Биплан,или Верхнеплан?

[Denis]

Cessna 195 конечно инженерных шедевр, каких в дальнейшем эта компания больше не делала, однако Airmaster по сравнению с ней шедевр 10раз. Цельнометаллическая конструкция  195 уже пригодна для ее размерности, а это машинка не легкая. Вес пустого самолета 930кг, полетный 1530. Мотор Jacobs R-755 ьщщностью 300л.с. сопоставим по массе с М-14П при существенно более высоких характеристиках. Крейсерская скорость Сессны 195 272км/ч на высоте 2000м.  Для такого самолета цельнометаллическая свободнонесущая конструкция только начитает конкурировать с трубочно-тряпочной. Для более легкого самолета - уже нет. Более разумная конструкция крыла могла бы быть с центропланом размаха примерно как стабилизатор, который крепится сверху на фюзеляж без использовани я моментных узлов и ОЧК.

С точки зрения аэродинасмического совершанства  Экстра 400 не намног8о чище этой Сессны. еее сводка сопротивлений меньше может быть на 10%. Экстра 400 на режиме 75% мозности дает 393км/ч на высоет 20000 футов = 6090м. Ее преимуществоа - турбонвддувный двигатель и герметичная кабина.
   

 

[Koserog1]

Cessna 195 конечно инженерных шедевр, каких в дальнейшем эта компания больше не делала, однако Airmaster по сравнению с ней шедевр 10раз. Цельнометаллическая конструкция  195 уже пригодна для ее размерности, а это машинка не легкая. Вес пустого самолета 930кг, полетный 1530. Мотор Jacobs R-755 ьщщностью 300л.с. сопоставим по массе с М-14П при существенно более высоких характеристиках. Крейсерская скорость Сессны 195 272км/ч на высоте 2000м.  Для такого самолета цельнометаллическая свободнонесущая конструкция только начитает конкурировать с трубочно-тряпочной. Для более легкого самолета - уже нет. Более разумная конструкция крыла могла бы быть с центропланом размаха примерно как стабилизатор, который крепится сверху на фюзеляж без использовани я моментных узлов и ОЧК.

С точки зрения аэродинасмического совершанства  Экстра 400 не намног8о чище этой Сессны. еее сводка сопротивлений меньше может быть на 10%. Экстра 400 на режиме 75% мозности дает 393км/ч на высоет 20000 футов = 6090м. Ее преимуществоа - турбонвддувный двигатель и герметичная кабина.
   

Денис,даже немножко смешно Вас слушать при всей правильности высказываний,с которыми я и не спорю.
Вот,вы говорите,что Экстра НЕНАМНОГО ЧИЩЕ.Но ведь не грязнее же - что спорить?Основной обсуждаемый вопрос - свободнонесущесть на таких скоростях,тоже сомнению не подлежит - опять предмета спора нету.Мы (и Вы и я) оба показали высокий потеенциал схемы свободнонесущего верхнеплана;реплика Миши вызывает лишь улыбку т.к.и у меня и у Вас ясное мнение,что в размерности Беркута с той же силовой установкой самолет описанной схемы может быть и гораздо быстрее и маневреннее несравненно чем Беркут - и при этом дегко садиться на грунт.
2 N38MK
Ты,Миш,не обижайся,если можешь - к твоему труду,без иронии,я проникнут громадным уважением;твоя безоглядная преданность авиации также вызывает только лучшие чувства,равно как и то,что на самом деле,тебе потребовалось бы меньше времени на зарабатывание денег дл\ приобре5тения самолета твоего класса,чем ты потратилзавинчивая каждуюгаечку своими руками...Конечно,воин должен любить свое оружие,а летчик - свой самолет:здесь упрекнуть тебя не в чем.

 

[OldParovoz]

При предварительных расчётах получается аэродинамическое качество -3.Это очень мало?Если увеличить удлинение крыла,то надо ли увеличивать площадь оперения?
P.S.извините за "глупые" вопросы,просто спросить больше не где...

 

[m.arat]

Если неошибаюсь площадь оперения привязывают к площади крыла, примерно 20% ГО и 10% ВО. Тов. Лапшин обьяснит грамотней. Аэродинамическое качество 3 это чуть лучше чем у товарного вагона.

 

[Lapshin]

При предварительных расчётах получается аэродинамическое качество -3.Это очень мало?Если увеличить удлинение крыла,то надо ли увеличивать площадь оперения?
P.S.извините за "глупые" вопросы,просто спросить больше не где...

