В условии было то, что мы создали крен и вернули управление в нейтраль - крен мы не держим.Сообщение от ivan_sch
В условии было то, что мы создали крен и вернули управление в нейтраль - крен мы не держим.
2 KYKYX , спасибо!
Ценная информация.
Тогда он держиться за счет устойчивости -))) Я вот не могу вспомнить, куда
идет РУС после создания крена. Ввод помню - РУС в сторону виража и на себя, фиксация, педалями шарик в центр, добавили оборотов - и держим параметры. Все это типа одновременно и чуть ли не одним движением. При этом ход ручки очень маленький, и в борт она просто не успевает упереться.
CU ivan,
"...небес на халяву не бывает." (А. Молокин, Полковник навеки)
за счёт устойчивости крен убирается сам.
Сбалансированный, устойчивый самолёт стремится сохранить режим, на который его сбалансировали.
В этом суть устойчивости, а не в том, что он стремится сохранить существующий режим.
Ну не знаю, надо специалистов звать. По идее, в спираль (в воронку) его должно начать затягивать, если просто кренчик дать, а тягу не менять.
С другой стороны, не сможет ли он в какой-то момент стабилизироваться, если тяги конечно хватит, а поперечное V большое, но путевая устойчивость низкая, как сказано по ссылке? Он в спирали будет снижаться, получит приращение по скорости, получит вынос носа наружу виража и, изменив тангаж,
стабилизируется в некоем повороте. Правда тяги на не ГП ему не хватает, скорость упадёт, и процесс повторится. Выходит-таки да, воронка.
Там ещё один важный пассаж есть:
Угловая скорость по крену
Во время вращения самолета вокруг продольной оси на крыло действует демпфирующий момент, противодействующий вращению. Возникает этот момент из-за разных местных углов атаки консолей крыла. Действительно, скорость набегающего потока векторно складывается с линейной скоростью конца консоли, направленной по касательной в плоскости, перпендикулярной оси самолета. Допустим, самолет вращается по часовой стрелке и в рассматриваемый момент консоли крыла горизонтальны. Правая консоль движется вниз, левая – вверх. Местный угол атаки профиля крыла на конце правой консоли увеличивается и подъемная сила на конце правой консоли растет. На левой консоли местный угол атаки ее конца уменьшается, или даже становится отрицательным – это зависит от соотношения линейной скорости самолета, скорости его вращения и размаха крыла. Из-за разницы местных углов атаки возникает момент по крену, тормозящий вращение самолета. Причем основной вклад в создание этого демпфирующего момента вносят концы консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная. Потому что линейно к концу консоли нарастает плечо силы, и линейно же нарастает компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, а значит и Сy и подъемную силу. В результате, крыло с сужением 2 должно было бы иметь вчетверо меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом. В действительности, процессы несколько сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление уменьшает эффект от сужения. В теории крыла доказано, что при переходе от прямоугольного крыла к крылу с сужением демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла. Т.е. демпфирующий момент прямоугольного крыла вдвое больше равного ему по площади и размаху треугольного крыла. А это значит, что при одинаковых элеронах и угле их отклонения крыло с сужением будет вращаться по крену с большей угловой скоростью.
Ну да. Мы тут про это все выходные говорим. При прекращении вращения демпфирующий момент исчезает, но тут самолет начинает скользить в сторону крена и возникает схожий по природе компенсирующий момент. За счет поперечного V.
CU ivan,
"...небес на халяву не бывает." (А. Молокин, Полковник навеки)
Там еще много чего после этого поста понаписано, но этот самый характерный, поэтому прокоментирую этот...
