Das Volksflugzeug!

[Makaronkin]

В связи с аварией на форуме и гибелью в зачаточном состоянии ветки «По мотивам Zinga», грех не воспользоваться случаем начать с белого листа.
Тема народного самолета уже поднималась на форуме, но до цифр дело не пошло. Давайте заполним этот пробел и вместо бесконечных рассуждений приступим к расчетам, а потом посмотрим, что из этого выйдет.
Итак! Проектируем: одноместный, простой, надежный, безопасный, удобно транспортируемый и компактно хранимый  самолетик из доступных материалов для партизанских полетов по выходным дням с неподготовленных полянок.

Проект открытый и ждет идей, поправок, консультаций и здоровой критики.

«Стоумовых советчиков» прошу не утруждаться с объяснениями бессмысленности моего начинания. Не переключайте стрелки на готовые пиндостановские чертежи, и уж тем более на собственные разработки. Юрий Александрович, он же «urii» - в глубочайшем игноре и тихонько покуривает в Ижевске. 
Времени много, жизнь, штука длинная, хочу учиться на собственных ошибках!  Суть потуг не в самоутверждении, а в познании предмета не только под светом лучины, а в форме конструктивного диалога с коллегами-хомебилдерами, специалистами и просто любителями приятного и конструктивного общения.  Надеюсь для этого и создан форум! Я не спешу строить и летать, не претендую на оригинальность конструкции, не ставлю временных рамок и планов пятилеток, однако, оставляю за собой возможность двигаться по рельсам собственных  вкусов и понятий. Буду благодарен за любую помощь и поддержку моих начинаний. И еще! Очень прошу, не засоряйте ветку постами на отвлеченные темы.
                                                                               С Уважением, Константин.

"Мечты становятся реальностью, когда мысли превращаются в действия!"
                                                                              
1. Техническое задание.
Количество мест - 1 пилот + парашют   Gпил=80+9 =89кг.
Количество силовых установок -1 Rotax 503 UL DCDI с редуктором “E” Gсу=51кг.
Номинальная мощность силовой установки – N=40лс при 5400об/мин.
Часовой расход топлива 20л/час.
Время полета -1.5ч.
Вес топлива Gтоп=20*0,8*1,5= 24кг.  (0,8кг/л  Аи-95)
               Скорость сваливания Vсв=60
Эксплуатационная перегрузка nэ=4
Максимальная скорость полета 150км/ч.
Схема самолета - высокоплан-парасоль.
Материалы конструкции - брус LVL, фанера, ткань.

2. Взлетная масса в первом приближении.

•      Gпн = Gпил + Gтоп = 89+24=113кг
•      Gвзл1=  2*(Gпн + Gcу)= 2*(113+51)=328кг


3. Массы элементов конструкции.

•      Вес крыла Gкр=328*0,17= 55,76кг
•      Вес фюзеляжа Gф=328*0,15=49,2кг
•      Вес оперения Gоп=328*0,04=13,12кг
•      Вес шасси Gш=328*0,07=22,96кг
•      Вес управления=328*0,02=6,56кг


4. Взлетная масса во втором приближении

•      Gвзл2=Gпн+Gсу+Gкр+Gф+Gоп+Gш=113+51+55,76+49,2+13,12+22,96+6,56=311,6кг
•      328-311,6=16,4кг/3,28=5%

Утонченные массы элементов конструкции

•      Вес крыла Gкр=311,6*0,17= 52,972кг
•      Вес фюзеляжа Gф=311,6*0,15=46,74кг
•      Вес оперения Gоп=311,6*0,04=12,464кг
•      Вес шасси Gш=311,6*0,07=21,812кг
•      Вес управления=311,6*0,02=6,232кг
Gвзл3= 113+51+52.972+46.74+12.464+21.812+6.232=304.22

           311,6-304,22=7,38/3,116=2,36%<5%

Для дальнейших расчетов принимаем взлетный вес Gвзл=305кг

Соответствие взлетной массы мощности двигателя N/Gвзл[ch8805]0.1 л.с/кгс
40/305=0,1311>0.1 л.с/кгс

5. Потребная площадь крыла.
  Sкр=207*Gвзл/(1,9*V[ch178]св)= 207*305/(1,9*60[ch178])=9,23м[ch178]

6. Геометрические размеры крыла
Удлинение крыла [ch955]кр= 5,9
Размах крыла lкр= sqrt([ch955]кр*Sкр)=sqrt(5.9*9.2)=7.3675=7,4м
Хорда крыла bкр=Sкр/lкр=9,2/7,4=1.2432=1,25м

