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.
Дископлан
Thread moderators:
Spectrum
Иными словами, взаимовлияние крыльев принципиально отличается.
Денис
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Уссурийск, Приморский край
Какова была управляемость с таким крылом?
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.
Тоже считаю, что должны стыковаться передняя кромка к задней, а не плоскость к плоскости.
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))
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.
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.
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.
Верной дорогой идете товарищи!!!
- Откуда
- Севастополь
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.
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.
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.
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
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.
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.
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.
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.
Летом надо будет помучить. Спасибо за новогодний подарок в виде схемы D-плана.
Последнее редактирование:
Михаил-Нск
Мне сверху виднее!
- Откуда
- Новосибирск
Отрицательна крутка на переднем крыле присутствовала и гораздо больше 3-5 градусов.
Конструктивно это реализовать было сложнее, самолет не планировал делать. Возможно, гребень решил бы проблему негативного влияния консолей. А вот подкосы сверху заднего крыла тоже могут индуцировать срыв.
Вертикального оперения не хватало, на малых кренах плохо рулился.
Anatoliy.
Верной дорогой идете товарищи!!!
- Откуда
- Севастополь
Мне, как неучу во всяких там аэродинамических академиях, не понятно что это за отношение Cy/Cya, и почему оно должно быть больше, чем для заднего? Почему, с Вашей точки зрения, локальная касательная к кривой Сy(a) переднего крыла втыкалась в ось абсцисс левее, чем заднего?
Если быть точным и по научному, то условие статической стабильности должно выглядеть так:
Для обеспечения продольной устойчивости чего либо летающего у которого есть ПГО или второе переднее несущее крыло, требуется иметь зависимость коэффициента Су для переднего крыла или ПГО с меньшим наклоном относительно такой же зависимости для заднего крыла относительно оси абсцисс.
При этом всякое внезапное увеличение угла атаки приводит к меньшему увеличению подъемной силы переднего крыла или ПГО чем это происходит для заднего крыла, что и является условием устойчивости летательного аппарата.
И не важно где эти касательные втыкаются друг в друга или в ось абсцисс.
Что касается Вашей фразы:
В этом случае следует хорошо подумать.
Если заднее крыло или часть крыла для схемы "утка" уже находится в скошенном потоке от переднего крыла, то оно будет обдуваться в скошенном потоке от переднего крыла или ПГО, и разумнее наоборот увеличить угол заклинения заднего крыла по сравнению с передним или ПГО.
Тогда появляется возможность использовать все углы атаки для заднего крыла вплоть до заваливания характеристики зависимости коэффициента Су. При этом переднее крыло или ПГО никогда не сорвется раньше срыва заднего крыла вплоть до парашютирования.
Но это касается грамотного выбора углов атаки так, чтоб использовать весь диапазон углов атаки особенно для заднего крыла.
Если не верите, то у Вас есть возможность проверить это даже на бумажной модельке.
Очень познавательно.
По расчету, кстати, получалась автопосадка и автовзлет, т.е. при зафиксированной ручке, на разбеге самолет сам поднимает переднее колесо, отрывается и после донабора скорости, переходит в набор. На посадке все в обратном порядке. Но на моделке это разглядеть трудно - мои моделки были метательными, без движителя.
Cуа это краткое обозначение dCy/da, т.е. производной Cy по углу атаки. Поскольку производная это тангенс угла наклона касательной, деление величины Сy на неё даёт величину отрезка проекции касательной на ось абсцисс, то есть альфа. И этот отрезок для переднего крыла должен быть больше, чем для заднего, что соответствует большему альфа.
Нет. Важно именно где касательные пересекают 0, а не их наклон. Вот здесь у переднего крыла (красное) наклон больше. Но при росте альфа от 5 до 10 получается, что Cy переднего крыла увеличивается в 1,7 раза, а заднего в 2 раза. Соответственно, ЦД движется назад и аппарат опускает нос.
Жаль, что ты прокуковал, когда мы с Феликсом эту тему обсуждали.
