Archived

This topic is now archived and is closed to further replies.

UDVA

Триммеры элеронов и рулей направления

185 posts in this topic

Степан, а как ты объяснишь тот факт, что при передних центровках на Ту-154 приходится штурвал гораздо более выбирать на себя (чтобы передней не стукнуться), чем при задних, при которых самолет порой уже в посадочном положении?

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Всем привет!

 

Вова, ты просто не правильно выразился, а у меня не хватило сразу мозгов допонять тебя.

 

Письмо получал, у меня с режимами все идеально. Хотя, черт его знает, давненько уже за него не брался.

 

Удачи!

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Всем привет!

 

Центровка на тангаж не влияет. Она влияет на управляемость самолета, моменты инерции и соответсвтенно на расхад рулей.

 

Удачи!

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Хорошо. Прочитай внимательно пой предпоследний пост (сверху) и объясни, почему так происходит.

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

А, между прочим, центровка влияет на:

1. Скорость сваливания

2. Крейсерскую скорость полета

3. Стабильность.

4. Угол атаки.

Не, ничего про тангаж нету.

А написано типа так: При более передних центровках нужно больше расхода руля высоты для сохранения горизонтального полета, что приводит к увелчению сопротивления и углу атаки.

Всё как Грицевский пояснил.

Это всё из книжки, не подумайте что мне сон приснился.

Этим, кстати, и объясняется больший расход рулей на посадке при передних центровках. Дело тут не в задании самолету посадочного угла атаки, как видно из вышесказаного, он будет больше обычного, а в погашении вертикальной скорости, т. е. в увеличении угла тангажа.

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от rubek

Всем привет!

 

Центровка на тангаж не влияет. Она влияет на управляемость самолета, моменты инерции и соответсвтенно на расхад рулей.

 

Удачи!

 

Влиять то она влияет на тангаж, только для классической схемы это влияние очень небольшое и вряд ли летчик его замечает. Это больше для проектировщиков, они пытаются минимизировать балансировочные потери.

Насчет моментов инерции надеюсь описка, они от массы и разноса грузов зависят.

А вот устойчивость, управляемость и расход руля высоты от центровки зависят очень сильно. Обычно предельно передняя центровка ограничивается запасом руля высоты на выравнивании. Предельно задняя часто определяется устойчивостью самолета. К сожалению в симуляторе понятие запаса рулей отсутствует напрочь. У реального самолета, с обычной системой управления, если силенки хватило и штурвал уперся в брюхо (ограничитель), то хоть затриммируйся, больше не добавить. В симе этот долбаный триммер позволяет накрутить руля столько, сколько надо. Я на Ан-24РВ (который для FS2000) взлетал, поместив максимальную коммерческую нагрузку в передний багажник. Не знаю, какая была центровка, но думаю что перед крылом. И рулей хватило. Надо будет попробовать сделать модель с реальными балансировочными кривыми. Только для этого придется игнорировать симовский триммер и триммирование обеспечить приборными средствами. Или согласовать отклонение триммера и руля высоты.

 

Степан

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Простите меня, безграмотного еще раз, но мне самому стало до жути интересно. Почему Ту-154 при задних центровках снижается по глиссде с почти посадочным положением?

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Я думаю тут дело зависит от конкретного самолета, т.е. от положения ЦД (центра давлений) и ЦТ (центровки).

 

ИМХО чем дальше разнесены ЦТ и ЦД, тем сильнее влияние на тангаж центровки (т.е. положения ЦТ), если они практически совпадают, то влияние минимизируется, т.к. подъемная сила не создает вращ. момента относительно ЦТ. Поправте, если не так

 

Вобщем тут надо подумать, схемки порисовать

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

Я думаю тут дело зависит от конкретного самолета, т.е. от положения ЦД (центра давлений) и ЦТ (центровки).