7.Геометрические размеры горизонтального оперения и руля высоты
Площадь горизонтального оперения Sго=18%Sкр=9,23/100*18=1,846=1,66м[ch178]
Удлинение горизонтального оперения [ch955]го=4
Размах lго= sqrt([ch955]го*Sго)=sqrt(4*1,66)=2.5768=2,58м
Хорда bго=Sго/[ch955]го=1,66/4=0,41м
Сужение не более 2
Относительная толщина 10%
Коэффициент плеча горизонтального оперения 2,6
Плечо Lго=2,6*bкр=2,6*1,25=3,25м
Коэффициент статического момента площади горизонтального оперения 0,45 - 0,5
Sго*Lго/(Sкр*bкр)=1,66*3,75/(9,2*1,25)=0,468
Коэффициент площади горизонтального оперения 40%Sго
Площадь руля высоты Sрв=Sго*0,4=1,66*0,4=0,66м[ch178]
Хорда руля высоты bрв=0,33м

8. Геометрические размеры вертикального оперения и руля направления
Площадь вертикального оперения Sво=10%Sкр=0,1*9,23=0.923м[ch178]
Удлинение [ch955]во= 1,94
Сужение не более 2
Относительная толщина 10%
Коэффициент плеча горизонтального оперения 2,6
Плечо Lво=2,6*bкр=2,6*1,25=3,25м
Коэффициент статического момента площади вертикального оперения 0,04-0,05
Sво*Lво/(Sкр*lкр)= 0,923*3,25/(9,23*7,4)=0,284/68,302=0,0396 =0,04
Коэффициент площади руля направления 50%Sво
Sрн=Sво*0,5=0,92*0,5=0,46м[ch178]
Углы отклонения руля направления ±30[ch8304]

9. Геометрические размеры флаперонов
Коэффициент размаха флаперонов 0,85
Коэффициент хорды флаперонов 0,24
Размах флаперонов lэл=0,82*lкр=0,82*7,4=6,068=6м
Хорда флаперонаbэл=0,26*bкр=0,26*1,25=0,325=0,325м
Площадь флаперонов=lэл*bэл=6*0,325=1,95м

10. Профиль крыла ЦАГИ P-II-14%

Убываю прикидывать компоновочку по новым циферям. :craZy

 

[Lapshin]

РН не жалейте отклонять на 30 градусов - хуже не будет,а прикрыться от боковика полезно.Элеронов как будто многовато.

 

[Makaronkin]

РН не жалейте отклонять на 30 градусов - хуже не будет,а прикрыться от боковика полезно.Элеронов как будто многовато.

Спасибо Владимир Павлович! Углы РН подправил.  Элероны хотелось бы использовать как флапероны... Отсюда взял побольше размах. Исправил слово элероны на флапероны.

 

[Lapshin]

Элероны хотелось бы использовать как флапероны... Отсюда взял побольше размах. Исправил слово элероны на флапероны.

Вот это решение мне категорически не нравится т.к.отклонить на реальный посадочный угол такие флапероны невозможно из-за потери эффективности элеронов и всяких чудес при отклонении РУС по крену в посадочной (30...40 градусов - иначе и смысла городить огород особого нету:такой угол дает в большей степени возможность испортить качество - посадочная скорость снижается мало даже при таких углах,да это не особо и нужно в реальной атмосфере) конфигурации - возможен как реверс элеронов из-за срыва,так и неприемлемые моменты рысканья.Разнесенные по функциям элероны и закрылки работают куда как эффективнее.

 

[Makaronkin]

Вот А-21 Соло с 503 ротаксом и мембранным карбюратором делает пилотаж до +6 -4, Максималка 220км/ч, скороподъемность 6..7м/с.

Матрицы и чертежи у меня на него есть.

И он на хр...н никому не нужен.

Вопрос, зачем нужен парасоль с максималкой 150 ?
Для полетов по кругу ?

Для полетов по выходным дням на ближайшем поле!

Мне вот просто интересно, вы принципиально не читаете стартовые послания? Или реклама своих произведений при любом удобном случае на первом месте? Урри мне прошлую тему засирал своим летающим металоломом, теперь вы пиарите свой самолет. Зачем? Я же написал, что мне интересно понять сам процесс проектирования, я начал с нуля используя самую простую схему. Никому ничего не навязываю. Пригласил к обсуждению людей, кому интересна данная тема...
И почему ни кому не нужен самолет подобный вашему, я знаю, но не буду тут заниматься фулдеразмом! Откройте тему «Почему не популяренА-21?» Думаю, получите много ответов.

 

[Makaronkin]

Элероны хотелось бы использовать как флапероны... Отсюда взял побольше размах. Исправил слово элероны на флапероны.

