюсь, что такое возможно.

Возможно, возможно - просто, Вы недостаточно проанализировали причины и следствия. Вот, я предложил помучить моделку из потолочки - быстро бы нашли диапазон центровок при разных скоростях и продольным V.

Ведь по соображениям статической устойчивости альфа переднего больше, чем заднего, и нагрузка на единицу площади больше.

Конечно, больше - только, как многие, кстати, считаете, что это и есть причина и на классической схеме ГО создает отрицательную силу. Тогда, как Вы объясните факт, что задняяцентровка самолета допускается до величин 40 и более процентов САХ, тогда как полная аэродинамическая сила крыла приложена вблизи 25% САХ, плюс-минус пару процентов - сбалансировать такую центровку возможно лишь положительной силой на ГО. А нагрузка на плошадь вообще ни к селу, ни к городу, пардон.

. А в Вашем варианте площадь заднего лишь немногим больше, чем переднего, при этом его плечо относительно ЦТ получается раза в 3 меньше, чем переднего - и это при меньшей нагрузке на площадь.

Ну, какая же меньшая нагрузка на площадь - когда от передней кромки заднего крыла до его ЦД расстояние лишь четверть САХ, а до ЦД переднего крыла - в разы больше?
Дополнительный аргумент, что ЦТ не мог быть на уровне передней кромки заднего - это что там были основные колёса шасси.
Это уже совершенно натянутая придирка: говоря, что примерно на уровне, конечно, имелось в виду, что при штатной центровке нагружены не только основные колеса, но и носовое

 

[Айрат]

При этом оно становится именно крылом, начинает нести порядочный вес. Тогда как в исходном варианте несёт в основном переднее, а заднее это скорее "раскормленный" стабилизатор (как у Блохи Миньё) плюс парашют на крайний случай.

Если вы перейдёте от прикидок к расчётам, легко убедитесь, что несущая способность заднего крыла в приведённой схеме довольно существенна.
Я когда-то давно (35 с гаком лет назад) считал подобную схему. При соотношении площадей переднего к заднему 1/2,5 у меня получилось (емнип) что при Су переднего 2.5, Су заднего был около 1.6-1.7. Это я пытался механизацию приделать к заднему крылу, на переднем был щелевой руль высоты.
Сбалансировать установку закрылков на заднем крыле получалось только приделав цельноповоротный стабилизатор в хвосте, который по площади был примерно в четыре раза меньше стабилизатора самолёта нормальной схемы с аналогичными площадями.
Таким образом триплан по АХ существенно оказался выгодней тандема.

При выходе на критические углы переднего крыла аппарат опускает нос (как и должен), но при этом сваливается на крыло

Как выше Владимир Павлович отметил, скосы потока от концевого вихря на заднем крыле очень не благоприятны. Чтобы этот эффект снизить, следовало в узле сопряжения крыльев "подрезать" длинное крыло так, чтобы угол установки концевой части (после узла) был на 3-5 градусов меньше. И тогда после выхода на срывные углы аппарат просто опускал бы нос и не валился.

 

[daredevil]

Конечно, больше - только, как многие, кстати, считаете, что это и есть причина и на классической схеме ГО создает отрицательную силу.

Нет, не считаю. Условие статической устойчивости по альфа ("по перегрузке") - чтобы Cy/Cya для переднего крыла было больше, чем для заднего. То есть локальная касательная к кривой Сy(a) переднего крыла втыкалась в ось абсцисс левее, чем заднего. На линейных (до срыва) участках кривых касательная совпадает с кривой и, значит, сама кривая втыкается левее. То есть истинный угол атаки переднего крыла больше, чем заднего (правило продольного V).

При этом Cy переднего крыла и нагрузка на его площадь, в принципе, может быть меньше, чем у заднего. Для этого переднее крыло должно иметь меньшее удлинение, тогда картинка может быть примерно такой (переднее крыло красное).

На практике удлинение должно быть сильно меньше, чтобы в диапазоне крейсерских углов* атаки (обычно меньше 5) и при разнице в углах* заклинения 2-3 градуса (а то и больше) Cy заднего было больше, чем переднего. Это не похоже на Ваш случай, разве что эффективное удлинение там очень маленькое (то есть концы не несут).

* - речь об истинных углах, т.е. отсчитываемых от положения нулевого Cy.

И тогда после выхода на срывные углы аппарат просто опускал бы нос и не валился.

Только не надо забывать, что опускание носа тоже плохо (если происходит вблизи земли). Идеал - чтобы при перетягивании ручки аппарат нос не опускал, а прекращал задирать, и просадки при этом не происходило. Это легко сделать в случае высокоплана (у которого ЦТ может двигаться вперёд быстрее ЦД при увеличении альфа, так что рулей просто "перестаёт хватать" для дальнейшего поднятия носа). Другой способ демонстрируют рутановские утки - плавное развитие срыва на ПГО, которое влияет на эффективность ПГО, но практически не влияет на балансировку. Похоже, обсуждаемая схема Лапшина как раз из этой оперы.

Вот, я предложил помучить моделку из потолочки

Летом надо будет помучить. Спасибо за новогодний подарок в виде схемы D-плана.