 

ИМХО чем дальше разнесены ЦТ и ЦД, тем сильнее влияние на тангаж центровки (т.е. положения ЦТ), если они практически совпадают, то влияние минимизируется, т.к. подъемная сила не создает вращ. момента относительно ЦТ. Поправте, если не так

 

Вобщем тут надо подумать, схемки порисовать

 

Дело в том, что тангаж создается не массами грузов или другими силами, действующими на самолет. Тангаж создается летчиком или автопилотом посредством руля высоты. И летчик (автопилот) в равномерном полете создает такой тангаж, чтобы при данной скорости полета угол атаки обеспечивал подъемную силу, равную массе самолета. Если в первом приближении отбросить влияние подъемной силы на оперении, то угол тангажа зависит только от скорости и массы самолета (при данной конфигурации механизации).

 

А вот от центровки зависит то, каким отклонением руля высоты этот самый нужный тангаж будет создан.

 

Степан

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Уже весь день хожу репу морщу по этому вопросу...

В конце концов пришел к выводу: если самолет вращается ВСЕГДА только вокруг ЦТ (как это всегда рассматривается на картинках, где силы рисуют), вне зависимости от его положения, вне зависимости от положения фокуса, то есть сила тяжести самолета НИКОГДА не создает вращательного момента, то получается что действительно от центровки тангаж ни в коей степени не завистит.

 

Соответственно вопрос: самолет ВСЕГДА вращается вокруг ЦТ?

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

Дык с центровкой то положение ЦТ меняется

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

"И все-таки она вертится!":):)

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

От центровки зависит продольный момент Mz. Для устойчивого самолета он всегда пикирующий, для компенсации пикирующего момента создается равный ему кабрирующий с помощью ГО. Отклонение РВ создает дополнительный управляющий момент, под действием которого равновесие нарушается, и создается перегрузка, приводящая к изменению траектории в вертикальной плоскости. Если располагаемого управляющего момента недостаточно, созданная перегрузка будет меньше потребной, и искривление траектории будет с бОльшим радиусом. Если располагаемая высота меньше этого радиуса, самолет приземлится на большой вертикальной скорости и с непосадочным тангажом.

 

За траекторию движения самолета принимают траекторию движения центра масс, за начало координат, относительно которого вращается самолет, берется так же центр масс.

 

Положение фокуса крыла (точки, относительно которой аэродинамический момент не изменяется при изменении угла атаки) не позволяет судить об устойчивости самолета, для этого нужно рассматривать фокус самолета (т.е. с учетом ГО). Фокус самолета смещен назад относительно фокуса крыла (здесь не имеются в виду все компоновки самолетов, речь идет о классической, с задним расположением ГО).

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от TenderCat

От центровки зависит продольный момент Mz.

 

За траекторию движения самолета принимают траекторию движения центра масс, за начало координат, относительно которого вращается самолет, берется так же центр масс.

 

 

Если ЦТ - центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.

 

Например мы летим в горизонт полете, все сбалансировано, вдруг половина пассажиров ломанулась вперед салона -- появится, конечно, момент (пикирующий) силы тяжести и мы будем вынуждены его скомпенсировать, потянув баранку на себя и создав на ГО противоположный момент (кабрирующий).

 

Вопрос: относительно чего эти моменты, если относит. ЦТ, то не получается, он убежал вслед за пассажирами:) ?

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

Если ЦТ - центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.

 

Например мы летим в горизонт полете, все сбалансировано, вдруг половина пассажиров ломанулась вперед салона -- появится, конечно, момент (пикирующий) силы тяжести и мы будем вынуждены его скомпенсировать, потянув баранку на себя и создав на ГО противоположный момент (кабрирующий).

 

Вопрос: относительно чего эти моменты, если относит. ЦТ, то не получается, он убежал вслед за пассажирами:) ?

Внимание, мальчики, не забываем про "фокус" или Центр Давления...:)

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

Если ЦТ - центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.

 

 

Подъемная сила - то приложена отнюдь не к центру масс! Плечо, создающее пикирующий момент - расстояние между фокусом крыла и ЦТ, плечо, создающее компенсирующий кабрирующий момент - расстояние между фокусом ГО и ЦТ, а сумма моментов, равная нулю, находится в точке фокуса самолета.