Вот это решение мне категорически не нравится т.к.отклонить на реальный посадочный угол такие флапероны невозможно из-за потери эффективности элеронов и всяких чудес при отклонении РУС по крену в посадочной (30...40 градусов - иначе и смысла городить огород особого нету:такой угол дает в большей степени возможность испортить качество - посадочная скорость снижается мало даже при таких углах,да это не особо и нужно в реальной атмосфере) конфигурации - возможен как реверс элеронов из-за срыва,так и неприемлемые моменты рысканья.Разнесенные по функциям элероны и закрылки работают куда как эффективнее.

Просто я посчитывал разные варианты, только, пока не стал публиковать, ибо не готова компоновка... Так вот, получается, что при использовании флаперонов на полный размах крыла - выходит очень хороший, то есть относительно небольшой размах крыла при минимально рекомендуемом удлинении и заданным скоростям. Если использовать крыло без механизации, то площадь вылетает за 14м[ch178] и естественно размах. Если уменьшать площадь – увеличивается Vсв Vпос. Очень хочу, чтоб консоль крыла была не более 3,5м, значит размах больше 7,5м никак нельзя. Повинуюсь Вашему авторитету -  буду разносить по отдельности и пересчитывать. Надеюсь найу компромисс.
Ах вот еще...
При площади Sво=0,923м[ch178] и удлинении [ch955]во= 1,5 - размах  lво= sqrt(1.5*0.923)=1.1766=1,17м
Визуально как-то и площадь огромная, и по высоте (размах) великовато. Или мне так кааца?
Крыло, не низко ли, при учете того, что в центроплане задумана откидная дверка?

 

[Makaronkin]

:'( А БЫЛО ТАК:


11. Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки при безотрывном обтекании.
Производная коэффициента по углу атаки профиля dсу/da=5,52
Коэффициент mк = dсу/da*bкр/(4*кр)=5,52*1,25/(4*7,4)=0,233
Коэффициент, определяемый в зависимости от удлинения крыла и сужения 0,97
Производная коэффициента по углу атаки Cауа= 3,14*097*mк*[ch955]кр=3.14*0,97*0,233*6=4,258

12. Макс. коэффициент подъемной силы.
Максимальное значение коэффициента подъемной силы для профиля P-II-14% Cуаmax= 1,42
Макс. коэффициент подъемной силы для прямоугольного крыла без сужения 
Cуасечmax= 093*
Cуаmax =093*1,42=1,32

13. Критический угол атаки

Угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе a0=3,4[ch8304]

Критический угол атаки крыла (57,3*Суаmax/Cауа)+a0+1=(57*1,32/4,258)+3,4+1=22,163=22[ch8304]

14. Механизация крыла
Максимальное приращение коэффициента подъемной силы от использования флаперонов Cуафлапmax=0,9
Поправочный коэффициент, учитывающий толщину профиля крыла R1=1,2
Поправочный коэффициент, учитывающий угол отклонения флаперона R2=0,8
Поправочный коэффициент, учитывающий относительную хорду флаперона R3=0,8
Поправочный коэффициент, учитывающий относительный размах флаперонов R4=0,9
Приращение коэффициента подъемной силы от использования флаперонов
Cуафлап=Cуафлапmax*R1*R2*R3*R4=09*1,2*0,8*0,8*0,9=0,622
Максимальный коэффициент подъемной силы механизированного крыла
Cуамехmax=Cуафлап+Cуаmax=0,622+1,32=1,94

15. Уточняем значение скорости сваливания
Vсв= sqrt(207*Gвзл/( Cуаmax *Sкр))
Vсв= sqrt(207*305/(1.32*9.2))=72км/ч. без механизации
Vсв= sqrt(207*305/(1.94*9.2))=59.5км/ч. что соответствует ТЗ.

Вспомнил поговорку о двух зайцах...  :-/ Эх..канули мои любимые флаперончики..  :'( 

А как круто было замикшировать флапероны на RC тренере.. Управляемость естественно немного страдала..., слегка туповат был по крену на максимальном угле, но какие были посадочные характеристики...

Канули :'( Вот и всё.....! Опять напьюсь.....! ШУба ДуБа.... (пауза) Блюз....

 

[Lapshin]

Так вот, получается, что при использовании флаперонов на полный размах крыла - выходит очень хороший, то есть относительно небольшой размах крыла при минимально рекомендуемом удлинении и заданным скоростям. Если использовать крыло без механизации, то площадь вылетает за 14м[ch178] и естественно размах.Если уменьшать площадь – увеличивается Vсв Vпос.

