Hon

Да, Вы правы, в своих суждениях я отталкиваюсь от понятий, общепринятых в большой авиации. И очень ново узнать от Вас, что у многомоторника с толкющими винтами затруднительно обеспечить нормальный диапазон центровок.... Примеры плз, в студию. Если Вам интерсно, могу рассказать, когда применение толкающих винтов (или винта) оправдано. Это не имеет ничего общего с вашими изысаниями, увы. Но чтобы не уводить тему и форум в сторону, посоветую (пожелаю) и Вам попробовать схему с тянущими винтами, тогда и Ваши суждения лично я сочту обьективными....

Ну да, конечно же!.....И подавляющее большинство многомоторных винтовых самолетов по Вашему спроектированы и выполнены в аэродинамическом отношении неграмотно...

Весьма грамотный аппаратик. Со многих точек зрения. Главное, что винтомоторная группа расположена в наивыгоднейшем месте, если смотреть в плане аэродинамики. Не исключено, что и миллиамперчасы расходуются экономненько....

Для Ская 35% не является сильно сдвинутой назад центровкой. У Ская, как и у любого современного самолета классической схемы стабилизатор НЕ несущий. В этой теме авторы даже узрели, что у него симметричный профиль, а это свидетельствует о том, что и в проекте Скай - это абсолютно нормальный классический высокоплан.Т-образное хвостовое оперение обычно выбирают, чтобы вынести стабилизатор из затенения крыла на больших углах атаки, но у Ская главная причина на мой взгляд-это обеспечение сохранности стабилизатора при посадке без шасси. Конечно запас продольной устойчивости при ЦТ 35% САХ будет меньше, чем при 25%, но благодаря ярковыраженной высокопланной схеме уменьшенная устойчивость будет слихвой компенсирована эффектом маятника и аппарат будет вполне устойчив и отлично маневрен по тангажу. Некоторые несущие свойства стабилизатор будет иметь в режиме перехода в пикирование. А так скорее всего при такой центровке несущие свойства стабилизатора близки к нулю. При таком раскладе устойчивость во многом обеспечивается высокопланностью, а стабилизатор в таком случае обеспечивает только отличную управляемость по тангажу. Хотя при центровке в 25% стабилизатор будет иметь отрицательное значение подьемной силы и будет участвовать непосредственно в обеспечении устойчивости самолета (будет компенсировать пикирующий момент, возникающий от взаимодействия ЦТ и центра давления).

Способность Ская летать при "задних" центровках обусловлена так же и тем, что он является ярковыраженным высокопланом. Да плюс к тому приподнятые "уши" крыла, что делает его еще более высокопланистым. Если рассмотреть расположение ЦТ относительно центра давления в вертикальной плоскости, то мы увидим, что ЦТ расположен значительно ниже центра давления, который будет располагаться в поперечной плоскости расположения САХ. Центр давления фактически будет даже несколько выше поверхности центральной части крыла. Образно выражаясь, центр давления есть точка подвески маятника, каковым является ЦТ. Как известно, маятник, предоставленный сам себе после какого-либо воздействия стремится попасть в точку равновесия (покоя). Так и ЦТ Ская после какого - либо внешнего воздействия или эволюции рулями будет стремится сохранить равновесие. Иными словами Скай, как впрочем и любой другой высокоплан обладает "природной" устойчивостью. Поскольку правильное расположение ЦТ необходимо для того, чтобы обеспечить устойчивость ЛА, а так же требуемые характеристики управляемости, то в случае с высокопланами можно сказать, что этот параметр благодаря "природной" устойчивости будет обладать наибольшим диапазоном допустимых вариантов расположения ЦТ по отношению к САХ по сравнению со среднепланами и тем более низкопланами. Вот почему большинство транспортных аеропланов выполнено по схеме высокоплан. "Задневатая" центровка под 40% вполне допустима для Ская, его высокопланная схема позволит например при увеличении угла атаки (тангажа) получить дополнительную устойчивость, возникающую за счет смещения (поворота) ЦТ вперед относительно центра давления.И наоборот, в случае БД-5 (низкоплан) центровка под 40% может оказатся губительной. В варианте FPV влияние также будет оказывать размещение оборудования по отношению к вертикальной плоскости. Поэтому для него ЦТ лучше пожестче привязать к общеприменимым 25-30% САХ. В довесок приведу несколько примеров диапазонов центровок (из "большой" авиации) для спортивных планеров- высокопланов. Л-13 "Бланик"- 23-38%, А-15 имеет 24-35%, "Кобра-15" - 23-40%, "Пират" - 28,5-44%, "Янтарь-Стандарт" - 19-47%, "ЛАК-9" - 20-43% САХ. Но вааще для хлопца - новичка, юзателя Ская, попавшего сюда за советом по центровке скажу: ЦТ для начала располагай на 25-30% САХ, и если ты правильно и ровно собрал аппарат-полетишь. "Переднее" и "заднее" сперва не надо, хотя бы потому, что неизвестно, какое оборудование и где в вертикальной плоскости ты добавил. Можно же добавить и столько, что даже и Скай утеряет некоторые высокопланные свойства...