С таким качеством действительно ЛА лучше не строить - да и вряд ли оно корректно посчитано.
А для расчета площади ГО применяется формула
Аго=Sго/S*Lго, где
Аго - статический момент ГО;
S - площадь крыла;
Sго - площадь ГО;
Lго - плечо ГО,измеренное в величинах САХ от 25% САХ крыла до 25% САХ ГО.

Величина Аго бывает,как правило,не меньше 0.35,а Lго - не меньше 2.5

Надеюсь,поймете.

 

[taildragger]

Фото гения в студию!
 
   Цементный бюст на родину!!

Не уверен, что согласится на цементный ;D ;D ;D

 

[OldParovoz]

Возможно,действительно запутался в коэффициентах.Какой Схвр у фюзеляжа с тканевым покрытием и из пластика? И ещё..какое качество у Пайпера?

 

[Denis]

Возможно,действительно запутался в коэффициентах.Какой Схвр у фюзеляжа с тканевым покрытием и из пластика? И ещё..какое качество у Пайпера?

Вопрос не вполне коррктен. CxS фюзеляжа зависит от ряда факторов из которых материал обшивки не самый главный.
Если тканевая обшивка применена только позади максимального сечения фюзеляжа, а передгняя и средняя его части имеют гладкую жесткую обшивку и правильные формы (что как правило и бывает в реальности, поскольку эти части есить капот мотора и кабина, которые не одевают в тряпки), а хвост не безобразнно длинный, то сопротивление такого фюзеляжа практически такое же как и при гладкой жесткой обшивке по всей длине.

У всех трубочно-тряпочных Пайперов максимальное качество находится в пределах 9-11 единиц.    

 

[OldParovoz]

Спасибо всем,за терпение  и ответы! На сегодня последний вопрос,(не знаю,может надо было создать отдельную ветку по оперению),отличается ли поведение ЛА  стандартной схемы с отдельными рулями высоты и направления,от аппарата с полностью подвижным оперением (как на "Европе")?

 

[Denis]

Спасибо всем,за терпение  и ответы! На сегодня последний вопрос,(не знаю,может надо было создать отдельную ветку по оперению),отличается ли поведение ЛА  стандартной схемы с отдельными рулями высоты и направления,от аппарата с полностью подвижным оперением (как на "Европе")?

Если ЦПГО правильно отбалансировано и не перекомпенсировано аэродинамически, то отличий нет. Но недостатков у ЦПГОГ против традиционного оперения - вагон и тележка, а преимущества - неочевидны. На применение ЦПГО как на вынужденную меру как правило идут, если требуется особо большой диапазон балансировки продольного момента. Схема высокоплана позволяет легко разместить ГО относительно крыла в таком положении, что эта проблема просто не возникнет, как и нужда в переставном или цельноповоротном оперении.
Тем не менее, у Пайперов стабилизатор- переставной, при отсутствии триммера руля высоты.

 

[Lapshin]

Если ЦПГО правильно отбалансировано и не перекомпенсировано аэродинамически, то отличий нет.  

Утверждение отнюдь не бесспорное.Интересно - каким образом обеспечить такую же степень продольной устойчивости,как и при классическом ГО,состоящем из стабилизатора и РВ при БРОШЕННОЙ ручке?

 

[OldParovoz]

Lго - плечо ГО,измеренное в величинах САХ от 25% САХ крыла до 25% САХ ГО.

как понять в величинах САХ? Считать общую хорду крыла и стабилизатора,как для трапецевидного крыла? А как тогда определить размах ГО?И в каких единицах эту хорду измерять??? Извините за тупость,но если брать плечо ГО от 25% САХ крыла до 25% САХ в метрах ,то бред какой то получается....

 

[Denis]

Если ЦПГО правильно отбалансировано и не перекомпенсировано аэродинамически, то отличий нет.  

Утверждение отнюдь не бесспорное.Интересно - каким образом обеспечить такую же степень продольной устойчивости,как и при классическом ГО,состоящем из стабилизатора и РВ при БРОШЕННОЙ ручке?

Утверждение бесспорное. На легких самолетах распространены два основных способа обеспечения такой устойчивости.

1. Подбор степени аэродинамической компенсации, часто в сочетании с введением пружинного или резиношнурового загружателя (который можно использовать и для триммирования) в проводку управления.

