"ЭВЕРЕСТ"

S

staryi

Гость
Но тогда они не равны(подьемные силы), а сила лобового сопротивления есть функция от полной аэродинамической и соотв. связана с подьемной и с альфа, сделайте один и тот-же угол, ибо угол атаки это угол закл. м-дунаправлением вектора скорости и хордой... Ну в общем чуть некорректно.
Да и окр. скорости приличные, что-бы не рассматривать как винт, тормозите его больше.
С уважением.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Но тогда они не равны(подьемные силы), а сила лобового сопротивления есть функция от полной аэродинамической и соотв. связана с подьемной и с альфа, сделайте один и тот-же угол, ибо угол атаки это угол закл. м-дунаправлением вектора скорости и хордой... Ну в общем чуть некорректно.
Расскажу как я это все проделал.
Убедившись в том, что программа взбрыкивается при перевертывании профиля на 180 градусов, я переписал координаты профиля задом наперед.
Затем начал искать тот угол и при прямом и при обратном обдуве когда коэффициент Су близок к нулю. Но углы я устанавливал с шагом 0,1 градуса, поэтому при прямой обдувке получился Су = 0,002, а при обратной Су = 0,064. Меня такая точность удовлетворила.
К тому же при переходе с вертолетного режима на самолетный ручка управления и рычаг Шаг-газ не отключаются от автомата перекоса.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Да и окр. скорости приличные, что-бы не рассматривать как винт, тормозите его больше.
Окружная скорость конца лопасти падает в примерно 4 раза. При этом максимальная подъемная сила будет уменьшена в 16 раз. Это примерно до 6 % от штатной, а в действительности углы устанавливаются близкие к нулевой подъемной силе, а не просто угол атаки тупо в ноль.
 
S

staryi

Гость
Cy отличается более чем в 30 раз, соответственно и Cx далеко неравны, более правдивую картину можно получить если точнее вычислить углы атаки обеих лопастей (включая угол наклона пл.вр. винта, да и треугольники скоростей порисовать), ну ламинизированные профили обладают меньшим сопротивлением в принципе.... ;)
С уважением.
А какой механизм будет устанавливать нулевую подьем. силу?
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Cy отличается более чем в 30 раз, соответственно и Cx далеко неравны,
Я не вижу проблем в этом.
Посудите сами, коэффициенты Су очень близки к нулю. И это при шаге программы в 0,1 градус, но в руках пилота ручка управления циклическим шагом и рычаг Шаг-газ. Кто ему мешает установить с помощью автомата перекоса тот угол, что бы силы сравнялись?
А вот коэффициенты Сх вблизи нулевых подъемных сил практически не меняются, что в данном случае очень важно. И очень хорошо, что они отличаются примерно в два раза в нужную сторону.
 
S

staryi

Гость
Ламинарные профили обладают меньшем коэф. лобового сопр...Профильным... Если мы говорим о нулевой подьемной силе....Да и индуктивным, до начала срыва, но мы это не рассматриваем. ;)
С уважением.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
А какой механизм будет устанавливать нулевую подьем. силу?
Я как отвечал раньше все это будет делать автомат перекоса. Причем по мере нарастания горизонтальной скорости начинает плавно расти подъемная сила дискового крыла постепенно разгружая несущий винт. И так до требуемой скорости горизонтального полета. При таком плавном уменьшении вертикальной тяги на несущем винте падает его потребляемая мощность и эту плавно высвобождаемую мощность можно так же плавно перенаправлять на маршевые винты путём увеличения общего шага его лопастей. Причем не будет ни каких вариаторов и устройств по "переливу" мощности. Все очень просто - через общий механический редуктор. Ни каких скачкообразных переключений режимов. Всегда есть возможность так же плавно вернуться назад к прежнему режиму из любой фазы конвертирования.
 
