Самолёт "Арго"
Thread moderators:
Aleksey™
Ой, не правы Вы. Риск не оправданный совершенно. Здоровье то и жизнь одни. А тем более не имея опыта/налета на подобного рода технике. Облет однозначно должен делать профессионал. И самому за "руль" садиться только с абсолютной уверенностью в себе, своих силах и умениях, то есть с каким то опытом.
Если честно , на самолете я научился летать сам, но у меня уже был солидный опыт полетов на вертолетах, аэродинамику самолета я знал с ранних лет, ещё в школе и мне особого труда не составило летать на мотопланере с 23 -силиным мотором. Хотя коленочки все же дрожали после первого полета. ;D
Владимир52
Чужому научайтесь, і свого не цурайтесь
- Откуда
- Украина, Николаев
На моем Арго с полной заправкой на переднюю стойку приходит40кг.Перенес основное шасси на 100мм вперед. Пристыкую крыло посмотрим что придет на переднее колесо. В Гидропорту видел во время рулежки у А22 отрывалось переднее колесо от 
земли.
земли.Хочу поделиться соображениями, которые определили выбор некоторых параметров при постройке ОСЫ(самолет конечно, из семьи АРГО, а имя собственное, чтобы легче ориентироваться, о каком самолете идет речь)
1. Центровка. Выбрана в передней части допустимого диапазона центровок потому, что:
-Цитата:
"При всех вариантах загрузки и заправки ЛА центровка должна находиться в допустимых пределах. ЛА должен всегда иметь минимальный запас центровки, ни при каких условиях нельзя допускать нейтральной или запредельно задней центровки. В авиации и по сей день происходят аварии и катастрофы из-за пренебрежения или незнания необходимости контроля центровки ЛА.
Каждый ЛА имеет свой диапазон допустимых центровок, он приводится в инструкциях экипажу и инженерно-техническому составу."
- аэродинамика утверждает, что самолет с более передней центровкой более устойчивый
- более склонен к штопору ЛА с более задней центровкой. Кроме того, ЛА с задней центровкой более неохотно выходит из штопора. (Есть упоминание об этом в практической аэродинамике, см. в инете)
В сбалансированном полёте на крыло действует подъёмная сила Y, сила веса G и балансировочная сила и момент стабилизатора.
Рис. 33.
При этом моменты сил от силы Y, и балансировочный момент стабилизатора от силы Уст. равны, но противоположны по знаку и взаимно уравновешивают друг друга. По этой причине ЛА находится в горизонтальном полёте.
При уменьшении скорости для сохранения заданной высоты самолет выходит на большие угла углы атаки путем взятия РУСа «на себя».
Угол атаки стремится к критическому, но и запас хода руля высоты тоже приближается к своему пределу. Если этот запас закончится раньше, чем произойдет срыв потока на крыле – самолет сам опустит нос, сохраняя устойчивость и управляемость, если нет – сваливание.
Цитата:
«Одной из особенностью И-16 была очень задняя центровка. В соответствии с представлениями тех лет это сделали с целью улучшения маневренности. Считалось (почему-то), что чем менее устойчив самолет, тем он легче и лучше управляем. Из-за этого И-16 оказался очень строгим в пилотировании и не прощал ошибок.»
2.Шасси. При выбранной центровке. Положение основной стойки определяется выполнением двух условий:
-исключение опрокидывания самолета на хвостовую предохранительную опору при эксплуатации
- нагрузка на переднюю опору должна быть в пределах 0,1-0,15 от взлетной массы(Это условие дает величину относительного выноса e/b = 0,1 - 0,15, который показывает долю нагрузки от полной силы тяжести, приходящейся на переднюю опору при стоянке.- извлечение из описания шасси с передней стойкой)
3. Стояночный угол – 0 градусов. Обеспечивается длиной стоек.
Дает возможность при взлете выходить на взлетный угол атаки крыла путем поднятия передней стойки. При посадке уменьшает вероятность козления при повышенной посадочной скорости.
Диаметр винта Ф1610. Расстояние от оси вращения винта до земли без пилота и крыльев – 1100. поэтому основные стойки, для обеспечения jст - стояночный угол. = 0, удлиненные ( см. фото, накладки титановые), под взлетной нагрузкой обеспечивают необходимые углы развала и схождения, а в полете слегка поджаты. Рессора!
