пара вопросов по теории самолетостроения
Для вертикального
Павел, сейчас меня интересует только для вертикального. Эта формула не отражает всех площадей, входящих в полный расчет. Поэтому слишком примитивна. Можете привести формулу для расчета? Или ссылку на расчет Аго. Можно даже в личку…
Можете привести формулу для расчета?
Тут некоторые напрасно обижаются на Lazy. На самом деле только Ав.о. ни о чём не говорит, а рекомендованные значения всего лишь ориентировочные. На путевую устойчивость как составляющую БОКОВОЙ устойчивости много чего влияет. Если есть желание, можно конечно помучиться и попробовать посчитать. Вот выдержка из этой книги.
Можете привести формулу для расчета?
Можно, но не нужно применительно к моделям.
Однако, если хочется посильнее мозг заморочить, можно воспользоваться простой формулой (проще не бывает) для приближённого определения площади вертикального оперения и поперечного V крыла, с учётом боковой площади фюзеляжа.
K = (0,01085 Sво f во + 0,0075 Sф fф) / dCy/dα S (φ + 0,5) L/2
Sво – площадь вертикального оперения .
f во – расстояние между ЦТ самолёта и ЦД ВО…
Sф – площадь боковой поверхности фюзеляжа
fф – расстояние между ЦТ и четвертью длины фюзеляжа считая от носа.
dCy/dα – производная кривой Су = f (α) для крыла.
φ – угол поперечного V крыла в градусах.
L – размах крыла.
Среднее значение К должно быть = 45…50.
Величина числителя формулы подбирается из условия
dCmy/dγ = 0,01085 S во /S + 0,0075 Sф fф / S f во = … 0, 0005
Где:
dCmy - коэффициент момента самолёта относительно нормальной оси.
γ - угол поворота самолёта.
При малых значениях К возникает колебательная неустойчивость, при больших спиральная.
(См. - Н.В. Остославский - “Аэродинамический расчёт самолётов”.)
Надеюсь теперь понятно, почему для моделей надо пользоваться просто формулой для Аво.
Друзья, всем спасибо! Буду разбираться. Скорей всего буду делать больше. Летал на таком. При всех его недостатках, понравилось больше.
обижаются на Lazy
Наоборот, согласен с его постом выше.
Я не про Вас.
Моё мнение по значению Аво. Рекомендованные в литературе по авиамоделизму значения относятся к свободнолетающим моделям с тонким фюзеляжем. Можно пользоваться этими значениями для р/у планеров, у которых фюзеляж тоже в виде тонкой балки.
Довольно большой разброс значений Аво у 3D пилотажек связан с тем, что им просто “некогда” завалиться в спиральную неустойчивость или заполучить “голландский шаг”. Самолётом постоянно управляют, причём на небольшом удалении. Всегда можно подправить любые случайные отклонения. Поэтому площадь ВО выбирается по другим критериям - по эффективности или по соответствию прототипу у полукопий.
Поэтому площадь ВО выбирается по другим критериям
Александр, боюсь здесь есть еще что-то ускользнувшее от взгляда. Поясню на примерах:
Имеем несколько почти одинаковых 3D. Сравним по ощущениям.
- Большой киль, большая лопата РН. Буквально за 5 сек полета самолет валит в спираль. Горизонтальный полет без постоянной поддержки невозможен. Вроде все стыкуется с теорией. НО: невозможно спокойно висеть т.к. большая лопата РН в поперечном канале оказалась попросту неэффективна.
- Маленький киль, средний РН. В спираль не валит. Горизонтальный полет некоторое время возможен.
На висении четко прослеживается огромная эффективность РН. - Большой киль, большая лопата РН. Самолет не валит в спираль. Горизонтальный полет без поддержки некоторое время возможен.
На висении ощущается огромная эффективность РН. - У модели слишком маленький Киль + РН. Спираль не замечена. Эффективность РН на висении просто огромная!
Получается большая лопата РН не всегда эффективна. Бывает даже наоборот… Маленькая эффективней большой.
Не могу увязать ощущения с лопатами. Не стыкуется. Боковая площадь разная, но не существенно. Стреловидности, сужение, вЭ=0 все практически одинаково. Аго одинаковые, но разные длины балок. Немного. И походу здесь загвоздка, ИМХО.
