Шестого шага псто...

[lazy-flyer.livejournal.com]

Оригинал взят у lazy_flyer в Шестого шага псто...

Поговорим ещё немного о неочевидных для рисовальщиков ( спецам от CAD\CAM - привет! ) грабельках? А давайте.
Экскизы, компоновки, расчёты и прочая теоретическая часть закончена. Прототип построен и начинён по последнему слову техники, с использованием новейших технологий и оборудования. Начались испытательные полёты.
Конечно, аппарат летит, ведь летает всё. Но летит как то непонятно, некрасиво летит. Болтается в небе аки цветок в проруби. Нет в полёте стабильности, уверенности, "не сидит" в воздухе. Говоря жаргонным языком самолётик "машет хвостом". А говоря языком правильным - наблюдаются незначительные колебания по курсу и тангажу, динамическая неустойчивость.
Мы вели расчёты для статической устойчивости и в этих расчётах всё выглядело красиво. Почему же сейчас получается не до конца хорошо? Потому что первые грабельки - динамическая неустойчивость, связанная с характеристиками профилей.
Обратимся к академическому определению устойчивости.

Устойчивость - свойство самолёта восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия возмущений.

На самолётик подействовало возмущение, а он сам взял и ликвидировал последствия.
В крыле у нас стоит несимметричный профиль. У любого несимметричного профиля центр давления перемещается по хорде.

У каких то профилей больше, у каких то профилей меньше, но не стоит на месте. А вместе с центром давления перемещается и фокус всего самолётика. Условием стабильного полёта есть расположение центра тяжести перед фокусом, на некотором расстоянии, которое то расстояние определяет запас устойчивости, измеряемый в % САХ. Центр тяжести  в нормально скомпонованном самолёте не перемещается во время полёта. Как видно на картинке, с увеличением угла атаки запас устойчивости уменьшается - фокус двигается вперёд, ЦТ стоит на месте и наши первоначальные 12-10-8% запаса устойчивости могут превратиться в тыкву.
Проверили трижды, пересчитали - всего достаточно, должно быть хорошо. А самолётик по прежнему машет хвостиком. Что не так?!
Какая часть самолётика классической схемы отвечает за курс и тангаж? Правильно, оперение. Значит что то не так с оперением? Вероятно да.
Это не может быть площадь, это не может быть плечо - мы же считали, у нас всё получалось! Что, снова профиль? Да, снова профиль.
На оперении используют симметричные профили, так как оперение должно работать симметрично при положительных и отрицательных углах атаки. Смотрим на профили и поляры.

Симметричные, что ещё можно о них сказать. У одного непонятно зачем поджатие. А результат такого поджатия...

Внимательно разглядываем график красного цвета около нулевых значений Су. Какой то странный пипсик виден.
Смотрим на другую поляру, график красного цвета.

Вот где грабельки, вот где собака порылась. Почти полградуса изменения угла атаки не даёт заметного изменения подъёмной силы. И дальнейший рост этой подъёмной силы весьма нелинеен, в отличии от второго профиля. Вот и начинаются колебания, помахивания хвостиком.
И что теперь с этим делать? Куда смотрел наш CAD\CAM, ведь всё было красиво!
Только опыт, сын ошибок трудных. И ничего более.

P.S.
Я уже немного притомился, может кто подбросит интересный вопросик к обсуждению?

Comments

[biglebowsky.livejournal.com]

Re: могу нарисовать самолетик с несущим хвостовым оперением (на оперении в горизонтальном полете сила будет вверх , а не вниз), и при этом самолет будет вполне устойчив по высокочастотным колебаниям по тангажу

_П_

Вид на самолет сверху. Самолет летит на север. Спереди - крыло. По краям крыла назад идут 2 фюзеляжные балки. ЦТ самолета посередине этих балок. На концах балок - хвостовое оперение площадью эдак раза в 2 больше, чем основное крыло. Вынесено наружу от основного крыла, чтобы не обсуждать в данной дискуссии скос потока от основного крыла.
Конечно, будет устойчиво летать: мало ли самолетов по схеме утка сделано :-)))
А что называть основным крылом, а что оперением - тут уж некий произвол в терминах. Проще в категориях переднее / заднее крыло

