VW-ЖУК

[Denis]

Вот их история:

http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1952/1952%20-%203414.html

http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1953/1953%20-%201026.html

http://en.wikipedia.org/wiki/Hurel-Dubois_HD.31

 

[Denis]

Вот еще:

http://www.aviafrance.com/constructeur.php?ID_CONSTRUCTEUR=662

Обратите внимание на их уникальные характеристики, в особенности, высокую весовую отдачу и относительно маломощные моторы. Несмотря на значительно большую нагрузку на мощность, чем у обычных двухмоторных самолетов они имели непревзойденные ВПХ и характристики полета на одном моторе (см. отчеты в flightglobal).

 

[Denis]

Хорошенькая свинка:

http://1000aircraftphotos.com/Contributions/Shumaker/3885L.jpg

 

[Edg]

Правда? - тогда объясните откуда взялись ваши миллиметры центровки.На полном серьезе.
Реальное крыло с САХ 1м (2 или даже 10ом) заменили крылом из "волшебного материала" с хордой 1см (или 1мм) ! и требуемого размаха, воткнули это крыло в точку фокуса реального крыла, а параметры (момент, несущие свойства и ее зависимость от угла атаки) подобрали схожие с учетом взаимодействия с ГО.
И что изменилось принципиально с точки зрения устойчивости-управляемости от этого кроме цифр формальной центровки, которая "улетела" на десятки-сотни САХ вперед крыла?! (нюансы и тонкости взаимодействия скошенного потока крыла с ГО опустим)
Какие изменения в действующих на СЛА силах появились?! - или самолет сразу войдет в пике по-вашему?!
Если разъясните - буду искренне признателен за науку

Яйцо устойчивее на подушечке пальца, или на острие иглы??

То и изменилось.

Несете откровенную чушь - на уровне: "ветер дует потому- что деревья качаются, и наоборот" - без обид.   :
И мало представляете себе вообще откуда берется устойчивость самолета, расклад действующих сил и т.п.. Величина САХ  сама по себе, как "отдельно-выделенный" параметр, вообще на устойчивость НИКАК не влияет.
Для начало поинтересуйтесь для кругозора и усвойте понятие фокуса крыла, ГО и ЛА в целом и как там ЦТ расположен в этом "хозяйстве"(и где там САХ фигурирует !?)- тогда с Вами имеет смысл об этом  говорить.

 

[rtyuiop.400]

Edg

Еще раз повторяю-чем шире хорда, тем в больших реальных масштабах можно менять центровку. См пост № 601

 

[Edg]

Edg

Еще раз повторяю-чем шире хорда, тем в больших реальных масштабах можно менять центровку. См пост № 601

Еще раз также повторю, подобное утверждение безграмотно и невежественно, по определению.
"Детские" аналогии про "устойчивость" яйца к авиации никаким боком - других аргументов Вы пока не знаете и даже вообразить наверно не можете -  начните изучать матчасть, с самых азов, пригодится. :

 

[Denis]

Edg

Еще раз повторяю-чем шире хорда, тем в больших реальных масштабах можно менять центровку. См пост № 601

Абсолютная неправда.

 

[Замполит...прости господи]

Ладно Denis, а что такое по вашему фокус крыла ?

 

[Denis]

Определение аэродинамического фокуса:
Это точка, в которой приложено приращение подъемной силы. Ее координата в долях САХ равна производной dCm/dCy

У идеального крыла эта величина равна 0.25

Условие статической продольной устойчивости - ЦТ находится впереди фокуса.  Для того, чтобы выполнить одновременно условия продольной  статической устойчивости и балансировки, необходимо, чтобы когда ЦТ находится впереди фокуса, также и продольный момент был равен нулю.

Фокус самолета отличаеится по положению от фокуса крыла. Фюзеляж сдвигает его немного вперед, а расположенное позади крыла горизонтальное опрение - назад.
Сдвиг фокуса назад за счет ГО весьма значителен. у самолетов с крылом большого удлинения и планеров он может превышать 0.3. тогда как у обычных самолетов со средним удлинением крыла и плечом ГО порядка 2.5САХ он составляет 0.15-0.2.

 

[Замполит...прости господи]

Ну, так как быть с безграничным положением ЦТ по хорде ? Значит надо увеличивать плечо ГО или его площадь. Дальше получим Илью Муромца с ЦТ позади крыла ( почти) и сильно развитым , несущим ГО...привет тандем ?

