Динамика полёта крылатого ла-ликбез

Материал из Multicopter Wiki
(Различия между версиями)
Перейти к: навигация, поиск
 
(не показаны 298 промежуточных версий, 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=(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=(Тст х АКмах)0.5=(Fст/Fxmin)0.5=(Kт)0.5
+
−
 
+
−
макси. скорость гориз. полёта
+
−
 
+
−
Vпол=Vпл(Kт)0.5=(mgКпл/Sкр)0.5(Тст х АКмах)0.5=(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=0.62 Cymax зависит от типа профиля крыла для авиамодельной размерности----
  
−
для авиамоделей начальное КПДвмг+акку=Kнач.винта Kмотор Какку=(85--95%)х(80--90%)х(95--98%)=(65--85%)=0.75---
+
Vплан=(2 mg/pо Sкр Cyопт)^0.5=*=2 (mg/ро Кудл Сумах))^0.5/CAX
−
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 горный планер с огромной нагрузкой на крыло m/Sкр=100--200г/дм2 и тонким ламинизированным профилем с острым лобиком.
 +
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
−
Pпол=FVпол=KПДвмг (Кпроп)2 UI=(0.65--0.85) (Кпроп)2 UI
+
  Формула скорости для всех типов крылатых ла с винтовым движителем----'''Vгор=(2 mg/pо Cyмах Sкр)^0.5 (Тст АКмах)^(0.38 Сул/Сумах)'''
  
−
реактивная тяга по массовому расходу воздуха и приращению скорости потока ----
+
при AKmax=(1.1нано--1.3микро--1.6мини--2миди) Кудл/Cyмах Ктор----Sкр=Кудл CАХ^2----Sх=Cyмах Sкр/AKmax=Ктор Cyмах^2 CАХ^2/"Фи"мини
−
Fреак=pSVпот(Vпот-Vполёт)Кв=0.9 (D Vтеор Kупор)2 (1-Kупор),
+
 
 +
Vгор="К"(2 Fст/ро Sх)^0.5="К"(2 Fст "Фи"/ро Ктор Cyмах^2 CАХ^2)^0.5="(0.8пар--0.9сам--1.0бпл--1.1лк--1.2имп--1.4гон)" 1.8(Fст/ро Ктор)^0.5/Cyмах CАХ
  
−
где Kупор=hтек/H=Кпроп=Vполёт/Vпоток  и Квинта в полёте=Кначальный(Купор)2=0.9(Кпроп)2----
+
для самолётов с ДВС, "золотым винтом", с плосковыпуклым профилем крыла 12%, колёсным шасси и подкосами----'''Vгор=*=1.4(Fст/ро)^0.5/CАХ'''
  
−
теорит. скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=Hоf=0.81 H Uакку Kxx----
+
для авиамоделей с э-ВМГ----Vгор=*=2 (Сул Кв Fст/ро Ктор)^0.5/САХ Сумах^1.5
  
−
пропульсивного коэф. в зависимости от режима полёта при условии Sомет/Sмид больше 1,
+
тяга на стопе----'''Fст=mg Тст=0.6 ро(n Кв)^0.5 D^4 fст^2/Кудл'''------ для классических половинчатых ВВ тяга=*="0.72"(D^2 fст)^2/Кудл
−
 
+
−
Кпроп==h/H=(0.7-0.75 горка)=(0.8-0.9 горизонт) ----(где первые значения для моделей вторые для большой авиации)
+
 
   
 
   
−
связь эффективности  пропульсивной системы ---
+
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
−
КПДсистем=КПДнач.винта х(Кпроп)2=(0.85--0.95)х(Vполёт/Vпоток)2
+
сила лобового сопротивления ----Fх= Kск^X mg/АКмах=*='''Fмин Кт^0.75бпл'''
  
−
h4) разгруженный режим вмг в полгаза---это крейсерская скорость горизонтального полёта на максимальном АК или скорость планирования при оптимальном угле атаки крыла ----
+
максимальное аэрокачество ла эмпирически пропорционально  удлинению крыла ---
  
−
  I=mgHKxx/AKmax
+
  '''АКмах=Как Кудл''', где Кудл=Sкр/CAX^2
  
−
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
+
для авиамоделей на двух-кратной скорости планирования или 2.5 Vсвал
  
 +
дисколёт-автожир Как=0.7-------------------------Fх = 0.6 mg
  
 +
биплан с подкосами и шасси Как=0.8--------------------0.55 mg
  
−
коэф. наполнения Кнап=(nSлоп/Sомет)0.5--- корень квадратный из коэф. перекрытия лопастями ометаемого круга, как соотношение суммы площадей проекций лопастей к ометаемой площади
+
мотопланер-паритель Как=0.9---------------------------0.5 mg
  