В первом варианте возможно имеется “кривизна” геометрии ВО, ведь в третьем варианте спиральная неустойчивость не проявляется. А эффективность РН на висении зависит от его плеча и от обдува винтом. Ещё от плеча винта, т.е. от длины носовой части.
но разные длины балок. Немного. И походу здесь загвоздка,
Может удлинение ВО?
Поэтому площадь ВО выбирается по другим критериям - по эффективности или по соответствию прототипу у полукопий.
Для этой модели, с большой боковой площадью фюзеляжа, площадь ВО считалась по простой формуле
В во = S во * Lво / S кр * L кр = 5 * 4,5 / 32 * 12, 9 = 0,055
На видео испытание на минимальный радиус устойчивого виража. Ветер справа. Можно заметить, что на 00-29 при крене 90 модель начинает скользит внутрь виража плавно опуская нос. Легко выравнивается уменьшением крена. Колебательной неустойчивости на минимальной скорости нет. Формула работает.
Где я говорил, что формула не работает? Речь была не о тренерах с V-образным крылом, а о 3D пилотажках со значениями Аво выходящими за пределы рекомендованных значений.
Испытав на собственной шкуре, что такое вираж с большими углами крена- очень даже интересно было посмотреть ., что же там такое на 29-й секунде. Вот совсем не хочется умничать, но дело в том что перегрузка на вираже считается по простейшее формуле.
n=1/cos y
где «y» - угол крена.
Как известно косинус 90 градусов равен нулю. Тогда перегрузка будет равна
N= 1/ cos 90 = 1/0= стремится к бесконечности. Так что вираж (чистый) с креном 90 не возможен - теоретически.
При крене 60 перегрузка равна 2 , при крене 75 равна 3,9 , а при крене 85 уже 11,5. Кроме некоторых особенных людей перегрузка 9 уже опасна для жизни.
Там на 29 секунде видно как самолету пытались придать крен 90, но при этом вектор подъемной силы становится параллелен земли и самолет естественно просел и при этом еще пытался пролететь по прямой как мне показалось, Правда за какую-то долю секунды разглядеть, что же там происходит трудно. А что касается пилотажа наших «Стрижей то я восхищаюсь, когда они выполняют виражи с креном практически 90 градусов. Перегрузочки там совсем не детские. Хотя с точки зрения аэродинамики это не совсем чистый вираж, т.к. там во всю используется управляемый вектор тяги, и руль высоты работает как руль поворота , и соотв. руль поворота как руль высоты ( как у три дэ пилотажников ).
Речь была не о тренерах с V-образным крылом, а о 3D пилотажках
Это не тренер, но вообще никакой разницы. Всё летает по единым законам, но с разной тяговооружённостью. Сделайте на F3A рули большой площади и будет 3Д. Есть у меня такие два тренера. Все коэффициенты в норме -
Своё видео снять не удосужился, но летал на них несколько лет. Гелиос более устойчив и лучше держит ветер, до 9-10 м/с. Экстра более вертлявая, болтается сильно уже при 5-6 м/с. Но это только из-за малой удельной нагрузки. В остальном отличия в нюансах. Для меня только один существенный недостаток - слишком малая скорость крена у обоих, особенно у Экстры.
Это не тренер, но вообще никакой разницы. Всё летает по единым законам
А что это? Высокоплан с V-образным крылом без сужения, простейшие формы оперения и фюзеляжа.
Вы когда цитируете, не вырывайте фразы из контекста. А насчёт законов полёта догадайтесь с трёх раз, если создать крен 90 град. (поставить на “нож” без отклонения РН) и не вмешиваться в управление, почему самолёт с V-образным крылом выйдет в из крена, а без V с симметричным профилем может и не выйти.
И ЕЩЁ раз о значении Аво. Почитайте Ваш #182 и на его основе какие претензии к моим высказываниям в #188? И к чему эти два ролика, рассуждения о размерах рулей и удельной нагрузке на крыло? Как это связано с Аво?
А что это? Высокоплан с V-образным крылом без сужения, простейшие формы оперения и фюзеляжа.