Простота простоте рознь. Согласен, у X-5 сужением в общем то может и можно пренебречь (сам долго смотрел на фото, чтобы узреть сужение крыла).Но в случае например Х-8 сужение имеет место быть очень явным, и он тоже может быть носителем FPV. Я сам не сторонник "вдарится" по расчетам и схемки о САХ в тему выложил не для того, чтобы пользователи рассматривали там всякие формулы и "грузились" ими по самое нехочу. Кроме формул на схемах доходчиво графически отображено построение САХ, что проясняет сам прицип его определения. И без формул. И вовсе не заморачиваясь высшими материями (профилями и т.п.) можно получить различные значения в определении САХ и ЦТ для одного и того же ЛА. К примеру у двух классных пилотов есть по одинаковому Х-5. И летают они одинаково хорошо, и центровка у них в одном и том же месте, только один пилот при этом говорит: у моего Х-5 ЦТ расположен на 10% САХ, а другой скажет, что у его Х-5 центровка расположена на 15%. А тут еще где то рядом оказался новичок (тоже с Х-5) и услышал это... Как Вам такой расклад? Я говорю про то, что это не есть плохо, когда приходят к единому знаменателю, а не о залезании в дебри расчетов. С уважением.

Для конкретного носителя производственного происхождения уважающий себя производитель мог бы и указать для потребителя требуемый диапазон эксплуатационных центровок в инструкции. Не вдаваясь в дебри расчетов простым русским языком скажу: для Ская да и не только для него центровка должна быть в пределах 25-30% САХ. Этот показатель подойдет большинству самолетов классической схемы. В литературе приходилось встречать и больший диапазон ценровок: например у с-та Ан-2 ЦТ может находится в пределах 17,2-33% САХ. Пусть пример этот и не модельный, но что самолет, что модель летают по одним и тем же законам. Вообще центровки меньше 20% являются передними, они добавляют устойчивости, но делают самолет склонным к пикированию, резкому и неуправляемому на малых скоростях. Чем более вперед она смещена, тем сильнее будет проявлятся склонность к пикированию, и успешность пилотирования будет зависеть от наличия скорости и запаса продольной устойчивости (эффективности стабилизатора, т.е. его площади и плеча). Упоминаемые в этой теме центровки в 50% САХ и даже более тоже применяются, но в моделизме это относится к свободнолетающим парителям (планера, таймерные, резиномоторные). В "большой" авиации такие центровки применялись на самой заре на самолетах типа "Илья Муромец" и других аппаратах того времени. Как модели так и самолеты с такой центровкой имеют НЕСУЩИЙ стабилизатор. Это само по себе хорошо для однорежимных парителей, но не совсем хорошо для многорежимных полноразмерных самолетов, что и приводило к авариям, а впоследствии к отказу проектирования самолетов с такой центровкой, и теперь все самолеты классической схемы имеют стабилизатор, создающий ОТРИЦАТЕЛЬНУЮ подьемную силу и отрицательный (3-5 градусов) установочный угол (исключение- пилотажки, может быть и 0 градусов). Вообще, на мой взгляд не стоит заморачиваться формулами, и залазить в дебри точных расчетов. Даже полноразмерные самолеты никогда на испытаниях не подтверждают расчетных данных на 100% и доводятся до кондиции годами. Для новичка, попавшего в эту тему достаточно понять, как правильно определить САХ и отложить на ней от передней кромки крыла 25-30% для самолета классической схемы, каковым и является Скай. Для летающего крыла с полжительной стреловидностью это значение должно быть в районе 15%. Но это в случае, если сам производитель не указывает иного... С уважением.