Вся поперечная устойчивость самолета реализована на том что возникновение возмущений возникающих на одной поперечной оси приводит к возникновению сил - моментов по ДРУГОМУ поперечному каналу. Само собой для упрощения подразумевается постоянство всех прочих факторов за исключением одного рассматриваемого. Например, устойчивость самолета по крену, реализуется через возникновение сил возникающих при скольжении. Отсюда и угол поперечного V и компоновка (высокоплан, среднеплан, низкоплан) и как это ни странно СТРЕЛОВИДНОСТЬ... Если например взять просто крыло, без фюзеляжа и с нулевыми углами поперечного V и стреловидности то никакой устойчивости по крену не будет, как впрочем и по скольжению
Как пример в обсуждаемом случае - если на сбалансированный (допустим в ГП) самолет поступило возмущение по крену (и не важно совершенно от рулей или воздушных потоков) это приведет к возникновению СКОЛЬЖЕНИЯ, реакция у устойчивого самолета на появление скольжения будет проявляться изменением КРЕНА... т. е в результате возмущения по одному каналу автоматом получим возмущение и по второму поперечному каналу. Это основное отличие поперечной устойчивости от продольной, очень часто из-за этого в головах происходит путаница
Далее необходимо для анализа различать зажатое управление или нет, в каком положении зафиксирована управляющая поверхность (читай присутствует постоянно или нет управляющая сила или имеет место только "возмущение")
Так вот главный косяк из поста - приводит к тому, чтобы лететь с креном вовсе необязательно русом постоянно создавать крен необходимо после фиксации крена ПЕРЕБАЛАНСИРОВАТЬ самолет под другое пространственное положение, соответственно либо:
1. взять РУС на СЕБЯ и добавить "газку" чтобы не появилось скольжения и компенсировалось дополнительное сопротивление и самолет просто начал выполнять разворот, либо
2. дать противоположную ПЕДАЛЬ и опять-же дать газку чтобы компенсировать повышеное сопротивление, только в этом случае положение РУС по крену будет отличным от нейтрального в сторону крена, но самолет не будет совершать разворот.
Во втором случае сложнее сбалансировать самолет из-за взаимовлияния у устойчивого самолета крена на скольжение и наоборот.
Таким образом в установившемся развороте (вираже) положение РУС по крену равно положению близкому к "НЕЙТРАЛЬ", но сам по себе вираж тоже есть "полет с креном"))).
Крайний раз редактировалось SMERSH; 21.01.2008 в 14:26.
Только пуля не ищет компромисса.
Я так понимаю, что скольжение здесь вообще не причём. Есть оно, нет его - не важно. Важна линейная поступательная скорость самолёта. От нее будут зависит подъёмные силы на полукрыльях и демпфирующий эффект и стабилизирующие моменты. Поэтому я и предлагал постов 10 назад, давайте забудем пока про скольжение. Ненадолго. Оно нам понадобится всё равно потому что получается что менее устойчивый по курсу самолёт имеет меньше шансов свалиться в воронку, хоть это и странно немного звучит.
Пока важно, что чем выше линейная скорость, тем больше демпфирующий эффект крыла (что логично, и проверено практикой-РУС действительно загружает на скорости).
Ещё ясно, что этот демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла.
Также я почерпнул, что крыло с сужением будет набирать и гасить угловую скорость по крену быстрее нежели прямоугольное, т.к. у него, а значит и у всего пепелаца будет меньше поперечный момент инерции.
Для крыльев одинаковой длины с однородным распределением масс - пропорционально отношению интегралов элементарной погонной массы помноженных на квадрат расстояния от оси.
У крыла с сужением, погонная масса на на конце крыла будет естественно меньше, значит будет меньше и момент инерции самолета относительно продольной оси, т.е. такой самолёт будет более маневренным по крену и лучше гасить угловую скорость.
Где-то читал, что у ранних мессеров кстати на больших скоростях бочка получалась не меньше 14-17 секунд.
Сдаётся мне, модификации 109F сделали круглые законцовки, чтобы "увеличить сужение" на концах и не меняя кардинально площадь и жёсткость крыла поднять горизонтальную маневренность мессера.
Черт! Ну прочтите же вы внимательно и до конца:
http://www.kummolovo.ru/flying/airdynamic/stability.htm
там все по полочкам разложено.