Это был ящик, рассчитанный на полезную нагрузку 0,5 кг и полёт в ветер до 15 м/с. Он одновременно и хорошо планирует и крутит пилотаж. Не волнуйтесь так, никаких претензий. Вы думаете, что каждый самолёт летает по своим законам ? Есть сужение крыла - один закон. Нет - другой. Ошибаетесь никакого значения это не имеет. Сужение делается из соображений снижения массы крыла и увеличения скорости крена. Есть особенности аэродинамики, но при правильной профильной компоновке сужение на полёт не влияет. Можно за счет сужения придать крылу обратную стреловидность, по 1/4 хорд, как на EDGE 540. Стреловидность по передней кромке повысит курсовую устойчивость. Так же и с верхним расположением крыла. При обратном пилотаже оно будет создавать несколько меньшую перегрузку, чем при прямом, но в нормальном полёте самолёт будет немного устойчивее по крену.
Если ГО или ВО не имеет стреловидности по передней кромке, то стабилизирующий момент нарастает быстрее, если есть значительная стреловидность, то медленнее. Смотря, что нужно.
Ну вообще-то с точки зрения аэродинамического качества , если отбросить все нюансы управляемости, устойчивости и исправления центровки, приближения к скорости звука и пр. то- оптимальная форма крыла в плане- это эллипс , а трапеция (сужение) это самое технологичное решение для приближения к этой форме.
оптимальная форма крыла в плане- это эллипс , а трапеция (сужение) это самое технологичное решение для приближения к этой форме.
Всё это так для эллипса, сопротивление крыла уменьшается, технология усложняется. Но, кроме того, на эллиптическом крыле при критическом угле атаки срыв потока происходит сразу по всему размаху крыла. Это приводит к резкому уменьшению подъёмной силы и уменьшает время для реакции пилота. Самолёт резко “проваливается”.Такое явление лечится отрицательной геометрической круткой, но тогда в значительной мере снижается аэродинамическое преимущество эллиптического крыла и ещё больше усложняется технология. В основном по этой причине эллиптические крылья широко не применяются. Только если очень нужно снизить сопротивление до минимума, избегая срывных режимов. На трапеции срыв потока происходит плавнее.
Для начинающих конструкторов, вот такие схемы подойдут? Осталось еще нарисовать безхвостку/ЛК и утку (канард).
Если кому интересна статистика и методика 😃, можно посмотреть Арепьева “Вопросы проетирования легких самолетов” 2001.
Там даже формулы выведены для ЭТОГО типа самолетов.
Еще такой момент. Нагрузку на площадь крыла неплохо бы примерно знать по размаху модели. У меня конечно нет такого опыта и статистики, но приблизительно работает формула:
12…15 * L(размах в м.) ±25% в гр/Дм2 для планеров;
30…35 * L(размах в м.) ±25% в гр/Дм2 для самолетов.
Конечно более точно считать от посадочной скорости, для моделей (на Су=0,8) примерно так:
0,5 Vпос(м/с)^2 в гр/Дм2, но это не очень наглядно для начинающих. Если, что поправьте.
Оказывается утка не такой простой зверь как кажется. За простотой более сложная чем у нормальной схемы аэродинамика.
Можете ругать. 😃 Картинка плохо читается потому, что качество портится при закачке.
Всё это так для эллипса, сопротивление крыла уменьшается, технология усложняется. Но, кроме того, на эллиптическом крыле при критическом угле атаки срыв потока происходит сразу по всему размаху крыла. Это приводит к резкому уменьшению подъёмной силы и уменьшает время для реакции пилота. Самолёт резко “проваливается”.Такое явление лечится отрицательной геометрической круткой, но тогда в значительной мере снижается аэродинамическое преимущество эллиптического крыла и ещё больше усложняется технология. В основном по этой причине эллиптические крылья широко не применяются. Только если очень нужно снизить сопротивление до минимума, избегая срывных режимов. На трапеции срыв потока происходит плавнее.
Наиболее строгие и “щепетильные” в вопросах аэродинамики крыла - разработчики больших планеров стандартного и открытого классов. Вопрос формы крыла давно изучен, выведены эквивалентные простые формы (трапеция и сочетание двух трапеций приближающих распределение давления по размаху и сопротивление к эллипсному. Независимо от удлинения, следующие соотношения размеров. 1. Двойная трапеция, состоящая из частей по высоте (полуразмаху) 0,6 и 0,4(оконечность) при этом хорды: комля(осевая)-1; на 0,6 - 0,82; и оконечная - 0,41. 2. Трапециевидное крыло: комль - 1; оконечность - 0,67. Крутка отрицательная (геометрическая или аэродинамическая) до значения Су=0…0,05.