Клад
| Строка 372: | Строка 372: | ||
|до 0.5микро--5мини--50миди | |до 0.5микро--5мини--50миди | ||
|- | |- | ||
| − | |80)условная плотность ЛА, (кг/м3) | + | |80)момент инерции ЛА по оси вращения, (кгм2) |
| + | |МИ=сумма (mэлемент rцентр массы^2)---1920г | ||
| + | |(0.01микро--0.1мини--1миди--10макси)кгм2 | ||
| + | |- | ||
| + | |81)условная плотность ЛА, (кг/м3) | ||
|ρ=mпол/размах х длина х высота---2021г | |ρ=mпол/размах х длина х высота---2021г | ||
|(3лёгкий--6оптима--12тяжёлый)г/дм3 | |(3лёгкий--6оптима--12тяжёлый)г/дм3 | ||
|- | |- | ||
| − | | | + | |82)основной материал конструкции планёра, (кг/м3) |
| − | | | + | |пенопласт-дерево-термопластик-реактопластик---2011г |
|ρ(г/дм2)=(20микро--500мини--1000миди--1500макси) | |ρ(г/дм2)=(20микро--500мини--1000миди--1500макси) | ||
|} | |} | ||
'''*ВЫВОД---МАСШТАБНЫЙ ФАКТОР УХУДШАЕТ ВСЮ АЭРОДИНАМИКУ МИКРО-АВИАМОДЕЛЕЙ В 3.3 РАЗА ОТ ВОЗМОЖНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ БОЛЬШОЙ АВИАЦИИ!!!''' | '''*ВЫВОД---МАСШТАБНЫЙ ФАКТОР УХУДШАЕТ ВСЮ АЭРОДИНАМИКУ МИКРО-АВИАМОДЕЛЕЙ В 3.3 РАЗА ОТ ВОЗМОЖНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ БОЛЬШОЙ АВИАЦИИ!!!''' | ||
Версия 21:33, 23 ноября 2025
автор Книжников ВВ --- Иллюминат Кв
тождество Эйлера 1+e^(j Пи)=0 и доработанная формула Эйлера e^(2j Пи)=(-1)^2, то есть 2j Пи=0 ? и тогда (-1)^0.5=0/2Пи--— вот теперь и живите с этим!)))
данные формулы связывают геометрию и аэродинамику пропульсивных систем ЛА на максимальную эффективность
теоретическая эффективность идеального винта на стопе в кольце----КПДвинта=100%/(0.5+(Но/Dдиф)^0.25), где Но=Нгеом(Сул)^0.5
КПД реального винта на висении коптера (%)----КПДвнут=100%/(0.5+0.25(D Н/Sл n^0.667)^0.5),
КПД реального пропеллера на самолёте(%)---КПДвнеш=100%/(0.5+0.25(Sх/Кв Sл n^0.667 №вмг)^0.5),
КПД реального импеллера в полёте на полном газу(%)--— КПДвнеш=100%/(0.5+(2Sх/Кимп №имп)^0.5/Dимп), где Кимп=Sдиф/Sсоп не более 2
—
аэродинамический параметр миделя крылатого ЛА----Sх=Сумах Sкр/АКмах
минимальный диаметр винта для круиза в пол газа----Dмин=(Пи Sх/№вмг n)^0.5
запас скорости потока на полном газу-— Кпот=Vмах/Vв=0.5 (D Н/Sл n^0.667)^0.5=(1.3слоу--1.6коп--1.9пил--2.1сам--2.3гон--"Пи"скор)
—
сила лобового сопротивления ЛА--— Fх=(0.785 Кск)^Х mg/АКмах=0.5 Кск (№вмг Fст Fмин)^0.5
зависимость степени от профиля крыла----Х=(1.6вогнутовыпук--1.5плосковып--1.4змееобр--1.35двояковып--1.3симметр--1.2тонкий симметр--1.1пластина)
Z=1/(0.38 Сул/Сумах)
—
