КОС за и против

Darth, Apr 30 2003, 18:41:

Streamflow > А на крыле обратной стреловидности распределение по размаху крыла становится более линейным, что должно увеличивать индуктивное сопротивление. Это я и имел в виду в своем постинге

А, так вот вы о чем! Тогда проясните, пожалуйста, еще такой момент. Я видел графики распределения циркуляции по размаху у крыла прямой стреловидности (далее "КПС", чтоб не мучиться ), из которых следует, что сечения с максимальной циркуляцией находятся где-то посередине крыла, а в районе корня циркуляция уменьшается, причем настолько, что об эллиптическом распределении не может быть и речи. Однако на характер распределения оказывают влияние параметры крыла (угол стреловидности, удлинение, сужение). Когда вы говорите, что распределение циркуляции по размаху у КПС близко к эллиптическому, вы имеете в виду крыло с весьма определенными параметрами (если да, какими?), или же любое КПС (но тогда кто нарисовал те графики?! )?

 

Когда я упоминал об эллиптическом распределении циркуляции по размаху, то говорил об эллиптическом нестреловидном крыле. Близкое распределение имеют и трапециевидные крылья с надлежащим сужением. А на КПС происходит обратное КОС перераспределение циркуляции, именно такое, какое Вы описали.

Можно еще отметить, что носовое оперение разворачивает набегающий на расположенное за ним крыло поток так, что его местные углы атаки уменьшаются, поэтому снижается циркуляция в корневой части крыла, и ее распределение по размаху может, до известной степени, вернуться к распределению на нестреловидном крыле без оперения и стать более близким к эллиптическому. Именно поэтому носовое горизонтальное оперение аэродинамически хорошо компонуется с КОС.

Streamflow > [i]Когда я упоминал об эллиптическом распределении циркуляции по размаху, то говорил об эллиптическом [u]нестреловидном[/u][span lang="EN-US" style="font-size: 9pt; color: black; font-family: verdana; mso-ansi-language: en-us"][/span] крыле.[/i]

А, теперь понятно.

> [i]Можно еще отметить, что носовое оперение разворачивает набегающий на расположенное за ним крыло поток так, что его местные углы атаки уменьшаются...[/i]


Да, как я понял, в этом и состоит основная функция ПГО, нет?

Darth >"Да, как я понял, в этом и состоит основная функция ПГО, нет?"


Нет. Его основная функция состоит в обеспечении продольной управляемости, так же, как и "простого" ГО.

Вуду> Нет. Его основная функция состоит в обеспечении продольной управляемости, так же, как и "простого" ГО.


Не, я про продольный триплан, а конкретно – С-37. Скажем, заднее ГО обеспечивает продольную управляемость путем создания [i]подъемной силы[/i] далеко позади центра масс ЛА. А ПГО? Попробуйте-ка им "продольно поуправлять" и, например, для создания положительного момента тангажа отклонить его вверх – думаю, расположенное вниз по потоку крыло юмор не оценит

Darth

я про продольный триплан, а конкретно – С-37.

 

- И я про него же, и про любой самолёт подобной схемы - она ведь уже довольно давно применяется на самолётах, начиная с XB-70, на израильском "Кфире", на Мираже-4000, на шведском "Виггене", сплошь и рядом схема "утка" - на ракетах.

Скажем, заднее ГО обеспечивает продольную управляемость путем создания подъемной силы далеко позади центра масс ЛА. А ПГО?

 

- Если Вы внимательно глянете на снимок С-37, то там видно, что расстояние между ГО и центром масс вряд ли много больше (очень может быть - меньше) расстояния между ПГО и центром масс. Но ГО находиться в возмущённом потоке от крыла, тогда как ПГО - в гораздо более комфортных условиях. Поэтому эффективность ПГО будет сохраняться на любых углах атаки, оно будет создавать свою аэродинамическую силу, направленную в противоположную с ГО сторону и, соответственно, свой момент относительно центра масс, складывающийся с Мго. Плюс к этому, наличие вектора силы Yпго сдвигает суммарный фокус самолёта вперёд, обеспечивая требуеый запас продольной устойчивости (или неустойчивости ) - по желанию конструкторов.