1. Центровка. Выбрана в передней части допустимого диапазона центровок потому, что:
-Цитата:
"При всех вариантах загрузки и заправки ЛА центровка должна находиться в допустимых пределах. ЛА должен всегда иметь минимальный запас центровки, ни при каких условиях нельзя допускать нейтральной или запредельно задней центровки. В авиации и по сей день происходят аварии и катастрофы из-за пренебрежения или незнания необходимости контроля центровки ЛА.
Каждый ЛА имеет свой диапазон допустимых центровок, он приводится в инструкциях экипажу и инженерно-техническому составу."
- аэродинамика утверждает, что самолет с более передней центровкой более устойчивый
- более склонен к штопору ЛА с более задней центровкой. Кроме того, ЛА с задней центровкой более неохотно выходит из штопора. (Есть упоминание об этом в практической аэродинамике, см. в инете)
В сбалансированном полёте на крыло действует подъёмная сила Y, сила веса G и балансировочная сила и момент стабилизатора.
Рис. 33.
При этом моменты сил от силы Y, и балансировочный момент стабилизатора от силы Уст. равны, но противоположны по знаку и взаимно уравновешивают друг друга. По этой причине ЛА находится в горизонтальном полёте.
При уменьшении скорости для сохранения заданной высоты самолет выходит на большие угла углы атаки путем взятия РУСа «на себя».
Угол атаки стремится к критическому, но и запас хода руля высоты тоже приближается к своему пределу. Если этот запас закончится раньше, чем произойдет срыв потока на крыле – самолет сам опустит нос, сохраняя устойчивость и управляемость, если нет – сваливание.
Цитата:
«Одной из особенностью И-16 была очень задняя центровка. В соответствии с представлениями тех лет это сделали с целью улучшения маневренности. Считалось (почему-то), что чем менее устойчив самолет, тем он легче и лучше управляем. Из-за этого И-16 оказался очень строгим в пилотировании и не прощал ошибок.»
2.Шасси. При выбранной центровке. Положение основной стойки определяется выполнением двух условий:
-исключение опрокидывания самолета на хвостовую предохранительную опору при эксплуатации
- нагрузка на переднюю опору должна быть в пределах 0,1-0,15 от взлетной массы(Это условие дает величину относительного выноса e/b = 0,1 - 0,15, который показывает долю нагрузки от полной силы тяжести, приходящейся на переднюю опору при стоянке.- извлечение из описания шасси с передней стойкой)
3. Стояночный угол – 0 градусов. Обеспечивается длиной стоек.
Дает возможность при взлете выходить на взлетный угол атаки крыла путем поднятия передней стойки. При посадке уменьшает вероятность козления при повышенной посадочной скорости.
Диаметр винта Ф1610. Расстояние от оси вращения винта до земли без пилота и крыльев – 1100. поэтому основные стойки, для обеспечения jст - стояночный угол. = 0, удлиненные ( см. фото, накладки титановые), под взлетной нагрузкой обеспечивают необходимые углы развала и схождения, а в полете слегка поджаты. Рессора!
Вложения
Рисунок просто скопирован с курса практической аэродинамики и поясняет вот это оттуда же: "При этом моменты сил от силы Y, и балансировочный момент стабилизатора от силы Уст. равны, но противоположны по знаку и взаимно уравновешивают друг друга. По этой причине ЛА находится в горизонтальном полёте."
На чертеж данный рисунок не претендует.
Никакой отсебятины.
Как говорится, незнание законов не освобождает от ответственности: в первоисточнике такое утрированное изображение могло иметь целью обращение внимания на эти моменты.
Однако, обычно диапазон центровок находится между 22 и 30 процентов САХ ( возможны - и немалые, - расширения диапазона в обе стороны: но, в общем-то, относительно названного); при этом, в отсутствие каких-то высокомоментных профилей, без большой ошибки можно считать, что подъемная сила приложена на четверти САХ. Но тогда при передней центровке внутри даже самого узкого диапазона ГО действительно создаст отрицательную подъемную силу , но при задней внутри того же диапазона - положительную. Так, что изложенная Вами догма с жизнью имеет слишком мало общего - и, заставив ГО во всем диапазоне центровок отнимать часть подъемной силы у крыла, создавая противоположную ему, силу, получите утюг, который невозможно вывести на посадочный угол атаки на посадочной скорости.
