Diamond DA-42 Full Composite
При площади крыла 28,92 кв.дм. нагрузка 170,5 г/кв.дм. Дааа, надо желать удач и молиться!
Мне кажется с площадью крыла тут какая то ошибочка. С такой площадью самолет должен весить не более 2,5 кг. И то посадочная скорость будет под 60+ км/час, а это для такой модельки не мало…
пока у нас властвует циклон , проверил еще раз расчеты и замеры.
Вот уважаемые гуру, никак не могу понять - согласно расчетам, произведенным по данным вами ссылкам :
- Владимио (vlad_den) рекомендовал поставить САХ 25-28%, но калькулятор при расчете от 5 до 15 % ЦТ дает САХ 12.38 -
Мои замеры -
и сами расчеты исходя из замеров-
ЦТ 5% -
ЦТ 10%-
ЦТ 15%
расчет нагрузки на крыло и скорость сваливание (из моих измерений)-
(тут немного не понятно, какой принимать величину кубической нагрузки, поэтому сделал в трех вариантах исходя из нижних рекомендаций)-
Коэф. 1 (планер)
Коэф. 5 (почти тренер)
Коэф. 10 (почти копии)
дальше не стал, так как по расчетам идет понижение скорости сваливания.
(откуда вы взяли скорость более 60 ? )
Дальше, расчет скорости срыва и скорости полета в трех варинатах исходя из коэффицинтов. Вращение взято 100% (максимальные обороты) 50% и 10% -
100 %, коэф 1 -
50% , коэф 5 -
10% , коэф. 10 -
исходя из моих моторов - 1100 об\вольт , 4S аккумы , получаем максимальные обороты 16280 об\мин. практические замеры оборотов на 100% составлии 14800 об\мин. винты 10х6, тягу писал выше.
Проверил (не уверен что верно все поставил, но…) характеристики мотор-пропеллер -
моторы весом 159 грамм (меньший вес, чем у рекомендуемых - 180 гр)
Про вес самолета, указываемый производителем, где то читал, что они лукавят и указывают вес без оборудования, что в принципе и получается. единственно у меня более тяжелые аккумуляторы (на 280 гр в сумме), если за минусом моторов- 240. Перевес не такой большой, даже с учетом более тяжелых ретрактов - в сумме получается около 300 гр. Но в этом есть плюс - не надо эти же граммы запихивать в виде свинца в нос для компенсации тяжелого хвоста при выставлении ЦТ. Еще плюс получается, что моторы имеют большую мощность.
Может я чего то не допонял и не верно посчитал, но высказываемая вами большая посадочная скорость по расчетам не получается.
Что и где я не верно сделал или посчитал?
Почему калькулятор не выставляет предложенный САХ и ставит свой?
Какой лучше процент ЦТ выставить - 5% -10%-15% (из рекомендуемых на сайте ) Или рассчитать больший ?
Буду благодарен за советы.
У Вас первые расчеты примерно соответствуют, только полуразмах надо ставить от центра фюзеляжа, то есть, если полный размах 165 см, полуразмах будет 82,5. Или размах первой панели - 26,5 см.
Еще там с терминами не все ясно - то что они называют процентом центровки - на самом деле - запас устойчивости или отношение центра тяжести к центру аэродинамического давления - у них фокус. Для Вашей копии - думаю 10% - нормально. То есть центр тяжести снаряженной модели будет примерно в 13,7 см от передней кромки.
(У меня сначала с этим расчетом какая-то хрень вылезала. Потом дошел, что у них отделение десятичных знаков надо ставить точкой, а не запятой. Боюсь, что у Вас та же проблема) Площадь, кстати, в описании дана 29 кв.дм, здесь получилась 30,288
По расчету скорости сваливания - все не так. У Вас площадь крыла вовсе не 161 кв дм, а только 30. Поставьте и все получится - кубическая нагрузка 31.5 (для гоночных 15), скорость сваливания 60!
Поэтому и советовал молиться…😃
Сдается мне в этом графике ошибка зарылась. Почему чем больше процент САХ, тем меньше расстояние от передней кромки? Если сравнивать просто проценты по этому графику, не беря во внимание, что нормальная центровка от 25 до 33% САХ (причем 25 передняя, а 33 задняя центровка) то получается 5%- 9.35 (размыта первая цифра), 10%-8.73, 15%-8.11 (чем больше процент, тем меньше расстояние от передней кромки. Как то не правильно. В настоящих лайнерах центровка с “+” и “-”, и считается она от центра масс (уже известного), определяется какая с данной загрузкой центровка. В Вашем случае необходимо как раз определить центр масс. Более устойчивый самолет при центровке 25% САХ (но и более скоростной), при 33% САХ более маневренный, легче в штопор сорвать. Себе бы я сделал 25-27%. К примеру 25%- 10.0, то 33% должно быть 13.0 от кромки крыла, а не в меньшую сторону.