Попробуйте-ка им "продольно поуправлять" и, например, для создания положительного момента тангажа отклонить его вверх – думаю, расположенное вниз по потоку крыло юмор не оценит

 

- Ну, дык отклоняют же! Поверхность ПГО не очень велика по размаху, так же и хорда его невелика, поэтому оно не шибко здорово турбулизует поток за собой и степень его вредного влияния на обтекание крыла совсем не страшна. Пользы от него намного больше, чем вреда, по замыслу и расчётам конструкторов, надо полагать. Иначе его бы и не ставили...

Вуду[span lang="EN-US" style="mso-ansi-language: en-us"]> [i]И я про него же...[/i][/span]

[color= black]Ну вот, говорите "про него же", а в пример одних "уток" привели (наличие элевонов из них трипланов не делает ). Кстати, обратите внимание: у всех вышеперечисленных машин ПГО находится заметно выше крыла, чтоб лишний раз никого не возмущать. (Можно еще вспомнить [/color]EF-2000, Rafale, [color= black]МиГ 1.44 – то же самое). [/color]

[color= black]С-37 и прочие Сушки с ПГО – совсем другое дело. Впрочем, вы правы, С-37 не совсем удачный пример, на нем как раз ПГО скорее всего может использоваться непосредственно в интересах продольного управления. Рассмотрим тогда более "удачный" – скажем, Су-35 (ПГО малой площади, на одной высоте с крылом и о-о-очень близко к нему). [/color]

[color= black]Начальные условия: летим "прямолинейно и равномерно", тангаж 0, УА тоже в этом районе. Теперь отклоняем ПГО вверх. Оно само по себе, конечно, создает положительный момент тангажа[/color][color= black] [/color][color= black](далее [/color]Mz)[color= black], но скос потока за ним ведет к уменьшению УА в корне крыла вплоть до отрицательных. Тут мы еще будем посмотреть, какой результирующий М[/color]z[color= black] получим (может ведь и отрицательным выйти)... В любом случае, шибко потеряем подъемную силу (размах ПГО мал, зато бортовая хорда у крыла дюже длинная ).[/color]

[color= black]Другое дело отклонять ПГО [/color][b][color= black]вниз[/color][/b][color= black] на больших УА.  [/color]В этом случае оно тоже уменьшает УА крыла, но делает это уже с целью предотвращения корневого срыва, что не есть вредно (об этом и говорил Streamflow, [color= black]только применительно к необходимости оптимизировать распределение циркуляции у КОС). [/color]

[color= black]Так что на трипланах класса Су-35 основная функция ПГО – это все же, наверное, расширение диапазона возможных УА и обеспечение продольной [/color][b][i][color= black]устойчивости[/color][/b][/i][color= black] на больших УА. Продольное [/color][b][i][color= black]управление[/color][/b][/i][color= black] же осуществляется с помощью старого доброго ЗГО.[/color]

P.S.: [color= black]Это всё я так думаю... Но, кстати, вы когда-нибудь видели, чтобы у Су-35 ПГО отклонялось вверх? Я вот ни разу.[/color]

P.P.S: Заодно попробуем новые возможности форматирования текста

Darth

Начальные условия: летим "прямолинейно и равномерно", тангаж 0, УА тоже в этом районе. Теперь отклоняем ПГО вверх. Оно само по себе, конечно, создает положительный момент тангажа (далее Mz) , но скос потока за ним ведет к уменьшению УА в корне крыла вплоть до отрицательных.

 

- А кто это сказал про такие ужасы: "вплоть до отрицательных"?! Не делая простейших расчётов? Не меряя?! Так низззяаа.

  Тут мы еще  будем посмотреть, какой результирующий Мz получим (может ведь и отрицательным выйти)... В любом случае, шибко потеряем подъемную силу (размах ПГО мал, зато бортовая хорда у крыла дюже длинная).

 

- Да кто, с чего, сказал, что "шибко потеряем"?! Несогласный я.

