4.12 обсуждение разработки

[ANATOLIUS]

Вот, написал немножко в заявку на реализацию. Если есть критика,то откорректирую.

Скрытый текст:

Вид улучшения:
Физика
Краткое описание:
Добавление и корректировка вращающих моментов действующих на сомолёт.
Преимущества:
Повышение реалистичности столкновений и наносимого ими урона, добавление устойчивости по крену.
Полное поясняющее описание:
Множество сил действующих на самолёт не приложено к центру тяжести и приводит к появлению вращающих моментов сил. Эти вращающие моменты могут как стабилизировать, так и нарушать устойчивость самолёта. Их величина зависит от приложенной силы и плеча.

При столкновении часть действующей на самолёт энергии будет потрачена на разрушение и часть на вращение.
Так например при наезде на стоянке консоли крыла одного самолёта на консоль крыла другого, консоль крыла наехавшего самолёта получит прирост подъёмной силы, но равно придавит консоль крыла другого самолёта. В зависимости от скорости, угла и гладкости поверхностей они или будут сильно повреждены или отрикошетят почти без повреждений.

При соприкосновении на небольшой скорости в полёте так-же произойдёт взаимодействие частей самолётов без их полного разрушения, но с перераспределением энергии столкновения во вращающие моменты, с соответствующим изменением режима полёта, траектории движения и скоростей вращения самолётов.

Устойчивость по крену связана с изменением величины подъёмной силы каждого полукрыла при его наклоне относительно направления действия подъёмной силы, что вызывает вращающий момент заставляющий самолёт держать крылья определённым образом поперёк вектора действия перегрузки. В горизонтальном полёте вектор перегрузки расположен вертикально и самолёт стремится выровнять крен. В перевёрнутом полёте крен= 180градусов, но самолёт стремится к положению крен=0 и будет неустойчив по крену.

Так-же устойчивость по тангажу зависит от продольного V (угла между хордой крыла и хордой стабилизатора) и от положения крыла относительно ЦТ самолёта. При верхнем расположении крыла самолёт будет стремиться повернуться так, чтоб ЦТ оказался под точкой приложения суммарной подъёмной силы.
А при низкорасположенном крыле самолёт будет стремиться к увеличению или уменьшению тангажа пока вмешательством пилота и/или влиянием продольного V не будет установлено равновесное положение действующих сил.

Источник:Школьные учебники по физике.

За счет чего:

Рисунок к пояснению:

[tarakan67]

Вот, написал немножко в заявку на реализацию. Если есть критика,то откорректирую.

Скрытый текст:

Устойчивость по крену связана с изменением величины подъёмной силы каждого полукрыла при его наклоне относительно направления действия подъёмной силы, что вызывает вращающий момент заставляющий самолёт держать крылья определённым образом поперёк вектора действия перегрузки. В горизонтальном полёте вектор перегрузки расположен вертикально и самолёт стремится выровнять крен. В перевёрнутом полёте крен= 180градусов, но самолёт стремится к положению крен=0 и будет неустойчив по крену.

Так-же устойчивость по тангажу зависит от продольного V (угла между хордой крыла и хордой стабилизатора) и от положения крыла относительно ЦТ самолёта. При верхнем расположении крыла самолёт будет стремиться повернуться так, чтоб ЦТ оказался под точкой приложения суммарной подъёмной силы.
А при низкорасположенном крыле самолёт будет стремиться к увеличению или уменьшению тангажа пока вмешательством пилота и/или влиянием продольного V не будет установлено равновесное положение действующих сил.

Устойчивость самолета по крену не связана с вектором перегрузки, а характеризует поведение самолёта при возникновении скольжения. Момент крена вызывается не только разностью величин подъёмных сил консолей, но и силой сопротивления вертикального оперения. Самолёт,у которого при скольжении возникает момент крена, стремящийся накренить его в сторону,противоположную скольжению называется статически устойчивым в поперечном отношении. Устойчивость по крену повышается при увеличении положительного поперечного V крыла, при высоком расположении крыла относительно фюзеляжа и при увеличении площади вертикального оперения(классической схемы). При развитых подфюзеляжных гребнях или симметричности вертикального оперения относительно продольной оси самолёта влияние вертикального оперения на устойчивость по крену незначительно.
Устойчивость самолёта по тангажу обусловлена взаимным расположением аэродинамического фокуса(центра давления)самолёта и его центра тяжести. У устойчивого по тангажу самолёта центр тяжести расположен впереди аэродинамического фокуса самолёта, а величина устойчивости тем больше,чем больше расстояние между этими точками

[ANATOLIUS]

А не надо джойстиков. Зачем лишние вопросы.

Да в курсе... Уже просто забыл про такую проблему, притерпелся. И упоминал когда-то в темах прошлых патчей. На моделях можно оттриммировать идеально, но там ещё и небольшая "мёртвая зона" в нейтральном положении помогает.

В общем полностью согласен, так быть не должно, самолёты должны обладать устойчивостью.

Устойчивость самолета по крену не связана с вектором перегрузки

Сейчас всё-равно возразить чего не имею, мозг спит... Написал как смог, пущай сами дальше понимают и делают. Если считаете нужным что-то поправить для точного донесения мысли до ДТ - буду рад и благодарен.