|
|
| (не показаны 229 промежуточных версий 100 участников) |
| Строка 1: |
Строка 1: |
| − | динамика полёта крылатого ла | + | 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)
| + | динамика полёта крылатого ла---это летные хар-ки ла от скорости сваливания Vo до максимальной воздушной скорости в пологом пикировании Vпик, |
| | | | |
| − | Pпол=Fтяги Vпол=(2пиMKв/h)(hf)=MwKв=PмехKПДв --- для поршневых ДВС,где КПДвинта=Кво(h/Но)2=Кво(Куп)2
| + | где соотношение этих скоростей называется коэф запаса скорости по сваливанию Кvзап=Vпик/Vсвал=Vмакси/Vмин=2.5 оптимально для самолёта ! |
| | + | |
| | + | Диапазон от скорости сваливания и до скорости планирования на максимальном аэрокачестве называется аварийный режим----взлёт, посадка, парение!!! |
| | | | |
| − | для электро вмг моделей средних габаритов ----
| + | скорость сваливания ла----Vo=4(m /Sкр Cymax)^0.5 |
| | | | |
| − | Pпол=UI КПДэд КПДв=0.5Рэл !!!
| |
| | | | |
| − | реактивная тяга по массовому расходу воздуха и приращению скорости потока Fтек=pSв(Vпот2-Vпол2)/2=
| + | Диапазон от скорости планирования и до скорости максимальной называется основной режим----крейсер, вираж, гонка!!! |
| | | | |
| − | 0.45 (D Vтеор Kуп)2 (1-Kуп2)=Fст(1-Куп2), где Куп=h/Hо ----h реальная поступь винта в полёте,шаг нулевой тяги Но=Н(Сулоп)0.5---Н это геометрический шаг замеренный углом установки лопасти на 0.75 длины радиуса пропеллера
| + | скорость планирования на максимальном АК ла----Vпл=5(m /Sкр Cymax)^0.5, |
| | | | |
| − | теорит. скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=Hоf=0.81 Hо Uакку Kxx----
| |
| | | | |
| − | методика хорошо описывает самолётные винты с относительным шагом ш/д=0.6-1.1
| + | режим долёта против ветра авиамодели без мотора под углом пикирования к горизонту----глиссада |
| − | | + | |
| − | 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=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=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!!!
| + | воздушная скорость пикирования ---Vпике=10(m/Sкр Сумах)^0.5 |
| − | | + | |
| − | для электро-вмг
| + | |
| − | | + | |
| − | зависимость пиковой силы тока от массы мотора и омического сопротивления ----
| + | |
| − | | + | |
| − | Iпик=(Pтеп/R)0.5=(m(г)/R)0.5!!!
| + | |
| − | | + | |
| − | сила тока вмг от геометрии винта, электромехан. константы и напряжения----
| + | |
| | | | |
| − | Iст=0.08Кр(DKxx)3 (HUакку)2
| + | в -30---25 гр для самолёта с шасси и подвесом |
| | | | |
| − | где коэф . мощности винта Кр=0.6-1.6 зависит от удлинения и профиля лопасти и кол- ва лопастей ( 1-4штуки)
| + | в -20---15 гр для чистых бпла |
| | | | |
| − | сила тяги на стопе от геометрии винта,эл-мех.константы и напряжения ----
| + | в -10---5 гр для планера |
| | | | |
| − | Fст=0.1КрHD(DUаккуKxx)2
| + | ---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- |
| | + | 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!!!---- |
| | | | |
| − | мощность потребления вмг на стопе от тяги и теоритической скорости потока ----
| + | Vплан=(2mg /pо Sкр Cyопт)^0.5=1.6(mg/Куд Сумах))^0.5/CAXкр |
| | | | |
| − | Pпот=UаккуIст=FстVтеор=FстHоfст
| + | 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!!! |
| | + | ----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- |
| | | | |
| − | подбор диаметра и шага воздушного винта от диаметра и длины статора бесколлектор. мотора (H+D)мм=10(d+l)мм
| + | академическая формула скорости для всех типов крылатых ла с винтовым движителем--------Vмах=Vо Кск=(2mg /pо Sкр Cyмах)^0.5 (Тст АКмах)^1/Z |
| | | | |
| − | 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!!!
