Ще - 2 " Щука"
Присоединяюсь к вышесказанному, заодно хочу спросить - а первоисточник всех этих умозаключений , если не секрет, можно озвучить? Наверное это из какой-то довоенной книги, Сейчас таких не найдешь… Да, даже лет 40 тому назад их тоже уже было не найти. Все заумные- такие… с кучей интегралов, и ни одной живой цифирки… А мы в институте изучали только металлические конструкции , и их расчет на прочность методами конечных элементов. Надо отдать должное тем учебникам, в частности профессору Одинокову Ю.Г. - основателю кафедры прочности в КАИ , лекции которого до сих пор вспоминаю и по учебникам которого, изучают до сих пор расчет на прочность во всех авиационных вузах страны … А вот старых довоенных учебников по которым можно “на коленке” просто и быстро пронормировать нагрузки и рассчитать деревянный самолет -сейчас днем с огнем не найдешь…
У меня есть “Справочная книга по расчету самолета на прочность”, Оборонгиз, 1954г. Авторы: Астахов, Караваев, Макаров, Суздальцев.
Хороший учебник, “без интегралов”.
И в электронном виде “Проектирование деревянных самолетов” в двух частях. Перевод с английского инженеров Дорохова, Никифорова, Яровицкого под редакцией Макарова. НКАП СССР, 1945 год. То же очень полезные книги. Если кому интересно - давайте почту, пришлю.
Шли, у тебя вроде бы есть моё мыло, если что - скину в личку еще раз.
а первоисточник всех этих умозаключений , если не секрет, можно озвучить? … А вот старых довоенных учебников по которым можно “на коленке” просто и быстро пронормировать нагрузки и рассчитать деревянный самолет -сейчас днем с огнем не найдешь…
Сергей , Вы правы . Простых доступных расчётов найти трудно . Мы ведь не математики ,мы арифметики 😒 в сети тьма различных публикаций по прочностным расчётам конструкции самолёта . Увлекаясь СЛА в далёкие советские годы мы пользовались советами , подсказками и расчётами дипломированных конструкторов . Хорошие расчёты есть и в КР и в М-К . Но лучшего расчёта самолёта чем “Егорыч” из г. Жуковский мне видеть не приходилось . Я на него давал ссылку в самом начале темы .
А ссылок можно дать сколько угодно …
airspot.ru/…/makarov-s-ya-proektirovanie-derevyann…
dereksiz.org/moskovskij-gosudarstvennij.html?page=…
mydocx.ru/11-97986.html
works.doklad.ru/view/BZSwMgs1wag/all.html
studfiles.net/preview/2219814/page:3/
modelist-konstruktor.com/…/my-stroim-samolet-argo-…
barr82-argo.blogspot.com/…/blog-post_24.html
…и так и далее
Изготовил несколько силовых нервюр крыла из тополинной фанеры . Нервюры были немного поведёнными , но проглаживание утюгом при высокой температуре выровняло их почти до идеально ровной плоской формы . Занялся оформлением центроплана , установил лонжероны консолей в центроплан для последующего контроля угла V крыла .
