"ЭВЕРЕСТ"

[Anatoliy]

И даже без вращающегося винта,как вы балансировать то собрались всю эту систему-дисковое крыло, прямоугольный"стабилизатор"???

Значит рассматриваем режим полета "по самолетному", то есть когда подъемная сила несущего винта или практически нулевая или имеет малую величину.
Дело в том, что зависимость изменения коэффициента Су от угла атаки для круглого крыла с удлинением 1,27  имеет меньший наклон (2/55[sup]0[/sup]) чем для прямоугольного крыла или стабилизатора с удлинением 3,14 (2/40[sup]0[/sup]). Но если учесть, что на концах стабилизатора размещаются очень большие вертикальные кили, то кажущееся удлинение будет больше 3,14, что повлияет благоприятно на устойчивость аппарата.
Поэтому при несанкционированном изменении угла тангажа, скажем при увеличении прирост подъемной силы на дисковом крыле (относительный прирост) будет меньше чем прирост (относительный) подъемной силы на стабилизаторе. Таким образом возникает обратный момент который препятствует этому возмущению.
Такое невозможно для тандемной схеме при прямоугольных крыльях, а при крыле круглой формы это осуществляется автоматически. Это первая составляющая стабилизации полета.
Вторая составляющая появляется вследствие высокого расположения этого дискового крыла и при задирании аппарата вверх центр тяжести перемещается вперёд. При этом момент от крыла уменьшается значительно больше, чем момент от сил стабилизатора.
Смотрим на рисунки "Эвереста". Там все соответствует расчетам. Пускай угол тангажа увеличится на 2 градуса.
Что произойдет?
При таком угле на плече 1200 мм (от центра приложения подъемной силы дискового крыла до центра тяжести аппарата) смещение ЦТ аппарата вперед составит 41 мм (по закону синуса). А это в свою очередь приведет к уменьшению плеча приложения подъемной силы дискового крыла  в:     (270-50-41)/(270 - 50)=0,814 раза.
А при этом плечо приложения силы на стабилизаторе практически не уменьшается так как косинус 2 градусов равен 0,9994. Поэтому и возникает выравнивающий эффект автоматически.
Была склеена из бумаги летающая модель такого тандема с дисковым крылом. Моделька ну очень устойчиво летала и выходила на устойчивое планирование при любом угле первоначального пикирования.

 

[Anatoliy]

А центр давления дискообразного крыла куда ползет и в каких пределах от изменения углов атаки? Какой профиль применен на стабилизаторе и что с перемещением ЦД?

Привожу параметры смещения центра давления для дискового крыла с осесимметричным профилем при относительной толщине 10% и для стабилизатора с относительной толщиной 12% .
Верхняя часть для диска.
Там Вы можете заметить ошибку в величине координаты ЦД диска. Было 270 мм.
Дело в том, что я тогда не смог найти методики расчета ЦД для диска. И вектора сил на внешнем виде ставил по примерным аналогам. Но время потребовало расчета этого ЦД. Вот я и составил программу по которой можно точно определить координаты ЦД.

Таким образом этот ЦД реально "отъехал" вперёд на 42 - 73 мм. Но это не фатальная ошибка. Она элементарно исправляется небольшой подачей ручки управления от себя. Запаса по подъемной силе стабилизатора с лихвой хватает для компенсации ЦД и при одном пилоте и для двух пилотов.

 

[rtyuiop.400]

НВ в "самолетном" режиме будет
1) свободно вращаться от набегающего потока?( как вы сами написали)
Или же:
2) вращаться, но не свободно (принудительное подтормаживание)?
3)Жеско зафиксируется?

 

[Anatoliy]

НВ в "самолетном" режиме будет
1) свободно вращаться от набегающего потока?( как вы сами написали)
Или же:
2) вращаться, но не свободно (принудительное подтормаживание)?
3)Жеско зафиксируется?

1. При горизонтальном полете (по самолетному) несущий винт отключается от силовой установки и продолжает вращаться с меньшей скоростью.
Можно сказать, что несущий винт вращается от набегающего воздуха, но только с оговоркой. Обычно такой термин применяют при автожирном вращении когда воздушный поток набегает на НВ наискось с нижней стороны. Поэтому ось НВ автожиров устанавливают с небольшим уклоном назад. В моём случае ось НВ и самого дискового крыла не отклонена назад и при полете диск имеет небольшой угол атаки порядка плюс-минус 1,5 градуса. В таком случае основной причиной вращения НВ становится разница давления набегающего потока на переднюю кромку и на заднюю кромку лопасти. Это очень грубо напоминает вращение чашечек [highlight]анероида[/highlight] анемометр (измерителя скорости ветра) [highlight](ИСПРАВИЛ)[/highlight]. Только там эту разницу сделали максимальной, в у лопастей эта разница значительно меньше.
При таком режиме полета пилот сам устанавливает рычагом Шаг-газ требуемые уменьшенные обороты. Это необходимо для сохранения небольших центробежных сил, растягивающих лопасти и предотвращения их выхода из плоскости вращения.