Вот поэтому я пишу об истинных (даже не абсолютных) углах атаки. Если разобраться, то "кружковская" норма продольного V в 3 градуса на деле может означать все 15. Если передний профиль несимметричный и у него нулевой геометрический альфа соответствует абсолютному 5, задний такой же несимметриченый перевёрнутый (нулевой геометрический альфа соответствует абсолютному -5) - то вот уже 10 градусов. Плюс 3 за счёт угла заклинения плюс пара за счёт скоса, итого 15. Это на крейсере. А на посадке вогнутость переднего и обратная вогнутость заднего растут за счёт отклонения закрылков и рулей, и скос растёт - там уже не 15, а все 30 градусов разницы получатся!
Чтобы механизировать крыло утки, я предлагал ПГО заменить несущими винтами. Но сейчас думаю, что достаточно обеспечить обдув ПГО винтами. Как у партизана, но обдувается не крыло, а канард. И концепт соответствующий рисую (танкер для северов, запала мне эта тема), скоро выложу.
Последнее редактирование:
Хороший термин D-план.
Я предлагал не крутку, а "перелом" по крутке в районе сопряжения крыльев. Тогда, кстати, для рассматриваемой схемы и крутка то не нужна становится. Её роль как бы выполняет скос потока от индуктивного вихря переднего крыла.
Вот в этом случае срыв на переднем будет развиваться интенсивно и клевок носом вниз будет глубоким. Как на МИГе -утке
Из условий продольной устойчивости срыв по любому начнётся на переднем.
Большое удлиннение прямого переднего крыла как раз и обеспечивает плавное развитие срыва и даже можно обеспечить отмеченные выше "самовзлёт" и "самопосадку". Рутан хорошо продемонстрировал.
Условие, чтобы на переднем крыле производная от Су была меньше чем на заднем, не нужное, надуманное. Условие продольной устойчивости классическое - ЦТ перед фокусом.
Попытайтесь связать эти два утверждения. И вы придёте к производным 😉
Это один из вариантов. Я не рекламирую малое удлинение, а просто рассмотрел тот редкий случай, когда нагрузка на площадь переднего крыла меньше, чем заднего. Но есть возможность обеспечить плавный срыв и на крыле малого удлинения. Например, с треугольным крылом или "параболой". А при малых Re - возможно, и в виде диска.
Да не производная же! А частное от деления Cy на производную. Должно быть больше у переднего крыла. На линейном участке зависимости Cy от альфа это частное и есть абсолютный альфа - и условие сводится к наличию продольного V. Но всё же в алгебраическом виде условие более универсальное, чем в "геометрическом", т.к. справедливо и для нелинейных участков кривых (т.е. для частично сорванных крыльев).
Действительно, если выполнено правило продольного V, т.е. при нулевом абсолютном альфа (нулевой ПС) заднего крыла переднее уже обладает ПС - то вне зависимости от наклона Су(а) выполняется условие: относительный рост Сy на переднем меньше, чем на заднем. Соответственно, при более пологой (вследствие меньшего удлинения) кривой переднего крыла возможна ситуация, когда Cу переднего меньше, чем заднего, а устойчивость вне экрана тем не менее обеспечена. На рисунке альфа это альфа аппарата, совпадающий с альфа заднего крыла.
Но всё равно модель -...
Последнее редактирование:
Утверждение "ЦТ перед фокусом" эквивалентно "при росте альфа ЦД смещается назад, а при уменьшении - вперёд". Так вести себя ЦД будет тогда, когда при увеличении альфа Cy переднего увеличивается на большее количество %, чем заднего. А это будет тогда, когда Cy/Сya переднего больше, чем заднего.
При достаточно большой хорде хотя бы одного из крыльев ЦД аппарата может заметно смещаться и без перераспределения подъёмной силы между крыльями - но я не знаю аппаратов, у которых продольная устойчивость обеспечивалась бы таким образом. Ведь чтобы ЦД смещался назад при росте альфа - крыло должно иметь S-образный профиль, т.е. это будет бесхвостка с добавочным крылом - со всеми "прелестями" бесхвостки.
Последнее редактирование:
Умозрительные рассуждения при рассмотрении, хоть сколь-нибудь отличающейся от классики, схемы, неизбежно приведут к ошибкам, зачастую, принципиальным . Поэтому, в отсутствие точного инструмента расчета, лишь эксперимент может прояснить картину - на его основе, выводы сделать легче
Similar threads