На самом деле, границей передней центровки и является возможность создания посадочного угла, а задней границей является заранее обусловленное расстояние от ЦМ до фокуса - запас продольной устойчивости.
В принципе я почти с Вами согласен.
Практическая аэродинамика - упрощенный курс, дает только основы.
Я же сказал, привожу доводы, взятые только из справочников, подтверждающие принятые конструкторские решения и проверенные на опыте.
Самолет на посадочный угол выходит легко, имея большой запас хода РУС "на себя".
Центровка 22,5-24,5%.
После наращивания киля должна была чуть увеличиться.
К теоретическим спорам не готов.
[/quote]
То немногое, с чем я был не согласен:
"Но тогда при передней центровке внутри даже самого узкого диапазона ГО действительно создаст отрицательную подъемную силу , но при задней внутри того же диапазона - положительную. Так, что изложенная Вами догма с жизнью имеет слишком мало общего - и, заставив ГО во всем диапазоне центровок отнимать часть подъемной силы у крыла, создавая противоположную ему, силу, получите утюг, который невозможно вывести на посадочный угол атаки на посадочной скорости."
Только цитата:
"Нормальная аэродинамическая схема (классическая) — наиболее массовая аэродинамическая схема, при которой летательный аппарат (ЛА) имеет горизонтальное оперение (стабилизатор), расположенное после крыла. Для обеспечения статической устойчивости ЛА нормальной аэродинамической схемы положение центра тяжести должно быть впереди аэродинамического фокуса. Нормальная аэродинамическая схема имеет наиболее простое решение вопросов продольной управляемости и устойчивости на различных режимах полёта[1
Преимущества
Позволяет получить наибольший разбег допустимых центровок по сравнению с другими аэродинамическими схемами. Это свойство наиболее ценно для пассажирских и транспортных самолетов. Остальные преимущества определяются отсутствием недостатков других схем:
• Безопаснее чем утка, так как отсутствует опасность клевка.
• В отличие от бесхвостки, позволяет использовать мощную механизацию крыла, что улучшает взлётно-посадочные характеристики.
Недостатки
• Наличие потерь на балансировку. Для статически устойчивого самолета, балансировочное усилие на ГО вычитается из подъемной силы крыла.
• Просадка при выполнении маневра. Причина та же - управляющее усилие направлено вниз.
Развитие ЭДСУ позволило перейти к статически неустойчивым самолетам, что нейтрализует оба указанных недостатка.
• По сравнению с бесхвосткой, имеет больше омываемую поверхность и соответственно, большее аэродинамическое сопротивление."
M.Gennadij
Я люблю строить самолеты!
Аэродинамического фокуса ЛА, а не крыла. Для примера, если увеличить размер стабилизатора до размера крыла, то получится схема тандем, которая при правильной реализации очень даже устойчива.
Starteh
Я люблю строить самолеты!
Дедуль, с центровкой у тебя все в ажуре, с нагрузкой на носовую тоже. На подлетах аэроплан не развалили, несмотря на все старания, думаю - скоро полетите. Только все условия внешние подготовить без "авось" и погоду подобрать. А основные колеса действительно очень уж завернуты вовнутрь до касания, опасайтесь посадок со сносом (колеса к тому же с угловатыми краями), а потом, наверное - доработаете. Успехов!
Что такое фокус самолета, рассказывать еще раз мне недосуг, да и желания повторять в сотый раз одно и то же нету.
Так, что постарайтесь разобраться самостоятельно - цитируемый текст ни малейшего отношения к сказанному мною не имеет-с.
«Мы овладеваем более высоким стилем спора. Спор без фактов. Спор на темпераменте. Спор, переходящий от голословного утверждения на личность партнера.
Что может говорить хромой об искусстве Герберта фон Караяна? Если ему сразу заявить, что он хромой, он признает себя побежденным.
О чем может спорить человек, который не поменял паспорт? Какие взгляды на архитектуру может высказать мужчина без прописки? Пойманный с поличным, он сознается и признает себя побежденным.
