http://spratt.103.free.fr/spratt103_english/plans_us.htm
-чертежи есть но надо закончить процедуры..
-да,их множество...
-под крыло Спратта \КОНТРОЛЬВИНГ\ можно подцепить даже ванну-если кто любит купаться во варемя полёта...
Spratt Controlwing
-чертежи есть но надо закончить процедуры..
-под крыло Спратта \КОНТРОЛЬВИНГ\ можно подцепить даже ванну-если кто любит купаться во варемя полёта...
подскажите разложение сил при подобном управлении при наборе высоты.? Вот например на классике набор высоты осуществляется за счёт избытка тяги(а подъёмная сила в наборе становится меньше веса самолёта) руль высоты на себя, угол атаки возрос , тангаж изменился, газу прибавили -тангаж превратился в угол набора высоты-излишек тяги тянет самолёт вверх, а угол атаки сам установился согласно скорости и проекции массы на горизонт.
а тут как? крыло поворачивается у цт, ну поменяли угол атаки, за счет чего тангаж изменится и тд. Кто подскаж разложение сил у мотодельтаплана в наборе?
а тут как? крыло поворачивается у цт, ну поменяли угол атаки, за счет чего тангаж изменится и тд. Кто подскаж разложение сил у мотодельтаплана в наборе?
- Откуда
- Алтай
При таком уровне знаний объяснять что-то бессмысленно...
Наверное вам стоит подучится по разложению сил в полете, или как минимум садовую тачку на горку потолкать-быстрее дойдет где силы увеличиваются, где уменьшаются и тд и тп.
Во вторых просьба не захламлять ветку, если не знаете ответ. А вопрос вот в чем- Я вот например точно не знаю, почему Spratt как и мотодельтаплан меняет тангаж, от изменения угла атаки крыла, ось поворота которого в районе ЦТ
Вложения
Не понятно о чем спор ? Есть например самолеты с цельно поворотным стабилизатором и они не вызывают вопросы. А какая собственно разница поворачивается крыло относительно стабилизатора или наоборот ? Фюзеляж имеет небольшие размеры и не создает значительных аэродинамических сил.
Тут говорили что это - мотодельтаплан. Нет. Это было бы так если бы не было горизонтального оперения. Управление было бы тогда балансирным. А так управление аэродинамическое.
Тут говорили что это - мотодельтаплан. Нет. Это было бы так если бы не было горизонтального оперения. Управление было бы тогда балансирным. А так управление аэродинамическое.
Просто от руля высоты до ЦТ есть какое расстояние, которое создает управляющий момент. А тут? За счет чего изменяется тангаж для набора высоты? Не за счет увеличения же подьемной силы с фюзеляжем и осью тяги в горизонтальном положении он высоту набирает,а именно надо переломить траекторию
Мотодельтаплан, как и обычный дельтаплан, управляется исключительно благодаря тому, что ось поворота крыла находится значительно выше центра тяжести (ЦТ). В этом, собственно, и есть суть балансирного управления.
Еще раз. В результате действия управляющего момента от классического оперения возникает изменение углового положения всего ЛА по тангажу что приводит к росту угла атаки крыла. А изменение траектории полета возникает в результате изменения подъемной силы на крыле в результате этого роста угла атаки. В этой схеме все примерно также.
В результате роста угла установки управляемого крыла относительно фюзеляжа (который жестко связан с оперением и удерживается стабилизатором по потоку) растет и угол атаки крыла и подъемная сила из за чего меняется траектория движения центра масс ЛА. А далее благодаря стабилизатору меняется и угловое положение фюзеляжа согласно новой траектории полета (фюзеляж встает по потоку).
В результате нет никакой разницы чем рулить по тангажу - крылом относительно стабилизатора или стабилизатором относительно крыла при условии что фюзеляж не создает существенных аэродинамических сил в проекции на вертикальную ось координат.