S

staryi

Гость
Ламинарные профили это где максимальная толщина смещена назад, т.е. к задней кромке(изменение параметров потока там происходит брлее плавно-отсюда и потери меньше, соотв. развернув профиль мы получили ламинарный профиль, да он "несет"хуже но лобовое у него меньше), да они требуют макс. "чистоты"поверхности, автоматом перекоса можно цикл шаг уравнять(отсутствие кренящего момента), механически не установить в ноль, для этого надо коллективным шагом поработать...То есть пляски с "бубном" еще те на переходном режиме.
С уважением.
Что-же за механизм который все плавно меняет?
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Ламинарные профили это где максимальная толщина смещена назад, т.е. к задней кромке(изменение параметров потока там происходит брлее плавно-отсюда и потери меньше, соотв. развернув профиль мы получили ламинарный профиль, да он "несет"хуже но лобовое у него меньше), да они требуют макс. "чистоты"поверхности, автоматом перекоса можно цикл шаг уравнять(отсутствие кренящего момента), механически не установить в ноль, для этого надо коллективным шагом поработать...[highlight]То есть пляски с "бубном" еще те на переходном режиме.[/highlight]
С уважением.
Что-же за механизм который все плавно меняет?
Попробую ответить.
Поскольку у меня нет "живой" аэродинамической трубы, то пришлось использовать программные продукты.
У меня есть несколько программ которые считают параметры профилей. Я сравнил результаты расчетов одинаковых профилей в разных программах и не обнаружил расхождений за границы инженерных допусков. Программа "Java Foil" оказалась самой удачной по причине возможности вводить новые профили и строить любые формы в том числе и выворачивать профили задом наперед. К тому же эта программа значительно быстрее обрабатывает результаты. И тогда я в неё перетащил более 2000 профилей и плюс свои наработки. Этой программой широко пользуются многие конструктора и добиваются отличных результатов.
Вот я беру эту программу, вставляю в неё нужный профиль и смотрю что получается. Там и углы атаки, и все коэффициенты и точки перехода типа обтекания как по верхней, так и по нижней поверхности, и распределение давлений, и качество поверхности, и многое другое можно найти и изменить.
Поэтому все цифры я беру такие, какие мне выдает программа.

А теперь ближе к вопросу.
Переходный период конвертации происходит плавно в течении времени набора или гашения скорости аппарата.
Как и на любом вертолете на "Эвересте" имеется такой же автомат перекоса, который изменяет и общий, и циклический шаг. С помощью этого автомата перекоса можно установить такие циклические углы атаки лопастей, которые позволят уменьшить подъемную силу всего несущего винта. А поскольку процесс происходит плавно и растянуто во времени, у пилота есть возможность корректировать этот процесс органами управления, так что [highlight]пляски [/highlight]не предвидится. Пляска, я так понимаю, это быстрый процесс когда требуется умение "танцора" не наступить на ногу партнерши в лихом танце.

А механизм который все плавно меняет представляет из себя замкнутую систему: Пилот с его мозгами дает команду рукам, руки воздействуют через органы управления на автомат перекоса. Тот в свою очередь меняет углы атаки лопастей. На это воздействие откликается аппарат. Уже эти эволюции аппарата регистрируются приборами. Далее пилот считывает своими глазами показания приборов и корректирует свои действия по тому же кругу.
Это конечно шутка, но все бразды правления в руках пилота.

Такие действия пока незнакомы вертолетчикам и автожирщикам по причине того, что им всем нужно сохранять подъемную силу несущего винта, а тут надо выйти на тягу близкую к нулевой вовсе не беспокоясь точно или не точно она равна НУЛЮ.
 
S

staryi

Гость
Опять-же настаиваю, что профиль "попой вперед" будет иметь меньшее сопр. на околонулевых углах(ламинарное обтекание) :IMHO  В вертолетах принято рассматривать циклик отдельно(нужон для создания упр. моментов) коллективный отдельно(нужен для создания общей подьемной силы).. Это по моему скромному разумению, аэродинамику вертолета не изучал, но общее представление имею...Теперь по переходному режиму, диск-крыло малого удлинения, увеличиваем угол альфа, уменьшаем шаг лопастей, опять увеличиваем угол альфа для сохр г.п., опять уменьшаем шаг лопастей, и так до полного выхода на закритические углы альфа...Это без электронных систем летать не очень будет... :IMHO
С уважением.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Опять-же настаиваю, что профиль "попой вперед" будет иметь меньшее сопр. на околонулевых углах(ламинарное обтекание)
У профиля "попой вперед" острая передняя кромка и очень тупая задняя кромка. Это видно на изображениях обтекания приведенных в посте №1213.
Да и расчетные данные программа выдает такие же
В подтверждение моего утверждения приведу пример обтекания полусферы выпуклостью вперед и выпуклостью назад. Так что все сходится. И если бы сопротивление профиля задом наперед было бы меньше чем в павильном направлении, то на всех крыльях и лопастях профили стояли бы как Вы выразились "попой вперед". А этого не наблюдается, значит и практики пришли к тому же мнению что и теоретики.