Другое дело отклонять ПГО вниз на больших УА.  В этом случае оно тоже уменьшает УА крыла, но делает это уже с целью предотвращения корневого срыва, что не есть вредно

 

- Что: вверх отклоняем ПГО - УА крыла уменьшается, за счёт скоса потока, и вниз отклоняем ПГО - УА крыла тоже уменьшается?! При скосе потока в противоположном направлении?? Чёрта с два! Вниз отклоняем - в этом случае УА крыла увеличивается.

(об этом и говорил Streamflow, только применительно к необходимости оптимизировать распределение циркуляции у КОС).

 

- О чём говорит Streamflow - это его личные проблемы.

Так что на трипланах класса Су-35 основная функция ПГО – это все же, наверное, расширение диапазона возможных УА и обеспечение продольной устойчивости на больших УА.  Продольное управление же осуществляется с помощью старого доброго ЗГО.

 

- Ни в коем разе ПГО не может обеспечивать продольную устойчивость, потому, как любая аэродинамическая поверхность, находящаяся впереди центра масс самолёта является ДЕстабилизатором и устойчивость может исключительно уменьшать. Задача уменьшения устойчивости может иметь место на манёвренных самолётах, выше об этом говорилось, но вот обеспечение управляемости на любых углах - как раз наиболее актуально с помощью находящегося в открытом невозмущённом потоке ПГО, нежели ГО. Сравните: если Вам кажется серьёзной проблемой изменение УА на крыле от тонкого, узкого и вдвое меньшго по размаху ПГО, то, прикиньте, каким может быть влияние на обтекание ГО от гигантского возмущающего воздействия втрое большего по размаху, относительно толстого и широкого крыла!

P.S.: Это всё я так думаю...  Но, кстати, вы когда-нибудь видели, чтобы у Су-35 ПГО отклонялось вверх? Я вот ни разу.

 

- У каждой рулевой поверхности есть диапазон углов отклонения - столько-то градусов плюс" (от продольной строительной оси, как правило), столько-то градусов - минус. Не может быть ПГО, отклоняющегося только в одну сторону - что же это такое будет: "дестабилизатор Мёбиуса"?

[b]Вуду[/b]

> [i][color= black] А кто это сказал про такие ужасы: "вплоть до отрицательных"?! Не делая простейших расчётов? Не меряя?! Так низззяаа.[/color][/i]


 [color= black]Оно, конечно, низзяаа, но так каца... [/color]


 > [i][color= black] Да кто, с чего, сказал, что "шибко потеряем"?! Несогласный я.[/color][/i]

[color= black]Ну если корень крыла находится на докритическом УА, и мы последний еще более уменьшим, то подъемную силу, разумеется, потеряем А говорю "шибко", потому что речь идет об уменьшении УА в корневой части (т.е. "шибко" по сравнению с тем же, что было бы в случае с концевой частью).[/color]

> [i][color= black] - Что: вверх отклоняем ПГО - УА крыла уменьшается, за счёт скоса потока, и вниз отклоняем ПГО - УА крыла тоже уменьшается?! При скосе потока в противоположном направлении??[/color][/i]

[color= black]Не-е-е-е. В первом случае рассматривался полет с околонулевым УА в момент отклонения ПГО, во втором – с критическим или даже закритическим УА. Для второго случая отклонение ПГО вниз ведет к: 1) предотвращению срыва с самого ПГО, и 2) образованию скоса потока за ним, который уменьшает местные УА корня крыла, выводя их в докритическую область. (Тут аналогия с многощелевым закрылком напрашивается.)[/color]


 [color= black]Ну а если в [/color][b][i][color= black]первом[/color][/b][/i] [color= black]примере ПГО вниз отклонить, то конечно УА крыла возрастет.[/color]

> [i][color= black]но вот обеспечение управляемости на любых углах - как раз наиболее актуально с помощью находящегося в открытом невозмущённом потоке ПГО, нежели ГО.[/color][/i]