Ну прикиньте - если использовать,например, профиль,примененный мною на МАИ-223 - DFS-P9-14 с Су макс=1.62,получим Sпотр=2G/ро*V^2*Cymax =
2*305кГ/16.7^2*1.62 = 10.85 м^2,т.е.и при Вашей площади скорость сваливания лишь немного,незаметно превысит,в общем-то,с потолка взятую цифру в 60 км/ч.На коэффициент 0.93 в общем-то,можно наплевать - вблизи земли,для посадочного случая.Применение механизации,как я уже говорил,более нужно для возможности более крутой глиссады - поэтому смысла именно во флаперонах здесь вообще не просматривается

  Очень хочу, чтоб консоль крыла была не более 3,5м, значит размах больше 7,5м никак нельзя. Следуя вашему авторитету - буду разносить по отдельности и пересчитывать. Надеюсь найти компромисс..Крыло, не низко ли, при учете того, что в центроплане задумана откидная дверка?

Ну посмотрите - ширина фюзеляжа меньше 600 мм не получится никак (будем считать ее 700 мм) - тогда размах центроплана для удобства посадки-высадки пилота получится около метра:тогда при размахе консоли 3.5 м общий располагаемый размах составит 8м - в этих пределах можете делать все,что заблагорассудится.Насчет высоты крыла - дело вкуса:желательно лишь,чтобы между головой пилота,козырьком кабины и другими выступающими в поток  частями и нижней поверхностью крыла,оставался зазор не менее 250...300 мм

Ах вот еще...
При площади Sво=0,923м[ch178] и удлинении [ch955]во= 1,5 - размахlво= sqrt(1.5*0.923)=1.1766=1,17м
Визуально как-то и площадь огромная, и по высоте (размах) великовато. Или мне так кааца?

...А теперь возьмите и впишите получившуюся фигуру в хвостовую часть фюзеляжа,т.е.опустите трапецию до нижнего обреза ф-жа с одновременным поворотом так,чтобы нижнее ее основание совпало с этим обрезом - стало получше,не так ли?Ежели не нравится и сейчас - удлинните несколько хвост и/или увеличьте сужение ВО. 

 

[Pimenov]

Друзья! Самолет не будет народным, если нельзя на нем слетать за колбасой в город! Ваше техзадание похоже на тех.данные уже готового спортивного . Я уже давал задание на посторйку экономичного тихохода по схеме 1+ (Пилот+сумка продуктов либо второй пассажир).
Самолет для эгоиста уже сделали, внесите изменения

 

[Makaronkin]

Эй, Макаронник, есле в "злобной московии" териториально, то давай на самолете покатаю бесплатно, для понимания что такое самолет и зачем он нужен.

Хочу сказать как пилот одноместного самолета, что летать в одиночку скучно, и рано или поздно хочется чего то большего, например пилотаж, так например первый Арго разбили, начали пилотажничать, Самолет Аэропракт-01 так же. Так что советую сразу заложить +6 -4, много веса не добавит, зато пилотажный 😎

По мимо этого, полетав на одноместным, понимаешь что нужен 2-х местный. 503 с винтом большого диаметра легко потяет двоих щупленьких пилотов.

И ещё с парашютами ни кто уже давно не летает, ставят спас системы.

Мне реклама не нужна, просто делюсь опытом и пройдеными шагами.

Уважаемый Магнум380!  Большое спасибо за предложение, но, у меня двое детей и жена домохозяйка, поэтому летать, на чем попало и с кем попало, как-то не хочется.
Хочу сказать Вам, как пилоту одноместного самолета, что я за Вас очень рад!

Понимаете, у каждого свои взгляды и разные потребности. В пилотажную зону на Як-52 возили, причем мне, как неподготовленному человеку было очень неприятно. Зачем и для чего нужен самолет – я в курсе. Лично мне, на сегодняшний день, он нужен не более чем для полетов блинчиком в хорошую погоду на соседнем поле рядом с дачей, и хомебилдинг привлекает в первую очередь возможностью заниматься расчетами, и постройкой, а уж в последнюю полетами. Если вдруг в нашем «злобном государстве» решат дать возможность людям летать официально без проблем, например, как в пиндостане,– то я пойду и куплю себе Цессну, причем не для полетов в выходные по коробочке, а  для перемещений из точки «А» в точку «Б» по срочной нужде.

Владимир Павлович спасибо за ликбез! теперь есть чем заняться ночью. Попробую подобрать оптимальные параметры и профиль.

 

[Makaronkin]

Дабы не изгавнять идейную простоту конструкции – подойдем к вопросу со стороны крыла без механизации.
Ну ее нафиг тем более на парасоле...

Рассмотрим профиль NACA-23015

С у max- коэффициент максимальной подъемной силы -1,61
Сх min–коэффициент минимального лобового
сопротивления 0,0082
Cm0 – коэффициент момента при нулевой подъемной силе 0,008
(Су/Сх)max – максимальное качество -21,7
Cу max/Су min – параметр аэродинамического совершенства-15,1

Глядя с моей колокольни - будя па круче, чем P-II-14...

