Расчёт самолёта-ликбез

Версия 20:37, 6 января 2023

Статья----автор Книжников ВВ

аэродинамика планера----смотри статью "динамика полёта крылатого ла"

скорость планирования на уровне моря для плосковыпуклого профиля крыла----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! Зная АК планера как удлинение крыла с коэф 1.3 для авиамоделей можно узнать вертикальную скорость снижения -----например для планера с удлинением 10 и АК=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 для плосковыпуклого крыла равна 0.8 скорости планирования на максимальном качестве планера!

Центровка классических ла

Для классики  удобно использовать простую формулу Хцм в процентах САХ крыла оптимальный -----0.5 Аго100%=Хцм%

Аго коэф. продольной устойчивости это  произведение соотношений площади стабилизатора к площади крыла и плеча к сах---Аго =( Sстаб / Sкрыл)  ( Вплеч/ САХ )  

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 "утки" плюс пару градусов относительно крыла!

Диапазон скоростей ла

Соотношение максимальной горизонтальной скорости самолёта к скорости сваливания называется коэффициентом запаса по скорости Кскор и определяет запас кинетической энергии для планера------например

для медленно летающих 3д пилотажек , парителей и бпла достаточно 2-2.5 кратное соотношение скоростей,

для пилотаг и бойцовок уже 2.5-3,

для гонок 3-4,

для рекордно скоростных 4-5,

для реактивных турбин 6-7.

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 Кскор=1-1.25 называется вторым режимом и не используется при горизонтальном полёте из-за предсрывных углов атаки крыла и опасности сваливания на крыло в штопор необходимо увеличить скорость полёта до круизной при Кскор=1.5-1.6 пологим пикированием на планере или увеличить газ на самолёте до 45-50%!!

Текущее АК ла обратно пропорционально Кскор и падает с увеличением скорости полёта АКтек=  АКмакс / (Кскор)Х для каждого класса ла он определенный

Тяговооруженность ла

Тяговооруженость это соотношение тяги на стопе при полном газе к весу самолёта---- Тст=Fст/mg

у 3д пилотаг в 1.6 раза,

у спортивных парителей в 1.3,

у пилотаг и бойцовок 1.0,

у бпла и тренеров 0.8 стартующих с руки,

у гонок и скоростных 0.7,

у гидро-самолётов и на лыжах 0.6,

у колёсных 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 максимальной тяговооруженности на полном газу и минимальной потребной определяет угол подъёма на втором режиме(она же глиссада при планировании без мотора)----например синус угла подъема равен разнице тяговооруженности! округленно------

синус 3 град----дельта Тмин=0.05 ----АКтек=20

6 гр----0.1----10

12гр----0.2----5

20гр----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

90гр---1.0

При максимальной тяговооруженности бпла 0.4 и и АКмакси=10 получаем дельту всего 0.3 или 18 градусов угла подъёма!

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 манёвремый!

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"