| + | для самолётов с ДВС с двояковыпуклым несимметричным профилем крыла 12%------ Vгор=(2Fст Кв Сул AKmax/ро Cyмах Sкр)^0.5=1.25(Fст AKmax/Sкр)^0.5 |
| | | | |
| − | коэф. относительного запаса тяги Кт или перегрузка ла в вираже зависит от произведения тяговооруженности Tст на максимальное аэродинамическое качество AKмах ------
| + | для пилотажных авиамоделей самолётов с э-ВМГ------ Vгор=(1.0коп--1.2пил--1.4сам--1.6гон)(Fст Как/Сумах)^0.5/САХкр |
| − | | + | |
| − | Kперегрузка=Кт=Fст/Fxmin=Tст х AKмах=(Kскор)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/HоKxx-----
| + | |
| − | | + | |
| − | 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=1.2mgHоKxx=14mНгеомКхх
| + | |
| − | | + | |
| − | 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----
| + | |
| − | | + | |
| − | Kск=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----
| + | ----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- |
| | + | сила лоб. сопротивления Fлоб.соп.=mg(Kск)^X/АКмах |
| | | | |
| − | Fx=mg/AKтек=10m(Kv)Х /AKмax,
| + | максимальное аэрокачество ла эмпирически пропорционально удлинению крыла --- |
| | | | |
| − | где степень Х=1 для симметричного профиля крыла, Х=5/4 для несимметричного двояковыпуклого, | + | АКмах=Как Куд, где Куд=Sкр/CAX^2 |
| − | Х=4/3 для змееобразных, Х=3/2 для плосковыпуклого, Х=2 для вогнутовыпуклого!!!
| + | |
| | | | |
| − | сила тока I=Ixx+0.5FhKu/KПДв=0.5 Fh(1.1Ku)/KПДв=0.5FhKхх/(Кво(Kуп)2)=0.55FНоКхх/Kуп=FНоКхх=(1.1-1.4)FНгеомКхх
| + | для авиамоделей на двух-кратной скорости планирования или 2.5Vсвал |
| | | | |
| | | | |
| − | для авиамоделей полное КПДвмг+акку=KПДвинт KПДмотор КПДакку=(40--65%)х(70--93%)х(90--99%)=(25--60%)---
| + | самолёт с шасси и грузовым подвесом Как=1----------- Fлоб.сопр = 0.5mg |
| − | где первые значения для паркфлаеров и вторые значения для больших бпла и гигантских авиамоделей
| + | |
| | | | |
| − | усреднённая поглащённая мощность ла в полёте -----
| + | пилотажка-бойцовка Как=1.2--------------------------- Fлоб.сопр = 0.45mg |
| | | | |
| − | Pпол=FVпол=KПДвмг UI=(0.25--0.6) UI
| + | короткое лк Как=2------------------------------------Fлоб.сопр = 0.4mg |
| | | | |
| | + | птицелёт Как=1.3--------------------------------------Fлоб.сопр = 0.35mg |
| | | | |
| | + | аэрочистый бпла-классика Как=1.4--------------------- Fлоб.сопр = 0.3mg |
| | | | |
| − | где Kупор=hтек/Hо=Vполёт/Vпоток и КПДвинта в полёте=Кначальный(Купор)2=0.9(Куп)2----
| + | гонка-классика Как=1.8--------------------------------Fлоб.сопр = 0.25mg |
| | | | |
| − | теорит. скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=Hоf=0.81 H Uакку Kxx----
| + | хотлайнер Как=1.5-------------------------------------Fлоб.сопр = 0.15mg |
| | | | |
| − | пропульсивного коэф. в зависимости от режима полёта при условии Sомет/Sмид больше 1,
| + | -------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- |
| | | | |
| − | Куп==h/Hо=(0.7-0.75 горка)=(0.8-0.9 горизонт) ----(где первые значения для моделей вторые для большой авиации)
| + | Оптимизация размеров винта для конкретного типа ла |
| − |
| + | |
| − | связь эффективности пропульсивной системы ---
| + | |
| | | | |
| − | КПДпроп.сис=КПДнач.винта х(Куп)2=(0.85--0.95)х(Vполёт/Vпоток)2
| + | эмпирически параметры двухлопастного воздушного винта на пик мощности вмг---диаметр Dмах=1.1Сумах САХкр-----------шаг Н=0.9САХкр |
| | | | |
| − | h4) разгруженный режим вмг в полгаза---это крейсерская скорость горизонтального полёта на максимальном АК или скорость планирования при оптимальном угле атаки крыла ----
| + | для мотопланера-парителя при Кв=0.5----- D=1.8САХ |
| | | | |
| − | I=mgHоKxx/AKmax
| + | для самолёта с шасси и внешним грузом при Кв=0.65------D=1.4САХ |
| | | | |
| − | 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 пилотажки-бойцовки при Кв=0.7---------- D=1.3САХ |
| | | | |
| − | академический вывод формулы динамики полёта через закон реактивной тяги как условие равновесия силы тяги и аэродинамического сопротивления ла----- Fт=Fх