И вообще, разве нас может интересовать мнение человека лысого, с таким носом? Пусть сначала исправит нос, отрастит волосы, а потом и выскажется.
Давайте рассуждать о крахе и подъеме Голливуда, не видя ни одного фильма. Давайте сталкивать философов, не читая их работ. Давайте спорить о вкусе устриц и кокосовых орехов с теми, кто их ел, до хрипоты, до драки, воспринимая вкус еды на слух, цвет на зуб, вонь на глаз, представляя себе фильм по названию, живопись по фамилии, страну по «Клубу кинопутешествий», остроту мнений по хрестоматии.».
Михаил Жванецкий.
По Вашему совету, разберемся сами.
quote author=212C3D3E2524234D0 link=1170882881/4130#4130 date=1365517914]
Спасибо!
Много букофф - и все не по существу.
Ваши комплексы и амбиции, претендующие на право вести спор на равных дилетанта и профессионального конструктора, выглядят, пардон, смехотворно.
Ответьте, в рамках своей теории - каким образом может быть реализована предельно задняя центровка в 36% на самолете с крылом, имеющим профиль NACA 23015, который является, фактически безмоментным, а, следовательно, его центр давления неизменно находится на 25% хорды ( не верите - можете посмотреть его моментные характеристики, если разберетесь, конечно)? Иными словами, вес самолета приложен на 36% хорды; подъемная сила приложена на 25% хорды, создавая, таким образом, кабрирующий момент - отрицательная сила любой величины способна лишь увеличить этот кабрирующий момент: и что делать?
Картиночку можете нарисовать в масштабе: думаю, разобравшись, следует принести извинения; если таковых не последует ( здесь, или в личке), полагаю, Вас не слишком огорчит факт исключения Вас из моих собеседников, ОК?
Ваша основная ошибка, повторяю, в том, что смешиваются понятия фокуса и центра давления: разница между ними в том, что в центре давления приложена собственно, аэродинамическая сила, а в фокусе - ее приращение: это надо понять и прочувствовать. Для иллюстрации приведу упрощенный до схематизма пример.
Представьте себе самолет с прямым крылом, установленным под углом атаки к потоку и горизонтальным оперением, стоящим строго по потоку - профили крыла и ГО представляют собой просто плоские пластинки. Установим центровку таким образом, чтобы она была строго в центре давления крыла - самолет сбалансирован, не испытывая ни пикирующего, ни кабрирующего момента; при этом сила на оперении строго равна нулю. Теперь изменим направление потока так, что угол атаки крыла увеличится ( пришел вертикальный порыв снизу): тогда подъемная сила на крыле вырастет, получив приращение - так, как профиль ( точнее, его фактическое отсутствие) не создает момента, то это приращение будет приложено в той же точки центра давления, совпадающего с центром тяжести - и никакого момента крыло не создаст. Но одновременно с крылом при изменении направления потока угол атаки ГО перестанет быть нулевым и станет положительным - поэтому на оперении возникнет положительная сила, которая и создаст пикирующий момент относительно центра тяжести самолета, в результате чего самолет возвращается на исходный угол атаки. Это и имеется в виду под понятием "продольная устойчивость. Под понятием "фокус" в данном примере будет пониматься точка на линии между четвертями хорд крыла и оперения, отстоящая от концов линии пропорционально отношению площадей крыла и оперения (если площадь оперения равна четверти площади крыла, то расстояние от фокуса до четверти хорды крыла окажется вчетверо меньше, чем расстояние от фокуса до четверти хорды оперения). Фюзеляж, хотя в реалии также имеет значение, в примере не учтен - считайте его просто тонким стержнем.
Ваши комплексы и амбиции, претендующие на право вести спор на равных дилетанта и профессионального конструктора, выглядят, пардон, смехотворно.
Ответьте, в рамках своей теории - каким образом может быть реализована предельно задняя центровка в 36% на самолете с крылом, имеющим профиль NACA 23015, который является, фактически безмоментным, а, следовательно, его центр давления неизменно находится на 25% хорды ( не верите - можете посмотреть его моментные характеристики, если разберетесь, конечно)? Иными словами, вес самолета приложен на 36% хорды; подъемная сила приложена на 25% хорды, создавая, таким образом, кабрирующий момент - отрицательная сила любой величины способна лишь увеличить этот кабрирующий момент: и что делать?