 +
моноплан с шасси и грузовым подвесом Как=1-----------'''0.45 mg'''
  
−
пропульсивный коэф. винта в полёте Кпроп=Vпол/Vпот=h/H=(КПДв)0.5---  
+
пилотажка-бойцовка Как=1.2--------------------------- 0.4 mg
  
−
шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сумах)Ч----где Сумах профиля лопасти, степень Ч=0.5D/Hгеом, эмпирически Но=1.2Нгеом
+
короткое лк  Как=2------------------------------------0.35 mg
  
−
тяга в полёте Fст=pSомет(Vпот)2 (1-Kпроп)=pSв(Vтеор)2 (1-Kпроп)Kнап= 0.9 (D Hо fпол)2 Kскол (n Sлоп / Sомет)0.5
+
птицелёт Как=1.3--------------------------------------0.35 mg
  
−
тяговооруженность в полёте  Tпол= Fпол/mg =0.6Тст(H/D)0.5----
+
аэрочистый бпла-классика Как=1.4----------------------0.3 mg------[https://www.youtube.com/watch?v=bMdGB-q63eo]
  
−
коэф. запаса скорости Kv=Кскор=Vпол/Vплан.самолёт=Vпол/Vвис.коптера
+
утка с ПГО Как=1.6------------------------------------0.25 mg
  
−
скорость планирования  ла Vплан=(3mg/pCyмах Sкр)0.5=(2.5mg/Cyмах Sкр)0.5
+
гонка-классика Как=1.8--------------------------------0.2 mg
  
−
скорость потока висения коптера Vвис=(mg/p Кво Sомет)0.5=1.1(mg/n)0.5/D,
+
хотлайнер Как=1.5-------------------------------------0.15 mg
−
где n- количество пропеллеров
+
  
−
сила тока в полёте  Iпол= Ixx+Fтек hпол Ku / КПДв =Fтек Нгеом Kxx / Кпроп-----
+
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
  
 +
Оптимизация размеров винта для конкретного типа ла
  
 +
эмпирически параметры двухлопастного воздушного винта на пик мощности вмг---'''диаметр Dмах=*=1.1 Сумах САХкр------шаг Н=*=0.9 САХкр'''
  
−
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
+
для мотопланера-парителя при Кв=0.5----- D=1.8 САХ
−
+
−
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=КПДв Tст AKмах ,где Z=Х+Y
+
'''для самолёта с шасси и внешним грузом при Кв=0.65------D=1.4 САХ'''
  
−
Х=1.25(Сумах) ----степень наростания лобового сопротивления от скорости полёта ла зависит от формы профиля крыла
+
для пилотажки-бойцовки при Кв=0.7---------- D=1.3 САХ
  
−
Y=0--1 степень падения тяги  от скорости полёта ла зависит от типа
+
для птицелёта при Кв=0.75---------- D=1.2 САХ
−
движителя (открытый винт или пропеллер 0.5, импеллер1.0, трд(турбина) 0, пульсирующий реактивный  двигатель 0, жидкостный ракетный двигатель 0)
+
  
 +
для чистого БПЛА классика при Кв=0.8---- D=1.1 САХ
  
 +
для гонки-классики при Кв=0.9------------D=1.0 САХ
  
−
1) для реактивных снарядов (ракеты) и дирижаблей---- (Kv)2=Tст
+
для гоночного хотлайнера при Кв=1------- D=0.9 САХ
  
−
2) для турбореактивной  авиации----(Kv)1.5=Tст AKмах=Кт
+
для короткокрылого лк-бесхвостка при Кв=0.9---------D=0.75 САХ----Н=0.67 САХлк потому что эффективное САХ змееобразного профиля (0.75-0.8)САХлк
  
−
для импеллеров ---(Kv)2=Tст AKмах=Fст/Fмин
+
-пересчёт диаметра многолопастного винта от двухлопастного ------ Dтрёхлоп=0.9 D ---- Dчетырёхлоп=0.84 D
  
−
3) для лк и гонок----(Kv)1.5= 0.25 Tст AKмах D2/Sла
+
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
−
+
−
4) для моделей самолетов ----(Kv)2=0.25 Tст AKмах D2/Sла
+
  
−
5) для мультикоптеров и вертолётов----(Kv)2=Tст (Kмид (H/D))0.5
+
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 ----- '''Рэл(вт)=(1.7миди--1.85мини--2микро)Fст(Fст/ро)^0.5/D'''
  
−
 
+
  на стопе для ДВС авиамодели с половинчатым винтом на уровне моря------ Рмех(вт)=*="1.4"(Fст)^1.5/D
−
этс
+
−
  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,
+
−
 