При чем тут бесхвостка. S образный профиль здесь ТОЛЬКО потому что именно у такого самоустойчивого профиля центр давления перемещается так что обеспечивает возврат управляемого крыла в некое балансировочное положение после управляющего воздействия. Без такого профиля усилия на ручке управления были бы совсем не адекватные управляющему воздействию пилота на ручку.
это не так. точнее , не совсем так.
Воздействие на ограны управления по тангажу смещают проекцию Центра Тяжести на хорду крыла. Отдаешь ручку от себя - проекция ЦТ смещается по хорде назад. Чисто балансирный эффект.
Но и аэродинамическое управление тоже присутствует. Изменяется угол установки крыла по отношению к стабилизатору или, что равнозначно, угол установки стабилизатора по отношению к крылу.
Так что здесь управление балансирно-аэродинамическое.
Весь вопрос во вкладе этих моментов.
У классического самолета тоже смещается проекция центра тяжести на хорду при изменении угла атаки. Весь вопрос сколько процентов управляющего воздействия и в какую сторону это дает. Это мизер в сравнении с управляющим моментом от стабилизатора на плече хвостовой балки.
Ну а я могу возразить, что :
1. профиль крыла S-образный
2. площадь стабилизатора и плечо малюсенькие
3. расстояние от ЦТ до оси вращения крыла большое.
Так что, на данный момент, я считаю, что там больше балансирное управление нежели чем аэродинамическое.
Еще раз повторяю, набор не происходит за счет роста подьемной силы, подьменая сила даже меньше в наборе. Набор высоты происходит потому что из за изменения угла тангажа, вектор тяги составляет некий угол с горизонтом, который и "толкает-тянет" самолет вдоль этого угла. Угол атаки при этом может быть хоть нулевой, хоть 10 град.
Вот вираж другое дело-там подьемная сила создает поворот, чем больше угол, тем больше подьемная сила(при условии соблюдения скорости) -тем круче
Так почему на Спратте, при изменении угла атаки, меняется и тангаж? Вот на блохе понятно, там плечо есть между ЦМ и поворотоным крылом, а тут что? Скос потока от крыла влияет на оперение или что?
Куда направлен вектор тяги вообще мало кого волнует.
Возьмем планер при затяжке лебедкой. Сила тяги от троса направлена вперед и вниз, а планер летит вперед и вверх! Чудеса!!
Важен баланс всех сил ( подъемная сила, сила сопротивления, силя тяги и сила тяжести). Кстати, при установившемся равноверном движении, хоть с набором, хоть без набора, равнодействующая всех сил равно нулю.
А также важен баланс моментов. Если вращение ( любое) отсутствует или происходит с постоянной угловой скоростью, то суммарный момент тоже равен нулю.
При работе лебедке, ту силу которая
Но причем тут схема связанная с землей и Спратт, сам так сказать в себе?
Никаких чудес, натяжения троса разлагается на два вектора-вертикальный и горизонтальный, -вертикальный-компенсирует подьменая сила планера-чем круче, тем больше подьмная сила-она всегда больше подьемной при затяжке- и вообще тут почитайте про, второй закон Ньютона , вторая проекция горизонтальная-тянет вперед вврех. Причем крюк в таком случае крепится за ЦМ планера(для достижения больших углов тангажа-иначе момента от рв не хватит, для компенсации пикирующего момента)
Но причем тут схема связанная с землей и Спратт, сам так сказать в себе?
Извините но это бред. В некоторых случаях это возможно но только на самолетах с очень высокой энерговооруженностью. НО. Например нулевой угол атаки означает ноль подъемной силы. Вы хотите сказать что набор высоты происходит за счет того что вертикальная составляющая тяги больше веса ЛА ? Да ну.... Много Вы таких самолетов знаете ?
Жуковский в гробу перевернуля.
Нулевой угол атаки, вовсе не означает нулевой коэффициент подьемной силы. На любых нами профилях угол нулевой подьмной силы-минус несколько градусов.