[color= black]Ой... Так вы оказывается про [/color][b][i][color= black]управляемость[/color][/b][/i] [span class="postcolor1"][color= black]все это время говорили! Прошу простить, невнимательно прочитал ваш пост выше – я думал, про "управление". Тут, разумеется, согласен. Я, кстати, управляемость и имел в виду (но сегодня у нас тут погода плохая, башка болит, поэтому глючит временами ) [/color]


 


[/span]

> [i][color= black]каким может быть влияние на обтекание ГО от гигантского возмущающего воздействия втрое большего по размаху, относительно толстого и широкого крыла![/color][/i]

[color= black]Дык оттого ГО обычно и располагают значительно ниже или выше крыла [/color]


 

> [i][color= black]У каждой рулевой поверхности есть диапазон углов отклонения - столько-то градусов плюс" (от продольной строительной оси, как правило), столько-то градусов - минус.[/color][/i]

[color= black]Вот где бы его для ПГО Сушки подсмотреть...[span style="mso-bidi-font-style: italic"][/color][/span]


 

Darth

Ну если корень крыла находится на докритическом УА, и мы последний еще более уменьшим, то подъемную силу, разумеется, потеряем.  А говорю "шибко", потому что речь идет об уменьшении УА в корневой части (т.е. "шибко" по сравнению с тем же, что было бы в случае с концевой частью).

 

- Но в абсолютных значениях это могут быть величины пренебрежимо малые, во-первых, и не забывайте, что само ПГО, отклонённое на увеличение собственного УА, обеспечивает суммарный прирост подъёмной силы самолёта, возможно больший, чем то падение, что происходит на крыле! Сколько - надо считать, имея соответствующие данные. Но в абсолютном исчислении там больших цифр быть не должно, разве что - при большущих перегрузках. Но там всё, опять же, возрастает...

>Что: вверх отклоняем ПГО - УА крыла уменьшается, за счёт скоса потока, и вниз отклоняем ПГО - УА крыла тоже уменьшается?! При скосе потока в противоположном направлении??

Не-е-е-е. В первом случае рассматривался полет с околонулевым УА в момент отклонения ПГО, во втором – с критическим или даже закритическим УА.

 

- Есть здесь важный нюанс: поскольку ПГО и крыло разнесены по длине, представьте себе, что самолёт выполняет полёт на УА=25 градусов. Гляньте, чисто геометрически, насколько поток, в котором находится ПГО, будет выше крыла? Насколько его влияние будет ослаблено этим фактом?

Для второго случая отклонение ПГО вниз ведет к: 1) предотвращению срыва с самого ПГО, и 2) образованию скоса потока за ним, который уменьшает местные УА корня крыла, выводя их в докритическую область. (Тут аналогия с многощелевым закрылком напрашивается.)

 

- При полёте на столь больших углах, срыв на ПГО, ввиду малости его хорды, наступит значительно позже (при тех же УА), чем на крыле. Поэтому "запас руля" которым является ПГО, весьма и весьма велик. А аналогия тут напрашивается уж больше с бипланом...

> У каждой рулевой поверхности есть диапазон углов отклонения - столько-то градусов плюс" (от продольной строительной оси, как правило), столько-то градусов - минус.

Вот где бы его для ПГО Сушки подсмотреть...

 

- ИМХО: тут не может быть никакой военной тайны - надо просто найти эти данные, да и всё... Хоть по телефону позвонив в КБ...

Вуду


> само ПГО, отклонённое на увеличение собственного УА, обеспечивает суммарный прирост подъёмной силы самолёта, возможно больший, чем то падение, что происходит на крыле!


Ох, сильно сомневаюсь я в этом.


> поскольку ПГО и крыло разнесены по длине, представьте себе, что самолёт выполняет полёт на УА=25 градусов. Гляньте, чисто геометрически, насколько поток, в котором находится ПГО, будет выше крыла? Насколько его влияние будет ослаблено этим фактом?


Глянул. Не впечатляет А если у его ПГО еще и профили несущие, то совсем... Воздух-то вязкий.


> При полёте на столь больших углах, срыв на ПГО, ввиду малости его хорды, наступит значительно позже (при тех же УА), чем на крыле.