 

Я писал не о точке вращения самолета, а о принятом начале системы координат относительно самолета.

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

Если ЦТ - центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.

 

Например мы летим в горизонт полете, все сбалансировано, вдруг половина пассажиров ломанулась вперед салона -- появится, конечно, момент (пикирующий) силы тяжести и мы будем вынуждены его скомпенсировать, потянув баранку на себя и создав на ГО противоположный момент (кабрирующий).

 

Вопрос: относительно чего эти моменты, если относит. ЦТ, то не получается, он убежал вслед за пассажирами:( ?

:) Супер, ЦТ точно убежал.

Господа, предлагаю простую схему весов ... случай без дифуров: при таком раскладе неподвижная точка - это точка приложения подъемной силы. Если отбросить аэродинамические составляющие компонент планера, которые зависят от режима полета, отбросим конечность размаха крыла, аэродинамическую и геометрическую крутки, то получаем академический случай - точка приложения аэродинамической силы на хорде профиля крыла составляет 25% хорды (конформное преобразование) и она неподвижна. Эта точка и может служить 0 на продольной оси.

Далее, имеем установившееся движение ... значит суммарный вращающий момент равен нулю. Суммарный момент в продольной вертикальной плоскости = масса самолета * G * (ЦТ - 25%САХ крыла) + подъемная сила ГО * (25%САХ ГО - 25% САХ крыла)

Т.о., если пассажиры побежали куда-нибудь ... то и ЦТ смещается ... и значение первого члена изменяется. Значит, надо изменить второй член, для предотвращения Суммарного момента...

 

Спасибо. :)

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

Если ЦТ - центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.

 

Начнем с того, что центр вращения не обязан находиться в центре тяжести. При опускании передней стойки после посадки (а это частный случай полета) центр вращения в точке касания. При выполнении петли Нестерова центр вращения в центре петли, т.е. далеко от самолета. А центр вращения располагают в центре тяжести при рассмотрении продольного равновесия чисто условно, удобно так.

 

Теперь вернемся к нашим баранам, т.е. тангажу.

Чтобы самолет летел горизонтально, надо чтобы подъемная сила была равна весу. Подъемная сила конкретного самолета при конкретных условиях (плотность воздуха) зависит от скорости и угла атаки. Значит в горизонтальном полете на определенной высоте и скорости мы должны рулем высоты удерживать определенный угол атаки а значит и тангажа.

И это вся теория, в первом приближении.

 

Во втором приближении мы должны учесть то, что подъемная сила создается не только крылом, но и оперением. Вот перераспределение подъемной силы между крылом и оперением зависит от центровки. При передней центровке для удержания равновесия надо уменьшить подъемную силу оперения и, для сохранения общей подъемной силы, несколько увеличить угол атаки крыла.

 

Нельзя рассматривать равновесие самолета как равновесие весов, где груз - туда и наклонился. Самолет штука управляемая, внутри парень рулит и устанавливает такой тангаж, какой нужен для полета а не какой самолет "хочет" под действием перемещений пассажиров или еще чего.

А вот когда запас рулей исчерпан, тогда да, весы могут и перевесить.

 

Степан

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Gritsevsky

... Нельзя рассматривать равновесие самолета как равновесие весов, где груз - туда и наклонился. Самолет штука управляемая, внутри парень рулит и устанавливает такой тангаж, какой нужен для полета а не какой самолет "хочет" под действием перемещений пассажиров или еще чего ...

 

Gritsevsky, Вы правы по-своему, однако, имхо усложняете. Я в простой форме попытался описать равновесие самолета при горизонтальном полете ... Считаю легкомысленным :) делать выводы о динамике поведения самолета в других фазах полета ... в этом случае без дифуров грубо будет ... в конце концов мы все равно рассуждаем в рамках моделей, реальность "красивше".