В вертолетах принято рассматривать циклик отдельно(нужон для создания упр. моментов) коллективный отдельно(нужен для создания общей подьемной силы).. Это по моему скромному разумению, аэродинамику вертолета не изучал, но общее представление имею...
Правильно представляете. Потому и органы управления разные и даны для разных рук, чтоб не перепутать действия.

Теперь по переходному режиму, диск-крыло малого удлинения, увеличиваем угол альфа, уменьшаем шаг лопастей, опять увеличиваем угол альфа для сохр г.п., опять уменьшаем шаг лопастей, и так до полного выхода на закритические углы альфа...Это без электронных систем летать не очень будет... 
Не совсем так это происходит.
Вот летит аппарат пока при наличии только подъемной силы несущего винта. Примерно на скорости около 100 км/час пилот выравнивает аппарат так, что бы угол атаки диска был примерно равен нулю градусов и одновременно немного увеличивает тягу маршевых винтов. При этом горизонтальная скорость примерно останется равной прежней. Но при таком угле атаки дисковое крыло уже имеет некоторую подъемную силу, так как профиль диска выпуклый. Это позволит несколько уменьшить подъемную силу несущего винта, что в свою очередь позволит ещё увеличить тягу маршевых винтов и так далее до достижении скорости примерно 250 км/час. А потом дальнейшее увеличение горизонтальной скорости потребует несколько наклонить аппарат до углов атаки диска порядка минус 1,5 градуса.
Но если снижать скорость горизонтального полета ниже 250 км/час без подачи мощности на несущий винт, то можно уменьшить скорость до 140 - 150 км/час при увеличении угла атаки до 5 - 6 градусов и продолжать самолетный режим полета. Можно и дальше снижать скорость полета без подачи мощности на несущий винт, но уже переходя на автожирный способ полета. Так что срыва на дисковом крыле не предвидится. И дополнительно напомню, что у дискового крыла срыв может возникнуть при углах атаки порядка 45 градусов, а это уже даже непосвященный пилот заметит и задумается о правильности своих действий.
 
S

staryi

Гость
Про профили, они такие затем, что надо создавать поьемную силу а не иметь минимально возможное сопротивление....Это по поводу практиков и теоретиков.
По поводу переходного режима, при таких условиях авторотация невозможна и придется винт "крутить"... :IMHO
Начало срыва, поверьте, наступит гораздо раньше а не полный срыв, осюда и аэродинамика винта приобретет "пикантность".... :IMHO
В общем КПД несущей системы мягко говоря не очень...
С уважением.
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Про профили, они такие затем, что надо создавать поьемную силу а не иметь минимально возможное сопротивление....Это по поводу практиков и теоретиков.
Как я уже упоминал раньше я собрал более  2000 аэродинамических профилей. Там есть всякие профили со всевозможными характеристиками. И все конструктора при выборе профиля кроме подъемной силы стремятся применить профиль с наибольшим аэродинамическим качеством. Можно взять лучший профиль для выбранных условий полета, а можно взять профиль из соображений прочности крыла, или с точки зрения лучшей его механизации и так далее. Но все профили при нулевой подъемной силе обладают меньшим сопротивлением по сравнению со своим зеркальным клоном. Да чего спорить. Есть программа по определению параметров профилей и она это подтверждает. Данных по продувкам в аэродинамической трубе мне не попадалось. Так что пока у меня есть только компьютерный  ответ на этот вопрос и он меня в цифровом виде устраивает.