Но в аппарате "Эверест" есть возможность полета по автожирному примерно до скорости 200 - 210 км/час, когда угол атаки диска и соответственно несущего винта получается более 5 градусов.

2. Поэтому необходимости в подтормаживании нет. Рычагом Шаг-газ можно отрегулировать обороты несущего винта.

3. И как Вы поняли останавливать несущий винт нельзя из за малой жесткости лопастей в поперечном направлении. Лопасти не должны беспорядочно болтаться по ветру. Небольшая центробежная сила будет их удерживать в растянутом состоянии.

Что касается эффекта Магнуса на вращающемся диске, то его проявление незначительное и парируется элевонами.

Ниже привожу таблицу "поведения" дискового крыла. Там есть по два значения для коэффициентов Сх и "А" (аэродинамического качества в случае бесконечно длинного крыла с подобным профилем как у дискового крыла) в случае шероховатой поверхности и в случае гладкой поверхности. Я принимаю во внимание при расчетах самые худшие показатели параметров, зная, что у конструкции всегда будет запас по своим показателям.

 

[henryk]

в вертолетном 

-для должного парирования вращающего момента винта Вы ввели
два разнесённых винта вместо вперёд задуманных отуннелированных винтов...\остроумной конструкции\.

-таким образом суммарный "размах" маршевых винтов возрос и потеряли "+"-сы тоннеля\безопасность,шум,КПД\.

были ли для этого веские причины?

 

[Anatoliy]

-для должного парирования вращающего момента винта Вы ввели
два разнесённых винта вместо вперёд задуманных отуннелированных винтов...\остроумной конструкци

В новой, вертолетной конструкции на режимах висения основная роль отводится только правому винту (вращение ротора против часовой стрелке, если смотреть сверху), а у левого винта тяга незначительная отрицательная. Основной парирующий момент достигается правым маршевым винтом и двойным правым вертикальным оперением.

-таким образом суммарный "размах" маршевых винтов возрос и потеряли "+"-сы тоннеля\безопасность,шум,КПД\.

Основное моё ограничение это ширина аппарата не более 2,5 метра. Поэтому когда я разнес винты, то получил увеличение их диаметров с 890 мм до 1300 мм, а это привело к увеличение ометаемой площади в 2,13 раз. Это дает больший прирост тяги и КПД также возрастает. А одновременное увеличение выноса оси маршевого винта с 720 мм до 1150 мм также влияет на увеличение парирования реактивного момента несущего винта. Что касается винта в тоннеле, то он ставился для увеличения скорости отбрасываемой струи воздуха и одновременного снижения скорости воздуха в плоскости винта. Но второй вариант конструкции не уступает по тяге на больших скоростях. Пришлось пойти на компромисс. Отказаться от пониженного шума маршевых винтов и безопасности и приобрести возможность вертолетного режима.

были ли для этого веские причины? 

Да конечно же были. Аппарат в том варианте не являлся вертолетом, только автожирный и самолетный режим.
Вот и пришлось его перекраивать.

 

[rtyuiop.400]

НВ при увеличении угла атаки не будет увеличивать обороты-внося дисбаланс в аэродинамическую балансировку?

 

[staryi]

Прибор для изм. скорости ветра-анемометр,ротор не будет авторотировать без значительного угла(ну хреново будет), если 5 гр и более, то можно надеяться.... 🙂
Разница в силах лобового сопр. не в ту сторону винт вращать будет, тока угол...
С уважением.

 

[Anatoliy]

НВ при увеличении угла атаки не будет увеличивать обороты-внося дисбаланс в аэродинамическую балансировку? 

Конечно будет влиять на балансировку.
При увеличении угла атаки если не изменять общий угол установки лопастей будет появляться некоторая подъемная сила на несущем винте приложенная к оси НВ. Эта появившаяся небольшая подъемная сила будет мешать увеличению угла атаки диска и будет стремиться вернуть аппарат на меньший угол тангажа. Это называется отрицательная обратная связь. При таком воздействии приходится увеличивать углы отклонения рулевых поверхностей. Так что аппарат самостабилизируется в полете.

 

[rtyuiop.400]

Да кстати, авторотация винта происходит не на манер Анемомента. Причины авторотации совсем другие силы

 

[rtyuiop.400]

Эта появившаяся небольшая подъемная сила будет мешать увеличению угла атаки диска и будет стремиться вернуть аппарат на меньший угол тангажа

Да как же мешать, если она наоборот будет тянуть нос верх?   К F кр прибавится F нв(пусть и чуть позади),

 

[Anatoliy]

Прибор для изм. скорости ветра-анемометр

Спасибо, исправил.

