Расчёт самолёта-ликбез

Текущая версия на 12:25, 1 октября 2024

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/Сумах Sкрыл)(Вплеч/САХкр)  

Например для стабилизатора площадью 2 дм2 и крыла площадью 1.25х10 дм2 соотношение равно 0.16 ----а соотношение плеча от центра давления крыла до центра давления стабилизатора 4дм при САХ крыла в 1 дм равно 4-----тогда Аго=0.16х4=0.64, а точку центра масс получаем в 0.5х0.64х100%=32%сах или 0.32 дм=32мм от передней кромки САХ!

пределы балансировки -----Хцм=(0.4--0.6)Вплеч Sстаб/Сумах 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 [1]

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=Fh/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!!!

эмпирическая формула тяги винта на уровне моря на стопе --- Fст=0.23 D H (D fст)^2

частота вращения бк эд под пиковой нагрузкой fнаг(Гц)=(Коб КПДэд Kхх Uакку)=(0.6нано--0.65микро--0.7мини--0.75миди--0.8макси)fхх

эмпирика подбора габаритов ВВ для авиамоделей----D=1.1Cyмах CAXкр  и  Н=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!!!

перегрузка ла в вираже с ВВ зависит от произведения тяговооруженности Tст на максимальное аэродинамическое качество AKмах ------

Kперегрузка=0.62Кт=0.62 Fст/Fxmin=0.62 Tст AKмах=(Kск)^2/1.62

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  

скорость сваливания самолёта----- Vсв=(Ксв mg/Sкр)^0.5

Ксв=1.0 для вогнутовыпуклого----Кпл=1.2 плосковыпуклого---- Кпл=1.6 двояковыпуклого и змееобразного профилей---Кпл=2.0 симметричного

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"