Осмелюсь внести небольшую поправочку в суждения уважаемого amigaman. В случае крыла с сужением, нестреловидного, или другими словами трапециевидного, определение САХ никак нельзя приравнивать к способу определения САХ для прямого без сужения крыла. Посудите сами. Если взять сужающееся крыло (широкое в корне и поуже у законцовки) и, как советует упомянутый автор мысленно (а лучше с помощью мерила) разделить пополам вдоль размаха, то мы ни в коем случае не получим две равные по площади половины консоли. Половина у корня будет больше, чем у законцовки, и чем больше сужение, тем более заметна эта разница в площадях и следственно САХ, определнная таким образом не будет верной. И ЦТ, отсчитанный от нее соответственно будет располагаться с ошибкой. Поэтому для определения САХ сужающегося крыла следует использовать способ, указанный на приведенных мною ранее схемах для трапециевидного крыла. Наличие или отсутствие стреловидности здесь не важно. С уважением. PS в случае определения САХ для X-5 указанным уважаемым amigaman способом, САХ расположится несколько " заднее".

Еще схемка отыскалась... Может несколько мудрено изображено, но суть везде одна и та же - САХ это условная граница, паралельная продольной оси самолета и делящая консоль крыла на две равных по площади части. Наиболее просто определяется САХ у прямоугольного крыла. Она совпадает с хордой крыла. И делит консоль пополам вдоль размаха. В случае трапециевидного крыла или крыла, имеющего стреловидность, а так же крыла, имеющего стреловидность с сужением, корневая и концевая хорды консоли имеют различие как по величине, так и по расположению вдоль продольной оси самолета, и поэтому определение САХ здесь имеет особенности. Поскольку такие характеристики самолета, как устойчивость и управляемость напрямую зависят от расположения центра тяжести относительно центра давления на крыле в продольном отношении ( в поперечном, понятно, ЦТ должен находится на оси симметрии), то, понятно, что для определения правильного местоположения центра тяжести необходимо знать некую среднюю геометрическую величину на крыле, относительно которой и ведется расчет центровки.Автор этой ветки верно на пальцах изложил методы определения САХ. По центровке от себя добавлю, что при ее определении необходимо учитывать поведение центра давления крыла в зависимости от угла атаки (эксплуатационного) на конкретном используемом профиле крыла. Есть профили с неизменным расположением центра давления, есть профили, где центр давления гуляет вперед, есть где назад. Поэтому в зависимости от типа самолета и используемых в его крыле профилей наблюдаются различные величины центровок. Стоит отметить, что существует эксплуатационный диапазон центровок, в котором ЛА может безопасно эксплуатироваться. Для самолетов различных схем он имеет разное значение. У самолетов классической схемы этот диапазон больше, чем у летающих крыльев или смолетов, выполненых по схеме "утка", "тандем". С уважением.

Вот картинки с текстом по теме.

А как насчет методов определения САХ для крыльев различных по форме в плане (при виде сверху или снизу)?Вы, как проектировщик моделей наверняка должны это знать. Изложите и желательно с иллюстрациями. Для пользователей этого сайта наверняка это окажется полезным. А то пишут: у меня столько-то мм от сервы, а уменя столько то см от носка... А так соверщенно с Вами согласен, центровка измеряется в% от САХ. И однозначно.

Грамотный у Вас подход в целом. Улучшенная аэродинамика крыла - уменьшенный энергорасход однозначно.Соответсвенно увеличиваются как дальность, так и продолжительность полета. Только великоваты несколько элероны, вполне достаточно 40% от размаха. Меньше элерон - меньше щелей на крыле, + к аэродинамике. А чтобы летучесть не озадачивала на посадке - необходимы интерцепторы (воздушные тормоза).Наличие интецепторов + правильное их использование = уверенная посадка с любой высоты в любую точку.