Каким может быть подход к балансировке модели планера-утки?

Существует множество инструкций по балансировке моделей планеров с классической конфигурацией крыла. Центр тяжести должен находиться примерно в 25-30% от передней кромки крыла, что легко контролировать. Следующим шагом являются летные испытания и регулировка путем добавления или снятия веса или перемещения крыла вперед или назад. Используя этот подход, я построил несколько планеров с устойчивым горизонтальным полетом.

Но какой может быть подход для балансировки слуховой конфигурации планера? Единственной ли рекомендацией для крыла "утка" является больший шаг, приложенный к центру тяжести, чем у основного крыла, можно ли это как-то проверить перед испытательными полетами?

Ответы (2)

Статическая продольная устойчивость определяется как склонность самолета к снижению тангажа при снижении скорости и наоборот. Другими словами, когда коэффициент подъемной силы увеличивается, коэффициент момента тангажа должен уменьшаться. Это выражается в уравнениях типа

− с М α с л α "=" Икс Н − Икс С г л мю "=" Икс %
где X - положительное число от 0,1 до 0,2. Икс Н - продольная координата нейтральной точки, отсчитываемая положительно в обратном направлении, и Икс С г — продольная координата центра тяжести. Нейтральная точка обеих поверхностей находится в их соответствующей четверти, а объединенная нейтральная точка находится между ними, пропорционально ближе к большей поверхности. Поместите центр тяжести X% средней аэродинамической хорды л мю впереди этой общей нейтральной точки, и ваша стабильность равна X. 0,2 — довольно высокое значение, а 0,1 обеспечивает лучшую производительность, но также и меньшую внутреннюю стабильность.

Теперь не хватает только той неуловимой нейтральной точки утки. Чтобы объяснить следующее, это комбинация нейтральной точки обеих поверхностей, масштабированная по их площади и скорректированная на нисходящий поток переднего крыла, что уменьшает изменения угла атаки на заднем крыле. Так как только внутреннее крыло будет затронуто этой нисходящей струей, нам нужно получить доступ к той части крыла, которая открыта. Это касается соотношения размаха обоих крыльев. б с б и коэффициент конусности λ "=" с о ты т е р с я н н е р основного крыла.

Икс Н с а н а р д "=" Икс Н с а н а р д ⋅ с л α с ⋅ С с + Икс Н ж я н г + ф ты с е л а г е ⋅ с л α ж + ф ⋅ С ж + ф ⋅ ( 1 − дельта α дельта α Вт ) ⋅ 2 + ( λ − 1 ) ⋅ б с б ( 1 + λ ) с л α с ⋅ С с + с л α ж + ф ⋅ С ж + ф ⋅ ( 1 − дельта α дельта α Вт ) ⋅ 2 + ( λ − 1 ) ⋅ б с б ( 1 + λ )
При отсутствии точного значения используйте 0,7 для коэффициента нисходящего потока. ( 1 − дельта α дельта α Вт ) .

Точно так же, как обычное крыло/хвост. Вы используете комбинацию подъемных моментов вокруг центра тяжести, чтобы балансировать в центре тяжести. Для некоторых самолетов это так же просто, как отсоединить горизонтальный стабилизатор от задней части и установить переднюю, с подъемной силой вместо прижимной силы. Очень приятен для глаз, но...

Теперь вы должны оценить стабильность, особенно в поле. По сути, утка меняет роль хвоста и крыла, теперь переднее крыло намного меньше, а основное крыло (хвост) должно обеспечивать устойчивость. С дельтами это очень практично, учитывая их большую площадь задней кромки. С прямым крылом результаты могут быть катастрофическими, как это видно на USAAF Ascender.

Крыло меньшего удлинения было бы более устойчивым с уткой, но традиционная конструкция планера с большим удлинением крыла и горизонтальным стабилизатором, установленным сзади, трудно превзойти.

Было ли "прямокрыло" причиной крушения или падений USAAF Ascender, есть ли дополнительная информация по этому поводу?
На самом деле дизайн был немного изменен, и все было в порядке, пока они не переместили вес назад слишком далеко. В кормовой части компьютерной графики было добавлено больше площади. Этому типу конструкции повезло больше, когда требовалось вписаться в сверхзвуковую носовую ударную волну. В дозвуковом плане «классический» дизайн работает лучше по ряду причин.
Каким может быть подход к балансировке модели планера-утки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v