Расчёт самолёта-ликбез
Статья----автор Книжников ВВ
аэродинамика планера----смотри статью "динамика полёта крылатого ла"
скорость планирования на уровне моря для плосковыпуклого профиля крыла толщиной 12% это корень из удвоенной нагрузки Vпл(м/с)= (2m(г)/s(дм2))^0.5, так как нагрузка 1г/дм2 эквивалентна 1Н/м2=1Паскаль!
Например при 25 г/ дм2 получаем корень из 50 равный всего 7.1 м/с, а при 60 г/дм2 уже около 11 м/с, при 100 г/дм2 получаем 14 м/с!
Именно скорость планирования на максимальном аэродинамическом качестве определяет ветро-пробиваемость планера!
Зная АК планера как удлинение крыла с коэф 1.3 для авиамоделей можно узнать вертикальную скорость снижения -----например для планера с удлинением 10 и АКмах=13, нагрузкой на крыло 25 г/дм2 получаем 7.1 м/с делить на 13 равную 0.54 м/с------ то есть при силе термика более 54 см/с планер начнёт парить ! У спортивных парителей с размахом в 4 метра скорость снижения около 30 см/с без термика и высоту в 200 метров они сливают примерно за 660 секунд или 11 мин и даже при слабом термике они могут парить беспосадочно весь день.
Скорость сваливания Vмин для плосковыпуклого крыла равна 0.8 скорости планирования Vпл на максимальном качестве планера----- Vмин=0.8Vпл
Центровка классических ла
Для классики удобно использовать простую формулу Хцм в процентах САХ крыла оптимальный -----0.5Аго100%=Хцм%
Аго коэф. продольной устойчивости это произведение соотношений площади стабилизатора к площади крыла и плеча к сах---Аго=(Sстаб/Sкрыл)(Вплеч/САХкр)
Например для стабилизатора площадью 2 дм2 и крыла площадью 10 дм2 соотношение равно 0.2 ----а соотношение плеча от центра давления крыла до центра давления стабилизатора 4дм при САХ крыла в 1 дм равно 4-----тогда Аго=0.2х4=0.8, а точку центра масс получаем в 0.5х0.8х100%=40%сах или 0.4 дм=40мм!
пределы балансировки -----Хцм=(0.4--0.6)Вплеч Sстаб/Sкрыл!
При этом допустимый диапазон центровки 0.4Аго100% предельно передняя ---- при высокой турболентности в приземлённом слое повышается устойчивость!
0.6Аго100% предельно задняя центровка допустимо летать только в штилевую погоду или парить в термиках----управление по тангажу становиться очень чутким !
Вертикальный киль делают по правилу половины площади стабилизатора---- хватит на курсовую устойчивость!
Установочный угол заднего стабилизатора минус пару-тройку градусов относительно крыла ----у ПГО длинноносой "утки" плюс пару-тройку градусов относительно крыла!
Диапазон скоростей ла
Соотношение максимальной горизонтальной скорости самолёта к скорости сваливания называется коэффициентом запаса по скорости Кск=Vмах/Vмин и определяет запас кинетической энергии для ла (Кск)^2------например
для медленно летающих 3д пилотажек, парителей достаточно 1.6 кратное соотношение скоростей,
для БПЛА и птицелётов----Кск=2,
для пилотаг и бойцовок уже----Кск=2.5,
для коротких лк----Кск=3,
для хотлайнеров----Кск=3.5,
для скоростных гонок----Кск=4
скорость потока от винта на полном газу, как произведение шага на частоту вращении должна быть в 1.1 раза больше максимальной воздушной скорости ла !
диапазон Кск=1--1.25 называется вторым режимом и не используется при горизонтальном полёте из-за больших пред срывных углов атаки крыла и опасности сваливания на крыло в штопор----- необходимо увеличить скорость полёта до круизной при Кск=1.5-1.6 пологим пикированием на планере или увеличить газ на самолёте до (45--50)%!
Тяговооружённость ла
Тяговооружённость это соотношение тяги на стопе при полном газе к весу самолёта---- Тст=Fст/mg
у спортивных парителей в 2 раза,
У 3д пилотаг в 1.6,
у конвертопланов и втол-1.3
у пилотаг и бойцовок-1.0,
у тренеров стартующих с руки-0.9
у гонок и скоростных-0.8,
у гидро-самолётов-0.7,
у хотлайнеров и грузовиков-0.6 ,
у колёсных и на лыжах бпла-0.5,
у бпла лк стартующих с катапульты всего-0.4,
у эконом классов типа мотопланер достаточно-0.3
Минимальная тяговооруженность ла при которой возможен прямолинейный полёт обратно пропорциональна АКмах ------- Тмин=1/АКмах!