Никто никогда не высчитывает сечения элементов оперения . В основном пользуются опытом и сравнениями с другими моделями в публикациях . Но я всё-таки обосную …
Определение перерезывающих сил горизонтального и вертикального оперения
Для горизонтального и вертикального оперения имеет смысл расчетным сечением выбирать корневые сечения, и все расчеты вести для них, принимая значения потребных площадей полок и стенок лонжерона и обшивки постоянными по размаху. Перерезывающая сила расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Q = ql
Для горизонтального оперения
Qг о = 4,285 х 0,5 = 2,14 кг , а раз уж он с подкосом , тогда 4,285 х 0,25 = 1,75 кг
Для вертикального оперения
Qв о = 4,875 х 0,4 =1,95 кг , а раз уж он с подкосом то имеем 4,875 х 0,2 = 0,975 кг
Определение изгибающих моментов горизонтального и вертикального оперения
Изгибающие моменты расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Mизг = ql 2 (кв) / 2
Для горизонтального оперения:
Mизг г о = 4,285 х 0,25 2 (кв) / 2 = 0,13кгм( с подкосом) … или 0,53 кгм (свобод.несущее)
Для вертикального оперения :
Mизг в о = 4,875 х 0,22/ 2 = 0,097кгм (с подкосом ) … или 0,39 кгм (свобод. несущее)
Определение крутящих моментов в горизонтального и вертикального оперения
Mкр = 0,02bo 2 (кв) V 2(кв) max max l
Крутящие моменты расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Для горизонтального оперения :
Mкр г о = 0,02 х 0,35 2(кв) х 33,3 2(кв)х 0,25 = 0,678 кгм
Для вертикального оперения :
Mкр в о = 0,02 х 0,3 2х 33,32 х 0,4=0,79 кгм
Определение толщины стенок лонжерона горизонтального и вертикального оперения
Толщина стенок лонжерона расчитывается по той же формуле, что и для крыла
бст = Qf / h tв
Для горизонтального оперения :
бст г о = 1,75 х 3 / 25 х 2 = 0,1 мм(для фанерной стенки) , и 0,4 мм для бальзовой.
Для вертикального оперения :
бст в о = 0,975х 3 / 25 х 2 = 0,06 мм (для фанерной стенки) , и 0,24 мм для бальзы .
На модели бальзовая стенка у лонжеронов оперения будет тл. 1 мм
Нужно учесть нагрузку на г.о. от килей
Определение площади сечения полок лонжерона горизонтального и вертикального оперения .
Площади сечения полок лонжеронов расчитываются по той же формуле, что и для крыла .
Для растягиваемых полок (нижних) Sраст = Mизгf / H бв раст
Для сжимаемых полок (нижних) Sсж = Mизгf / H бв сж
Беру значения Мизг для неподкосного ст-ра и киля
Для горизонтального оперения :
Sг о =0,53 х 3 / 0,025 х 3,5 = 18 мм2
Для вертикального оперения:
Sв о = 0,39 х 3 / 0,025 х 3,5 =13,44 мм2 .
Этого будет достаточно , но всё-равно увеличу сечение полок в два раза .
Определение толщины обшивки горизонтального и вертикального оперения
Толщина обшивки расчитывается по той же формуле, что и для крыла
бобш = Mкрf / 2Ft
F = 0,67LH = 0,67 х 100х25 =1675мм2
tв = 2 (для фанерной стенки с действием силы, направленной поперек волокон)
Для горизонтального оперения :
бобш г о = 0,678 х 3 / 2 х 1975 х 2 = 2,019 /7900=0,00025мм (фанера) 0,001 мм бальза
Для вертикального оперения:
бобш в о = 0,79 х 3 / 2 х 2512 х 2 = 2,37 /10048 = 0,00023мм(фанера) 0,00084 бальза
Достаточно и полотняной (мягкой) обшивки .
Установив лонжероны в пеналы , проверил требуемый угол V.
Пришлось развернуть фюзеляж поперёк стола . Но “стрельнуть” по виду спереди можно было только вынеся модель за ворота . По нити натянутой от законцовки до законцовки можно было судить , что угол V выставлен верно .
…
Есть такая формула …
Определение потребной площади крыла :
Зная взлетный вес самолета и требуемую скорость сваливания определяем потребную площадь крыла по формуле:
Sкр= 207 Gвзл / Cya max V 2св Gвзл
Gвзл = 15 кг
Vсв задана в техническом задании - 30 км/ч
Cya max - максимальный коэффициент подьемной силы, значение которого можно предварительно принять :
1.1 для гибкого крыла
1,3 - 1,4 для крыла без механизации и
1,8 - 2,1 для крыла с закрылками.