2. Использование неботьльшой вспомогательной поверхности на ГО - декомпенсатора, который также используеться и как триммер. Декомпенсатор связан с фюзеляжем так, что при отклонении ЦПГО он создает момент, возвращающий его в исходное положение.  Триммертный эффект реализуется перемещением точки соединения тяги декомпенсатора с фюзеляжем или использованием в качестве оной раздвижной тяги.

Оба метода находят применнеие на многих типах легких самолетов. Метод 1. больше используется на цельноповоротном вертикальном оперении (напимер, самолеты Jodel и CH), тогда как для ЦПГО стандартным скорее можно считать метод 2. Такое ЦПГО использовано на ряде самолетов Сессна, на СТ, вероятно на АИ-10 и Европе.

На самолете Jodel D-18 и вертикальное и горизонтальное оперние выполнены в виде цельноповоротных поверхностей с баленсировкой по методу 1.

При низком расположении ГО по отношению к земле и плоскости хорд крыла, а также при его близости к оси винта в линии полета, могут возникнуть серьезные проблемы с продольной балансировкой, особенно на посадке. Эффективность продольного управления при традиционном ГО может сильно уменьшиться или совсем исчезнуть. ЦПГО может решить эту проблему, но в то же время возможно затягивание самолета на большие углы атаки и быстрая потеря скорости.

В общем случае проектирование такого оперения более трудоемко и требует от конструктора не только высокой квалификации , но и интуиции.



   

 

[m.arat]

К примеру: если хорда крыла 1 метр то растояние от крыла до Го должно быть неменьше 2,5 метра, а 25% САХ это точки между которыми производится измерение. Хорду можно измерять хоть в метрах, хоть в милиметрах, хоть в дюймах, главное потом незапутаться в расчётах.

 

[Lapshin]

Lго - плечо ГО,измеренное в величинах САХ от 25% САХ крыла до 25% САХ ГО.

как понять в величинах САХ? Считать общую хорду крыла и стабилизатора,как для трапецевидного крыла? А как тогда определить размах ГО?И в каких единицах эту хорду измерять??? Извините за тупость,но если брать плечо ГО от 25% САХ крыла до 25% САХ в метрах ,то бред какой то получается....

Величина и расположение САХ для прямого крыла - очевидно;для трапециевидного крыла или ГО величина САХ равна хорде трапеции,проведенной через ее центр тяжести.

 

[Denis]

Lго - плечо ГО,измеренное в величинах САХ от 25% САХ крыла до 25% САХ ГО.

как понять в величинах САХ? Считать общую хорду крыла и стабилизатора,как для трапецевидного крыла? А как тогда определить размах ГО?И в каких единицах эту хорду измерять??? Извините за тупость,но если брать плечо ГО от 25% САХ крыла до 25% САХ в метрах ,то бред какой то получается....

А САХ крыла тоже возьмем в метрах и получим безразмерное отношение - относительное плечо, которое используеться в расчете предельно задней центровки.
Однако, не существует универсальных значений отгношений lго / сах и Sго / S, которые следует применять для всех самолетов.  

Сдвиг фокуса самолета назад от действия ГО зависит также от ряда других факторов, например, производных Су по alfa крыла и ГО, скоса и торможения потока в области ГО, действия струи винта.

Нормируемым параметом статической устойчивости явлоется минимальный запас (обычно 10%) от предельно задней полетной центровки до нейтральной в любой конфигурации и на любом угле атаки. Каки мобразом он обеспечен - не суть важно.

Кроме этого запаса размеры и плечо ГО определяются соображениями минимизации балансировочного сопротивления и благоприятными характеристиками переходных процесссов в продольном канале.  Так что простых и универсальных рекомендаций на это счет дать невозможно.

 

[Koserog1]

Если ЦПГО правильно отбалансировано и не перекомпенсировано аэродинамически, то отличий нет.  

Утверждение отнюдь не бесспорное.Интересно - каким образом обеспечить такую же степень продольной устойчивости,как и при классическом ГО,состоящем из стабилизатора и РВ при БРОШЕННОЙ ручке?

Утверждение бесспорное. На легких самолетах распространены два основных способа обеспечения такой устойчивости.

1. Подбор степени аэродинамической компенсации, часто в сочетании с введением пружинного или резиношнурового загружателя (который можно использовать и для триммирования) в проводку управления.