Хм. Дык а как длина хорды-то влияет на срыв? Вот стреловидность у него больше – это да, при прочих равных оттягивает срыв. Но есть ли там эти "прочие равные", еще большой вопрос. (Фиг его знает, какой там профиль, например.)


Тут мне еще такая мысль в голову пришла. На самом деле лучше бы у него срыв [i]раньше[/i] наступал, когда на крыле еще сохраняется подъемная сила. В этом случае возникнет пикирующий момент, который "автоматически" уменьшит УА. Мн-да... А ведь действительно хорошая мысль, если подумать... Если в КБ еще не догадались, надо срочно продать идею


В общем, много вопросов. Ладно, подождем, что завтра знатоки скажут (в будние дни форум заметно оживает ).


> ИМХО: тут не может быть никакой военной тайны - надо просто найти эти данные, да и всё...


Да тайны-то нет (достаточно на МАКСах подглядеть), но этих данных до сих пор нигде не встречал.


> Хоть по телефону позвонив в КБ...


Угу, "Ребята, меня зовут Darth, я ваш фанат с форума Авиабазы. Скажите, пожалуйста... "

Darth, May 4 2003, 21:25:

Тут мне еще такая мысль в голову пришла. На самом деле лучше бы у него срыв [i]раньше[/i] наступал, когда на крыле еще сохраняется подъемная сила. В этом случае возникнет пикирующий момент, который "автоматически" уменьшит УА. Мн-да... А ведь действительно хорошая мысль, если подумать... Если в КБ еще не догадались, надо срочно продать идею

 

Ну вот еще, не догадались Сей эффект известен как один из основных недостатков схемы "утка". Во всяком случае для устойчивого самолета. У него угол атаки на ПГО больше, чем на крыле - в результате срыв на оперении возникает раньше, из-за чего самолет клюет носом, еще не достигнув возможностей крыла по углу атаки. Можно, наверное, сказать, что он так "предохраняет" от выхода на закритические УА, но, видимо, очень уж резко. Да и вообще, срыв на управляющем органе - не есть хорошо.

P.S. Darth, не злоупотребляйте шрифтами. Пожалуйста

Zeus

Вуду>> При полёте на столь больших углах, срыв на ПГО, ввиду малости его хорды, наступит значительно позже (при тех же УА), чем на крыле.

Darth>Хм. Дык а как длина хорды-то влияет на срыв?

 

- Подтвердите, плз, Darth'у, что я его не обманул! Что на крыле с меньшей хордой позже наступает срыв, потому, что позже начинается турбулизация на верхней части, потому что... и пр. (Не могу же я всякую умню про числа Рейнольдса пороть, раз требуется комментарий специалиста...)

Zeus

> У него угол атаки на ПГО больше, чем на крыле - в результате срыв на оперении возникает раньше, из-за чего самолет клюет носом, еще не достигнув возможностей крыла по углу атаки.

Вот те раз, не знал, что так все плохо. Ну это, наверное, справедливо для неподвижного ПГО с рулями высоты, как на XB-70. А цельноповоротному-то должно быть по фигу. Если только СДУ не глюканет

> Можно, наверное, сказать, что он так "предохраняет" от выхода на закритические УА, но, видимо, очень уж резко.

"Резко" – в смысле, слишком сильно клюет носом?

> P.S. Darth, не злоупотребляйте шрифтами.

"Я больше не буду" Это было в порядке эксперимента.

P.S.: Zeus, вы нам, того, зубы-то не заговаривайте, а лучше ответьте на поставленные вопросы . Суммирую:

1. Отклоняется ли на Су-33/35 ПГО вверх (на увеличение УА)? Применяется ли это в целях продольного управления?
(1*. Какой диапазон углов отклонения ПГО у рассматриваемых ЛА?)
2. Если да, то насколько это уменьшает местные УА части крыла, обслуживаемой ПГО? Как это сказывается на его подъемной силе?

(Ну и 2* (для интереса): А у Су-33/35, С-37 ПГО набрано из несущих профилей или симметричных?)