Разница-дельта текущей тяговооруженности на полном газу Тек=0.8Тст и минимальной потребной определяет угол подъёма на втором режиме(он же глиссада при планировании без мотора на АКтек)----например синус угла подъема равен дельте, а котангес угла это текущее аэродинамическое качество! округленно:
синус 3 град----дельта Тмин=0.05 ----АКтек=20
6 гр----0.1----9.6
12гр----0.2----4.6
18гр----0.3-----3
25гр----0.4----2.2
30гр----0.5-----1.8
35гр----0.6----1.5
45гр---0.7-----1
60гр---0.9-----0.6
90гр---1.0-----0
При максимальной тяговооруженности бпла 0.4 и и АКмах=10 получаем дельту всего 0.3 или 18 градусов угла подъёма!
Режимы от нагрузок
Существуют пять основных режима работы электро вмг в зависимости от режимов полёта ла, где текущая поступь винта увеличивается с разгрузкой вмг по моменту сопротивления----например
длина текущей поступи меняется как(hстоп=h1)<h2<h3<h4<(h5=Hо=1.25Нгеом),
и длина скольжение Lтек=Hо-hтек
h1) самый высоконагруженный режим это момент трогания при разбеге на полном газу или режим стопа характеризуется пиком момента сопротивления наведённый тягой винта M=Fh1/2ПИ=0.16(Fст hст) на максимальных углах атаки лопастей , то есть максимальное скольжение винта относительно среды и пик мощности мотора ------кратковременная пиковая сила тока через электромотор на максимальной удельной мощности 4-6 вт/г ограниченна удельной тепловой мощностью рассеивания не более 1вт/г при среднем обдуве 15-20 м/с с приращением температуры 100 градусов С плюс температура воздуха!!!
академическая формула тяги винта на уровне моря на стопе --- Fст=6(ГТВ)fст^2!
где----торсионная плотность воздуха 6(кг/м3)=0.5ро(Пи)^2
геометрическая тяжесть самолётного двухлопастного винта ГТВ(м4)= Sл D (D H)^0.5, где Sл(м2)---рабочая площадь одной лопасти на расстоянии от 0.3 до 1 радиуса
частота вращения эд под пиковой нагрузкой fнаг(Гц)=(Коб КПДэд Kхх U)=(0.6нано--0.65микро--0.7мини--0.75миди--0.8макси)fхх
D=CAXкр (Cyмах (Kск)Х/Как)^0.5 -----для всех типов крылатых ла!
эмпирика для авиамоделей----Dв=1.1Cyмах CAXкр и Нв=0.9CAXкр
h2) чуть менее тяжелый режим это набор высоты под углом к горизонту в набегающем потоке или в крутом вираже----разгрузка винта по моменту сопротивления и падение силы тока и мощности потребления в 1.1 раза от режима стопа!!!
коэф. относительного запаса тяги Кт или перегрузка ла в вираже зависит от произведения тяговооруженности Tст на максимальное аэродинамическое качество AKмах ------
Kперегрузка=Кт=Fст/Fxmin=Tст AKмах=(Kск)^2
тяга при подъёме в горку это сумма векторов силы тяжести и аэродинамической нормали крыла и минимального лобового сопротивления ла в полёте или тяговооруженность в горке это сумма синуса угла подъёма а и обратной 1/АКмах=Сх/Су----
сила тяги Fобщ=Fрезульт+Fх=mg(sin a +1/AKmax)-----
тяговооруженность вмг Т=F/mg=(sin a +1/AKmax) -----
вертикальный набор высоты при большой энерговооруженности ла более 300вт/кг полётной массы,---- тогда максимальная тяга в полёте Fобщ=mg+Fх=1.1 mg
сила тока от массы ла, геометрии винта и оборотистости эд----
I=(1.1mg)(0.6Hо) (Коб Kxx)/КПДв= mg Н Кхх
h3) режим вмг в горизонтальном полёте на максимальной воздушной скорости ла на полном газе при реактивной тяге запертой лобовым сопротивлением с разгрузкой момента винта в 1.3 раза от стенда
Vмах=Kск Vсв!!!, где коэф . относительного запаса скорости полёта через аэродинамику----Кск=Vпол/Vсв=(Тст АКмах)^0.5=(Fст/Fxmin)^0.5=(Kт)^0.5
зависимость силы лобового сопротивления от запаса скорости полёта ла----
Fx=mg/AKтек=10m(Kск)^Х /AKмax, или по телеметрии на полном газу Fx = I /(1макси--1.1миди--1.2мини--1.3микро--1.4нано) Н Кхх
где степень нарастания Х=1 для тонкого симметричного профиля крыла,
Х=1.1 для 10% симметричного профиля крыла
Х=1.2 для несимметричного двояковыпуклого,
Х=1.3 для змееобразных,
Х=1.4 для плосковыпуклого,
Х=1.5 для слабо вогнутовыпуклого
Х=1.6 для сильно вогнутовыпуклого!!!