КПДэвмг=КПДвнут КПДэд=Рпот/Рэл=Fст Vв/Iст Uакку------Iст=Fст Vв/Uакку КПДэвмг= Fст h fст/Uакку (КПДвнут КПДэд)= Fст h fхх Коб КПДэд /Uакку КПДвнут КПДэд= Fст h (Кхх Uакку) Коб/Uакку КПДвнут = Fст h Кхх Коб/КПДвнут
поступь многолопастного ВВ на стопе---h=((4гон--4.45сам--5коп)Сул n^0.667 Sл Кв)^0.5=*=(1.8гон--1.9сам--2коп) n^0.333 Sв^0.5/Кудл
эффективность многолопастного ВВ на стопе по теореме Пифагора------КПДвнут=(h/Но)^0.5=(n^0.333 (Кф/Кв)^0.5/Кудл)^0.5=*=(0.5уз--0.6нор--0.7шир) (D/Н)^0.25
сила тока э-ВМГ на стопе-----Iст=1.1 Коб Fст Kхх h/КПДвнут=Fст Kхх Н (Сул n^0.333 (Пи/Кв)^0.5/Кудл)^0.5
—
сила лобового сопротивления при Сх=0.5 Сумах^2/АКмах---------Fх=0.5 ро Cх V^2 Sкр=0.25 ро (Cумах Vгор)^2 Sкр/АКмах
реальная тяга от винта в полёте----Fреак=0.5 ро Кзап Кперек^0.25 Sомет (Сул (Н fпол)^2-Vпол^2)=(0.2уз--0.225нор--0.25шир) ро Сул (D Н fпол)^2 (1-КПДвнеш)=*=0.18двух ро (Sв fпол)^2 (1-Кпроп), где для авиамоделей КПДвнеш=*=Кпроп=0.6
пик скорости потока винтовой квадроракеты---Vпот=2 Vвис ln(Tст^1.5-1)=2 Пи Vвис, и это разновидность формулы Циолковского!
—
Фундаментально всё крутиться вокруг мощности потока от винта Рв=0.5(dm/dt)V^2, которая определяет силы и скорости типа подъёмной силы крыла Fу=рдин Sэф и теоремы Пифагора (sin.a)^2 +(cos.a)^2=1, которая определяет геометрию и КПД ВВ!
—
ВСЯ ТЕОРИЯ БПЛА В ФОРМУЛАХ ТТХ (80шт)----все типичные коэф. здесь[1]
жирным шрифтом выделены прорывные академические формулы в физике ЛА
| ФИЗИЧЕСКИЙ ПАРАМЕТР (СИ) | АКАДЕМИЧЕСКАЯ ФОРМУЛА---ГОД ОТКРЫТИЯ | ЭМПИРИКА ДЛЯ РАЗМЕРА АВИАМОДЕЛИ с двухлопастной э-ВМГ |
|---|---|---|
| 1)погодные условия для полёта БПЛА,(м/с),(гр С) | Vветер=(6микро--10мини--16миди--26макси), Твоздух=(+10утеп--+30охлаж)---2010г | без осадков и видимость более 1км |
| 2)коэф. подъёмной силы от угла атаки без срыва | Сумах=0.1 а + 10 Ккрив=(0.1--2), где а=(+8--+12)гр---1940г | 0.8гон--0.9лк--1.0бпл--1.2сам--1.6пар |
| 3)масса полётная, (кг) | mгруз=*=mпланёр=*=mэВМГ,авионика=*=mакку=*=0.25 mполёт---2010г | mпол=(4 mгруз--3 mпланёр пустой) |
| 4)площадь крыла, (м2) | Sкр=2 mg/po Cyмах Vсв^2, где Vсв=Vветер---1910г | Sкр=mg/(50рука--100шасси)(Н/м2) |
| 5)площадь стабилизирующего оперения, (м2) | Sстаб=(0.1пар--0.15гон--0.2сам,пт--0.25лк) Sкр, Sкиль=0.5 Sстаб---1930г | Кудл стаб=(0.4пар--0.6сам)Кудл кр |
| 6)удлинение крыла ЛА и лопасти | Кудл кр=*=Кудл лоп---2025г | 4широк--5--6.3норма--8--узкое12 |
| 7)средняя аэродинамическая хорда крыла, м | САХ=(Sкр/Кудл)^0.5---1930г | Sкр^0.5/(1.6лк--2утка--2.7сам--3.2бпл--4пар) |