Вуду

> …на крыле с меньшей хордой позже наступает срыв, потому, что позже начинается турбулизация на верхней части

Никогда не слышал такой гипотезы . Хотя мысль понял. Как-то привык к тому, что характеристики обтекания всегда привязывают к относительным параметрам, а тут вдруг абсолютный...

Zeus, добавьте себе в список еще вопрос

Darth, May 3 2003, 21:35:

А ПГО? Попробуйте-ка им "продольно поуправлять" и, например, для создания положительного момента тангажа отклонить его вверх – думаю, расположенное вниз по потоку крыло юмор не оценит

 

Хи-с! Этого на МиГе и откушали: пер. нога на взлете не отрывается: добавили площади ПГО - стало еще хуже...

Darth, May 3 2003, 21:35:

Вот где бы его для ПГО Сушки подсмотреть...

 

Диапазон -3,5 ... +51.5 Только я не помню, где там верх, а где низ...

Darth, May 4 2003, 19:45:

> [i][color= black]но вот обеспечение управляемости на любых углах - как раз наиболее актуально с помощью находящегося в открытом невозмущённом потоке ПГО, нежели ГО.[/color][/i]

[color= black]Ой... Так вы оказывается про [/color][b][i][color= black]управляемость[/color][/b][/i] [span class="postcolor1"][color= black]все это время говорили! Прошу простить, невнимательно прочитал ваш пост выше – я думал, про "управление". Тут, разумеется, согласен. Я, кстати, управляемость и имел в виду (но сегодня у нас тут погода плохая, башка болит, поэтому глючит временами ) [/color]


 


[/span]

> [i][color= black]каким может быть влияние на обтекание ГО от гигантского возмущающего воздействия втрое большего по размаху, относительно толстого и широкого крыла![/color][/i]

[color= black]Дык оттого ГО обычно и располагают значительно ниже или выше крыла [/color]


 

> [i][color= black]У каждой рулевой поверхности есть диапазон углов отклонения - столько-то градусов плюс" (от продольной строительной оси, как правило), столько-то градусов - минус.[/color][/i]

[color= black]Вот где бы его для ПГО Сушки подсмотреть...[span style="mso-bidi-font-style: italic"][/color][/span]


 

 

А  что его подсматривать, берем КБшный CD Су-27 и читаем:


Углы отклонеия ПГО  +3.5 -51.5 градусов (такая цифра приведена для всех - Су-33, 35, 37, 34)

Владимир, дайте, плз, для комплекту, и углы отклонения стабилизатора?

А то получается, что ПГО нужно только для обеспечения управления в положении "стоя на хвосте"...

Вуду, May 5 2003, 20:19:

Владимир, дайте, плз, для комплекту, и углы отклонения стабилизатора?

А то получается, что ПГО нужно только для обеспечения управления в положении "стоя на хвосте"...

 

Легко +15/-20. При дифференциальном отклонении "ножницы" до 10 градусов.

PS: Это не редактор для ответов а дыба какая-то... Отквотить что-то по человечески - пальцы сломаешь.  

Владимир Малюх

- Понял, спасибо...

А что я, что я? Будто я аэродинамик! Очень коротко:

Darth>"Резко" – в смысле, слишком сильно клюет носом?

Ну да. На классических "утках" такой эффект наблюдается. Впрочем, Су-35 к таковым не относится, да и системой управления это слегка можно теперь поправить. Да и неустойчивый он - там все по-другому. Я про клевок просто, к слову заметил.

Darth>2. Если да, то насколько это уменьшает местные УА части крыла, обслуживаемой ПГО? Как это сказывается на его подъемной силе?

Про углы сказали, про профили не знаю (может, Владимир в своих чертежах пороется ), про назначение у меня точных сведений нет. Как-то оно участвует (т.е. не просто отслеживает угол), но точнее не скажу. Думаю, алгоритм разный на разных машинах и менялся неоднократно в процессе испытаний.

Цифр по изменению циркуляции крыла у меня тоже, конечно, нет, но могу сказать, что видел у аэродинамиков всякие картинки распределения циркуляции с влиянием ПГО в плоскости крыла (на разных продувочных и рассчетных моделях) - выглядит внушительно.