В нашем примере на самолете используются закрылки, поэтому принимаем
Cya max = 1,9
Sкр = 207 х 15 / 1,9 х 302 = 3105 / 1710 = 1,81м2
Имеем 2,1 м2 , то есть больше потребной площади на 0,3 м2
Тогда эта посадочная скорость (30 км/ч) будет у модели даже при Суа= 1,63
С нашей площадью 2,1 м2 и при Суа = 1,9 посадочная скорость будет = 28 км/ч
Это значит , что ранее использованная формула определения скорости сваливания
Vсв = (207 Gвзл / Cya max Sкр) 0,5 работает с большой точностью !
Помнится скорость сваливания была определена для модели в 26 км/ч .
Хочу напомнить ,что:
скорость отрыва при взлете не менее 1,2 скорости сваливания;
скорость захода на посадку не менее 1,3 скорости сваливания;
посадочная скорость не менее 0,95 скорости сваливания.
0,95 х 28 км/ч = 26,6 км/ч … почти полное совпадение
Валер … с утра слов нет … ОЧЕРЕДНОЙ ШЕДЕВР … ВДОХНОВЛЯЕТ …ПОШЁЛ В МОДЭЛКУ !!! СПАСИБО ЗА ТЕМУ !!! Если я в модэлке - значит пацанов будет человек 20 - значит не “умрёт” авиамоделизм !!! А “виноват” в этом ВАЛЕРА - АВИАМОДЕЛИСТ с Большой буквы !!!
Очень красивые силуэты!
Такую красоту и под бальзу, жаль прятать!
Занялся центропланом . Выставил точно корневые нервюры и закрепил их иголками . Вообще вся модель ,как у швеи , сначала “сшита” и все соединения держатся на трении, а где проскальзывает слегка пропитывается каплей воды на кисточке . После установки полного поперечного и продольного набора и его точного нивелирования наступит окончательное склеивание элементов конструкции
…
Определение потребной мощности для горизонтального полета .
Мощность, потребная для горизонтального полета определяется по формуле:
Nп = G V / 207 K
где
Nп - потребная мощность (кВт)
G - вес самолета (кг)
V - скорость полета (км/ч)
K - аэродинамическое качество
И что же получится у нас …?
Nп = 15 кг х 60 / 207 х 5 = 0,869 квт или 1,18 л,с .
Хм…, возможно будет достаточно 8-ми кубовой калилки для горизонтального полёта ?
58 вт на кг полётного веса… не маловато ли ?
…
Расчет диаметра воздушного винта :
Исходными данными для расчета воздушного винта являются мощность двигателя,
частота вращения винта и максимальная скорость полета.
Диаметр винта определяется исходя из следующего соотношения:
Dв = 100 (Nдв / Vmax nв2 (кв)) 0,25, (степень 0,25 - корень 4 степени)
где::
Nдв - мощность двигателя,
Максимальную скорость (Vmax) в первом приближении можно задать 90 - 100 км/ч.
nв - частота вращения винта, берется либо равной паспортной частоте вращения двигателя, если не применяется редуктор, либо частоте вращения двигателя умноженной на передаточное число редуктора.
В нашем примере на самолете установлены двигатели мощностью 2630 вт или 3,62 л.с с частотой вращения 11248 об/мин (29.6 вольт х 380 об/вольт), вращение передается непосредственно на винт без применения редуктора.
максимальная скорость в первом приближении принимаем 100 км/ч.
беру для ровного счёта nв=10000 об/мин
Dв = 100 х (3,62 / 100 х 10000 2(кв)) 0,25 =0,436 м =43,6 см =17,16 дюйма
подробный расклад :
100 х (3,62(водка 😅 ) /10000000000)0.25= 100 х 0,00436 =0,436 м …
копийный диаметр винта .
Ага …, а шаг какой делать…?
Расчет шага воздушного винта .