CU ivan,
"...небес на халяву не бывает." (А. Молокин, Полковник навеки)
to KYKYX
НЕЛЬЗЯ УБИРАТЬ скольжение при рассмотрении устойчивости по крену
Управляемость на больших скоростях в случае со 109-м конечно зависит от увеличения демпфирующих сил, но ее недостаток (управляемости) больше связан с отсутствием компенсации ВЕЛИЧИНЫ силы а не от природы ее возникновения (ессессвенно в докритическом обтекании).
Только пуля не ищет компромисса.
Во-во. Грубо и упрощенно (как я понял) демпфирующий ОСТАНОВИТ, а компенсирующий вернет. Возникают они от разных внешних причин, но имеют одинаковую природу - разное обтекание полукрыльев.
CU ivan,
"...небес на халяву не бывает." (А. Молокин, Полковник навеки)
Ну если очень грубо, то демпфирующий - препятствует вращению и присутствует только при этом самом вращении, а "компенсация" сначала "поступит" по другому каналут. е. даем педаль - а у нас вдруг еще и крен начал изменяться
вот только есть заминочка устойчивость по поперечному каналу нас НИКОГДА не вернет на прежний курс (хотя по продольному теоретически может на прежнюю высоту) и будет проявляться в затухающих колебаниях по ОБОИМ поперечным каналам (да еще и по продольному). Причем статически устойчивый самолет вовсе не обязательно будет устойчивым динамически
Только пуля не ищет компромисса.
Пойду прочту ещё раз. Я только не понимаю, в чём ошибка в моих рассуждениях. Я просто хотел сказать, что крыло не будет само продолжать вращение после возврата РУСа в центр, т.к. на него (на полукрылья) действует демпфирующий момент, останавливающий вращение после снятия нагрузки. И к скольжению этот момент отношения не имеет.
Что здесь не так?
Демпфирующий момент присутствует всё время, пока полукрылья обдуваются потоком и есть разница в их местных углах атаки. Никуда он не исчезает, а то бы Вы горизонтально не смогли лететь с брошенной ручкой после того как в самоль попала дыня
Я не рассматривал пока возврат в ГП, только причины остановки вращения.
Ну если очень грубо, то демпфирующий - препятствует вращению и присутствует только при этом самом вращении, а "компенсация" сначала "поступит" по другому каналу
Вот Вам и "ошибка в рассуждениях" момент есть сила*плечо, нет движения - нет силы, нет момента демпфированияДемпфирующий момент присутствует всё время, пока полукрылья обдуваются потоком и есть разница в их местных углах атаки. Никуда он не исчезает, а то бы Вы горизонтально не смогли лететь с брошенной ручкой после того как в самоль попала дыня
Я не рассматривал пока возврат в ГП, только причины остановки вращения.
Только пуля не ищет компромисса.
+1
=WS=эскад.White Sable "Белый соболь",не путать с Wilde Sau "Дикий Кабан" ;)
http://forum.whitesable.net/
Будет продолжать из-за инерции...
Только пуля не ищет компромисса.
Никакой ошибки здесь нет.
Что дыня, что момент инерции крыла (самолёта) при его кренении и создают эту силу, которая компенсируется демпфирующим моментом.
Вот Вам и "ошибка в рассуждениях" момент есть сила*плечо, нет движения - нет силы, нет момента демпфирования
Чёйто мы углубились,помоёму надо к ФМ возвращаться))))))))))
Тут всё более мение понятно,надо идти дальше)))))
=WS=эскад.White Sable "Белый соболь",не путать с Wilde Sau "Дикий Кабан" ;)
http://forum.whitesable.net/
Давайте продольну плоскость разберём.
=WS=эскад.White Sable "Белый соболь",не путать с Wilde Sau "Дикий Кабан" ;)
http://forum.whitesable.net/
"Нет! на это я пойтить не могу!..." (с) "Бриллиантовая рука".Никакой ошибки здесь нет.
Что дыня, что момент инерции крыла (самолёта) при его кренении и создают эту силу, которая компенсируется демпфирующим моментом.