Вуду>>…на крыле с меньшей хордой позже наступает срыв, потому, что позже начинается турбулизация на верхней части

Darth>Никогда не слышал такой гипотезы . Хотя мысль понял. Как-то привык к тому, что характеристики обтекания всегда привязывают к относительным параметрам, а тут вдруг абсолютный...

Абсолютные тоже имеют значение - те самые числа Рейнольдса и т.п. При прочих равных, на большей поверхности раньше наступит срыв (больше Re). Но - при прочих равных. А у крыла и ПГО и форма, и профиль, думаю, разные. Не говоря о местном угле атаки.

Владимир Малюх

Вы могли бы уточнить ещё одну деталь: левая и правая части стабилизатора работают и как элевоны, обеспечивая управляемость по крену, а левая и правая части ПГО - они тоже работают в режиме элевонов или всегда отклоняются одновременно на один и тот же угол?

Aaz> Этого на МиГе и откушали: пер. нога на взлете не отрывается: добавили площади ПГО - стало еще хуже..

Хе-хе Ну конечно, им спросить не у кого было – меня-то с ними не было в тот момент

На самом деле это вы интересную историю рассказали. А кто главный герой, МиГ 1.44?

> -3,5 ... +51.5 Только я не помню, где там верх, а где низ...

Наверное все-таки система знаков обратная (т.е. как на обычном ГО), как Владимир Малюх привел (далее).

Я вот грешным делом уже подумывал, что вверх оно не отклоняется совсем. Ан-нет, 3,5°... Это, наверное, для случая, когда необходим ха-а-ароший кабрирующий момент (типа, "Кобру" сделать приспичило ), в ущерб подъемной силе.

Владимир Малюх> А  что его подсматривать, берем КБшный CD Су-27 и читаем:

Так кабы был КБшный CD Су-27, я б такие глупые вопросы не задавал А там про диапазон углов ПГО С-37 ничего не сказано?

Вуду> получается, что ПГО нужно только для обеспечения управления в положении "стоя на хвосте"...

Ну дык а я о чем! Для компоновки Су-27хх получается так. Это как предкрылок, только очень продвинутый.

Zeus> А что я, что я? Будто я аэродинамик!

Вы хотя бы Маёвец, а значит априори лучший аэродинамик, чем я

> видел у аэродинамиков всякие картинки распределения циркуляции с влиянием ПГО в плоскости крыла (на разных продувочных и расчетных моделях) - выглядит внушительно.

А достать и выложить что-нибудь из этой оперы можете? Особенно интересно на данном этапе посмотреть эти картинки при разных углах отклонения ПГО, и особенно при отклонении вверх.

> При прочих равных, на большей поверхности раньше наступит срыв (больше Re)

Ну да, ведь "характерный линейный размер", в числителе Стормозил...

Вуду, May 5 2003, 22:39:

Владимир Малюх

Вы могли бы уточнить ещё одну деталь: левая и правая части стабилизатора работают и как элевоны, обеспечивая управляемость по крену, а левая и правая части ПГО - они тоже работают в режиме элевонов или всегда отклоняются одновременно на один и тот же угол?

 

А вот тут - ХЗ, но судя по всему (не спрашивайте откуда я это выудил) на Су-34 ПГО дифференциальное.

Понял, спасибо.

Владимир Малюх, May 6 2003, 08:10:

Вуду, May 5 2003, 22:39:

Владимир Малюх

Вы могли бы уточнить ещё одну деталь: левая и правая части стабилизатора работают и как элевоны, обеспечивая управляемость по крену, а левая и правая части ПГО - они тоже работают в режиме элевонов или всегда отклоняются одновременно на один и тот же угол?

 

А вот тут - ХЗ, но судя по всему (не спрашивайте откуда я это выудил) на Су-34 ПГО дифференциальное.

 

"Не спрашивайте откуда я это выудил", но на всех модификациях Су-27, имеющих ПГО, у него одни и те же углы отклонения (и никакой дифференциации).