Доберусь к компу скину Вам на мыло еще один график, по нему я свои самолеты проверяю, все нормально, небольшие расхождения с производителем.
С уважением,
Сергей
Уже написал в своем посту, что надо ставить точку в десятых. Тогда работает.
Уже написал в своем посту, что надо ставить точку в десятых. Тогда работает.
Уточните пожалуйста- если необходимо определить 25% забиваем .25?
Сорри, прочитал пост разобрался. Попробую проверить. Но все равно смущает, что чем больше процент тем меньше расстояние от передней кромки. Так не должно быть.
А вот на счет 10% с Вами не согласен, с такой центровкой скорость как у истребителя будет посадочная и прогрессирующий козел обеспечен. ИМХО.
С уважением,
Сергей
Нет, насколько я понял, они предлагают ставить не центровку в процентах САХ, а запас устойчивости - то есть на сколько ЦТ должен быть впереди относительно центра давления модели. Я поставил 10%. Рекомендуют от 5 до 15.
Собственно, поэтому - чем больше это значение - тем переднее центровка.
Возможно так оно и есть, но у меня на Cirrus проиэвожитель рекомендовал 65-75 (соответственно передняя 65), по моему графику 64,7мм при 25% (он в формате XL, здесь не полкчается выложить. Может просто не соображу как, только на мыло), а по этой таблице получалось 48 (делал 58мм- получил истребитель, с козлом, на пробеге стойку переднюю удержать от опускания не мог). А в таблицу данные вносил без точек и запятых (в миллиметрах).
С уважением,
Сергей
Попался оригинал данной программки - adamone.rchomepage.com/cg2_calc.htm
Так, стоп-стоп… Мне кое что не понятно.
Первое - расчет делал с точкой (тоже заметил про запятую)
Второе - в 1 кв. дм - 10 кв.см. Верно ? Я делал не от оси корпуса, значит у меня меньше площадь чем должна быть. Но, грубо, по моим измерениям 1 крыло из двух панелей (не будем брать скосы, берем меньшую сторону ) В2 -14 см х Y2 -56 см = 784 кв. см. или 78 кв.дм + вторая панель В-19.5 см х А -24 см = 468 кв.см или 46.8 кв.дм = итого 784+468= 1252 кв.см или 125.2 кв.дм. Или на самолетах геометрия имеет другие правила ?
Где тогда -
У Вас площадь крыла вовсе не 161 кв дм, а только 30.
Прошу разъяснений
Конечно снова буду делать перерасчет, но сначало нужно выяснить в чем же и как измеряется площадь крыла
Из моей геометрии , сдается мне , что производитель указав площадь крыла -
scaleflying.com/Diamond-DA-42-Full-Composite-Fiber… - в 28.92 кв.дм , тоже расчитывал каким то другим способом.
Второе - в 1 кв. дм - 10 кв.см. Верно ?
Нет - 100 (10х10).😉
Грубо прикинуть в дм - размах 16,5 дм, ширина в среднем 1,9 дм итого 31,35 кв.дм.
Уточните пожалуйста- если необходимо определить 25% забиваем .25?
Сорри, прочитал пост разобрался. Попробую проверить. Но все равно смущает, что чем больше процент тем меньше расстояние от передней кромки. Так не должно быть.
А вот на счет 10% с Вами не согласен, с такой центровкой скорость как у истребителя будет посадочная и прогрессирующий козел обеспечен. ИМХО.
С уважением,
Сергей
Эти проценты - не положение Ц.Т, как уже писали, а запас устойчивости. Чем больше запас устойчивости тем больше этот процент и тем ближе к передней кромке располагается Ц.Т.
Если запас устойчивости 0%, то Ц.Т. занимает положение фокуса модели и устойчивости совсем нет.
А по поводу нагрузки на крыло и скорости сваливания, согласен, надо молиться.
у меня на Cirrus
у Вас какой размах Цируса ?
Или на самолетах геометрия имеет другие правила ?
да, другие, в авиации в один квадратный дм помещается аж 100 квадратных см 😁 и площадь крыла считается от осевой линии фюзеляжа…
у Вас какой размах Цируса ?
