Расчёт самолёта-ликбез

статья----автор Книжников ВВ

аэродинамика планера

скорость планирования на уровне моря для плосковыпуклого профиля крыла----это корень из удвоенной нагрузки v=(2m/s)0.5 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 АК=13 и нагрузкой на крыло 25 г/дм2 получаем 7.1 м/с делить на 13 равную 0.54 м/с------ тоесть 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 безпосадочно весь день. Скорость сваливания для плосковыпуклого крыла равна 0.8 скорости планирования на максимальном качестве планера!

центровка классических ла по методу Книжникова ВВ

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

Аго коэфициент продольной устойчивости это  произведение соотношений площади стабилизатора к  площади крыла и плеча к сах   Аго =( Sстаб / Sкрыл)  ( В плеч/ 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 ценра масс получаем в 0.5х0.8х100%=40%сах или 0.4 дм=40мм!

При этом допустимый диапозон центровки  0.4Аго100% предельно передняя ---- при высокой турболентности в приземленном слое повышается устойчивость !

0.6Аго100% предельно задняя на задней центровки 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!

диапозон скоростей ла

Соотношение максимальной горизонтальной скорости самолёта к скорости сваливания называется коэффициентом запаса по скорости Кскор и определяет запас кинетической энергии для планера. Текущее АК ла обратно пропорционально Кскор и падает с увеличением скорости полёта АКтек= 1.25 х АКмакс / Кскор для каждого класса ла он определенный ------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 !

диапозон 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%!! например ,если АКмакс авиамодели планера 12 ед и скорость сваливания 5.6 м/с то при скорости горизонтального полёта в 14 м/с=50 км/ч или Кскор 2.5 текущее АК будет всего 6 единиц!

тяговооруженность ла

Тяговооруженость Т или соотношение тяги на стопе при полном газе к весу самолёта

у 3д пилотаг в 2.0 раза,

у спортивных парителей в 1.5,

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 АКмакси -------Ктмин=1/АКмакси! Разница максимальной тяговооруженности на полном газу и минимальной потребной определяет угол подъёма на втором режиме----например синус угола подъема равен разнице тяговооруженности!

синус 6 град----дельта Ктмин=0.1

12гр----0.2

18гр---0.3

25гр----0.4

30гр---0.5

37гр---0.6

45гр---0.7

60гр---0.87

90гр---1.0

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

выкос мотора

1) В авиации расположениие вмг тянущей в носу имеет особенность по выкосу оси вала мотора для компенсации реактивного момента и закрученного потока от вращения пропеллера на плоскости ла----обычно ось наклонена вниз и вправо на пару-тройку градусов относительно вектора направления полёта,чтоб не летел боком, при этом левый вираж более маневримый!

2) При толкающей схеме вмг в хвосте распологают 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!