| 8)размах крыла, (м) | Lкр=САХ Кудл---1910г | Lкр=Sкр/САХ |
| 9)поперечная устойчивость по крену, | угол излома консоли крыла на hо---а=аrсsin(2 hо/Lкр)---1930г | а=(+6голое--+3элерон)гр |
| 10)оптим. центровка в % САХ от лобика профиля по ТАУ, где Куст=(0.4перед--0.5норма--0.6зад) | Хцм=Куст Аго САХ=Куст b Sстаб/Sкр Сумах, где плечо стабилизатора b=(1лк--"Фи"пт--2бой--"е"сам--"Пи"бпл--4гон--2"Пи"пар)САХ---2025г | (10%ут--15%лк--20%пт--25%сам--30%гон--35%бпл--40%пар)САХ |
| 11)оптим. кол-во лопастей, (шт) | n=кол-во несущих аэроконсолей---2022г | 2лк,гон,пт--3бпл,сам--4тан,бип |
| 12)коэф. перекрытия лопастями омет.круга | Кперек=n/Кудл^2---2025г | 0.04гон--0.05сам--0.063пил--0.08коп |
| 13)Аэро-Качество | АКмах=Суопт/Схмин=Суопт/(Схпроф +Схвред+Суопт^2/Пи Кудл)---1950г, | АКмах=1.62 Кудл/Сумах---2025г |
| 14)аэро-мидель планёра, (м2) | Sх=Смид Sмид=Сх Sкр---1920г | Sх=Сумах Sкр/АКмах---2022г |
| 15)оптим. диаметр многолопастного винта, (м) | D=0.9(Sх/№вмг Кперек^1/Пи)^0.5---2022г | (0.8лк--1.2бпл--1.4сам)САХ/№вмг^0.5 |
| 16)оптим. геометрический шаг, (м) | Н=1.1(Sх Сумах/Сул)^0.5---2022г | (0.6лк--0.8ут--0.9сам,гон--1бпл)САХ |
| 17)коэф. винта (пропеллер-импеллер) | Кв=Н/D, менее единицы тяговые, свыше скоростные---1910г | 0.4коп--0.6пил--0.8сам--1.0гон--1.6скор |
| 18)параметр двухлопастного винта, (м2) | Sв=Сул Кв D^2---2024г | Sв=Сул D Н |
| 19)самая главная хар-ка любого винтового ЛА | Ксам=№вмг (Cyл D H)/(Cyмах Sкр/АКмах)=№вмг Sв/Sх---2024г | 1лк--1.6сам,бпл--2гон,пар |
| 20)коэф. пропульсивный ЛА с ВВ | Кпроп*=2.5 n^0.33 Ксам^0.5/Кудл---2024г | (0.4уз--0.5нор--0.6шир) Ксам^0.5 |
| 21)рабочая площадь одной лопасти винта, (м2) | Sл=0.25 Пи (D/Кудл)^2---2023г | (длина 0.7r)(ширина при 0.75r) |
| 22)торсионная геометрическая тяжесть винта, (м4) | ТГТВ=Кф n^0.66 Sл Cyл D Н, где форма Кф=(3.2трап--3.6овал--4прям), профиль Сул=1.0скор--1.2гон--1.4сам--1.6коп---2021г | ТГТВ=6.3 Кв (D^2/Кудл)^2 |
| 23)оптимальное напряжение аккумулятора, (В) | округлить до целых банок Рэл^(0.5микро--0.47мини--0.44миди)---2023г | Uакку=*=11.1 (m/№вмг)^0.38 |
| 24)ёмкость аккумулятора, (Ач) | С=Q(Втч/кг) mакку/Uакку---2000г | (100лф--150липо--240лион)mакку/Uакку |
| 25)Коэф. полезного действия электродвигателя | КПДэд=100% Рмех/Рэл=1-(Iхх Uакку+1.4 Rэд Iст^2)/Iст Uакку---2010г | 100%(0.75микро--0.8мини--0.85миди) |
| 26)оптим. сила тока потребления э-двигателем, (А) | Iопт=Кгаз (Iхх Uакку/Rэд)^0.5---2010г | Iопт=(8микро--10мини--12.5миди)Iхх |