У меня 1640 мм, для определения центровки в расчет 820 мм, как и написал Wit полуразмах меряется от осевой линии фюзеляжа (но это в большой авиации, в моделях может другие законы аэродинамики действуют 😁)
Эти проценты - не положение Ц.Т, как уже писали, а запас устойчивости. Чем больше запас устойчивости тем больше этот процент и тем ближе к передней кромке располагается Ц.Т.
Если запас устойчивости 0%, то Ц.Т. занимает положение фокуса модели и устойчивости совсем нет.
По Вашему получается (если отмерять не от ЦТ, а от передней кромки), что 25% САХ предельно задняя центровка (условно), а 33% САХ предельно передняя. Не много не правильно. Мы ведь выставляя центровку от передней кромки крыла меряем. САХ=200мм 25%- 50мм, 33%- 66мм.
А вот если от ЦТ откладывать- ДА, все верно.
Для упрощения определения CG все производители и рекомендуют отмерять от передней кромки крыла, дабы нас с вами не утруждать расчетами и измерениями.
Вы игнорируете термин “запас устойчивости”. Про который говорим. Вы же не можете сказать не посчитав, каков запас устойчивости при расположении Ц.Т. скажем на 25% САХ от передней кромки. А производитель уже посчитал, поэтому и рекомендует то или иное положение Ц.Т.
Я абсолютно не игнорирую запас устойчивости, а всего лишь пытаюсь донести (потому и привел пример с САХ в 200 мм), еще раз повторюсь, что исходя из Ваших доводов получается, что более управляемый самолет при 25%, а более устойчивый при 33%, что в корне неверно. Более устойчивым является самолет с более передней центровкой (в данном случае 25%). В авиации предел центровок измеряется от ЦТ, грубо от середины крыла (не придирайтесь к центру крыла, все для простоты понятия) к носку крыла - передняя центровка, к концу крыла задняя, но там известен ЦД, Фокус крыла. В нашем случае, производитель уже все просчитал и фокус, и ЦТ, и т.д., и он рекомендует именно расстояние от носка крыла, что условно укладывается в 25-33% САХ, и все это делается, дабы человек, решивший заняться авиамоделизмом не изучал на протяжении минимум 3 лет аэродинамику (как в летном училище).
Сергей, Вы путаете проценты “литров” с процентами “метров”😒
То есть в этой программе не задается положение ЦТ в процентах САХ, а задается - на сколько процентов ЦТ ближе к передней кромке, чем ЦД (центр давления). Поэтому чем больше этот процент - тем ближе к передней кромке ЦТ или тем меньше! - процентов САХ. То есть, если ЦД находится на 35% САХ (часто), а запас устойчивости 10% - то ЦТ будет на 25%САХ, если 15%, то 20%САХ и т.д. 😉
Прошу прощения, можно один вопрос (дабы все встало на свои места), какая центровка считается более передней 25% или 33% САХ применительно к нашему с Вами хобби, к моделям?
Повторюсь, на настоящих самолетах центровка предел допустимых центровок откладывается не от центра тяжести (это и есть точка центровки ВС), а от центра масс (тяжесть - масса на плечо, а масса - что на весах) и для запаса управления ЦТ или на чужеземном языке CG для большей устойчивости должен быть впереди ЦД, но для большей маневренности ЦТ либо совмещается с ЦД либо находится за ним (в этом случае управление становится острым, но на малых скоростях попросту может не хватить хода штурвала на пикирование), поэтому центровки как положительные, так и отрицательные. Как то так
Вот-вот, и я о том же. Центровка модели относительно САХ может быть более передней - скажем 25% или задней - 35%, но отрицательной относительно САХ -не бывает. А вот относительно ЦД - очень даже.
Как, собссно и на современных самолетах, некоторые из которых конструктивно имеют динамическую нестабильность то бишь отрицательную центровку и могут летать прямо только благодаря автоматике.
А в той самой несчастной табличке - когда просят ввести “Процент центровки” - вводят НЕ центровку относительно САХ, а именно насколько ЦТ модели впереди ЦД.
СОГЛАСЕН!!!
Почему и говорю, что для не сведущего в аэродинамике человека она введет в конфуз, так как производитель упор делает всегда на отсчет от передней кромки, и все знают, что более стабильно получим при 25% (как в монологе Задорного про 2 девятых вагона), а здесь нужно вводить % запаса устойчивости, что для простого обывателя - темный лес.
А magsilver я бы порекомендовал сравнить полученные данные с мануалом и все таки для облета сделать как в мануале ближе к передней границе допустимых центровок. А дальше, дальше все от пристрастий будет зависеть.
Владимир, а Вам большое спасибо за дискуссию (даже училище вспомнилось).
С уважением,
Сергей