Планер для FPV.
И все бы хорошо если бы не тот факт, что для прямоугольного крыла срыв потока начинается в корне крыла. Перетекая с нижней поверхности крыла на верхнюю через торец крыла воздух УМЕНЬШАЕТ угол атаки. Распределение коэффициента подъемной силы по размаху крыла сильно зависит от формы крыла в плане и его стреловидности. Если у крыла есть сужение или стреловидность то коэффициент подъемной силы увеличивается к концам крыла и именно там начинается срыв потока. Что чревато срывом в штопор. Лечится это дело круткой обычно. У прямоугольного крыла срыв потока начинается в корне и его можно не закручивать. Особенно при достаточно больших удлиннениях.
Степан! Не хочется вступать в дискуссию, т.к. этот топик не только по вопросам аэродинамики. Вместе с тем, хотелось бы немного прокомментировать новые подходы в видении традиционных аэродинамических проблем…
-
“…для прямоугольного крыла срыв потока начинается в корне крыла…” Очень смелое и спорное высказывание, первичный срыв потока в корневой части крыла может возникать прежде всего не из-за геометрии в плане, а из -за большей толщины профиля и больших углов установки этого сечения. Т.к. набухания п.с. (провоцирующего последующий срыв потока и переходом его в нестационарный диапазон…) в прямо пропорциональной зависимости от угла атаки обтекания и толщины профиля.
Классическим примером более раннего срыва в корне крыла может быть исполнение аэродинамической схемы крыла обратной стреловидности. Возможно Вам доводилось видеть л.а. типа Беркут (если не ошибаюсь в названии) и аналогичный американский л.а. фирмы Груман. Основной целью выбора такой а.д. схемы является улучшение взлетно-посадочных характеристик такой схемы крыла, при которой на больших углах атаки срыв начинается прежде всего в корневой части, а консоли в тоже время пока находятся в спектре стационарного обтекания, сохраняя при этом поперечную устойчивость и управляемость, всего л.а. что важно особенно на посадке (на малой скорости и больших углах атаки) и других полетных режимах. -
“…Если у крыла есть сужение или стреловидность то коэффициент подъемной силы увеличивается к концам крыла и именно там начинается срыв потока…” Это авторский подход к объяснению срыва на концах сужающегося стреловидного крыла. Прежде всего, коэффициент подъемной силы сужающегося крыла к консолям не увеличивается, а уменьшается. Почему? Потому, что профили, хорды и углы установки корневых сечений, больше чем аналогичные геометрические характеристики сечений к консолям, следовательно С игрек к консолям уменьшается.
-
“…Если у крыла есть сужение или стреловидность … к концам крыла именно там начинается срыв потока…”
Одну из главных ролей в срыве потока, как уже не раз писали играет возмущенный пограничный слой - п.с. При стационарном обтекании п.с. стреловидного крыла движется не только вдоль хорды по потоку, но и имеет составлющую вдоль лонжерона по размаху к консолям. В этом случае, толщина возмущенного п.с. быстрей растет на консолях, что и приводит к раннему провоцированию срыва потока в этой зоне. -
“… Перетекая с нижней поверхности крыла на верхнюю через торец крыла воздух УМЕНЬШАЕТ угол атаки…” К тому же как такового перетекания потока с нижней поверхности на верхнюю в районе законцовки в классическом понимании (вдоль лонжерона по размаху) не бывает. За счет градиента давления на поверхностях крыла характер обтекания, особенно на консолях меняется и обтекающий крыло поток приобретает некоторую разнонаправленную поперечную составляющую, которая в спутной струе и генерирует индуктивный вихрь, увеличивая общий коэффициент сопротивления самолета.
Ничуть не было желания корректировать Ваши познания в области аэродинамики. Разъяснения написаны, прежде всего, для уяснения автором топика сути аэродинамических процессов и необходимости аэродинамической и геометрической крутки крыла летательного аппарата.
Спасибо спасибо спасибо всем тем кто флудил, засерал тему, писал всё что знает только потому что ему не чем заняться, тем кто стал обсуждать FPV, кто срался между собой, тем кто впаривал свой планер и всем тем кто мигал дальним светом. Прошу не обижаться тех кто действительно пытался разъяснить ситуацию, к вам относится лишь крайнее слово сочетание.
Ну а теперь давайте перейдём к делу.
Давайте не будем обсуждать из чего сделать, как сделать, что скопировать и какой размах должен быть.
Вопрос тем кто сам проектировал крылья какой угол атаки вы делали у корня и какой на конце крыла? Как вы к этому пришли?
Ответ должен быть кратким, йомкими по делу.
Попрошу не обсуждать выбор предыдущих, они пришли к этому через свой опыт и смотря со своей «колокольни».
Не надо отправлять читать меня книги, я их читал. Знания у меня есть нахватает практики которую я хотел почерпнуть у здешних покорителей воздушного пространства.
0/0.
0\0 . Для таких скоростей. Но на конце консоли профиль тоньше, чем в корне. Скажем, 10 и 8 процентов. Пришел к этому, потому что проще применить уменьшение толщины профиля, чем городить хитрый стапель.
Извините за пространность.😦
всегда по нулям, но элерончики чуть чуть приподняты…
+2/0 Меня так с детства учили.
На ушах -1.5 градуса. Меня так здесь научили:) Как результат: менее срывной в термичку, более спокойный полет, лучше глайд.
Все-же ФПВ - это не чистый (по назначению) планер, можно и уширение в центре делать для локализации срыва именно там. Вплть до наплывов как у всяких “катан”.
А полетная скорость нужна прежде всего для уменьшения тряски, особенно если полеты не просто ради позырить, а для видеосъемки.
Вот как раз облетал сегодня ФПВ носитель 2м размахом.
Площадь 48 кв. дц.
Вес без ФПВ оборудования 1400 гр с двумя 3S 2200 батареями
Полностью разборный.
Аккуратный самолет. При даче газа морду сильно вниз тянет? На РВ микс делали или руками держите?
Вот как раз облетал сегодня ФПВ носитель 2м размахом
C 18 по 20 секунду я подумал что это штуко кордовое )))))))))
При даче газа морду сильно вниз тянет?
Клевок есть но незначительный и легко парируется рулем высоты. Мотор установлен в +3 градуса может еще пару шайб надо подложить, или миксер с кривой настроить.
На малом газу летит с очень маленькой скоростью и не сваливается.