[kyodza.livejournal.com]

Или это уже схема тандем, если площадь крыла и ГО сравнима. Коллеги делали (ссылка на ютуб "Касатка" (https://www.youtube.com/watch?v=o1FA91usKAY))

Если заднее крыло больше в 2 раза, то "утка". Но в том то и дело, что утка статически не устойчива. Приемлемой "устойчивости" добиваются альтернативными методами. Берт Рутан для ПГО подбирал удлинение и угол установки так, чтобы при быстром увеличении угла атаки на ПГО происходил срыв на части размаха, и как следствие частичное падение подъемной силы, возврат к исходному режиму. Это технический выверт, чем собственно и знаменит Рутан.

Массового распространения эта схема для обычных самолетов (без САУ) не получила.

[biglebowsky.livejournal.com]

В обсуждаемом примере площади переднего и заднего крыла сравнимы, расстояние между крыльями много больше хорд крыльев.

Для приближенных оценок можно заявить, что центры давления (от атаки), что на переднем крыле, что на заднем крыле стоят приблизительно на месте, балансировка определяется исключительно измнением величин подъемной силы на переднем и заднем крыле.

Утверждается, что если для какой-то ненулевой перегрузки удалось сбалансировать самолет так, что угол атаки переднего крыла больше угла атаки заднего крыла (при этом для заднего крыла говорим об угле атаки в невозмущенном потоке, т.е., без скоса потока от переднего крыла), то это балансировочное положение будет устойчивым (по перегрузке).

В данном примере. Заднее крыло в 2 раза больше переднего, скосы потока ни на что ни влияют, ЦТ посередине. Для полета на ненулевых перегрузках выбираем установочный угол атаки переднего крыла в 2 раза большим, чем заднего.

Пусть случайно изменился угол атаки всего самолета на delta alpha. Тогда углы атаки преднего и заднего крыла, также, изменятся на delta alpha. В процентах, это изменение будет больше на заднем крыле (потому как заднее крыло, изначально, работало на меньшем угле атаки). Всё, заднее крыло довернет самолет так, чтобы убрать возмущение по углу.

Недостатки схемы.
При "срабатывании" устойчивости по углу атаки самолет не только будет вращаться вдоль соответствующуей оси, но и одновременно двигать центр тяжести поперек потока (для горизонтального полета будет вверх/вниз). Это, увы, с точки зрения аэродинамических потерь, не "бесплатно".
Плоховатая устойчивость по скорости (хотя самолет все-таки будет увеличивать угол атаки при разгоне).
Большой момент инерции самолета по оси вращения, отвечающий за угол атаки.

Однако. Я не обещал в примере хороший самолет. Я пообещал только устойчивость.

[kyodza.livejournal.com]

Да, что то подобное мне рассказывали и создатели тандема "Касатка"... Насколько помню, именно акцентировали внимание тоже на угле установки переднего крыла в +4°, и разносе по высотам.
А еще беда у них была с курсовой динамикой - при выводе из виража нос ходил вправо-влево очень заметно. Для фото и видеосъемки категорически не приемлимо. Килей наклеивали много. Кое-как, не красивыми методами победили.

Спасибо за подробное описание.

[lazy-flyer.livejournal.com]

Нормас вас плющит ребята...Отсыпете? Или хоть телефончик дилера дайте.

[biglebowsky.livejournal.com]

Укажите ошибку в моих рассуждениях.

[lazy-flyer.livejournal.com]

Не не, ошибки нет, что вы.
Просто душа радуется, глядя на полёт фантазии. :)))

[kyodza.livejournal.com]

одновременно двигать центр тяжести поперек потока (для горизонтального полета будет вверх/вниз) Поясните, пожалуйста. В аэромеханике принято, что вращение тела всегда будет происходить отн. центра тяжести. И если произошло изм. углов атаки, то это потянет изм. подъемной силы, и автоматически - перемещение центра тяжести вверх/вниз, само собой как следствие нарушения баланса сил. То что, не бесплатно - это понятно.

