Динамика полёта крылатого ла-ликбез

Материал из Multicopter Wiki
(Различия между версиями)
Перейти к: навигация, поиск
 
(не показаны 303 промежуточные версии, сделанные более чем 100 участниками)
Строка 1: Строка 1:
−
динамика полёта крылатого ла
+
автор Книжников ВВ
  
−
Общее уравнение полёзной мощности полёта(ватт) как произведение силы тяги вмг(ньютон) на скорость полёта ла(метр/сек)
+
[[Файл:динамика.jpg]]
  
−
Pпол=Fтяги Vпол=(2пиMKв/h)(hf)=MwKв=PмехKв --- для поршневых ДВС,где Кв=КПДвинта=Кнач(h/Н)2=(0.95Кпроп)2
+
Динамика полёта крылатого ла---это летные хар-ки ла от скорости сваливания Vo до максимальной воздушной скорости в пологом пикировании Vпик,
  
−
для электро вмг -----Fтяги =IпотKупор/НKхх-----V=hf=KпропVтеор=Kпроп(HKэдfxx)=KпропHKэд(KxxU), тогда для
+
'''Vпол=(2mg/ро Sкр Cy)^0.5, где текущий Cy=0.1--2.0 зависит от профиля крыла и угла атаки'''
  
−
средних моделей---- Pпол=0.9(IпотKпроп/НKхх)х(KпропKэдHKxxU)=0.9KэдUI(Kпроп)2=0.9х0.81UIКв=0.5Рэл !!!
+
соотношение этих скоростей называется коэф запаса скорости по сваливанию '''Кск=Vпик/Vсвал=Vмакси/Vмин=2.5--3''' оптимально для самолёта.
−
 
+
−
 
+
−
методика хорошо описывает самолётные винты с относительным шагом ш/д=0.6-1.1
+
−
 
+
−
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),
+
−
 
+
−
и длина скольжение Lтек=H-hтек
+
 
   
 
   
−
h1) самый высоконагруженный режим это момент трогания при разбеге на полном газу или  режим стопа характеризуется пиком  момента сопротивления  наведённый тягой винта M=FH/2ПИ 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!!!
+
Диапазон от скорости сваливания и до скорости планирования на максимальном аэрокачестве называется '''аварийный режим----взлёт, посадка, парение.'''
  
−
для электро-вмг
+
скорость сваливания ла на уровне моря при ро=1.25кг/м3---'''Vo=*=4(m/Sкр Cymax)^0.5'''
  
−
зависимость пиковой силы тока от массы мотора и омического сопротивления ---- 
 
  
−
Iпик=(Pтеп/R)0.5=(m(г)/R)0.5!!!
+
Диапазон от скорости планирования и до скорости максимальной называется основной режим----крейсер, вираж, гонка!
  
−
сила тока вмг от геометрии винта, электромехан. константы и напряжения----
+
скорость планирования на максимальном АК ла----'''Vпл=*=5(m/Sкр Cymax)^0.5''',
−
 
+
−
Iст=0.08Кр(DKxx)3 (HUакку)2
+
  
−
где коэф . мощности винта Кр=0.6-1.6 зависит от удлинения и профиля лопасти и кол- ва лопастей ( 1-4штуки)
 
  
−
сила тяги на стопе от геометрии винта,эл-мех.константы и напряжения ----
+
режим долёта против ветра авиамодели без мотора под углом пикирования к горизонту----глиссада
−
 
+
−
Fст=0.1КрHD(DUаккуKxx)2
+
−
 
+
−
мощность потребления вмг на стопе от тяги и теоритической скорости потока ----
+
−
 
+
−
Pпот=UаккуIст=FстVтеор=FстHfст
+
−
 
+
−
подбор диаметра и шага воздушного винта от диаметра и длины статора бесколлектор. мотора (H+D)мм=10(d+l)мм
+
−
 
+
−
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 х AKмах=1.1(Kv)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)=0.71Iст/HKxx-----
+
−
 