 

[Denis]

ЦТ не обязан быть в пределах хорды крыла. Если зафиксировать длину хвостовой балки, то относительное плечо ГО будет естественным образом возрастать вместе с сокращением хорды крыла (одновременно с ростом его удлинения при заданной площади). Если площадь ГО фиксирована, то статический момент ГО будет расти. Нетрудно показать, что и запас балансировки при перднем положении ЦТ также не изменится.
Как я уже отмечал выше, в результате диапазон центровок в абсолютном измерении не изменится , или изменится мало.

Глазометрически ЦТ самолета HD-10 должен находиться у задней кромки крыла или даже позади ее. При этом самолет статически устойчив по тангажу, поскольку его фокус сдвинут еще дальше назад. При этом ГО совсем небольшое.
 

 

[Замполит...прости господи]

Пример из практики. Ан-12, пустой, в кабине сопровождающих  8 человек, на посадке вышел бортач и попросил всех пройти в район центроплана ( и сам там сидел)...экипаж говорит , на выравнивании типа , может не хватит выбора штурвала на себя ...я пока подтвердить это не смогу , но по слухам проблемка есть . Так хорда у Ан-12 не 0.75метра...и 8 человек весят 600 кг, а эффект есть . 

 

[Denis]

а Ан-12 сколько весит? И каково расстояние от кабины сопровождающих до центроплана? Это Большая Разница. Для Ан-12 такая ситуация ситуация странная. Он один из самых терпимых к смещению ЦТ самолетов. Не забываем, что он предназначен для десантирования тяжелой техники в полете через кормовой люк.

 

[Edg]

Условие статической продольной устойчивости - ЦТ находится впереди фокуса. 

Отмечу  еще раз, что это имеется ввиду фокус самолета в целом с учетом ГО и т.д., а не отдельно крыла.

Сдвиг фокуса назад за счет ГО весьма значителен. у самолетов с крылом большого удлинения и планеров он может превышать 0.3. тогда как у обычных самолетов со средним удлинением крыла и плечом ГО порядка 2.5САХ он составляет 0.15-0.2. 

От себя добавлю.
"Измерение" сдвига фокуса в долях САХ это некоторая условность и типа "привязка" к существующим "реалиям", с учетом ТИПИЧНЫХ размерений существующих самолетов-планеров.
Но если бы например был сделан самолет с крылом и ГО с условно "малюсипусенькой"  хордой, расположенные в фокусах прежних крыла и ГО (остальные размерения остаются типичными и характерными), то сдвиг фокуса самолета назад относительно фокуса крыла останется неизменен и равен в долях от расстояния между фокусом крыла и фокусом ГО   -  (dCy(крыла) / dCy (ГО)) /  (dCy(крыла) + dCy (ГО))  при изменении угла атаки ( влияние фюзеляжа не учитываем или "добавляем" его к крылу).
Упрощенный и утрированный пример. Площадь крыла 10 ,  ГО - 1 (профили и его характеристики крыла и ГО идентичны или схожи) - если расстояние между  фокусами крыла и ГО 11, то фокус самолета будет позади фокуса крыла на 1.
То есть это могут быть единицы и десятки САХ, если сама САХ мала - или по другому, сдвиг фокуса самолета назад относительно фокуса крыла определяется не величиной САХ самой по себе, а расстоянием между фокусами крыла и ГО, и величинами приращения подъемной силы крыла и приращения подъемной силы ГО при изменении угла атаки.
И диапазон центровок не зависит от величины САХ сам по себе  - а зависит от общих размерений и ЛТХ самолета, в частности от  величины выноса ГО назад и его эффективности.

 

[Замполит...прости господи]

а Ан-12 сколько весит? И каково расстояние от кабины сопровождающих до центроплана? Это Большая Разница. Для Ан-12 такая ситуация ситуация странная. Он один из самых терпимых к смещению ЦТ самолетов. Не забываем, что он предназначен для десантирования тяжелой техники в полете через кормовой люк. 

...Так десантирование не на скорости выравнивания происходит... Может поэтому там справляются, да и речь шла про ВЫБОР ШТУРВАЛА , а при десантировании будет ОТДАЧА ШТУРВАЛА ОТ СЕБЯ ( мне кажется). А плечо кабины для сопровождающих ...ну метров 7 на первый взгляд.