По поводу переходного режима, при таких условиях авторотация невозможна и придется винт "крутить"... 
Как таковая авторотация данному несущему винту на переходном режиме не нужна. Нет необходимости сохранять на переходном режиме подъемную силу НВ на номинальном уровне. Подъемная сила НВ должна плавно убывать до нулевых величин. А винт уже крутится, и при переходном режиме необходимо его скорость вращения поскорее снизить в 4 - 5 раз.

Начало срыва, поверьте, наступит гораздо раньше а не полный срыв, осюда и аэродинамика винта приобретет "пикантность".... IMHO
В общем КПД несущей системы мягко говоря не очень...
Ну что я могу поделать если на практике определили угол срыва на дисковом крыле близким к 45 градусам. И после этого дисковое крыло начинает парашютировать. Его заставить свалиться в штопор практически нельзя.

А вот про КПД винта можно сказать и да и нет. Обычно центральная часть несущего винта не ометается лопастями. В моём случае неометаемая площадь равна 15 %, а в обычных НВ это порядка 5 %, а может быть и доходить до 10 %.
Но зато имеется преимущество так как нет обратного перетекания воздуха через центральную часть НВ. Хотя я и не делаю 100 %% ставок на существующую теорию подъемной силы за счет разницы давлений, но защитники этой теории должны согласиться, что диск внесет дополнительную подъемную силу. Я эту прибавку вижу раз в 5 меньшую чем трактует современная теория подъемной силы.
К тому же при таком большом радиусе корня лопасти можно создать лопасть с очень большим сужением, который очень близок к зависимости обратной от квадрата радиуса. У меня конец лопасти имеет хорду порядка 70 - 80 мм, а корень лопасти имеет хорду около 200 - 210 мм. Такая форма лопасти позволяет снизить реактивный момент на НВ и несколько снизить потребную мощность, так как обычно для несущих винтов применяют прямоугольные лопасти без сужения.
Моя программа по расчету несущего винта показывает некоторое преимущество моей лопасти перед традиционными лопастями.
 
R

rtyuiop.400

Гость
Какое аэродинамическае качество имеет данный аппарат в "самолетном" режиме?
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
Какое аэродинамическае качество имеет данный аппарат в "самолетном" режиме? 
Точно не могу сказать, так как не освоил программы по расчету аэродинамического сопротивления различных форм. В моём окружении нет тех, кто бы мог меня этому обучить. У меня полный минус с английским языком. Программы есть, а работать с ними я не могу.
Поэтому пока ориентируюсь на аналоги.
Первый аналог.
Самолет "FMX-4". На скорости 136 км/час имеет аэродинамическое качество равное 10,5, а на скорости 180 км/час - равное 8,9. Причем шасси не убираемое, и этот аппарат имеет угловатые обводы.
Второй аналог.
Планер "Дископлан-1" Имеет аэр. кач. равное 7. Опять шасси не убираемое и фюзеляж не очень хорош с точки зрения обтекания (маленькое удлинение и недостаточно плавные обводы).
Третий аналог.
Планер "Дископлан-2". Не могу найти официального сообщения о его аэр. качестве. Но в юнности, когда о нем появились сообщения  писали помню точно значение равное 10. У этого планера крыло имеет не очень удачный профиль (острая передняя кромка)
Ранее я примерно просчитывал первоначальный вариант с маршевыми винтами в канале и получалось суммарное  примерно Сх = 0,141. Это считалось по принципу аналогичных форм без взаимного влияния друг на друга. Но там чего стоили "уши" с точки зрения сопротивления, порядка 20 % от всего сопротивления.
Для прежней конфигурации аппарата суммарная тяга маршевых винтов на скорости 400 км/час и на высоте 1000 метров составляла около 200 кг. Но сейчас все надо пересчитывать. Будет больше.

Если аэродинамическое качество скатится до 4, то при максимальном полетном весе 540 кг тяга маршевых винтов должна быть больше 135 кг. Выходит  что аэр. кач равное 4 меня устраивает. Даже устроит качество порядка 3. Тяга винтов тогда потребуется равной 180 кг. Получается на 120 л.с. удельная тяга винтов будет составлять 1,5 кг /л.с. А двигатель планируется с мощностью 150 л.с. При диаметре  воздушных винтов равном 1300 мм (раньше диаметр был равен 900 мм) эта удельная тяга вполне достижима.
Пока такие прогнозы.
Вот стараюсь убрать все торчащее, поперечные щели, сглаживаю переднюю часть фюзеляжа, улучшил сужение фюзеляжа. Уменьшил мидель фюзеляжа на 10 %. Ну и прочие меры по снижению сопротивления.
 