+
−
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=1.1mg
+
−
 
+
−
сила тока от массы ла, геометрии винта и эл-мех.константы----
+
−
 
+
−
I=1.4mgHKxx=14mНКхх
+
−
 
+
−
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
+
−
 
+
−
коэф . относительного запаса скорости полёта----
+
−
 
+
−
Kv=Vпол/Vпл=(0.81Тст х АКмах)0.5=0.9(Fст/Fxmin)0.5=0.9(Kт)0.5
+
−
 
+
−
макси. скорость гориз. полёта
+
−
 
+
−
Vпол=0.9Vпл(Kт)0.5=0.9(mgКпл/Sкр)0.5(Тст х АКмах)0.5=0.9(КплFст x АКмах/Sкр)0.5
+
−
 
+
−
Кпл=1.5 для вогнутовыпуклого----Кпл=2.0  плосковыпуклого---- Кпл=2.5 двояковыпуклого----Кпл=3.0 симметричного
+
 
   
 
   
−
зависимость силы лобового сопротивления от запаса скорости полёта ла----
+
  воздушная скорость пикирования ---Vпике=*='''10(m/Sкр Сумах)^0.5'''
 +
 
 +
в -30---25 гр для самолёта с шасси и подвесом
  
−
Fx=mg/AKтек=10m(Kv)Х /AKмax,
+
в -20---15 гр для чистых бпла
  
−
где степень Х=1 для симметричного профиля крыла, Х=5/4 для несимметричного двояковыпуклого,
+
'''в -10---5 гр для планера''' [https://www.youtube.com/watch?v=0Q_iWBnNUXU]
−
Х=4/3 для змееобразных, Х=3/2 для плосковыпуклого, Х=2 для вогнутовыпуклого!!!
+
  
−
сила тока в горизонте I=Ixx+FhKu/Kв=1.1FhKu/Kв=FhKхх/(0.9(Kупор)2)=1.1FНКхх/Kупор=(1.2--1.5)FНКхх=1.33FНКхх
+
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
 +
для безмоторного планера, где эквивалент тяги это проекция в горизонт суммы векторов всех сил при угле глиссады в режиме планирования а(гр)=arctg(1/АКмах), где  Cyопт=0.62Cymax зависит от типа профиля крыла для авиамодельной размерности----
  
−
для авиамоделей полное КПДвмг+акку=Kнач.винта Kмотор Какку=(85--95%)х(80--90%)х(90--98%)=(61--84%)=0.72---
+
Vплан=(2mg /pо Sкр Cyопт)^0.5=*=1.6(mg/Куд Сумах))^0.5/CAXкр
−
где первые значения для паркфлаеров и вторые значения для больших бпла и гигантских авиамоделей
+
  
−
усреднённая поглащённая мощность ла в полёте -----
+
видно важную особенность----чтобы быстро планировать против ветра надо разгибать профиль крыла в симметричный и изначально иметь узкое крыло и большую массу ла----типичный кинетический хотлайнер или кроссовый планер.
 +
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
−
Pпол=FVпол=KПДвмг (Кпроп)2 UI=0.72 (Кпроп)2 UI
+
академическая формула скорости для всех типов крылатых ла с винтовым движителем--------Vмах=Vо Кск=(2mg /pо Sкр Cyмах)^0.5 (К* Тст АКмах)^1/Z
  
−
реактивная тяга по массовому расходу воздуха и приращению скорости потока ----
+
для самолётов с ДВС с плосковыпуклым профилем крыла 10% и "золотым" винтом---Vгор=(2Fст (Сул Кв^0.5)* AKmax/ро Cyмах Sкр)^0.5=*='''1.2(Fст AKmax/Sкр)^0.5'''
−
Fреак=pSVтеор(Vтеор-Vполёт)Кв=0.86 (D Vтеор Kупор)2 (1-Kупор),
+
  
−
где Kупор=hтек/H=Кпроп=Vполёт/Vпоток  и Квинта в полёте=Кначальный(Купор)2=0.9(Кпроп)2----
+
для авиамоделей самолётов с э-ВМГ------ Vгор=(1.0коп--1.2пил--1.4сам--1.6гон)(Fст Как/Сумах)^0.5/САХкр
−
 