Шаг воздушного винта рассчитывается в зависимости от расчетной скорости на определенном режиме полета по формуле:
Hв = 30 Vр / nв
где :
Vр - скорость на расчетном режиме полета
nв - обороты винта
Логичнее всего расчетным режимом выбирать полет на крейсерской скорости. Так как мы не дошли до определения диапазона скоростей полета, в первом приближении можно установить
Vр = 1,75Vсв
В нашем примере:
Vр = 1,75Vсв = 1,75 x 28 = 49 км/ч
nв = 10000 об/мин
Hв = 30 x 49/ 10000 = 0,147 м = 5,78 " (дюйма )
А на максимальную скорость шаг нужен …
Hв = 30 x 100/ 10000 = 0,3 м = 11,8"(дюйма) округлим до 12"
Что имеем …?
Имеем винт 17" х 12"
а по пачпорту ?
Пропеллер 17x8 - 25.9В - 1900Вт - 73.5A - 7.03кг тяги
Пропеллер 17x10 - 25.9В - 2124Вт - 82A - 7.26кг тяги.
Ну ,что-то приблизительно и получилось
17" х 10" думаю в самый раз будет !!!
Для 6S D винта надо будет увеличить …
…
Поступил такой вопрос :
"Чето-то по вашим формулам для двигателя 100квт и скорости 200км/час винт получается почти 2м в диаметре, а смотрю на Сесну, с 200квт двигателем и скоростью 250км/час, винт всего метра 1.5??? "
…
мой аргумент
www.aviajournal.com/arhiv/2003/10/05.html
avia-store.ru/library/47-cessna-172-rle
Данные Цесны 172
Nдв =160
nдв = 2700
Dв = 1,72 м
Считаем
Dв = 100 (Nдв / Vmax nв2(кв)) 0,25
…вообще эта формула записывается так:
Dв = 100 (160 / 260 х 27002) 0,25= 1,7 м
100(160/260 х 7290000)0,25=100(160/1895400000)0,25= 100 х( 8,4416е-8 )0,25
=100 х 0,01704 =1,7 м
Воспользуйтесь этим калькулятором и у вас всё получится почти с максимальной точностью
engineer-calc.ru
Посчитал винт для двигателя М-11 с его 1650 оборотами
Диаметр винта получился 2,31 м .
На Ще-2 стояли винты 2,4 м
Валер,привет!Меня заинтересовал расчёт потребной мощности.В расчёте указано аэродинамическое качество 5.Откуда цифра?
Валер,ты прости,но мне думается ,что качество ты занизил.У “щуки” будет не менее девятки.У парашюта-крыла-тройка,у дельтаплана,в лучшем случае десятка,а у твоей обтекаемой “щуки” уж не менее 9.Валер,боюсь делать расчёты,ты меня завалишь в это деле запросто.Просто прикинул по интуиции))) У тебя же Опыт!!Ты же рассчитывал свой "Фламинго! Интересно,какой двигатель стоял на нём?..и что с ним сейчас
Меня заинтересовал расчёт потребной мощности.В расчёте указано аэродинамическое качество 5.Откуда цифра?
. Расчет аэродинамического качества самолета
Аэродинамическое качество расчитывается по формуле:
K = Cy а / Cx а
Аэродинамическое качество расчитывается для каждой определенной скорости полета отдельно для полета
с убранной и выпущенной механизацией крыла.
Ск-сть …60 … 70 … 80… 90 … 100
Cyа - … 2,21 … 1,63 … 1,25 … 0,98 … 0,79
Cxа - … 0,246… 0,187 … 0,154 … 0,136
Cxам … 0,436 … 0,315 … 0,256… 0,223… 0,205
K - … … … 6,68 … … 6,3… 5,8 … 5,2
Kм … … 5 … 5,2 … … 4,9 … … 4,4… 3,8
Толя , я в аэродинамику не пытаюсь глубоко копать .Беру приблизительный параметр из расчёта “Егорыча” .