И вот что получается без механизейшена с ентим профилем:

Возьмем скорость сваливания не с потолка, а максимально-рекомендуемое по ООТ для СЛА  Vсв=55км/ч

Су max-1,61

207*305/(1.61*55^2)=12.9634м[ch178]=13м[ch178]

Хочу размах крыла lкр=8м
Хорда крыла bкр=Sкр/lкр=13/8=1,625м

7.Геометрические размеры горизонтального оперения и руля высоты
Площадь горизонтального оперения Sго=18%Sкр=13*0,18=2,34=2,3м[ch178]=
Удлинение горизонтального оперения [ch955]го=2
Размах lго= sqrt([ch955]го*Sго)=sqrt(2*2,34)=2,16м
Хорда bго=Sго/lго=2,34/2,16=1,06м
Пусть будет размах 2м, а хорда 1м
Сужение не более 2
Относительная толщина 10%

Возьмем  коэффициент плеча горизонтального оперения 2,5 тогда
Плечо Lго=2,6*bкр=2,6*1,625=4,06=4м
Коэффициент статического момента площади горизонтального оперения 0,45 - 0,5
Sго*Lго/(Sкр*bкр)=2,3*4/(13*1,625)=0,4435 несколько ниже нормы...
Увеличим плечо до 4,5м
проверим коэффициент плеча 4.5/1.625=2.77<3 то есть в пределах рекомендуемого значения.

Получается  2.3*4.5/(13*1.625)=0.4985 как бы впритык к рекомендуемому коэффициенту статического момента. Я люблю серединки, поэтому плечо горизонтального оперения пока урежем до 4,3м.
2.3*4.3/(13*1.625)= 0.4682

Коэффициент площади горизонтального оперения 40%Sго
Площадь руля высоты Sрв=Sго*0,4=2,3*0,4=0,92м[ch178]
Хорда руля высоты bрв=0,465м

8. Геометрические размеры вертикального оперения и руля направления
Площадь вертикального оперения Sво=10%Sкр=0,1*13=1,3м[ch178]
Удлинение [ch955]во= 1,5
Размах sqrt(1.5*1,3)=1.1766=1,95м
Сужение не более 2
Относительная толщина 10%
Плечо вертикального берем как у горизонтального оперения Lво=4,3м
Коэффициент статического момента площади вертикального оперения 0,04-0,05
1.3*4.3/(13*8)=0.0538 чуть больше нормы.
Уменьшаем Sво до 1,1м[ch178] тогда 1.1*4.3/(13*8)=0.0455 в пределах нормы.
Коэффициент площади руля направления 50%Sво
Sрн=Sво*0,5=1,1*0,5=0,55м[ch178]
Углы отклонения руля направления ±30[ch8304]

9. Геометрические размеры элеронов
Коэффициент размаха элеронов 0,6
Коэффициент хорды элеронов 0,23
Размах элеронов lэл=0,6*lкр=0,6*8=4м
Хорда элерона bэл=0,26*bкр=0,26*1,625=0,422м
Площадь элеронов=lэл*bэл=4*0,422=1,688м

😱

Погнал рисовать компоновку... :craZy

 

[Lapshin]

Профиль NACA-23015 неплох,безмоментный практически,но характер срыва  довольно резок - подобный,но чуть потоньше - NACA-23014 я применил в разрабатываемом ныне проекте (см.профильную ветку) учебно-тренировочного самолета с пилотажными способностями.Замечу также,что увеличение размера самолета обычно влечет за собою и увеличение веса - чтобы его сохранить,потребуется куда более высокая весовая культура.
 

 

[Makaronkin]

Ковырялся по двум имеющимся у меня книгам:  Кравец А.С «Характеристики авиационных профилей и Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н., «Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей» К сожалению, данные по профилю  NACA-23014 отсутствуют.

Действительно срыв у NACA очень резкий, но зато попозже на пару градусов, чем у P-II...  При спокойных полетах общее преимущество в пользу NACA.

Самолетик не претендует на звание «пЕлотаги», и я уж точно не стану загонять его на критические углы...

Вот что пишут Лисунов с Кондратьевым:

Важное значение в аэродинамической компоновке аэроплана любители обычно придают профилировке крыла, хотя зачастую «самодельщик» не может сказать, какими критериями руководствовался при выборе профиля. На самом же деле, учитывая, что любительские самолеты в силу многих объективных причин имеют средний уровень аэродинамического качества, форма профиля не оказывает большого влияния на летно-технические данные машины. Однако от формы профиля во многом зависит характер поведения самолета на больших углах атаки, характер сваливания самолета при потере скорости. В этом отношении лучшими являются профили с относительной толщиной порядка 15% (если крыло не имеет сужения), с достаточно большим радиусом носка, с максимальной толщиной, расположенной на 25-30% хорды. Для любительских самолетов вполне подходит профили типа   NACA - 23015 . Форма крыла в плане также оказывает серьезное влияние на характеристики сваливания самолета. Прямые крылья без сужения, кроме простоты изготовления, имеют еще одно преимущество - при выходе на большие углы атаки воздушный поток у такого крыла срывается в первую очередь в корневой части, благодаря чему самолет самопроизвольно не сваливается в штопор, а плавно опускает нос и набирает скорость либо парашютирует.