| + | для птицелёта при Кв=0.75---------- D=1.2САХ |
| | | | |
| − | Fтяги=(dm/dt)deltaV=pSVвх(Vвых-Vполёт) =0.5p 0.78D2 Кнап (Vпот)2 (1-Kуп2)----
| + | для чистого БПЛА классика при Кв=0.8---- D=1.1САХ |
| | | | |
| − | Fсопрот=0.5p (Vпол)2 Схмид (Sмид /(Kск)X) = 0.5p (Куп Vпот)2 Sкр (Cx /(Kск)X)
| + | для гонки-классики при Кв=0.9------------D=1.0САХ |
| | | | |
| − | 0.78D2 Кнап (1-Kпроп) = (Kуп)2 Sкр Cуопт / АКмах (Kск)X
| + | для гоночного хотлайнера при Кв=1------- D=0.9САХ |
| | | | |
| − | 0.78D2 (1.5 АКмах / Cумах Sкр ) Кнап (Kск)X = (Kуп)2 /(1-Kуп2) | + | 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 |
| | | | |
| − | Кмид Кнап (Kск)X = Кпроп/(1-Kпроп)
| + | -пересчёт диаметра многолопастного винта от двухлопастного ------ Dтрёхлоп=0.9 D ---- Dчетырёхлоп=0.84 D |
| | | | |
| | + | ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ |
| | | | |
| − | коэф. наполнения Кнап=Сулоп (n Sлоп / Sомет)0.5--- корень квадратный из коэф. перекрытия лопастями ометаемого круга, как соотношение суммы площадей проекций лопастей к ометаемой площади
| + | 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 ----- Рэл(вт)=1.7(Fст)^1.5/D |
| | | | |
| − | шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сулоп)Ч----где Сулоп=Сумах профиля лопасти, степень Ч=0.5D/Hгеом, эмпирически Но=(1.1-1.3)Нгеом
| + | на стопе для ДВС авиамодели------ Рмех(вт)=1.3(Fст)^1.5/D |
| | | | |
| | + | смотри статью "типы ла-ликбез" |
| | | | |
| − | тяговооруженность в полёте Tпол= Fпол/mg =FстКПДв/mgКск=0.5Тст(H/D)0.5----
| |
| | | | |
| − | коэф. запаса скорости Кск=Vпол/Vплан.самолёт=Vпол/Vвис.коптера
| + | [[Файл:микропланер.jpg]] |
| − | | + | |
| − | скорость планирования ла Vплан=(3mg/pCyмах Sкр)0.5=(2.5mg/Cyмах Sкр)0.5
| + | |
| − | | + | |
| − | скорость потока висения коптера Vвис=(mg/p Кво Sомет)0.5=(mg/n)0.5/D,
| + | |
| − | где n- количество пропеллеров
| + | |
| − | | + | |
| − | сила тока в полёте Iпол= Ixx+0.5Fтек hпол Ku / КПДв =Fтек Но Kxx -----
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | 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 / (Кск)Y ---- функция падения тяги винта
| + | |
| − |
| + | |
| − | Fлоб.сопр = mg (Кск)X / AKмах---- функция наростания аэросопротивления
| + | |
| − |
| + | |
| − | главная формула авиации----дозвуковая скорость полёта ла в вязкой среде(это фундаментальная зависимость---её не объехать и не обойти)
| + | |
| − | | + | |
| − | (Kск)Z=КПДв 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---- (Kск)2=Tст
| + | |
| − | | + | |
| − | 2) для турбореактивной авиации----(Kск)1.5=Tст AKмах=Кт
| + | |
| − | | + | |
| − | для импеллеров ---(Kск)2=0.8Tст AKмах=Fст/Fмин
| + | |
| − | | + | |
| − | 3) для лк и гонок----(Kск)1.5=КПДв Tст AKмах
| + | |
| − |
| + | |
| − | 4) для моделей самолетов ----(Kск)2=КПДв Tст AKмах
| + | |
| − | | + | |
| − | 5) для мультикоптеров и вертолётов----(Kск)2=Tст (Kмид (H/D))0.5
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | 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/(Кск)Y) ((Kск)Х Vплан)/КПДвмг=(Kр)(mgVплан)/КПДвмг(Кск)Y,
| + | |
| − | | + | |
| − | где Kр=(Кск)X Tст= Рстоп/Рмин--коэф.запаса мощности
| + | |
| − | | + | |
| − | ЭТС=mVпол/Pвх=КПДвмг (Кск)Y / Tg=КПДвмг (Кск)Y АКмах/gКт =0.1КПДвмг (Кск)Y АКмах / (Кск)Z=0.1КПДвмг АКмах/(Кск)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)------
| + | |
| − | КПДв=КвоКпроп=Кво Сулоп (Кмид Кпер Hо/D)0.5=Кво Cyлоп((n Sлоп/Sомет )(Hо/D)(Sомет/Sла))0.5= Кво Сулоп(n (Hо/D) Sлоп/Sла)0.5
| + | |
| − | | + | |
| − | для авиамодельного двухлопастного винта в полёте КПДдвухлоп=(1.65-2.0)(H Sлоп/D Sла)0.5,где 1.65 для узких лопастей типа двс и ЕР и 2.0 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 Kуп=(Ho fпол)(KПДв/Кво)0.5 =(1.14Hгеом) (1.1fст) (КПДв/0.9)0.5=1.32 Hгеом fст(КПДв)0.5--------при КПДв=60% скорость полёта равна скорости потока на стенде!!!