+
−
теорит. скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=Hf=0.81 H Uакку Kxx----
+
−
 
+
−
пропульсивного коэф. в зависимости от режима полёта при условии Sомет/Sмид больше 1,
+
−
 
+
−
Кпроп==h/H=(0.7-0.75 горка)=(0.8-0.85 горизонт)=(0.9-0.95 крейсер) ----(где первые значения для моделей вторые для большой авиации)
+
 
   
 
   
−
связь эффективности  пропульсивной системы ---
+
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
 +
сила лоб. сопротивления Fх=mg(0.8 Kск)^X/АКмах='''0.72Fмин Кт^0.72'''
  
−
КПДсистем=КПДнач.винта х(Кпроп)2=(0.75--0.95)х(Vполёт/Vпоток)2
+
максимальное аэрокачество  ла  эмпирически пропорционально  удлинению крыла ---
  
−
h4) разгруженный режим вмг в полгаза---это крейсерская скорость горизонтального полёта на максимальном АК  или скорость планирования при оптимальном угле атаки крыла ----
+
  '''АКмах=Как Куд''', где Куд=Sкр/CAX^2
  
−
I=mgHKxx/AKmax
+
для авиамоделей на двух-кратной скорости планирования или 2.5Vсвал
  
−
h5) максимально разгруженный режим вмг это пикирование на полном газу под углом в 30гр, когда винт полностью вырождается в нулевую тягу----максимальная воздушная скорость Vмах=Hfхх= Ho Uакку Kxx----Iпик=Iхх
 
  
 +
биплан с подкосами и шасси Как=0.9-------------------Fлоб.сопр = 0.5mg
  
−
академический вывод формулы динамики полёта через закон реактивной тяги как условие равновесия силы тяги и аэродинамического сопротивления ла----- Fт=Fх
+
моноплан с шасси и грузовым подвесом Как=1----------- '''Fлоб.сопр = 0.45mg'''
  
−
Fтяги=(dm/dt)deltaV=p Sв Vвход (Vвыход-Vполёт) =p 0.78D2 (Vпот)2 (1.2-Kпроп)--
+
пилотажка-бойцовка Как=1.2--------------------------- Fлоб.сопр = 0.4mg
  
−
Fсопрот=0.5p (Vпол)2 Sмид Схмид = 0.5p (Кпроп Vпот)2 Sкр Cxтек ----
+
короткое лк  Как=2------------------------------------Fлоб.сопр = 0.35mg
  
−
0.78D2 (1.1-Kпроп)=0.5(Kпроп)2 Sкр Cxтек = 0.5 (Kпроп)2 Sкр Cу (Kv)X / АКмах----
+
птицелёт Как=1.3--------------------------------------Fлоб.сопр = 0.35mg
  
 +
аэрочистый бпла-классика Как=1.4--------------------- Fлоб.сопр = 0.3mg------[https://www.youtube.com/watch?v=bMdGB-q63eo]
  
−
(Kv)X = 1.56D2 ((1.1-Kпроп) / (Kпроп)2) (1.5 АКмах / Cумах Sкр )=1.56 D2 K / Sмла
+
утка с ПГО Как=1.6--------------------------------Fлоб.сопр = 0.25mg
  
−
где К=(1.1-Kпроп) / (Kпроп)2 ---- это функция тяги винта,
+
гонка-классика Как=1.8--------------------------------Fлоб.сопр = 0.2mg
  
−
Sмла= Cумах Sкр / 1.5 АКмах ----это аэродинамический эквивалент миделя ла!!!
+
хотлайнер Как=1.5-------------------------------------Fлоб.сопр = 0.15mg
  
 +
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
−
коэф. миделя ла Kмид=Sомет/Sла=0.78D2/(Sмид Схмид) ----желательно >1.62
+
Оптимизация размеров винта для конкретного типа ла
  