Однако, мучают сомнения по поводу последнего абзаца...  Интересно, как обстоят дела со срывом потока у парасоля, не имеющего корня крыла?

Бытует мнение, что вырез в задней кромке крыла для головы пилота, который встречается у бипланов и парасолей, благоприятно влияет на характер сваливания, задавая область упреждающего срыва потока, но к сожалению с побочным эффектом снижения  Суmах.

Я хотел сделать откидную кромку для удобства посадки/высадки пилота, но может, стоит просто "запилить" вырез в центроплане? Тогда как же посчитать снижение  Суmах?

По поводу весовой культуры - есть надежда на солидворкс.  Всяко, не строгать километры дубин методом проб и ошибок. Надеюсь, подберем оптимальный вариант, тем более, что не сильно много увеличился размер самолета. 

 

[Lapshin]

Ковырялся по двум имеющимся у меня книгам:  Кравец А.С «Характеристики авиационных профилей и Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н., «Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей» К сожалению, данные по профилю  NACA-23014 отсутствуют.

Практически без погрешности 15%-й профиль можно перестроить в 14%-й,умножив каждую ординату дужек на 14/15 - характеристики выйдут из интерполяции между соседними по толщине профилями той же серии.При этом качество поверхностей и точность соблюдения обводов сыграют куда бОльшую роль,нежели толщина.

Действительно срыв у NACA очень резкий, но зато попозже на пару градусов, чем у P-II...  При спокойных полетах общее преимущество в пользу NACA.
Самолетик не претендует на звание «пЕлотаги», и я уж точно не стану загонять его на критические углы...

Как правило,на закритические углы непилотажные самолеты не загоняют специально,а самолет выходит на них,скажем,при отказе двигателя с запаздыванием пилотом отдачи ручки для сохранения скорости,или догоняющий порыв,актуальный для ЛА с малой нагрузкой на крыло.

Интересно, как обстоят дела со срывом потока у парасоля, не имеющего корня крыла?

Точно так же,как и у других схем - значение здесь имеет величина перетекания воздуха с нижней на верхнюю поверхность крыла через законцовку,уменьшая местные углы атаки по мере приближения к концам крыла - в треугольном крыле это сведено к нулю,а в прямоугольном - выражено в максимальной степени

Бытует мнение, что вырез в задней кромке крыла для головы пилота, который встречается у бипланов и парасолей, благоприятно влияет на характер сваливания, задавая область упреждающего срыва потока, но к сожалению с побочным эффектом снижения  Суmах.Я хотел сделать откидную кромку для удобства посадки/высадки пилота, но может, стоит просто "запилить" вырез в центроплане? Тогда как же посчитать снижение  Суmах?

Действительно,вырезанная задняя кромка у центроплана создаст по краям фиксированные вихри - только они как раз могут несколько затянуть срыв в корне,поэтому вернее всего этим вырезом просто пренебречь.
Однако,судя по вышеприведенной компоновке и выраженным тенденциям,при увеличенной хорде и легком моторе пилот сместится вперед относительно задней кромки крыла,что сделает упомянутый вырез просто безобразным.

По поводу весовой культуры - есть надежда на солидворкс.  Всяко, не строгать километры дубин методом проб и ошибок. Надеюсь, подберем оптимальный вариант, тем более, что не сильно много увеличился размер самолета.

 Относительно надежды на солидворкс,замечу,что лишние веса закладываются обычно не излишними сечениями элементов,а несовершенством конструктивно-силовой схемы,когда для восприятия каждой силы приходится усиливать собственные места,а передача этих сил осуществляется не по самому короткому пути.

 

[Makaronkin]

Практически без погрешности 15%-й профиль можно перестроить в 14%-й, умножив каждую ординату дужек на 14/15 - характеристики выйдут из интерполяции между соседними по толщине профилями той же серии. При этом качество поверхностей и точность соблюдения обводов сыграют, куда большую роль, нежели толщина.
Как правило, на закритические углы непилотажные самолеты не загоняют специально, а самолет выходит на них, скажем, при отказе двигателя с запаздыванием пилотом отдачи ручки для сохранения скорости, или догоняющий порыв, актуальный для ЛА с малой нагрузкой на крыло.