2. Использование неботьльшой вспомогательной поверхности на ГО - декомпенсатора, который также используеться и как триммер. Декомпенсатор связан с фюзеляжем так, что при отклонении ЦПГО он создает момент, возвращающий его в исходное положение.  Триммертный эффект реализуется перемещением точки соединения тяги декомпенсатора с фюзеляжем или использованием в качестве оной раздвижной тяги.

Оба метода находят применнеие на многих типах легких самолетов. Метод 1. больше используется на цельноповоротном вертикальном оперении (напимер, самолеты Jodel и CH), тогда как для ЦПГО стандартным скорее можно считать метод 2. Такое ЦПГО использовано на ряде самолетов Сессна, на СТ, вероятно на АИ-10 и Европе.

На самолете Jodel D-18 и вертикальное и горизонтальное оперние выполнены в виде цельноповоротных поверхностей с баленсировкой по методу 1.

При низком расположении ГО по отношению к земле и плоскости хорд крыла, а также при его близости к оси винта в линии полета, могут возникнуть серьезные проблемы с продольной балансировкой, особенно на посадке. Эффективность продольного управления при традиционном ГО может сильно уменьшиться или совсем исчезнуть. ЦПГО может решить эту проблему, но в то же время возможно затягивание самолета на большие углы атаки и быстрая потеря скорости.

В общем случае проектирование такого оперения более трудоемко и требует от конструктора не только высокой квалификации , но и интуиции.



   

Ну что ты надрываешься,тратя ресурс клавы?Сам же сказал чушь

Если ЦПГО правильно отбалансировано и не перекомпенсировано аэродинамически, то отличий нет.

,сам понимаешь это,но упираешься как загнанный в угол,зверек.Сам же пишешь,что требуются какие-то дополнительные декомпенсаторы,загружатели и подобная хрень,чтобы обеспечить продольную устойчивость.Хорошо,обеспечили - на Авиатике тоже по полной программе стоит и декомпенсатор все увеличивающейся площади и резиновый загружатель,- и сертификат типа получен.Но это никак не  означает,что отличий от нормального ГО нет - тогда не требуется никаких загружателей и всякой ерунды;поведение самолета также одинаковым не станет.
Лапшин

 

[OldParovoz]

Lго - плечо ГО,измеренное в величинах САХ от 25% САХ крыла до 25% САХ ГО.

как понять в величинах САХ? Считать общую хорду крыла и стабилизатора,как для трапецевидного крыла? А как тогда определить размах ГО?И в каких единицах эту хорду измерять??? Извините за тупость,но если брать плечо ГО от 25% САХ крыла до 25% САХ в метрах ,то бред какой то получается....

Величина и расположение САХ для прямого крыла - очевидно;для трапециевидного крыла или ГО величина САХ равна хорде трапеции,проведенной через ее центр тяжести.

конкретный пример: Хорда крыла-1мРазмах-7,5. Аго-0,35 Хорда ГО-0,8,Lго-3м. Считаем: Sго=1*7,5*3*0,35=7,875; размахГО=7,875/0,8=9,8435,т.е БОЛЬШЕ,чем размах крыла!!!!!!! Где ошибка?

 

[Lapshin]

конкретный пример: Хорда крыла-1мРазмах-7,5. Аго-0,35 Хорда ГО-0,8,Lго-3м. Считаем: Sго=1*7,5*3*0,35=7,875; размахГО=7,875/0,8=9,8435,т.е БОЛЬШЕ,чем размах крыла!!!!!!! Где ошибка?

Пройдемся еще раз по шагам.
Итак,дано:
- Ba=1m;
- L=7.5m;
- S=7.5m^2;
- Lго=3 m;
Надо определить Sго
Sго=АгоS/Lго;
Sго=0.35*7.5/3=0.875 m^2
Как видите,все очень просто.

 

[OldParovoz]

конкретный пример: Хорда крыла-1мРазмах-7,5. Аго-0,35 Хорда ГО-0,8,Lго-3м. Считаем: Sго=1*7,5*3*0,35=7,875; размахГО=7,875/0,8=9,8435,т.е БОЛЬШЕ,чем размах крыла!!!!!!! Где ошибка?

Пройдемся еще раз по шагам.
Итак,дано:
- Ba=1m;
- L=7.5m;
- S=7.5m^2;
- Lго=3 m;
Надо определить Sго
Sго=АгоS/Lго;
Sго=0.35*7.5/3=0.875 m^2
Как видите,все очень просто.

СПАСИБО!