−
эквивалент аэродин. миделя крылатого ла Sла= Сумах Sкр/ 1.5 АКмах,
+
  эмпирически параметры двухлопастного воздушного винта на пик мощности вмг---'''диаметр Dмах=*=1.1Сумах САХкр------шаг Н=*=0.9САХкр'''
−
где АКмах=Как Удлинение=Как Sкр/САХ2  или  Sла= Сумах САХ2 / 1.5 Как,
+
  
−
для модели самолёта  Сумах(плосковыпуклый)=1.2, Как=1 и Sсам=1.2САХ2 /1.5х1=0.8САХ2
+
для мотопланера-парителя при Кв=0.5----- D=1.8САХ
  
−
для бпла  Сумах(двояковыпуклый несиммет)=1, Как=1.2 и Sбпла=1САХ2 /1.5х1.2=0.55САХ2
+
'''для самолёта с шасси и внешним грузом при Кв=0.65------D=1.4САХ'''
  
−
для модели лк  Сумах(змееобразный)=0.9,  Как=2 и Sлк=0.9САХ2 /1.5х2 =0.3САХ2
+
для пилотажки-бойцовки при Кв=0.7---------- D=1.3САХ
−
 
+
−
для модели планера  Сумах(вогнутовыпуклый)=1.6, Как=1.5 и Sпл=1.6САХ2 /1.5х1.5=0.7САХ2
+
  
−
для модели гонки  Сумах(симметричный)=0.8,  Как=1.3 и Sгон=0.8САХ2/1.5х1.3=0.4САХ2
+
для птицелёта при Кв=0.75---------- D=1.2САХ
−
+
  
 +
для чистого БПЛА классика при Кв=0.8---- D=1.1САХ
  
−
эффективность винта самолёта в режиме набегающего потока воздуха  эмпирически КПДв=Кво(H/D)0.5(Кмид)0.5=(0.8-0.84)(HD/Sмид)0.5----
+
для гонки-классики при Кв=0.9------------D=1.0САХ
  
−
пропульсивный коэф. винта в полёте Кпроп=Vпол/Vпот=h/H=(КПДв)0.5---  
+
для гоночного хотлайнера при Кв=1-------  D=0.9САХ
  
−
шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сумах)Ч----где Сумах профиля лопасти,
+
для короткокрылого лк-бесхвостка при Кв=0.9---------D=0.75САХ----Н=0.67САХлк потому что эффективное САХ змееобразного профиля (0.75-0.8)САХлк
−
степень Ч=0.5D/Hгеом
+
  
−
тяга в полёте Fст=pSомет(Vпот)2 (1.1-Kпроп)=pSв(Vтеор)2 (1.1-Kпроп)(Kнап)0.5= 0.9 (D Hо fпол)2 Kскол (n Sлоп / Sомет)0.5
+
-пересчёт диаметра многолопастного винта от двухлопастного ------ Dтрёхлоп=0.9 D ---- Dчетырёхлоп=0.84 D
  
−
тяговооруженность в полёте  Tпол= Fпол/mg =0.6Тст(H/D)0.5----
+
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
−
коэф. запаса скорости Kv=Кскор=Vпол/Vплан.самолёт=Vпол/Vвис.коптера
+
для э-ВМГ потребляемая мощность в полёте на полном газу----Рэл(вт)=Fст Vмах---- '''круиз в пол-газа Ркрейс=Рэл/3'''
  
−
скорость планирования ла Vплан=(3mg/pCyмах Sкр)0.5=(2.5mg/Cyмах Sкр)0.5
+
  на стопе для электро авиамодели по массово-габаритным классам на уровне моря----- '''Рэл(вт)=(1.5миди--1.6мини--1.7микро)(Fст)^1.5/D'''
  
−
скорость потока висения коптера Vвис=(mg/p Кво Sомет)0.5=1.1(mg/n)0.5/D,
+
на стопе для ДВС авиамодели на уровне моря------ Рмех(вт)=*=1.3(Fст)^1.5/D
−
где n- количество пропеллеров
+
  
