|
|
| Строка 1: |
Строка 1: |
| − | 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 ветропробиваемость 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 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 -----0.5Аго100%=Хцм%
| |
| − |
| |
| − | Аго коэф. продольной устойчивости это произведение соотношений площади стабилизатора к площади крыла и плеча к сах---Аго=(Sстаб/Sкрыл)(Вплеч/САХкр)
| |
| − |
| |
| − | 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 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 и определяет кинетическую энергию для ла------например
| |
| − |
| |
| − | для медленно летающих 3д пилотажек, парителей достаточно 1.6 кратное соотношение скоростей,
| |
| − |
| |
| − | для БПЛА и птицелётов-2,
| |
| − |
| |
| − | для пилотаг и бойцовок уже-2.5,
| |
| − |
| |
| − | для коротких лк-3,
| |
| − |
| |
| − | для хотлайнеров-3.5,
| |
| − |
| |
| − | для скоростных гонок-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 предсрывных 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 максимальной тяговооруженности на полном газу 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----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-----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=Fh1/2ПИ 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!!!
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | Пик тока э-ВМГ на стопе
| |
| − |
| |
| − | Так как наведённый тягой момент аэро-сопротивления пропеллера максимален на стопе, то и ток и потребная мощность тоже!
| |
| − | На стопе при определении максимальной силы тока I(а) в электроцепи для связки бк электромотора Kxх(гц/в), диаметром D(м) u шагом H(м) от напряжения питания U(в) есть фундаментальная формула от Книжникова ВВ ----
| |
| − |
| |
| − | Iст = Iхх + (Fст h Коб Kхх)/КПДв
| |
| − |
| |
| − | поступь винта на стопе ------эмпирика h=0.45(Cyл H D)^0.5
| |
| − |
| |
| − | внутренняя эффективность винта на стопе -----эмпирика КПДв=0.7/(H/D)^0.25
| |
| − |
| |
| − | коэф. лопастей ------Кл=(n/2)^0.5
| |
| − |
| |
| − | эмпирика для регулятора хода------- Iмах=0.08Кл(D Kхх)^3(Н U)^2
| |
| − |
| |
| − | тяга на стопе для э-ВМГ-------- эмпирика Fст=(0.09узк--0.11шир) Кл D H(D Кхх Uакку)^2
| |
| − |
| |
| − | ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
| |
| − | академическая формула тяги винта на уровне моря на стопе --- Fст =3.6(Sл Сумax D (n D H)^0.5) fст^2 !!!
| |
| − |
| |
| − | где----торсионная плотность воздуха 6(кг/м3)=0.5ро(Пи)^2
| |
| − |
| |
| − | геометрическая тяжесть винта ГТВ(м4)=0.62 Sл D Сумax (n D H)^0.5, где Sл(м2)---рабочая площадь одной лопасти и n=кол-во лопастей
| |
| − |
| |
| − | частота вращения эд под пиковой нагрузкой fнаг(Гц)=(Коб КПДэд Kхх U)=(0.5нано--0.63микро--0.67мини--0.71миди--0.76макси)fхх!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
| |
| − |
| |
| − | ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
| |
| − | D=CAXкр Cyмах ((0.5микро--0.7макси) (Kск)Х/Как)^0.5!!! -----для всех типов крылатых ла
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | 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 AKмах=(Kск)^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=1.1 mg
| |
| − |
| |
| − | сила тока от массы ла, геометрии винта и эл-мех.константы----
| |
| − |
| |
| − | I=(1.1mg)(0.6Hо) (Коб Kxx)/КПДв=10 m 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
| |
| − |
| |
| − | коэф . относительного запаса скорости полёта----
| |
| − |
| |
| − | Кск=Vпол/Vсв=(Тст х АКмах)^0.5=(Fст/Fxmin)^0.5=(Kт)^0.5
| |
| − |
| |
| − | макси. скорость гориз. полёта -------Vмах=Kск Vсв
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | зависимость силы лобового сопротивления от запаса скорости полёта ла----
| |
| − |
| |
| − | Fx=mg/AKтек=10m(Kск)^Х /AKмax, или по телеметрии Fx =I/1.3 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=1.6 для вогнутовыпуклого!!!
| |
| − |
| |
| − | сила тока в полёте I=1.3Fx 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 полгаза---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 10-30гр, когда винт полностью вырождается в нулевую тягу----максимальная воздушная скорость Vмах=Hfхх= Ho U Kxx----Iпик=Iхх
| |
| − |
| |
| − | шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сулоп)Ч----где Сулоп=Сумах профиля лопасти, степень Ч=0.5D/Hгеом, эмпирически Но=1.2Нгеом
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | 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 ----- КПДполный= 0.80х0.9х0.55=0.4=40%
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | теоритическая скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=H fпол=0.81 Hо Uакку Kxx Коб=0.9 Нгеом Uакку Kxx
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | мощность силовой установки в полёте
| |
| − |
| |
| − | мощность на валу для винтовых поршневых ДВС ----Pмех=0.8FстVпол
| |
| − |
| |
| − | электрическая потребляемая мощность ВМГ -----Pэл=FстVпол
| |
| − |
| |
| − | для электро импеллеров -----Pэл=1.5FстVпол
| |
| − |
| |
| − | крейсерская скорость в пол газа ----Vкрейс=0.7Vмах и круизная мощность Pкруиз=0.35Рэл
| |
| − |
| |
| − |
| |
| − | 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"
| |
| − |
| |
| − | [[Файл:электро4.jpg]]
| |