 

Спасибо. :(

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Bizon

Gritsevsky, Вы правы по-своему, однако, имхо усложняете. Я в простой форме попытался описать равновесие самолета при горизонтальном полете ... Считаю легкомысленным :) делать выводы о динамике поведения самолета в других фазах полета ... в этом случае без дифуров грубо будет ... в конце концов мы все равно рассуждаем в рамках моделей, реальность "красивше".

 

Спасибо. :(

 

Во первых, как раз с вами то я и не спорил. У вас все правильно. Аналогия с весами не в ваш адрес. Просто хотелось довести простую мысль: если самолет задрал нос выше положенного, то скорее всего скорость маловата а не хвост перегружен.

 

Что касается усложнения. Вы симовскую модель тангажа и управления по тангажу видели? Там усложнять уже некуда, очень лихо заверчено. А вот дифуров пожалуй не нужны, моделирование в реальном масштабе времени.

 

Степан

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Gritsevsky

... Вы симовскую модель тангажа и управления по тангажу видели? ...

 

Нет, не видел ... я не специалист в симе. С сентября увлекся симом :) Интересно было бы увидеть системы управления, реализованные в симе ... поделитесь, пожалуйста, ссылками с описаниями.

 

Спасибо. :(

 

PS: в дополнение, "нулем", т.е. точкой для расчета моментов может служить любая точка в пространстве ... главное правило для равномерного горизонтального полета, в этой точке сумма моментов от всех сил, воздействующих на самолет, равно нулю.

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от TenderCat

Подъемная сила - то приложена отнюдь не к центру масс! Плечо, создающее пикирующий момент - расстояние между фокусом крыла и ЦТ, плечо, создающее компенсирующий кабрирующий момент - расстояние между фокусом ГО и ЦТ, а сумма моментов, равная нулю, находится в точке фокуса самолета.

 

 

Если мы говорим о нулевом суммарном моменте, то моменты (и плечи сил) должны считаться относительно ОДНОЙ выбранной точки.

 

Мне, бестолковому, кажется, что самолет "подвешен" в воздухе не за ЦТ, а за некоторую точку, где приложена равнодействующая аэродинамических сил -- центр давления. Он в общем случае не совпадает с фокусом самолета. Фокус -- точка приложения приращения подъемной силы. То есть приращение подъемной силы тоже создает момент. А в свою очередь изменение угла атаки тоже изменяет положение центра давлений.

 

Вобщем пишу я все это потому, что центровка реально влияет на тангаж самолета.

А всяких точек и моментов достаточно много. И от их взаимного расположения, ИМХО, это и зависит

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Vovan

... Мне ... кажется, что самолет "подвешен" в воздухе не за ЦТ, а за некоторую точку, где приложена равнодействующая аэродинамических сил -- центр давления. Он в общем случае не совпадает с фокусом самолета ...

 

А силу тяги Вы относите к аэродинамической силе при расчете равнодействующей аэродинамических сил? Если да, то такой фокус будет совпадать с ЦТ, иначе ... самолет будет вращаться. :)

 

Спасибо. :(

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Bizon

А силу тяги Вы относите к аэродинамической силе при расчете равнодействующей аэродинамических сил? Если да, то такой фокус будет совпадать с ЦТ, иначе ... самолет будет вращаться. :)

 

Спасибо. :(

 

Да оставим в покое децентрацию тяги -- нет ее. И каким образом фокус совпадет с ЦТ, ничего не понимаю, при чем тут тяга...?

0

Share this post


Link to post
Share on other sites
Первоначальное сообщение от Bizon

аэродинамическую и геометрическую крутки

 

Разрешите, пожалуйста, один вопрос по ходу...

 

Крутку крыла себе представляю: это изменение углов установки хорд от корня к законцовке. Так?

 

А чем геометрическая отличается от аэродинамической?

 

Спасибо :)

0

Share this post


Link to post
Share on other sites

  • Recently Browsing   0 members

    No registered users viewing this page.