В процентах, это изменение будет больше на заднем крыле (потому как заднее крыло, изначально, работало на меньшем угле атаки) Как то не очевидно. Зависимость линейная, и у переднего и у заднего крыла. Приращение на один и тот же угол атаки вызовет одинаковое приращение подъемной силы и у переднего и у заднего крыла. С учетом того, что если вращение происходит отн. ЦМ, то восстанавливающая сила не возникнет.

Вот если профиля разные сделать на переднем и заднем крыле, то можно создать такой эффект.

Плоховатая устойчивость по скорости (хотя самолет все-таки будет увеличивать угол атаки при разгоне). Как показывает практика, она на большинстве самолетов плохая, хотя нормы требуют ее иметь и демонстрировать. Так что можно не акцентироваться. А на БПЛА устойчивость по скорости, скорее всего, вообще не проявится, так как управление всегда фиксированное.

[biglebowsky.livejournal.com]

Re: "двигать центр тяжести"

В межзвездном пространстве (тяготения нет) неподвижно висит спутник, обладающий моментом инерции.
Мы хотим заставить это спутник вращаться.

Сценарий 1.
Цепляем спутнику невесомый (точнее, не имеющий массы) длинный рычаг
О--------
и тянем за это рычаг вверх (на картинке) с усилием, скажем, 1кгс.

Сценарий 2.
Цепляем к спутнику два длинных невесомых рычага
---------О-----------
И тянем за оба рычага вверх (на картинке), но с разными усилиями, скажем 10кгс и 11кгс.

Сравнить ускорения ЦТ спутника.



Re: "восстанавливающая сила не возникнет"

Пример в цифрах.
Вес самолета 2кгс, ЦТ посередине, заднее крыло в 2 раза больше.
Горизонтальный полет.
Подъемная сила на переднем крыле 1кгс, на заднем крыле 1кгс, угол атаки переднего крыла 10 градусов, угол атаки заднего крыла 5 градусов.

Неожиданно, самолет поднял нос на на 5 градусов.
Получилось.
Переднее крыло. Угол атаки 15 градусов, подъемная сила 1,5кгс
Заднее крыло. Угол атаки 10 градусов, подъемная сила 2кгс.
Восстанавливающий момент относительно ЦТ = 0,5кгс*полдлины самолета

[lazy-flyer.livejournal.com]

Всё. Попёрло по полной...

[lazy-flyer.livejournal.com]

Пример в цифрах.

Вы ненужно усложняете.
Есть тандем, с двумя совершенно одинаковыми крыльями.
Установочный угол переднего +2.
Установочный угол заднего 0.
ЦТ смещён в сторону заднего крыла до баланса.
При изменении углов атаки будет балансировка. До момента срыва на переднем крыле.

[kyodza.livejournal.com]

При изменении углов атаки будет балансировка. До момента срыва на переднем крыле. И я про то же - так работает аэродинамика на ВариИзи Берта Рутана.

ЦТ посередине, заднее крыло в 2 раза больше...угол атаки переднего крыла 10 градусов, угол атаки заднего крыла 5 градусов... Восстанавливающий момент относительно ЦТ = 0,5кгс*полдлины самолета Теперь понятно - восстанавливающий момент обеспечивается разностью площадей и разностью углов установки.

ЦТ смещён в сторону заднего крыла до баланса ЦМ не может быть по середине. Скорее всего он сместиться к заднему.

Разобрались, уяснил.

[kyodza.livejournal.com]

В межзвездном пространстве (тяготения нет) неподвижно висит спутник, обладающий моментом инерции.
Мы хотим заставить это спутник вращаться.
Весьма искусственный пример. Я уже не помню теорию, но в динамике полета всегда рассамтривают два движения - относительно собственного ЦМ, а потом как следствие - изм. траектории движения ЦМ.

В общем то на это можно не делать акцент.