| 27)тяговооружённость ЛА | Тст=№вмг Fст/mg---1920г | 0.5пар--0.75имп--1сам--1.5зд--2коп |
| 28)оборотистость эд, (Гц/В) | Кхх=0.78 (Тст mg/ро №вмг Кв)^0.5 Кудл/Uакку D^2 n^0.33---2025г | Кv=33 Кудл(Fст/Кв)^0.5/Uакку D^2 |
| 29)частота вращения ВМГ на стопе, (Гц) | fст=КПДэд Коб fхх, где Коб=(0.8пер--0.85втор--0.9трет--0.95чёт)---2020г | fст=Uакку Кхх(0.7микро--0.75мини--0.8миди), где Кхх=(Кv/60) |
| 30)частота ВМГ в гориз. полёте, (Гц) | f=fст (Рст/Рпол)^0.25=fст (Ксам/Кв)^0.125---2020г | (0.77микро--0.81мини--0.85миди)fхх |
| 31)истинная поступь винта на стопе до срыва, (м) | h=2.1 n^0.33 (Cyл Sл Кв)^0.5---2023г | (0.45узк--0.5нор--0.55шир)(D Н)^0.5 |
| 32)сила тяги многолопастной ВМГ на стопе, (Н) | Fст=0.72 po (D h fст)^2=ро ТГТВ fст^2---2010г | (0.2узк--0.25нор--0.3шир)D Н(D fст)^2 |
| 33)воздушная скорость сваливания, (м/с) | Vсв=(2 mg/po Cyмах Sкр)^0.5=Vпл Пи/4---1900г | (1.2сам--1.3лк--1.4гон)(mg/Sкр)^0.5 |
| 34)радиус минимального виража, (м) | rвир=Vсв^2 Кт^((2/Х+У)-1)/g---2025г | rвир=2 m/po Cyмах Sкр |
| 35)скорость потока в плоскости винта, (м/с) | Vв=(1.4 Fобщ/po №вмг)^0.5/D, где при висении Fобщ=mg---2014г | Vв=h fст |
| 36)теоретическая скорость потока, (м/с) | Vтеор=Н fст---1920г | (2пар--2.5сам--3.5лк--5гон) Vсв |
| 37)максимальная воздушная скорость полёта в горизонте , (м/с) | Vгор=(1.26сам--1.41лк--2гон) (Fст/ро Sх)^0.5=D f Кпроп=Vсв Кск, или двухлопаст---Пи f (Sл Ксам)^0.5---2022г | (0.6лк--0.7сам--0.75гон) f (D Н)^0.5 |
| 38)Коэф Полезного Действия винта на стопе | КПДвнут=100%/(0.5 + 0.9 Кв^0.5 Кудл/Пи n^0.33)---2023г | 100%(0.6гон--0.7сам--0.75пил--0.8коп) |
| 39)КПД винта внешний в горизонт. полёте | КПДвнеш=100%/(0.5 + 0.25 Кудл(Сул/Ксам п^0.66)^0.5)---2025г | 100%(0.65гон--0.6сам--0.55пил--0.5коп) |
| 40)мех-мощность на валу одной ВМГ на стопе, (Вт) | Рмех=Fст (1.4 Fст/ро)^0.5/D КПДвнут---2020г | Рмех=*=0.75 Fст Vтеор |
| 41)диапазон коэф. оптимума при АКмах | Копт=0.5 Сумах---2025г | 0.38гон--0.45лк--0.5бпл--0.55ут--0.62сам |
| 42)коэф.лобового сопротивления крылатого ЛА | Сх=0.5 Сумах^2/АКмах---2025г | Сх=0.01 супер-планер--0.11самолёт |
| 43)сила лобового сопротивления в полёте, (Н) | Fх=ро Сумах Sх Vгор^2/4=ро Кв Сул Сумах(Пи D^2 f/Кудл)^2/4---2025г | (0.4бпл--0.5сам,лк--0.7гон)Fст №вмг |
| 44)поглощённая мощность ЛА в полёте, (Вт) | Рпог=Fх Vгор=0.5 D f Кпроп Кск mg (Тст/АКмах)^0.5---2024г | (1сам--1.3лк--1.6имп--2.6гон)Fст Vсв |
| 45)механическая мощность на валу в полёте, (Вт) | Рмех=Рпог/КПДвнеш---2024г | Рмех=0.5 Кск D f (Fст Fмин)^0.5 |