Далее если самолетик весит 200 кг, а скорость наивысшего качества к примеру 70 км.ч а максимально возможная тяга его в полете на этих 70 км.ч = 50 кг, а потребная 20 кг, то разница в 30 кг, создаст при 70 км.ч угол подьема 30/200=0.15 sin или угол подьема 9 град. Этот угол тангажа ему придается рулем высоты(и поддерживается тягой) , а угол атаки в наборе будет вовсе не 9 град, а такой же какой нужен для полета со скростью 70 км.ч. А если быть точнее, даже чуточку меньше, так как подьемная сила необходима меньше на величину вертикальной составляющей тяги. Как то так
Но это Азы, про Спратт хотелось бы послушать
Нулевой угол атаки, вовсе не означает нулевой коэффициент подьемной силы. На любых нами профилях угол нулевой подьмной силы-минус несколько градусов.
Далее если самолетик весит 200 кг, а скорость наивысшего качества к примеру 70 км.ч а максимально возможная тяга его в полете на этих 70 км.ч = 50 кг, а потребная 20 кг, то разница в 30 кг, создаст при 70 км.ч угол подьема 30/200=0.15 sin или угол подьема 9 град. Этот угол тангажа ему придается рулем высоты(и поддерживается тягой) , а угол атаки в наборе будет вовсе не 9 град, а такой же какой нужен для полета со скростью 70 км.ч. А если быть точнее, даже чуточку меньше, так как подьемная сила необходима меньше на величину вертикальной составляющей тяги. Как то так
Но это Азы, про Спратт хотелось бы послушать
А вы нарисуйте аккуратненько этот самолет и все силы которые на него действуют. На крыло, на стабилизатор, на центр тяжести. И моменты, которые создатся этими силами. И направление набегающего потока воздуха
Считаем, что есть горизонтальный устоявшийся полет , все суммарные силы и моменты равны нулю. Вертикальная скорость равна нулю.
Дальше. Берем ручку на себя. и фиксируем.
Угол установки крыла увеличился. Поначалу, вращения по тангажу не происходит. Значит увеличился угол атаки крыла. Возросла подъемная сила. Баланс сил нарушился. Весь самолет пополз вверх. Считаем, что вращения по тангажу все еще нет. Самолет так вот плашмя стал подниматься вверх. Появилась вертикальная скорость. Теперь вектор скорости набегающего потока воздуха направлен не прямо спереди, а немножко спереди-сверху. То есть угол атаки крыла уменьшился. Подьемная сила крыла уменьшилась.
НО
Теперь вектор скорости набегающего потока воздуха направлен не прямо спереди, а немножко спереди-сверху ( копипаста) .
В том числе и на стабиизатор. То есть на стабилизаторе появилась дополнительная подъемная сила вниз. Сама то сила на стабилизаторе может быть скомпенсирована подъемной силой основного крыла.
А вот момент ( на кабрирование) от этой силы компенсировать нечем.
Поэтому начинается вращение всего самолета по тангажу. Тангаж увеличивется.
И пошло-поехало заново. Тангаж увеличися -> угол атаки основного крыла опять возрос -> подъемная сила опять возросла -> вертикальная скорость увеличилась -> дополнительная сила вниз на стабилизаторе увеличилась -> тангаж еще больше увеличился. и так далее.
НО
С увеличение тангажа, центр тяжести немножко смещается вперед по отношению к точке приложения подъемной силы крыла.
Если мы возьмем за ось вращения точку приложения подъемной силы крыла, то сила тяжести создаст пикирующий момент. И чем больше угол тангажа, тем больше этот момент. С другой стороны, стабилизатор создает кабрирующий момент.
Рано или поздно эти моменты уравновесятся, и тогда мы получим устоявшееся равномерное движение.
На самом деле там все гораздо сложнее.
Там и скорость полета меняется, и инерция есть и тягой двигателя можно поиграться....
Суть моего опуса в том , что изменяя угол установки крыла, угол тангажа самолета тоже будет меняться.
А вот как он будет меняться, это зависит от многих факторов : моментных характеристик основного крыла, угла установки, размера и местоположения стабилизатора и еще чего нибудь.