 

[Denis]

Во всех случаях центровка самолета должна оставаться в допустимых пределах. Сравним изменение момента от перемещения БТР из грузовой кабины в люк и упомятутых 6 человек на 7 метров.

Кстати, эти 600кг на 7 метров на Ан-12 сопоставимы с перемещением 100-килограммового кабана по всей кабине самолета таких размеров и массы как С-172. Это для Сессны терпимо, но на грани. 

 

[Denis]

Условие статической продольной устойчивости - ЦТ находится впереди фокуса. 

Отмечу  еще раз, что это имеется ввиду фокус самолета в целом с учетом ГО и т.д., а не отдельно крыла.

Сдвиг фокуса назад за счет ГО весьма значителен. у самолетов с крылом большого удлинения и планеров он может превышать 0.3. тогда как у обычных самолетов со средним удлинением крыла и плечом ГО порядка 2.5САХ он составляет 0.15-0.2. 

От себя добавлю.
"Измерение" сдвига фокуса в долях САХ это некоторая условность и типа "привязка" к существующим "реалиям", с учетом ТИПИЧНЫХ размерений существующих самолетов-планеров.
Но если бы например был сделан самолет с крылом и ГО с условно "малюсипусенькой"  хордой, расположенные в фокусах прежних крыла и ГО (остальные размерения остаются типичными и характерными), то сдвиг фокуса самолета назад относительно фокуса крыла останется неизменен и равен в долях от расстояния между фокусом крыла и фокусом ГО   -  (dCy(крыла) / dCy (ГО)) /  (dCy(крыла) + dCy (ГО))  при изменении угла атаки ( влияние фюзеляжа не учитываем или "добавляем" его к крылу).
Упрощенный и утрированный пример. Площадь крыла 10 ,  ГО - 1 (профили и его характеристики крыла и ГО идентичны или схожи) - если расстояние между  фокусами крыла и ГО 11, то фокус самолета будет позади фокуса крыла на 1.
То есть это могут быть единицы и десятки САХ, если сама САХ мала - или по другому, сдвиг фокуса самолета назад относительно фокуса крыла определяется не величиной САХ самой по себе, а расстоянием между фокусами крыла и ГО, и величинами приращения подъемной силы крыла и приращения подъемной силы ГО при изменении угла атаки.
И диапазон центровок не зависит от величины САХ сам по себе  - а зависит от общих размерений и ЛТХ самолета, в частности от  величины выноса ГО назад и его эффективности.

Объяснение правильное.

 

[rtyuiop.400]

Мда......Денис или вы не понимате, или  играетесь.

На подобных самолетах с узкой хордой, ГО далеко отнесено  от крыла, чтобы обеспечить приличное расстояние между предельно передним и предельно задним положениями центра тяжести, потому что узкое крыло само по себе имеет малый диапазон центровок

Если на самолете просто взять и заменить нормальное крыло, другим крылом, с малипусенькой хордой, с сохранением всех фокусов, и параметров ГО, то диапазон центровок КОНКРЕТНО УМЕНЬШИТСЯ.  А чтоб не уменьшился, придется увеличивать плечо ГО или его площадь.

 

[Denis]

А. Б. Вам уже несколько раз объяснили. Относительное плечо ГО в долях САХ увеличится естественым образом. как только уменьшилась САХ. Статический момент гО также пропорционально возрастет при неизменной его площади. в результате диапазон центровок в долях САХ возрастет, а абсолютный - не изменится.

 

[Denis]

Еще одна поправка. Предельно передняя центровка определяется условиями не устойчивости, а балансировки, при этом имеет значение положение не фокуса, а центра давления (или продольный момент профиля) в расчетном случае.  Нетрудно показать, что при сохраниении абсолютного плеча и площади ГО и фиксированном положении фокусов крыла и ГО на строительной горизонтали, потребный балансировочный момент ГО при фиксированном предельно переднем положении ЦТ самолета (вновь в абсолютном а не относилельном измерении) будет уменьшаться с уменьшением САХ при постоянстве площади крыла. Тем самым снизятся балансировчные потери при отклоненной механизации. Если зафиксировать допустимый кабрирующий момент ГО, то пределно передняя центровка сместится вперед и общий допустимый диапазон центровк расширится и в абсолютном измерении.
Вывод: для расширения допустимого диапазона центровок при фиксированных площадях крыла и ГО и абсолютном плече ГО выгодно сокращать САХ. что естественным побразом происходит при увеличении удлинения крыла.