−
сила тока в полёте  Iпол= Ixx+Fтек hпол Ku / КПДв =Fтек Нгеом Kxx / Кпроп-----
 
−
 
−
 
−
 
−
общее уравнение динамики ла в горизонтальном полёте---- это сила текущей тяги уравновешенна наведённой силой лобового аэродинамического сопротивления---- тогда тяга в горизонтальном полёте Fтек.тяги =Fлоб.сопр
 
−
 
−
Fтек.тяги = Fст КПДв / (Кскор)Y ---- функция падения тяги винта
 
−
 
−
Fлоб.сопр = mg (Кскор)X / AKмах---- функция наростания аэросопротивления
 
−
 
−
главная формула авиации----дозвуковая скорость полёта ла в вязкой среде
 
−
 
−
(Kскор)Z=КПДпроп.сис Tст AKмах ,где Z=Х+Y
 
−
 
−
Х=1.25(Сумах) ----степень наростания лобового сопротивления от скорости полёта ла зависит от формы профиля крыла
 
−
 
−
Y=0--1 степень падения тяги  от скорости полёта ла зависит от типа
 
−
движителя (открытый винт или пропеллер 0.5, импеллер1.0, трд(турбина) 0, пульсирующий реактивный  двигатель 0, жидкостный ракетный двигатель 0)
 
−
 
−
 
−
 
−
1) для реактивных снарядов (ракеты) и дирижаблей---- (Kv)2=Tст
 
−
 
−
2) для турбореактивной  авиации----(Kv)1.5=Tст AKмах=Кт
 
−
 
−
для импеллеров ---(Kv)2=0.8Tст AKмах=Fст/Fмин
 
−
 
−
3) для лк и гонок----(Kv)1.5= 0.45 Tст AKмах (HD/Sла)0.5
 
−
 
−
4) для моделей самолетов ----(Kv)2=0.5 Tст AKмах (HD/Sла)0.5
 
  
−
5) для мультикоптеров и вертолётов----(Kv)2=Tст (Kмид (H/D))0.5
+
сравнительные ТТХ э-ВМГ крейсерского режима самолёта
  
−
этс
+
ГАЗ------МОЩНОСТЬ-------СКОРОСТЬ-------ПРОБЕГ----------АВТОЖИЗНЬ
−
В физике движения транспортных средств в вязкой среде  применяется понятие эффективности транспортной системы (ЭТС) как соотношение поглащенного импульса к потребляемой мощности----масса(кг) х скорость перемещения относительно вязкой среды (м/с) и делить на входную мощность (вт)-----физический смысл это функция обратная ускорению торможения 1/(м в с2), чем ниже торможение тем выше этс!
+
  
−
Pвх=Рпогщ/КПДвмг=FтекVпол/КПДвмг=(mgTст/(Кv)Y) ((Kv)ХVплан)/КПДвмг=(Kр)(mgVплан)/КПДвмг(Кv)Y,
+
100%-------1----------------1-------------1--------------1
  
−
где Kр=(Кv)X Tст= Рстоп/Рмин--коэф.запаса мощности
+
66%--------1/2---------1/1.34------------1.5-------------2
  
−
ЭТС=mVпол/Pвх=КПДвмг (Кv)Y / Tg=КПДвмг (Кv)Y АКмах/gКт =0.1КПДвмг (Кv)Y АКмах / (Кv)Z=
+
'''50%---------1/3--------1/1.5--------------2-------------3'''
−
=0.1КПДвмг АКмах/(Кv)X
+
  
−
вывод-----эффективность самолёта прямо пропорциональна общей эффективности вмг
+
40%---------1/4--------1/1.6------------2.5-------------4
−
КПДвмг=КПДпроп.сис КПДэд КПДакку , максимальному аэродинамическому качеству  и обратна запасу скорости и ускорению свободного падения !!!
+
  