+
−
где Kр=(Кv)X Tст= Рстоп/Рмин--коэф.запаса мощности
+
−
 
+
−
ЭТС=mVпол/Pвх=КПДвмг (Кv)Y / Tg=КПДвмг (Кv)Y АКмах/gКт =0.1КПДвмг (Кv)Y АКмах / (Кv)Z=0.1КПДвмг АКмах/(Кv)X
+
−
 
+
−
вывод-----эффективность самолёта прямо пропорциональна общей эффективности вмг
+
−
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)
+
−
 
+
−
умножить на Кмид, как соотношение площади ометания винта Sомет=D2 ПИ/4 к аэродинамическому эквиваленту миделя ла Sла=CxмидSмид=Cyмаксим Sкр/1.5AKмах
+
−
 
+
−
и на  коэф. наполнения Кнап=(nSлоп/Sомет)0.5--- как корень квадратный из коэф. перекрытия лопастями ометаемого круга, как соотношение суммы площадей лопастей к ометаемой площади , тогда формула принимает общий вид как---
+
−
 
+
−
КПДпроп.сис=Кво Кмид Кнап =0.78 Кво Кнап D2/Sла
+
−
 
+
−
для авиамодельного двухлопастного винта в полёте  КПДдвухлоп=(0.2-0.25) D2/Sла,где 0.2 для узких лопастей типа двс и ЕР  и  0.25 для широких типа слоуфлаер
+
−
 
+
−
Кво---начальное кпд винта =0.9 для Re>200 000, 0.85  Re>100 000, 0.8 Re<80 000
+
−
 
+
−
 
+
−
 
+
−
аэродин. эквивалент  миделя крылатого ла  Sла= Сумах Sкр/ 1.5 АКмах,
+
−
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 бпла  Сумах(двояковыпуклый несиммет)=1, Как=1.2 и Sбпла=1САХ2 /1.5х1.2=0.55САХ2
+
−
 
+
−
для модели лк  Сумах(змееобразный)=0.9,  Как=2 и Sлк=0.9САХ2 /1.5х2 =0.3САХ2
+
−
 
+
−
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
+
−
 
+
−
расчёт максимальной горизонтальной скорости полёта по частоте вращения в оборотах в секунду----Vпол=Vтеор Kпроп=Vтеор (KПДв)0.5=(Ho fпол) (0.5D / (Sла)0.5)=(1.2Hгеом) (1.1fст) (0.45D / (Sла)0.5)= 0,6 fст Hгеом D / (Sла)0.5,
+
−
+
−
 
+
−
 
+
−
 
+
−
главная формула максимальной воздушной горизонтальной скорости крылатых ла (расчёт по тяге винта на стопе)
+
−
+
−
 
+
−
Vпол=1.73(Fст Как КПДв/р Сумах)0.5/CAX,----фундаментальная зависимость по методу Книжникова ВВ
+
−
 
+
−
 
+
−
после всех преобразований получается практическая формула применения максимальной воздушной горизонтальной скорости
+
−
крылатых ла (авиамодели)для
+
−
 
+
−
мотопланера с удлинением более 10ед---- Vпол=1.35(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
классического самолёта с шасси (истребитель)--Vпол=1.2(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
БПЛА самолётного типа с уд. более 7 ед ----Vпол=1.55(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
летающего крыла с уд. более 3ед---- Vпол=2.1(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
пилотажки с симметричным профилем -----Vпол=1.5(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
гонки с тонким ламинизированным сим.проф.----Vпол=2.1(Fст)0.5/CAX
+
−
 
+
−
вертолётов и мультироторов----Vпол=1.2(Fст)0.5/D
+
−
 
+
−
+
−
желательно,чтобы максимальная скорость полёта была не менее двух скоростей сваливания
+
  
  
−
мощность на валу для винтовых поршневых ДВС ----Pмех=0.8FстVпол
+
сравнительные коэф. ВМГ от крейсерского режима самолёта
  
−
электрическая потребляемая мощность ВМГ -----Pпот=FстVпол
+
{| class="wikitable" style="text-align:center"
 +
!ГАЗ
 +
!МОЩНОСТЬ
 +
!ТЯГА
 +
!СКОРОСТЬ
 +
!ПРОБЕГ
 +
!АВТОЖИЗНЬ
 +
|-
 +
|100%
 +
|1
 +
|1
 +
|1
 +
|1
 +
|1
 +
|-
 +
|66%
 +
|1/2
 +
|1/1.5
 +
|1/1.34
 +
|1.5
 +
|2
 +
|-
 +
|'''50%'''
 +
|1/3
 +
|1/2
 +
|1/1.5
 +
|2
 +
|3
 +
|-
 +
|40%
 +
|1/4
 +
|1/2.5
 +
|1/1.6
 +
|2.5
 +
|4
 +
|-
 +
|33%
 +
|1/6
 +
|1/3
 +
|1/2
 +
|3
 +
|6
 +
|-
 +
|25%
 +
|1/8
 +
|1/4
 +
|1/2.4
 +
|3.3
 +
|8
 +
|}
  