Получается, что лучше использовать профиль с хорошими срывными характеристиками, а подъемную силу компенсировать площадью крыла.

Пойду снова искать профиль... Если не найду- вернусь к
P-II-14%

Точно так же, как и у других схем - значение здесь имеет величина перетекания воздуха с нижней на верхнюю поверхность крыла через законцовку, уменьшая местные углы атаки по мере приближения к концам крыла - в треугольном крыле это сведено к нулю, а в прямоугольном - выражено в максимальной степени

Ясно.

Действительно, вырезанная задняя кромка у центроплана создаст по краям фиксированные вихри - только они как раз могут несколько затянуть срыв в корне, поэтому вернее всего этим вырезом просто пренебречь.
Однако, судя по вышеприведенной компоновке и выраженным тенденциям, при увеличенной хорде и легком моторе пилот сместится вперед относительно задней кромки крыла, что сделает упомянутый вырез просто безобразным.

Значит, актуален вариант с откидной кромкой.

Относительно надежды на солидворкс, замечу, что лишние веса закладываются обычно не излишними сечениями элементов, а несовершенством конструктивно-силовой схемы, когда для восприятия каждой силы приходится усиливать собственные места, а передача этих сил осуществляется не по самому короткому пути.

Но ведь солид же позволяет прикинуть конструктивно-силовую схему и сделать примерный расчет прочности.
 
Буду углубляться в основы проектирования деревянных самолетов и сопромат. Литература имеется, желание зашкаливает, времени масса!

Спасибо за ясные и понятные объяснения. Надеюсь, когда дойду до эскиза конструктивно-силовой схемы, еще не успею надоесть Вам своими глупыми вопросами.

                                             С Уважением, Константин.

 

[Makaronkin]

Вернулся к профилю P-II-14%

5. Потребная площадь крыла.
  Sкр=207*Gвзл/(1,4*V[ch178]св)=207*305/(1,4*60[ch178])=12,52м[ch178]
  Возьмем с запасом Sкр=13м 

6. Геометрические размеры крыла

Пусть размах крыла будет 8м

Хорда крыла bкр=Sкр/lкр=13/8=1,625м

7.Геометрические размеры горизонтального оперения и руля высоты

Площадь горизонтального оперения Sго=18%Sкр=13*0,18=2,34м[ch178]

Удлинение горизонтального оперения [ch955]го=4

Размах lго= sqrt([ch955]го*Sго)=sqrt(4*2,34)=3.0594=3м

Хорда bго=Sго/lго=2,34/3=0,78м

Сужение не более 2

Относительная толщина 10%

Коэффициент плеча горизонтального оперения 2,6
Плечо Lго=2,6*bкр=2,6*1,625=4,225м

Коэффициент статического момента площади горизонтального оперения 0,45 - 0,5

Sго*Lго/(Sкр*bкр)=2,34*4,225/(13*1,625)=0.468 в пределах нормы.

Коэффициент площади горизонтального оперения 40%Sго
Площадь руля высоты Sрв=Sго*0,4=2,34*0,4=0,936м[ch178]
Хорда руля высоты bрв=50%Sрв=0,936/2=0,468м[ch178]

8. Геометрические размеры вертикального оперения и руля направления

Площадь вертикального оперения Sво=10%Sкр=0,1*13=1.3м[ch178]

Удлинение [ch955]во= 1,5

Размах sqrt(1.5*1.3)=1.1766=1,95м

Сужение не более 2

Относительная толщина 10%

Коэффициент плеча горизонтального оперения 2,6
Плечо Lво=2,6*bкр=2,6*1,625=4,225м

Коэффициент статического момента площади вертикального оперения 0,04-0,05

Sво*Lво/(Sкр*lкр)= 1,3*4,225/(13*8)=0,0528 слеганцухи многовато...

Уменьшаем Sво=1,1м и получаем
1,1*4,225/(13*8)=0,0447  точно в серединку!

Коэффициент площади руля направления 50%Sво
Sрн=Sво*0,5=1,1*0,5=0,55м[ch178]

Углы отклонения руля направления ±30[ch8304]

9. Геометрические размеры элеронов

Коэффициент размаха элеронов 0,50  оставим на всякий случай местечко для закрылков...

Коэффициент хорды элеронов 0,24

Размах элеронов lэл=0,5*lкр=0,5*8=4м

Хорда элерона bэл=0,24*bкр=0,4*1,625=0,325=0,39м

Площадь элеронов=lэл*bэл=4*0,39=1,56м

10. Профиль крыла ЦАГИ P-II-14%

11. Определение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки при безотрывном обтекании.