| 46)суммарная сила реактивной тяги в полёте, (Н) | Fреак=0.36 Кперек^0.25 ро n^0.33 №вмг(1-КПДвнеш)(Sв f)^2/Сул---2025г | (0.09уз--0.1нор--0.11шир)Сул №вмг(D Н f)^2 |
| 47)воздушная скорость планирования, (м/с) | Vпл=2(mg/po Sкр)^0.5/Cyмах---2025г | (1.4сам--1.8лк--2гон)(mg/Sкр)^0.5 |
| 48)угол и вертикальная скорость снижения, (м/с) | arctanges=1/АКмах и Vсниж=Vпл/АКмах---1930г | угол снижения(10сам--6бпл--3пар)гр |
| 49)мин. сопротивления при планировании, (Н) | Fмин=mg/АКмах---1930г | Fмин=0.5 ро Sх Vсв^2---2025г |
| 50)мин. поглощённая мощность, (Вт) | Рмин=Vпл mg/АКмах---1930г | Рмин=0.63 ро Sх Vсв^3---2025г |
| 51)аэро-качество винта приведённое к радиусу | АКВ=Vокр/Vв=2 Пи 0.75r/h=Fтяги/Fсопр---2010г | АКВ=Пи/Кв |
| 52)сила тока э-ВМГ на стопе на полном газу, (А) | Iст=0.04 ро (D Кхх)^3 (Н Uакку)^2 n (D/Н)^0.5---2020г | (0.7сам--0.785коп) Коб Fст Кхх (D Н)^0.5 |
| 53)масса регулятора хода с проводами, (г) | mрх=Кэл Iст---2010г | mрх(г)=*=Iст(А) |
| 54)электромощность на стопе двухлоп ВВ, (Вт) | Рэл=(0.15миди--0.165мини--0.18микро) №вмг ро D^5 fст^3 Кв^1.5 ---2025г | Рэл=№вмг Iст Uакку Кгаз^1.5 |
| 55)пиковая электромагнитная мощность статора от поколения магнитов (N22--N33--N44--N55), (Вт) | Рстатор=Рмах=диаметр(мм) х толщина(мм) (N/22)^1.62 ---2022г | (1слаб--2сред--3сил--4сверхсил)d s |
| 56)масса э-двигателя с крепежом, (г) | mэд=(0.2коп--0.25сам) d(мм) s(мм)---2010г | mэд(г)=Рмах/Кпок(4сам--5коп) |
| 57)масса э-ВМГ, (г) | mэВМГ=mв+mэд+mрх ---2010г | 5%пар--10%лк,бпл--15%сам--20%гон,имп |
| 58)сила тока в полёте, (А) | Iпол=((1винт--2имп) Sв)^0.5 Fреак Кхх---2025г | винт Iгор=1.1 Fх Кхх (D Н)^0.5 |
| 59)электрическая мощность в полёте, (Вт) | Рпол=0.5 Кск (Fст^3/ро Sх)^0.5/КПДвнеш КПДэд---2025г | (1.3сам--2.3гон) Fст (Fст/Sв)^0.5 |
| 60)разгрузка электромощности в полёте | Км=Кгаз^1.5 Iпол/Iст---2025 | на практике Км=Кгаз (Кв/Ксам)^0.5 |
| 61)длина разбега с шасси до точки отрыва, (м) | разбег=0.8 Vсв^2/(0.8Тст-1/АКмах) g---1920г | разбег=0.13 Vсв^2/Тст |
| 62)коэф.запаса тяги для ЛА | Кт=№вмг Fст/Fмин=Тст АКмах---2021г | Кт=4пар--6сам--8лк--10гон |
| 63)формула Книжникова----коэф.запаса скорости для самолёта | Кск=Vгор/Vсв=Кт^(1/(Х+У))=(Тст АКмах)^(0.38 Сул/Сумах)---2021г | Кт^(0.4пар--0.44сам--0.5бпл--0.55лк--0.6имп--0.66гон--0.7рак--0.83реак) |
| 64)поперечная перегрузка на крыло в вираже (g) | kпер= 0.5 Сумах Sкр Vгор^2/mg---1920г | kпер=0.8 Кт |