−
КПД пропульсивной системы или лопаточного движителя (пропеллер и импеллер) напрямую зависит от начальной эффективности винта (например Кво=0.98--большая авиация, Кво=0.95--малая авиация,Кво=0.9---авиамодели, Кво=0.8 импеллер),и квадратному корню из произведения относительного шага Hгеом/Dв, на Кла, как соотношение площади ометания винта Sомет=D2 ПИ/4 к аэродинамическому эквиваленту миделя ла Sла=CxмидSмид=Cyмаксим Sкр/1.5AKмах и на от коэф. наполнения Кнап--- как корень квадратный из коэф. перекрытия лопастями ометаемого круга, как соотношение суммы площадей лопастей к ометаемой площади (nSлоп/Sомет)0.5, тогда формула принимает общий
+
33%---------1/6--------1/2---------------3--------------6
  
−
вид как---КПДпроп.сис=Кво((H/D) Кла Кнап )0.5 =0.88Кво(Кнап НD/Sла)0.5
 
  
−
для авиамодельного двухлопастного винта в полёте  КПДдвухлоп=(0.2-0.25 НD/Sла)0.5,где 0.2 для узких лопастей типа двс и ЕР  и  0.25 для широких типа слоуфлаер
+
смотри статью "типы ла-ликбез"
  
−
Кво---начальное кпд винта =0.9 для Re>200 000, 0.85  Re>100 000, 0.8 Re<80 000
+
воздушный бой---[https://www.youtube.com/watch?v=EQP4x1G7SmE]

Текущая версия на 10:36, 21 августа 2025

автор Книжников ВВ

Динамика.jpg

Динамика полёта крылатого ла---это летные хар-ки ла от скорости сваливания Vo до максимальной воздушной скорости в пологом пикировании Vпик,

Vпол=(2mg/ро Sкр Cy)^0.5, где текущий Cy=0.1--2.0 зависит от профиля крыла и угла атаки

соотношение этих скоростей называется коэф запаса скорости по сваливанию Кск=Vпик/Vсвал=Vмакси/Vмин=2.5--3 оптимально для самолёта.

Диапазон от скорости сваливания и до скорости планирования на максимальном аэрокачестве называется аварийный режим----взлёт, посадка, парение. 

скорость сваливания ла на уровне моря при ро=1.25кг/м3---Vo=*=4(m/Sкр Cymax)^0.5


Диапазон от скорости планирования и до скорости максимальной называется основной режим----крейсер, вираж, гонка! 

скорость планирования на максимальном АК ла----Vпл=*=5(m/Sкр Cymax)^0.5,


режим долёта против ветра авиамодели без мотора под углом пикирования к горизонту----глиссада 

воздушная скорость пикирования ---Vпике=*=10(m/Sкр Сумах)^0.5

в -30---25 гр для самолёта с шасси и подвесом

в -20---15 гр для чистых бпла

в -10---5 гр для планера [1]

для безмоторного планера, где эквивалент тяги это проекция в горизонт суммы векторов всех сил при угле глиссады в режиме планирования а(гр)=arctg(1/АКмах), где Cyопт=0.62Cymax зависит от типа профиля крыла для авиамодельной размерности---- 

Vплан=(2mg /pо Sкр Cyопт)^0.5=*=1.6(mg/Куд Сумах))^0.5/CAXкр

видно важную особенность----чтобы быстро планировать против ветра надо разгибать профиль крыла в симметричный и изначально иметь узкое крыло и большую массу ла----типичный кинетический хотлайнер или кроссовый планер. 

академическая формула скорости для всех типов крылатых ла с винтовым движителем--------Vмах=Vо Кск=(2mg /pо Sкр Cyмах)^0.5 (К* Тст АКмах)^1/Z

для самолётов с ДВС с плосковыпуклым профилем крыла 10% и "золотым" винтом---Vгор=(2Fст (Сул Кв^0.5)* AKmax/ро Cyмах Sкр)^0.5=*=1.2(Fст AKmax/Sкр)^0.5

для авиамоделей самолётов с э-ВМГ------ Vгор=(1.0коп--1.2пил--1.4сам--1.6гон)(Fст Как/Сумах)^0.5/САХкр 