Картиночку можете нарисовать в масштабе: думаю, разобравшись, следует принести извинения; если таковых не последует ( здесь, или в личке), полагаю, Вас не слишком огорчит факт исключения Вас из моих собеседников, ОК?
Ваша основная ошибка, повторяю, в том, что смешиваются понятия фокуса и центра давления: разница между ними в том, что в центре давления приложена собственно, аэродинамическая сила, а в фокусе - ее приращение: это надо понять и прочувствовать. Для иллюстрации приведу упрощенный до схематизма пример.
Представьте себе самолет с прямым крылом, установленным под углом атаки к потоку и горизонтальным оперением, стоящим строго по потоку - профили крыла и ГО представляют собой просто плоские пластинки. Установим центровку таким образом, чтобы она была строго в центре давления крыла - самолет сбалансирован, не испытывая ни пикирующего, ни кабрирующего момента; при этом сила на оперении строго равна нулю. Теперь изменим направление потока так, что угол атаки крыла увеличится ( пришел вертикальный порыв снизу): тогда подъемная сила на крыле вырастет, получив приращение - так, как профиль ( точнее, его фактическое отсутствие) не создает момента, то это приращение будет приложено в той же точки центра давления, совпадающего с центром тяжести - и никакого момента крыло не создаст. Но одновременно с крылом при изменении направления потока угол атаки ГО перестанет быть нулевым и станет положительным - поэтому на оперении возникнет положительная сила, которая и создаст пикирующий момент относительно центра тяжести самолета, в результате чего самолет возвращается на исходный угол атаки. Это и имеется в виду под понятием "продольная устойчивость. Под понятием "фокус" в данном примере будет пониматься точка на линии между четвертями хорд крыла и оперения, отстоящая от концов линии пропорционально отношению площадей крыла и оперения (если площадь оперения равна четверти площади крыла, то расстояние от фокуса до четверти хорды крыла окажется вчетверо меньше, чем расстояние от фокуса до четверти хорды оперения). Фюзеляж, хотя в реалии также имеет значение, в примере не учтен - считайте его просто тонким стержнем.
Уважаемый Lapshin!
В авиации есть железное правило "Доверяй, но проверяй!"
Если мое сопоставление Ваших слов с "Практической аэродинамикой" задело Ваше профессиональное самолюбие, прошу меня извинить.
К теоретическим спорам я действительно не готов.
Разрешите задать Вам, как профессиональному конструктору, вопрос.
Был построен самолет ОСА, основываясь на соображениях, которые определили выбор некоторых параметров конструкции:
1. Профиль крыла Р-ІІ, 15%.
2. Центровка 22,5-24,5% - это фактические значение центровки при: полный бак - пустой бак. Вес пилота 80-85 кг.
Выбрана потому, что:
- самолет с более передней центровкой более устойчивый
- более склонен к штопору ЛА с более задней центровкой. Кроме того, ЛА с задней центровкой более неохотно выходит из штопора.
То есть мы хотели получить самолет, который может прощать неизбежные ошибки курсанта при самостоятельном обучении.
Другого самолета нет. (Маємо те, що маємо)
3.Шасси. При выбранной центровке. Положение основной стойки определилось выполнением двух условий:
-исключение опрокидывания самолета на хвостовую предохранительную опору при эксплуатации
- нагрузка на переднюю опору в пределах 0,1-0,15 от взлетной массы
4. Стояночный угол – 0 градусов.
Совершено около двухсот подлетов разной степени качества.
Самолет легко выходит на взлетный и посадочный угол при запасе хода РУСа около 20%.
Хорошо управляется на низкой скорости.
Вот видео: полуоткрытый пож.кран рулить позволял, а при взлете на максимале двигатель дал сбои. Тяга максимальная- потом 0- опять мксимал и т.д. и так и не заглох.
http://video.mail.ru/mail/dutchak_viktor/29/35.html
Нет ли грубых просчетов в наших соображениях?
Еще раз извините, если что не так.
ikono
Летающий строитель
- Откуда
- Германия, Йена
Не, ну все-таки Господин Лапшин классно излагает. Несмотря на очевидное его высокомерие к простым смертным, +100!