| 65)относительная толщина профиля крыла, (%) | корневище s=(0.1прям--0.13трап--0.16треуг)Сумах^0.5 CAX---2010г | для моделей 10% Сумах^0.5 |
| 66)сечение полок лонжерона крыла, (см2) | Sполк=(1.5верх--1.0ниж) 0.11 Lкр m kпер/s modматериал---1920г | Sполк=0.16 Lкр m kпер/s 350 кгс/см2 |
| 67)максимальная скороподъёмность ЛА, (м/с) | Vвер=(Рпог-Рмин)/mg=Vсв (Тст-1.27/АКмах)---1920г | Vвер=Рэл/mg Пи |
| 68)максимальный угол возвышения при подъёме | а=аrсsin((0.7коп--0.8пил--0.9сам--1гон)Тст-(1/AKmax))---1920г | норма а=(30--45)гр |
| 69)Эффективность Транспортной Системы, (с2/м) | ЕТS*=m Vгор/Рпол=КПДвмг АКмах/g Кск---2022г | 0.05(АКмах/Тст)^(0.5сам--0.4лк--0.3гон) |
| 70)время автожизни на одной зарядке, (час) | time=Q mакку/Рпол Кгаз^1.5---2010г | полгаза время=2.8 Uакку С/Рпол |
| 71)расстояние пробега на одной зарядке, (км) | line=3.6 time Vгор Кгаз^0.5---2010г | полгаза путь=2.5 time Vгор |
| 72)дальность устойчивой радиосвязи, (км) | l=1км (Кбюд-Кпог-60дб),где Кбюд(дб)=Купер+Кудип+Купр+Купатч---2020г | линк=(1город--6поле)км |
| 73)дальность слышимости шума винта, (км) | l=1км (Кшум-Кфон-60дб),где Кшум=(64тян--80тол)дб---2022г | линк=(0.1город--0.6поле)км |
| 74)момент рулевой машинки, (кг см) | Мрм(Н м)=0.067 po Sруль сах.руль (Н f)^2---2010г | М(кгсм)=*=0.8 Sруль(дм2), |
| 75)потребляемая мощность серво, (Вт) | Ррм=2 М(Нм) х 6.28 х 1/6 /время (сек)=0.2 М(кгсм)/(период на 60гр)---2010г | до (2микро--5мини--15миди)Вт |
| 76)электро-мощность ВЕС, (ВхА) | Рвес=№серво Ррм---2010г | (5Вх2А)микро--(6Вх5А)мини--(7.5Вх12А)миди |
| 77)масса рулевой машинки, (кг) | mсерво=Ррм/100Вт/кг ---2010г | (10микро--20мини--50миди)г |
| 78)расстояние между приемной и передающей антеннами на дроне при ортогональном положении | Rудал(мм)=10 (Ризл(мВт))^0.5---2008г | не менее 1.62 длины волны Тх |
| 79)эффективная площадь радио-отражающей поверхности, (дм2) | Sрад=(Sакку+Sэд+№рм Sрм+Sшлейф+Sметалл+Sкарбон)/2---2025г | до 0.5микро--5мини--50миди |
| 80)момент инерции ЛА по оси вращения, (кгм2) | МИ=сумма (mэлемент rцентр массы^2)---1920г | (0.01микро--0.1мини--1миди--10макси)кгм2 |
| 81)условная плотность ЛА, (кг/м3) | ρ=mпол/размах х длина х высота---2021г | (3лёгкий--6оптима--12тяжёлый)г/дм3 |
| 82)основной материал конструкции планёра, (кг/м3) | пенопласт-дерево-термопластик-реактопластик---2011г | ρ(г/дм2)=(20микро--500мини--1000миди--1500макси) |
*ВЫВОД---МАСШТАБНЫЙ ФАКТОР УХУДШАЕТ ВСЮ АЭРОДИНАМИКУ МИКРО-АВИАМОДЕЛЕЙ В 3.3 РАЗА ОТ ВОЗМОЖНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ БОЛЬШОЙ АВИАЦИИ!!!