У “Щуки” удлинение крыла ещё меньше и составляет всего 6,55 … квадрат размаха : на площадь (3,72 2(кв) /2,11м2) . По этому и пришлось конструктору зализывать фюзеляж , добиваясь положительных характеристик положив на весы большое сопротивление мотогондолл , подкосов и неубираемого шасси с "лишним " килём
Качество занизил немного . Тогда мощность для горизонтального полёта нужна ещё меньше
Вот для наглядности …ru.wikipedia.org/wiki/Аэродинамическое_качество
О “Фламинго”
Начали строить в 86-м , закончили в 89-м . искали для него двигатель. наконец нашли двухцилиндровый 30 л.с от морозильной камеры рефрижератора . Площадь крыла 12 кв.м . вес пустого 189 кг . полётный 300 кг . поднимался на высоту 1.8 км . скороподъёмность 1.5 м/сек. Двигатель в первом варианте без бензонасоса , по-этому топливо подавалось самотёком . Винт Ф 1.2 м тягой 65 кг .стоял напрямую на валу . взлётная скорость 45 км/ч максимальная 80 км/ч .С пологим снижением разгоняли до 90 км/ч. Применён толстый профль Р-2 18% . Обтягивал я его ситцем на эмалите с авиаремзавода .Прошивал каждую нервюру суровыми нитками. Носовой обтекатель делал на пенопластовой болванке из стеклопластика . Подкосы от Як-12 . Планер полностью цельнодеревянный .Ветровое оргстекло гнул на круглой стиральной машинке . нагревая над газовой плитой . .Красил белой нитроэмалью .Мы все разъехались и аппарат остался у друзей . На видео облётывали самолёт наши друзья Саша Скобелин и Витя Шебалков инструкторы на Як-52 . Потом мы поставили его на два колеса основного шасси и установили двигатель с редуктором от “бурана” - РМЗ-640.
Для интереса попробовал в Ворде набрать формулы , потом выделить и cкопироваить через Сtrl C , после чего вставить здесь через (Сtrl C ), - все получилось.
Pn=lk2/2ln sinвВ
Dв=100 (Nдв/Vмаксnв)1/4
Это раньше в ВОРДе можно было только подчеркнуть текст, а сейчас можно и перевести текст или его часть в надстрочные или подстрочные символы
Ага - фиг вам, при нажатии Enter, т.е. при отправке - все соскочило взад, а при редактировании эти вставки совсем не видны были с первого раза…
Остается только просто перед числом обозначающем степень ставить знак ^, , как это делают во всех методичках сейчас .т.е. квадрат это ^2, что облегчает востроиятие. . А я думал просто им лень миллиметровать -попадать на индексы выделяя их, а потом еще поцелиться в нкужную иконку в меню, да еще и при стариковской -то дальнозоркости.
Работа над фюзеляжем продолжается .
…
vk.com/video395013608_456240833
Имеем :
Nдв = 3,62 л. с.
nв =11242 об/мин
Hв = 0,3
Dв = 0.44м
Исходя из этих данных определяем статическую тягу винта
( с винтом 17х8 батарея 8s .Тяга 6кг при8800об/мин 66А )…эти данные сняты с применяемого двигателя экспериментально.
Лишь экперимент открывает истину и ставит последнюю, извините , крайнюю точку во всех расчётах .Не всё можно проверить экспериментально , но можно рассчитать … , а иногда и рассчитать невозможно . Не буду же я ломать модель , чтобы выяснить предельные перегрузки.
Однако , буду .
Обычно я нагружаю модель до 2/3 её эксплуатационных перегрузок .
Например : если поднять модель за законцовки крыла то возникающая перегрузка в крыле примерно равна 3G.
Поставить на ЦТ ещё груз равный полётному весу(без учёта веса крыла ) , получим 6G.
Ну, эта перегрузка уже критична для моего аэроплана …
Остановился на тяге винта …
В общем лучше воспользоваться программой , ей можно верить…
с винтом 17х8 батарея 8s .Тяга 6кг при8800об/мин 66А эксперимент.