S

slavka33bis

Гость
Если аэродинамическое качество [highlight]скатится[/highlight] до 4
Даже устроит качество порядка 3
А устроит-ли вас, анатолий, аэродинамическое качество, даже не "скатившееся", а просто провалившееся (на скорости горполёта, порядка, 350 км/ч), допустим, до 0,33 ?

Или вообще, до 0,25.
 

slav

Улыбнёмся друзья и за дело....аа молчать не будем?
\\\\\
А устроит-ли вас, анатолий, аэродинамическое качество, провалившееся (на скорости горполёта, порядка, 350 км/ч), допустим, ло 0,33 ?

Или вообще, до 0,25.
Да ,мне тож думается , что диск у него мааловат будет на этот случай! :-?
 
S

slavka33bis

Гость
Слава, анатоля не понемает того, что аэродинамические качества тех аппаратов, о которых он вспомнил,
соответствовали очень узким интервалам низких скоростей горполёта.
Он забыл о том, что даже самые высококачественные рекордные спортивные планера достигают максимального качества на скорости горполёта, в районе 90...130 км/ч. (если я, конечно, не подзабыл)
Для начала я попробую подменить дисковое крыло "ЭВЕРЕСТА" на крыло той же площади, но с относительно большим удлинением.
Аэродинамическое каество такого крыла можно довольно точно вычеслить теоретически.
И прикинем, какое какое качество будет иметь "ЭВЕРЕСТ" с нормальным крылом на разных скоростях горполёта.
  ::)  Вплодь до заявленной анатоликом максимальной скорости для "ЭВЕРЕСТА".

А после крыла проверим и его маршевые винты в новой конфигурации его аппарата.  :cool:
 

Anatoliy

Верной дорогой идете товарищи !!!
Откуда
Севастополь
На счет аэродинамического качества.
Что бы аэр. кач. "Ка" аппарата в целом равнялось, скажем 0,33 требуется иметь силы сопротивления аппарата в три раза большую чем подъемная сила или попросту веса аппарата.
Взлетный вес "Эвереста" пока не изменялся и равен 540 кг. Значит сила сопротивления должна быть равна
540*3=1620 кг.
Поперечное сечение аппарата уменьшилось примерно до 2,2 м[sup]2[/sup]

Если сила сопротивления вычисляется по формуле:  Fx = Cx*g*S*V[sup]2[/sup]/2.

То тогда коэффициент сопротивления аппарата на скорости 110 м/с (396 км/час) будет равен:

Cx = 2 * Fx / (g*S*V[sup]2[/sup])
Подставляем ориентировочные величины и получаем:

Сх = 2*1620 / (0,12*2,2*110[sup]2[/sup]) = 1,014

Остаётся найти такую аналогичную форму тела, которое обладает таким коэффициентом Сх.
Вот например плоская пластинка в форме круга поперек воздушному потоку имеет Сх = 1,17.
Я думаю многим станет понятно, что "Эверест" не похож на плоскую пластинку.

Теперь попробуем посчитаем что все таки можно ожидать от "Эвереста".
Как я говорил раньше коэффициент сопротивления аппарата ожидается примерно равным Сх=(0,14 - 0,15). Берём Сх= 0,15

Тогда получаем сопротивление всего аппарата равным:

Fx = 0,15*0,12*2,2*110[sup]2[/sup]/2 = 239,6 кг.

Прежние маршевые винты в канале и диаметром 900 мм имели тягу по 102 кг при подводимой мощности примерно по 60 л.с. на скорости 400 км в час на высоте 1000 метров.

Конечно надо все посчитать точнее и выяснить какая скорость и на какой высоте будет достижима, но уже эти прикидочные расчеты показывают, что "Эверест" не так далек от запланированных параметров.

Конечно интересно узнать что определят другие форумчане, но хотелось бы вместе с их вердиктами иметь какие то объяснения с формулами и  табличными данными.
 
Вверх