−
для электро импеллеров -----Pпот=1.4FстVпол
 
  
 +
смотри статью "типы ла-ликбез"
  
−
крейсерская скорость в пол  газа ----Vкрейс=0.7Vмах
+
воздушный бой---[https://www.youtube.com/watch?v=EQP4x1G7SmE]
−
и круизная мощность Pкруйз=0.35Рпот
+

Текущая версия на 15:23, 18 января 2026

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=0.62 Cymax зависит от типа профиля крыла для авиамодельной размерности---- 

Vплан=(2 mg/pо Sкр Cyопт)^0.5=*=2 (mg/ро Кудл Сумах))^0.5/CAX

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 горный планер с огромной нагрузкой на крыло m/Sкр=100--200г/дм2 и тонким ламинизированным профилем с острым лобиком. 

 Формула скорости для всех типов крылатых ла с винтовым движителем----Vгор=(2 mg/pо Cyмах Sкр)^0.5 (Тст АКмах)^(0.38 Сул/Сумах)

при AKmax=(1.1нано--1.3микро--1.6мини--2миди) Кудл/Cyмах Ктор----Sкр=Кудл CАХ^2----Sх=Cyмах Sкр/AKmax=Ктор Cyмах^2 CАХ^2/"Фи"мини

Vгор="К"(2 Fст/ро Sх)^0.5="К"(2 Fст "Фи"/ро Ктор Cyмах^2 CАХ^2)^0.5="(0.8пар--0.9сам--1.0бпл--1.1лк--1.2имп--1.4гон)" 1.8(Fст/ро Ктор)^0.5/Cyмах CАХ

для самолётов с ДВС, "золотым винтом", с плосковыпуклым профилем крыла 12%, колёсным шасси и подкосами----Vгор=*=1.4(Fст/ро)^0.5/CАХ

для авиамоделей с э-ВМГ----Vгор=*=2 (Сул Кв Fст/ро Ктор)^0.5/САХ Сумах^1.5

тяга на стопе----Fст=mg Тст=0.6 ро(n Кв)^0.5 D^4 fст^2/Кудл------ для классических половинчатых ВВ тяга=*="0.72"(D^2 fст)^2/Кудл 

сила лобового сопротивления ----Fх= Kск^X mg/АКмах=*=Fмин Кт^0.75бпл

максимальное аэрокачество ла эмпирически пропорционально удлинению крыла --- 

АКмах=Как Кудл, где Кудл=Sкр/CAX^2

для авиамоделей на двух-кратной скорости планирования или 2.5 Vсвал

дисколёт-автожир Как=0.7-------------------------Fх = 0.6 mg

биплан с подкосами и шасси Как=0.8--------------------0.55 mg

мотопланер-паритель Как=0.9---------------------------0.5 mg

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

пилотажка-бойцовка Как=1.2--------------------------- 0.4 mg

короткое лк Как=2------------------------------------0.35 mg

птицелёт Как=1.3--------------------------------------0.35 mg

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

утка с ПГО Как=1.6------------------------------------0.25 mg

гонка-классика Как=1.8--------------------------------0.2 mg

хотлайнер Как=1.5-------------------------------------0.15 mg

Оптимизация размеров винта для конкретного типа ла 

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

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

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

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

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

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

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

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

для короткокрылого лк-бесхвостка при Кв=0.9---------D=0.75 САХ----Н=0.67 САХлк 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 ----- Рэл(вт)=(1.7миди--1.85мини--2микро)Fст(Fст/ро)^0.5/D

на стопе для ДВС авиамодели с половинчатым винтом на уровне моря------ Рмех(вт)=*="1.4"(Fст)^1.5/D


сравнительные коэф. ВМГ от крейсерского режима самолёта

ГАЗ МОЩНОСТЬ ТЯГА СКОРОСТЬ ПРОБЕГ АВТОЖИЗНЬ
100% 1 1 1 1 1
66% 1/2 1/1.5 1/1.34 1.5 2
50% 1/3 1/2 1/1.5 2 3
40% 1/4 1/2.5 1/1.6 2.5 4
33% 1/6 1/3 1/2 3 6
25% 1/8 1/4 1/2.4 3.3 8


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=23180»
Личные инструменты
Пространства имён
Варианты
Действия
Навигация
Инструменты