Программа считает при этих оборотах 8S тяга с таким винтом будет при скорости 15 м/сек =59,5 Н т.е 5950 гр
При 7000 об/мин тяга с винтом 18"х10" на той же скорости (54 км/ч) будет = 5170 гр при 6S
Часто пользуюсь ею www.hoppenbrouwer-home.nl/…/propselector.htm
.Определение располагаемой мощности винта :
Располагаемая мощность винта определяется по формуле:
Nр = Pв V / 270
где :
Nр - располагаемая мощность (кВт)
Pв - тяга винта
V - скорость полета (км/ч)
Nр = 6 х 90/270 = 2,2 квт …это на 90 км/ч
Nр = 6 х 60/270 = 1,33 квт 60 км/ч
Nр = 6 х 40/270 = 0,88 квт 40 км/ч
Nр = 6 х 28/270 = 0,62 квт 28 км/ч
Мощность потребная для горизонтального полета
Nп = G V / 207 K
где
Nп - потребная мощность (кВт)
G - вес самолета (кг)
V - скорость полета (км/ч)
K - аэродинамическое качество
Nп = 15 кг х 90 / 207 х 5 = 1,3 квт
Nп = 15 кг х 60 / 207 х 5 = 0,87 квт или 1,18 л,с .
Nп = 15 кг х 40 / 207 х 5 = 0,58 квт
Nп = 15 кг х 60 / 207 х 5 = 0,4 квт
.Определение вертикальной скорости набора высоты :
Вертикальная скорость набора высоты определяется по формуле:
Vy = 75(Nр - Nп) / G
где
Vy - скорость набора высоты (м/с)
Nр - располагаемая мощность (кВт)
Nп - потребная мощность (кВт)
G - вес самолета (кг)
Vy = 75(2,2 -1,3 ) / 15 = 4,5 м/с при 90 км/ч
Vy = 75( 1,33 - 0,87) / 15 = 2,65 м/с при 60 км/ч
Vy = 75(0,88 - 0,58 ) / 15 = 1,5 м/с при 40 км/ч
Vy = 75(0,62 -0,4 ) / 15 = 1,1 м/с при 28 км/ч
Для моего случая имеем два двигателя по 6 кг тяги , т.е 12 кг .
по этому результат утраивается и даже более того …
Vy = 75(4,4 -1,3 ) / 15 = 15,5 м/с при 90 км/ч
Vy = 75( 2,66 - 0,87) / 15 = 9м/с при 60 км/ч
Vy = 75(1,77- 0,58 ) / 15 = 6 м/с при 40 км/ч
Vy = 75(1,2-0,4 ) / 15 = 4 м/с при 28 км/ч
Конечно , была принята максимальная паспортная располагаемая мощность двигателей , которую они с большой вероятностью выдать не смогут . Это легко рассчитать уменьшив её раза в полтора .
Это всего лишь расчёты ,полёты покажут истинные характеристики модели…
…
Красота!!!
А при прорезании пазов фанера не скалывается?
Красота!!!
А при прорезании пазов фанера не скалывается?
Сергей , обороты около 30000 об/мин . даже на малых оборотах пилит хорошо без сколов . Циркулярный диск Ф45 мм стоял раньше у меня на самодельной бальзопилке , но захват был очень мал и он почти не использовался . Выточил крепление для установки на гравёр -дремель . Пилит любую древесину , но на больших оборотах дерево горит если сильно углублять и продолжительно пилить.
А такой диапазон скоростей , от 28 до 90 км/час исходя из чего выбран. При 90 км/час самолет не будет смотреться в небе “как шельма на ярмарке”, т.е вжик туда, вжик сюда . А при 28 км/час - в штопор не свалится?
Или это уже из личного опыта , одним местом чувствуется 😁 … В начале темы я видел расчет предполагаемой посадочной скорости, но при предполагаемой нагрузке на крыло 72 гр/дм^2, ,наверное, она будет больше? Ведь заложенный там Cy ( коэф. подъемной силы) 1.4- для большинства профилей того времени - критический.
А такой диапазон скоростей , от 28 до 90 км/час исходя из чего выбран.