Производная коэффициента по углу атаки профиля dсу/da=5,52

Коэффициент mк = dсу/da*bкр/(4*lкр)=5,52*1,625/(4*8)=0,28

Коэффициент, определяемый в зависимости от удлинения крыла и сужения 0,95

Производная коэффициента по углу атаки Cауа= 3,14*095*mк*[ch955]кр=3.14*0,97*0,28*5,1=4,26

12. Макс. коэффициент подъемной силы.
Максимальное значение коэффициента подъемной силы для профиля P-II-14% Cуаmax= 1,42

Макс. коэффициент подъемной силы для прямоугольного крыла без сужения 

Cуасечmax= 093*
Cуаmax =093*1,42=1,32

13. Критический угол атаки

Угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе a0=3,4[ch8304]

Критический угол атаки крыла (57,3*Суаmax/Cауа)+a0+1=(57*1,32/4,26)+3,4+1=22,062=22[ch8304]

14. Механизация крыла
Максимальное приращение коэффициента подъемной силы от использования закрылков Cуафлапmax=0,9

Поправочный коэффициент, учитывающий толщину профиля крыла R1=1,2

Поправочный коэффициент, учитывающий угол отклонения закрылков R2=1

Поправочный коэффициент, учитывающий относительную хорду закрылка R3=0,8

Поправочный коэффициент, учитывающий относительный размах закрылка R4=0,3

Приращение коэффициента подъемной силы от использования закрылков

Cуазак = Cуазакmax*R1*R2*R3*R4=09*1,2*1*0,8*0,3=0,259

Максимальный коэффициент подъемной силы механизированного крыла

Cуамехmax=Cуазак+Cуаmax=0,259+1,32=1,579=1,58

15. Уточняем значение скорости сваливания

Vсв= sqrt(207*Gвзл/( Cуаmax *Sкр))

Vсв= sqrt(207*305/(1.32*13))=60.656=61км/ч. без механизации

Vсв= sqrt(207*305/(1.58*13))= 55.44=56 км/ч. что соответствует ТЗ.

Что-то хилая механизация получается. Из за 5км/час городить чего-то да еще на парасольском крыле- ну нафик!
Короче, пока все циферя, акромя скорости сваливания с механизированным крылом меня устраивают... Приступаю к рисованию эскиза. Если шо не так – пожалуйста ткните меня мордой!

 

[Lapshin]

Без закрылка садиться будет тоскливо. У меня 15 квадратов при весе 600кг сыпится вниз 2м/с на 100км/ч без закрылка, с закрылком 5..6м/с.
У тебя с 13 квадратами и весом 300кг будет вообще 1..1,5 м/с сыпаться, сложно самолет посадить будет, заход очень пологий будет.

С удлинением менее пятерки проблем с излишним качеством ожидать не приходится и глиссада получится вполне приемлемой (не забывай еще про экран у низкоплана).
С таким мотором на одноместном самолете небольшое удлинение может быть вполне оправданным:длина разбега будет вполне вменяемой,равно как и скороподъемность - а прочность при бОльших строительных высотах будет обеспечена даже при подборе сечений "на глазок".Кроме того,при малой нагрузке на крыло влияние неспокойного воздуха меньше при меньшем удлинении,а макс.качество будет достигаться на бОльшей скорости.

 

[Makaronkin]

😉

 

[Makaronkin]

Вот ещё хорошие кникги.
http://www.vokb-la.spb.ru/library/index.html

Номер 37 и 38, 

Читал.

Кстати, вряд ли какой книгой имеющийся на просторах интернета вы тут кого-то удивите... Например, у меня, книг по авиационной тематике около тысячи...

А.... я понял! теперь вы просто библиотеку свою рекламируете. Матрицы, самолет, возможность полетать вы уже пропиарили в моей теме, а теперь библиотеку.  ;D

Пожалуйста, прочитайте стартовый пост внимательно. Не нужно засорять тему беспредметными дебатами по поводу 20ти метровых крыльев, постить фотографии своего самолета и давать ссылки на свои библиотеки. Откройте персональную  тему и пишите там что хотите.

Без обид! Давайте подчистим тему от мусора и оставим  место для предметных обсуждений. Надеюсь, вам хватит мужества удалить посты не относящиеся к теме конкретно.

 

[Влад(соло)]

Магнум просто знает то, чего вы, вероятно, еще не знаете. Нету идеального самолета, и не надо пытаться вывести его формулу. Он вам показывает варианты, если вы не поняли.
Посмотрите вокруг, много вы видели идеальных самолетов?
Вы представляете, например, сколько времени требуется собрать парасоль в поле, а потом его разобрать, со всеми его стойками и подкосами?
Вы не считаете, что использовать "в одно лицо" ротакс-503 и иметь 120 км/ч крейсера - кому-то смешно и не интересно?