Самолёты-тандемы.
леха (magnum)
Aeropract.ru
- Откуда
- Жуковский
Что то мне не нравится эта конструкция, она несколько раз статическо неопределимая, можете расчетик показать ?
Боюсь вторичные напряжения высокие будут в следствии изгиба крыла, а не основных нагрузок.
Боюсь вторичные напряжения высокие будут в следствии изгиба крыла, а не основных нагрузок.
FlyCat
43 регион
- Откуда
- Не член РАОПА
http://www.teletehnika.info/technology-tips/258-anodirovanie-i-okrashivanie-alyuminiya.html можно здесь,
да и поиск никто не отменял:
анодирование алюминия в домашних условиях
да и поиск никто не отменял:
анодирование алюминия в домашних условиях
С интересом прочитал всю ветку. Очень ценные и дельные рекомендации от LAV. Всем кто проектирует и строит тандемы а в особенности ККПОС (комбинация крыльев прямой и обратной стреловидности) советую внимательно перечитать.
expflyer, хочу высказать пару замечаний по аэродинамике выбранной Вами схемы. Поскольку переднее крыло "растёт" из расширяющейся части фюзеляжа, там будет мощный сужающийся диффузор, т.о. даже на углах атаки около 22-25 гр срыва потока в корне переднего крыла не будет; РВ будет сохранять свою работоспособность на этих углах. Это вроде бы хорошо, но есть неприятность,- на околокритических углах появится "ложка" на кривой мзет.
Одно из достоинств схемы "утка", как впрочем и тандем, что при плавном увеличении углов атаки в полёте, срыв начинается на переднем крыле(из условия балансировки) и самолёт опускает нос и разгоняется выходя из нехорошего режима сам.
В Вашем случае этого может и не быть, особенно при задней центровке(даже в пределах допустимой); отрицательный вынос тоже усугубляет (несильно) ситуацию. Но поскольку руль высоты сохраняет при этом эффективность, ситуация контролируема и самолёт остаётся управляемым. Но это при плавном нарастании углов атаки. Что будет при глубоком срыве, - не знаю. Однако при дальнейшем увеличении углов, больше 30-35гр кривая мзет снова будет иметь правильный наклон, но насколько будет самолёт слушаться РВ, и где в это время будет центр давления? :-[ :-?
Насколько я понял, у Вас одноместная машина?
Денис уже высказывался про дополнительное сопротивление фюзеляжа интрудера из-за опущенного носа...Благо там посадка пилотов друг за другом. На Вашем творении этот эффект поболе будет, но если говорить о величинах добавочного сопротивления, то это вполне игнорируемо, -не о рекордном планере речь. Вот для аппарата который привёл S_Vladimir (ответ#572), это очень существенно, если не сказать резче. Как-то давно я просчитывал отрицательную подъёмную силу на фюзеляже точно такой формы и размеренности для максимальной скорости(около 300). Той методики расчёта к сожалению нет в открытом доступе, но наверное можно найти сейчас вполне корректные программы и посчитать... Так вот тогда у меня получилось около 20-25% от потребной подъёмной силы (как-то коряво выразился). Т.е. крыльям того аппарата нужно было создавать на 25% большую подъёмную силу, чтобы побороть влияние фюзеляжа.
На одноместной машине или при тандемном расположении пилотов этот эффект значительно меньше, но им не стоит пренебрегать.
Теперь о силовой схеме
Хотя общая экономия веса по сравнению с несоединёнными крыльями получилась около 20%, изменение КСС(констр. силовойсхемы)вело к недопустимому изменению технологии...
С уважением, Айрат.
expflyer, хочу высказать пару замечаний по аэродинамике выбранной Вами схемы. Поскольку переднее крыло "растёт" из расширяющейся части фюзеляжа, там будет мощный сужающийся диффузор, т.о. даже на углах атаки около 22-25 гр срыва потока в корне переднего крыла не будет; РВ будет сохранять свою работоспособность на этих углах. Это вроде бы хорошо, но есть неприятность,- на околокритических углах появится "ложка" на кривой мзет.
Одно из достоинств схемы "утка", как впрочем и тандем, что при плавном увеличении углов атаки в полёте, срыв начинается на переднем крыле(из условия балансировки) и самолёт опускает нос и разгоняется выходя из нехорошего режима сам.
В Вашем случае этого может и не быть, особенно при задней центровке(даже в пределах допустимой); отрицательный вынос тоже усугубляет (несильно) ситуацию. Но поскольку руль высоты сохраняет при этом эффективность, ситуация контролируема и самолёт остаётся управляемым. Но это при плавном нарастании углов атаки. Что будет при глубоком срыве, - не знаю. Однако при дальнейшем увеличении углов, больше 30-35гр кривая мзет снова будет иметь правильный наклон, но насколько будет самолёт слушаться РВ, и где в это время будет центр давления? :-[ :-?
Насколько я понял, у Вас одноместная машина?