| + | |
| − |
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | 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 физическая зависимость по методу Книжникова ВВ
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | после всех преобразований получается практическая формула применения максимальной воздушной горизонтальной скорости
| + | |
| − | крылатых ла (авиамодели),где скорость обратна САХ крыла и прямо пропорционально квадратному корню из силы тяги на стопе!!!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=1.8(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---
| + | |
| − | (у всех коптеров диаметр несущего винта и есть аналог САХ крыла)
| + | |
| − | | + | |
| − | желательно,чтобы максимальная скорость полёта была не менее двух скоростей сваливания
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | мощность силовой установки в полёте
| + | |
| − | | + | |
| − | мощность на валу для винтовых поршневых ДВС ----Pмех=0.8FстVпол
| + | |
| − | | + | |
| − | электрическая потребляемая мощность ВМГ -----Pпот=FстVпол
| + | |
| − | | + | |
| − | для электро импеллеров -----Pпот=1.4FстVпол
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | крейсерская скорость в пол газа ----Vкрейс=0.7Vмах
| + | |
| − | и круизная мощность Pкруйз=0.35Рпот
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | для безмоторного планера, где эквивалент тяги это проекция в горизонт суммы векторов всех сил при угле глиссады в режиме планирования----Vплан=2.2(Fмин)0.5/(CAX Сумах), где Fмин=mg/AKмах!!!
| + | |
| − | видно важную особенность----чтобы быстро планировать против ветра надо разгибать профиль крыла в симметричный и изначально иметь узкое крыло и большую массу ла!!!
| + | |
| − | | + | |
| − | | + | |
| − | Сначало исходя из выше перечисленных закономерностей было расчитано маленькое скоростное летающее крылошко класса суперлайт250г с ФПВ! ТТХ следующие-----
| + | |
| − | | + | |
| − | 1) масса планера 100г,где трапецевидное крыло массой 75г, размах 70см и ширина у корня 15см и 10см на концах, стреловидность 20гр, симметричный 10% профиль, фюзеляж с килём 25г! АКмах=7, САХ=0.13м
| + | |
| − |
| + | |
| − | 2) масса ЭМУ 90г, где тянущая вмг суммарной массой 30г=18г(бк.электромотор1806---2400)+3г(двухлоп.винт 5Х4.3)+9г(рх с проводами 10а) и липо-акку 11.1вх0.8ач (рейтинг 12С) массой 60г!
| + | |
| − | | + | |
| − | 3) электроника суммарной массой 30г=18г(две сервы на 1.5кгсм)+5г(пяти канал.ру приёмник 2.4Г)+7г(камера с передатчиком 5.8Г на 200мвт)!
| + | |
| − | | + | |
| − | Итого полётная масса всего 220г !
| + | |
| − |
| + | |
| − | Аэродинамический эквивалент миделя лк 0.66дм2 и внешний КПДвинт=Кпроп=0.45=45%,тогда при тяге на стопе 3.6н=360г силы получаем скорость полёта 28м/с=100км/ч при потребляемой мощи в 90вт и время полёта на полном газу около 6 минут
| + | |
динамика полёта крылатого ла---это летные хар-ки ла от скорости сваливания Vo до максимальной воздушной скорости в пологом пикировании Vпик,
где соотношение этих скоростей называется коэф запаса скорости по сваливанию Кvзап=Vпик/Vсвал=Vмакси/Vмин=2.5 оптимально для самолёта !
Диапазон от скорости сваливания и до скорости планирования на максимальном аэрокачестве называется аварийный режим----взлёт, посадка, парение!!!
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!!!----
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!!!
для самолётов с ДВС с двояковыпуклым несимметричным профилем крыла 12%------ Vгор=(2Fст Кв Сул AKmax/ро Cyмах Sкр)^0.5=1.25(Fст AKmax/Sкр)^0.5
для пилотажных авиамоделей самолётов с э-ВМГ------ Vгор=(1.0коп--1.2пил--1.4сам--1.6гон)(Fст Как/Сумах)^0.5/САХкр
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