Разница в силах лобового сопр. не в ту сторону винт вращать будет, тока угол...

Посмотрите на величины Cd. при при прямом набегании на переднюю кромку величина Cd = 0,0138, а при набегании на заднюю кромку Cd = 0,0289.

ротор не будет авторотировать без значительного угла(ну хреново будет), если 5 гр и более, то можно надеяться.... 

А я так и говорю, что при меньших скоростях этот угол наклона назад будет больше 5 градусов. И если перейти на автожирный полет то проше всего увеличить угол тангажа ручкой на себя.

В обычном самолетном режиме авторотация как такова не нужна и это убирается общим шагом лопастей с коррекцией влево-вправо по истинному положению аппарата самим пилотом.

 

[Anatoliy]

Да кстати, авторотация винта происходит не на манер Анемомента. Причины авторотации совсем другие силы 

Это если требуется авторотация, то есть появление подъемной силы, то тогда поступают так как должна возникнуть авторотация, а в моём случае надо сохранить только вращение для остаточной центробежной силы.

 

[staryi]

Вы забываете про разницу скоростного напора набегающей и отступающей лопасти...
С уважением.
И величины с точностью до наоборот указали...

 

[Anatoliy]

Да как же мешать, если она наоборот будет тянуть нос верх? К F кр прибавится F нв(пусть и чуть позади), 

Давайте подумаем.
Была одна подъемная сила дискового крыла приложенная к своему месту. Появилась дополнительная сила позади подъемной силы самого дискового крыла. Суммарная подъемная сила переместится несколько назад и балансировка нарушится в сторону противоположную возмущающей силе. При этом помогает вернуть аппарат в прежнее положение центр тяжести который перемещается вперед, но еще появляется подъемная сила на стабилизаторе, которая значительно сильнее возвращает аппарат в исходное положение.
В самолетном режиме полета вращающиеся лопасти следует рассматривать не как лопасти несущего винта интенсивно отбрасывающие воздух вниз, а как добавочная аэродинамическая поверхность с весьма малой площадью по сравнению с дисковым крылом. А поэтому влияние лопастей в самолетном режиме полета незначительное.

 

[Anatoliy]

Вы забываете про разницу скоростного напора набегающей и отступающей лопасти...
С уважением. 

Коэффициент Сх наступающей лопасти меньше этого коэффициента на отступающей лопасти примерно в два раза. Для равенства сил сопротивления лопастей на левой стороне и правой диска требуется чтобы интегралы произведения квадрата скорости на площадь сегментов лопастей по длине лопасти левой и правой были равны. У меня лопасть имеет очень сильное сужение примерно по закону обратно пропорциональному от квадрата радиуса лопасти. И к тому же скорость вращения не просто чуть меньше, а значительно меньше. Если при вращении ротора в вертолетном режиме центробежная сила растягивает лопасти примерно с силой 2000 кг, то для самолетного режима достаточно и 100 кг, а это выражается в уменьшении скорости вращения примерно в корень квадратный из 20. Это примерно равно 4 - 4,5 раза. При окружной скорости конца лопасти порядка 170 - 180 м/с "новая" скорость составит менее 45 м/c. Скорость применения самолетного режима примерно начинается от скорости порядка 60 - 70 м/с. Поэтому скорости только концевых участков будет составлять 115 м/с и 25 м/с. Корневые участки уже будут иметь окружные скорости примерно примерно 18 м/с, и воздушные скорости соответственно около  плюс 88 м/с на наступающей лопасти и плюс примерно  50 м/с на отступающей лопасти. Возникает какое то неясное состояние. Но выход их этого есть. На всякий "пожарный" случай на концах лопастей можно установить короткий щиток с небольшим углом отклонения, который увеличит разницу сопротивлений наступающей и отступающей лопастей.
Но это уже можно проверит на радиоуправляемой модели.

 

[Anatoliy]

И величины с точностью до наоборот указали... 

Не понял, какие такие величины я указал с точностью до наоборот?

 

[staryi]

Программа наверное глупая, угол ставит от передней кромки, на картинки посмотрите....

 

[staryi]

На верхней картинке минус 1,6 град., на нижней ПЛЮС 1,6.....
С уважением

 

[Anatoliy]

Программа наверное глупая, угол ставит от передней кромки, на картинки посмотрите.... 

Нет, программа не глупая.
Это я поменял координаты точек на профиле слева на право. По сути это новый профиль со своими "развернутыми" координатами для верхней и нижней огибающей, а не просто профиль развернутый на 180 градусов. Так что дует все туда куда надо. И я изменял угол атаки добиваясь примерно нулевой подъемной силы. Смотрите на величины C[sub]l[/sub].