сила лоб. сопротивления Fх=mg(0.8 Kск)^X/АКмах=0.72Fмин Кт^0.72

максимальное аэрокачество ла эмпирически пропорционально удлинению крыла --- 

АКмах=Как Куд, где Куд=Sкр/CAX^2

для авиамоделей на двух-кратной скорости планирования или 2.5Vсвал


биплан с подкосами и шасси Как=0.9-------------------Fлоб.сопр = 0.5mg

моноплан с шасси и грузовым подвесом Как=1----------- Fлоб.сопр = 0.45mg

пилотажка-бойцовка Как=1.2--------------------------- Fлоб.сопр = 0.4mg

короткое лк Как=2------------------------------------Fлоб.сопр = 0.35mg

птицелёт Как=1.3--------------------------------------Fлоб.сопр = 0.35mg

аэрочистый бпла-классика Как=1.4--------------------- Fлоб.сопр = 0.3mg------[2]

утка с ПГО Как=1.6--------------------------------Fлоб.сопр = 0.25mg

гонка-классика Как=1.8--------------------------------Fлоб.сопр = 0.2mg

хотлайнер Как=1.5-------------------------------------Fлоб.сопр = 0.15mg

Оптимизация размеров винта для конкретного типа ла 

эмпирически параметры двухлопастного воздушного винта на пик мощности вмг---диаметр Dмах=*=1.1Сумах САХкр------шаг Н=*=0.9САХкр

для мотопланера-парителя при Кв=0.5----- D=1.8САХ

для самолёта с шасси и внешним грузом при Кв=0.65------D=1.4САХ

для пилотажки-бойцовки при Кв=0.7---------- D=1.3САХ

для птицелёта при Кв=0.75---------- D=1.2САХ

для чистого БПЛА классика при Кв=0.8---- D=1.1САХ

для гонки-классики при Кв=0.9------------D=1.0САХ

для гоночного хотлайнера при Кв=1------- D=0.9САХ

для короткокрылого лк-бесхвостка при Кв=0.9---------D=0.75САХ----Н=0.67САХлк потому что эффективное САХ змееобразного профиля (0.75-0.8)САХлк

-пересчёт диаметра многолопастного винта от двухлопастного ------ Dтрёхлоп=0.9 D ---- Dчетырёхлоп=0.84 D 

для э-ВМГ потребляемая мощность в полёте на полном газу----Рэл(вт)=Fст Vмах---- круиз в пол-газа Ркрейс=Рэл/3 

на стопе для электро авиамодели по массово-габаритным классам на уровне моря----- Рэл(вт)=(1.5миди--1.6мини--1.7микро)(Fст)^1.5/D

на стопе для ДВС авиамодели на уровне моря------ Рмех(вт)=*=1.3(Fст)^1.5/D


сравнительные ТТХ э-ВМГ крейсерского режима самолёта

ГАЗ------МОЩНОСТЬ-------СКОРОСТЬ-------ПРОБЕГ----------АВТОЖИЗНЬ

100%-------1----------------1-------------1--------------1

66%--------1/2---------1/1.34------------1.5-------------2

50%---------1/3--------1/1.5--------------2-------------3

40%---------1/4--------1/1.6------------2.5-------------4

33%---------1/6--------1/2---------------3--------------6


смотри статью "типы ла-ликбез"

воздушный бой---[3]

Источник — «https://multicopterwiki.ru/index.php?title=%D0%94%D0%B8%D0%BD%D0%B0%D0%BC%D0%B8%D0%BA%D0%B0_%D0%BF%D0%BE%D0%BB%D1%91%D1%82%D0%B0_%D0%BA%D1%80%D1%8B%D0%BB%D0%B0%D1%82%D0%BE%D0%B3%D0%BE_%D0%BB%D0%B0-%D0%BB%D0%B8%D0%BA%D0%B1%D0%B5%D0%B7&oldid=22209»
Личные инструменты
Пространства имён
Варианты
Действия
Навигация
Инструменты