сила тока в полёте Iпол=(1макси--1.1миди--1.2мини--1.3микро--1.4нано) Fx Н Кхх!!!!!!!!!!!!!!!
связь эффективности пропульсивной системы (внешний КПДв)---
КПДпроп.сис=КПДнач.винта х(Куп)^2=(0.85--0.95)х(Vполёт/Vпоток)^2
h4) разгруженный режим вмг в 30%--40% газа---это крейсерская скорость горизонтального полёта на максимальном АК или скорость планирования при оптимальном угле атаки крыла ----
Vплан=(Кпл mg/Sкр)^0.5
Кпл=1.5 для вогнутовыпуклого----Кпл=2.0 плосковыпуклого---- Кпл=2.5 двояковыпуклого и змееобразного профилей---Кпл=3.0 симметричного
I=mg H Kxx/ AKmax
h5) максимально разгруженный режим вмг это пологое пикирование на полном газу под углом в 30гр, когда винт полностью вырождается в нулевую тягу----максимальная воздушная скорость Vмах=Hо fхх= Ho U Kxx----Iпик=Iхх, но на практике для авиамоделей можно принять Vмах=H fхх= Hгеом U Kxx!!!!!!!!!!!!!!!
шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сулоп)^Ч----где Сулоп=Сумах профиля лопасти, степень Ч=0.5D/Hгеом, эмпирически Но=1.25Нгеом
методика хорошо описывает самолётные винты с относительным шагом Кв=ш/д=0.6-1.1
Общее уравнение полёзной мощности полёта(ватт) как произведение силы тяги вмг(ньютон) на скорость полёта ла(метр/сек)
Pпол=Fтяги Vпол=(2пиM KПДв/h)(hf)=MwKПДв=PмехKПДв --- для поршневых ДВС, где КПДвинта=Кво(h/Но)^2=Кво(Куп)^2=КПДвнешний=Кво Кпропульсивный=0.94(Vполёта/Vпотока)^2=0.94(0.8)^2=0.94х0.64=0.6=60%
для электро-вмг авиамоделей средних габаритов (минидрон)----
Pполёт= КПДполный UI=КПДэд КПДакку КПДвнешний Рэл= 0.85 х 0.95 х 0.6 U I=0.5Рэл !!!
для паркфлаев (микродрон) с э-ВМГ ----- КПДвмг= 0.80х0.9х0.55=0.4=40%
теоретическая скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=H fпол= H Uакку Kxx Коб КПДэд=(0.62коп--0.73сам) Нгеом Uакку Kxx
мощность силовой установки в полёте
мощность на валу для винтовых поршневых ДВС ----Pмех=0.8Fст Vпол
Самая главная формула для электро-самолётов это "электрическая потребляемая мощность э-ВМГ(вт) равна произведению желаемой тяги на стопе (Н) на желаемую скорость горизонтального полёта (м/с)" -----Pэл=Fст Vпол!!!
для электро импеллеров -----Pэл=1.5Fст Vпол
крейсерская скорость в пол-газа----Vкрейс=0.7Vмах и круизная мощность Pкруиз=0.35Рэл при КПДэ-вмг-круиз=(0.30нано--0.35микро--0.40мини--0.45миди)100%
Выкос мотора
1) В авиации расположение ВМГ тянущей в носу имеет особенность по выкосу оси вала мотора для компенсации реактивного момента и закрученного потока от вращения пропеллера на плоскости ла----направление вращения по часовой или вправо со стороны пилота обычно ось наклонена вниз и вправо на пару-тройку градусов относительно вектора направления полёта,чтоб не летел боком, при этом левый вираж более манёвримый!
2) При толкающей схеме вмг в хвосте располагают на центральной оси ла при нулевых углах выкоса !
3) При вертикальном смещении вектора тяги от вмг на пилоне относительно центральной оси ла проходящей выше центра масс нужно учитывать сильный пикирующий момент на взлёте -----компенсируется рулем высоты на себя!
более подробно смотри статью "эмпирика в расчётах"