Не могу согласитья пойти дальше пока у некоторых товарисчей нет ясности в этом моменте (прошу прощения за каламбур). Демпфирующий момент на то и демпфирующий шоб демпфировать - препятствовать. Так чему он препятствует если НЕТУ управляющего момента от рулей (или от изменения обтекания под действием внешних сил) и нету угловой скорости вращения. Момент = 0!!! Он начнет проявляться только тогда когда появится момент на вращение! Сомо вращение появится только тогда когда момент на вращение станет больше момента инерции и момента демпфирования!
Только пуля не ищет компромисса.
Да всё Вы понимаете
Вот Вам вопрос, нет целых 2:
1. А куда она делась-то это угловая скорость? Был самолёт с некоей массой, вы его "раскрутили", у него появился момент инерции, и угловая скорость, которую вроде что-то гасит, когда Вы РУС в центр поставили. А что угловую скорость-то погасило? Божий промысел?
2. Каким образом люди умудряются накренить масалёт на определённый, ОЖИДАЕМЫЙ угол? По Вашему этот самолёт после воздействия на элероны будет что, бесконечно крутиться волчком?
У того МиГ-23 была включена автоматика.
- И как вас теперь называть? - спросил я.
- Найк, Найк Гюльчетайсон, пластический хирург.
(С) из недописанного
Подпишусь под каждым словом!Там еще много чего после этого поста понаписано, но этот самый характерный, поэтому прокоментирую этот...
Вся поперечная устойчивость самолета реализована на том что возникновение возмущений возникающих на одной поперечной оси приводит к возникновению сил - моментов по ДРУГОМУ поперечному каналу. Само собой для упрощения подразумевается постоянство всех прочих факторов за исключением одного рассматриваемого. Например, устойчивость самолета по крену, реализуется через возникновение сил возникающих при скольжении. Отсюда и угол поперечного V и компоновка (высокоплан, среднеплан, низкоплан) и как это ни странно СТРЕЛОВИДНОСТЬ... Если например взять просто крыло, без фюзеляжа и с нулевыми углами поперечного V и стреловидности то никакой устойчивости по крену не будет, как впрочем и по скольжению
Как пример в обсуждаемом случае - если на сбалансированный (допустим в ГП) самолет поступило возмущение по крену (и не важно совершенно от рулей или воздушных потоков) это приведет к возникновению СКОЛЬЖЕНИЯ, реакция у устойчивого самолета на появление скольжения будет проявляться изменением КРЕНА... т. е в результате возмущения по одному каналу автоматом получим возмущение и по второму поперечному каналу. Это основное отличие поперечной устойчивости от продольной, очень часто из-за этого в головах происходит путаница
Далее необходимо для анализа различать зажатое управление или нет, в каком положении зафиксирована управляющая поверхность (читай присутствует постоянно или нет управляющая сила или имеет место только "возмущение")
Так вот главный косяк из поста - приводит к тому, чтобы лететь с креном вовсе необязательно русом постоянно создавать крен необходимо после фиксации крена ПЕРЕБАЛАНСИРОВАТЬ самолет под другое пространственное положение, соответственно либо:
1. взять РУС на СЕБЯ и добавить "газку" чтобы не появилось скольжения и компенсировалось дополнительное сопротивление и самолет просто начал выполнять разворот, либо
2. дать противоположную ПЕДАЛЬ и опять-же дать газку чтобы компенсировать повышеное сопротивление, только в этом случае положение РУС по крену будет отличным от нейтрального в сторону крена, но самолет не будет совершать разворот.
Во втором случае сложнее сбалансировать самолет из-за взаимовлияния у устойчивого самолета крена на скольжение и наоборот.
Таким образом в установившемся развороте (вираже) положение РУС по крену равно положению близкому к "НЕЙТРАЛЬ", но сам по себе вираж тоже есть "полет с креном"))).
Одно "но" - перебалансировать - получить "другой самолёт", который и будет устойчиво вести себя по-другому - так, как мы его сбалансировали.
Конечно же, имеется в виду зажатое управление.
Ваши права
Ответить с цитированием