Денис уже высказывался про дополнительное сопротивление фюзеляжа интрудера из-за опущенного носа...Благо там посадка пилотов друг за другом. На Вашем творении этот эффект поболе будет, но если говорить о величинах добавочного сопротивления, то это вполне игнорируемо, -не о рекордном планере речь. Вот для аппарата который привёл S_Vladimir (ответ#572), это очень существенно, если не сказать резче. Как-то давно я просчитывал отрицательную подъёмную силу на фюзеляже точно такой формы и размеренности для максимальной скорости(около 300). Той методики расчёта к сожалению нет в открытом доступе, но наверное можно найти сейчас вполне корректные программы и посчитать... Так вот тогда у меня получилось около 20-25% от потребной подъёмной силы (как-то коряво выразился). Т.е. крыльям того аппарата нужно было создавать на 25% большую подъёмную силу, чтобы побороть влияние фюзеляжа.
На одноместной машине или при тандемном расположении пилотов этот эффект значительно меньше, но им не стоит пренебрегать.
Теперь о силовой схеме
Тоже хочу на это обратить внимание. Приходилось считать на прочность схему аналогичную Вашей. Углы стреловидности были больше (на заднем крыле отрицательный). Но я не люблю строймех там где много математики, и расчитывал мой очень толковый товарищ. Результаты меня сильно удивили(пересчитывали и перепроверяли алгоритмы расчётов несколько раз). При моментной заделке концов крыльев друг с другом система статически несколько раз неопределима и это нельзя упрощать. Т.е. если сильно утрировать, как бы изгибающий момент и перерез.сила с одного крыла снимается и на другом частично превращается в момент крутящий и наоборот. В моём случае крутящий момент получился вполне сопоставимым с изгибающим.
Хотя общая экономия веса по сравнению с несоединёнными крыльями получилась около 20%, изменение КСС(констр. силовойсхемы)вело к недопустимому изменению технологии...
С уважением, Айрат.
И пилоты рядом?
В таком случае преимущество схемы в аэродинамике будет "съедено" фюзеляжем имеющим в полёте большой отрицательный угол атаки. По грубым оценкам доп сопротивление около 10-15% от всего сопротивления, а оно (дополнительное) максимально на максимальной скорости. Получится самолёт не выдающийся, но вполне приличный.
Можно уменьшить "ложку" в устойчивости, если ещё не сделан окончательно руль высоты и система управления им.
Руль высоты (его половина) делится на две, а лучше на три секции.
- РВ не доходит по концам примерно 200-400мм
- Если две секции, то по полуразмаху это примерно 0.7+0.3
По углам отклонения: внутренняя длинная секция отклоняется вниз больше чем внешняя на 10-12градусов.
- Если три секции, то соотношение 0.55+0.3+0.15 .По углам (в качестве примера максимальное отклонение вниз) +30,+22,+10
градусов соответственно.
- В нейтрале все секции одинаково на нуле.
Это небольшое усложнение конструкции, по паре диференциальных качалок на консоль в системе управления рулём высоты, позволит обойтись без крутки .
Обычно, когда выполняют крутку на крыле, идут на компромисс; на малых углах атаки (в крейсере и на максимале) крутка не нужна, а на околокритических углах нужна и довольно большая, - выбирают среднюю.
При членении задней кромки (РВ) мы получаем большую крутку (вернее её аэродинамический эквивалент, вполне корректный), именно только тогда, когда это нам надо.
Ваш случай именно тот, когда это очень актуально. А именно, немаленькая стреловидность переднего крыла усугублённая положительным V и влиянием заднего крыла , срыв однозначно будет начинаться на концах крыла усугубляя "ложку". Предложенная "крутка" оттянет начало срыва к средине крыла. Почему не к корню, я писал постом выше.
Вы выбрали интересную, но очень сложную схему. Я думаю Вы понимаете чем грозит "ложка", вернее попадание в режим, когда она проявляется? Себя любимого надо беречь :exclamation
По констр. силовой схеме Вы общались с прочнистом? Многие Вам будут признательны, если выложите эпюры сил моментов и напряжений.
С уважением, Айрат.
expflyer
Я люблю строить самолеты!
привет !На управление элеронов ,как и основного крыла так и пго используются трубы д16т диаметр 20 стенка 1мм ,люнеты перед установкой регулируются по трубе : после устанавливаются на нервюры ,для обслуживания люнетных узлов в крыле будут установлены технологические лючки :craZy
после устанавливаются на нервюры ,для обслуживания люнетных узлов в крыле будут установлены технологические лючки :craZyдоброго времени суток.
это здорово. предлогаю для обеспечения регулировки люнетов при эксплуатации. делать отверстия под болты крепления к пластине в оси подшипника люнета со смещением на четверть милиметра от оси и при необходимости (зазор , или заедание тяги в люнете) переворачивать ось . если сделать таким образом все три оси то диапозон регулировки составит 1мм с шагом 0,33мм.
это здорово. предлогаю для обеспечения регулировки люнетов при эксплуатации. делать отверстия под болты крепления к пластине в оси подшипника люнета со смещением на четверть милиметра от оси и при необходимости (зазор , или заедание тяги в люнете) переворачивать ось . если сделать таким образом все три оси то диапозон регулировки составит 1мм с шагом 0,33мм.