Это теоретическая скороподъёмность которую будет иметь модель в случае достижения определённой скорости полёта . Скорость 90 км/ч модель с места на взлёте не разовьёт . Но давайте допустим , что модель развила эту скорость в горизонтальном полёте и затем пошла в набор высоты . Скороподъёмность в 15 м\сек при имеющейся мощности моторов в 7,2 л,с в этом случае возможна .
Вот случайно ,у себя в архивах,попалось.Самолёт Петровича,год примерно 1991.Иркутск.
Вот случайно ,у себя в архивах,попалось.Самолёт Петровича,год примерно 1991.Иркутск.
Спасибо !😃
Откорректировав хвостовую часть фюзеляжа приступил к носовой .
Сложность вывода линий фюзеляжа представляет его непропорциональное сужение к хвосту .Эллиптический профиль в районе силового шпангоута переходит в неправильный эллипс перед стабилизатором и в круглую форму на транце . Прямоугольных фюзеляжей за это время штук несколько можно было сделать . Сотни контрольных замеров , тысячи . Последнее время всё больше нравятся сложные формы . Единственный возникает вопрос : - как в трудные годы войны решили производить серийно новый самолёт с непростыми обводами , усложняя производство? Кстати ,только Ще-2 и Ту-2 были удостоены такой чести . Все выпускавшиеся серийно в войну самолёты были только в модификациях .
Для контроля наружной поверхности фюзеляжа наложил клейкую плёнку . Плёнка от ПВХ . Плёнка идёт на выброс , но свершит перед этим доброе дело . Добыл немного плёнки …и за одно решил посмотреть , как фюзеляж будет смотреться на белом фоне …
…
. Расчет взлетной дистанции:
Взлетная дистанция состоит из длины разбега и длины участка набора высоты 10,7 м.
Исходными данными для определения взлетной дистанции являются скорость сваливания и тяга винта .
Длина разбега определяется по формуле:
Lразб = 0,004(V2 отр / (Pв / Gвзл - fтр ) )
где
Vотр - скорость отрыва
Vотр = 1,1Vсв
Pв - тяга винта
Gвзл - взлетный вес
fтр - коэффициент трения качения,
который составляет для сухого бетонного покрытия 0,03,
для влажного бетонного покрытия 0,05 - 0,07,
твердого грунта 0,05,
мягкого грунта 0,1,
мокрого травяного покрытия 0,13,
сухого травяного покрытия 0,09,
вязкого грунта 0,2,
песчаного грунта 0,25,
укатанного снега 0,05,
рыхлого снега 0,07.
Для заторможенных колес 0,25.
В нашем примере:
Vотр = 1,1 x 26 = 28,6 км/ч
В качестве Pв принимаем статическую тягу винта - 2 х 6 = 12 кг
Gвзл = 15 кг
fтр принимаем 0,09 для сухого травяного покрытия.
Lразб = 0,004(28,62 / (12 / 15 - 0,09 ) ) = 0,004(817/ 0,71) = 4,6 м
Длина воздушного участка до высоты H = 10,7 м определяется по формуле:
Lвозд = 10,7 +((V2 в кв2 - V отр в кв2 ) / 254) / (Pв / Gвзл ) - (1 / Kотр )
где
V2 - скорость набора высоты
V2 = 1,2Vсв
Kотр - аэродинамическое качество на скорости набора высоты V2
В нашем примере:
V2 = 1,2 x 26 = 28,6 км/ч
Kотр = 6,6 (без учета выпущенной механизации)(значение с “Егорыча”)
Lвозд = 10,7 +((31,22 - 28,62 ) / 254) / (12 / 15 ) - (1 / 6,6) =
=10,7 +((973,44 - 818,96 / 254) / 0,8 - 0,151 =
=10,7+(154,48/254) /0,8 - 0,151 =
=10,7+0,6/0,8 - 0,151 =10,7+0,75-0,151=
= 10,7+0,6 = 11,3 м
Полная взлетная дистанция будет суммой длины разбега и длины воздушного участка:
Lвзл = Lразб + Lвозд = 4,6 + 11,3 = 15,9 м
Ну, что ж, проверим в испытательных полётах … взлёт под 45 град…