"Классический ЛА" vs "Планерный дизайн" вопросы.

[Energy_ML]

Помогите разобраться в фактах.

Допустим имеем 2 типа самолета (или дельталета) - один допустим классического дизайна - а-ля "Цессна-172". А другой некоего "планерного дизайна" - обтекаемая конструкция фюзеляжа, большое удлинение крыла и др - ну допустим Pipistrel Taurus/. Но при этом:
1. Оба ЛА имеют одинаковую взлетную массу.
2. Оба ЛА имеют одинаковую площадь крыла и одинаковую нагрузку на крыло.

Справедливо ли следующее:
1. Несмотря на разное аэродинамическое совершенство для одинаковой скороподъемности на взлете нужна одинаковая тяга и как следствие одинаковая мощность двигателя. Различия будут только в случае разной площади крыла и нагрузки - видимо, если у ЛА увеличить площадь крыла (бОльший рост удлинения), при сохранении веса (или уменьшить массу) - только в этом случае двигатель может быть и менее мощным на максимальных оборотах. Кроме того, упадет и взлетная скорость и длина разбега. Ну или различия будут даже в случае равных масс/площадей в пользу более аэродинамически совершенного, но не столь заметные?
2. На крейсерских режимах (полет на эшелоне) второй ЛА, обладающий лучшей аэродинамикой будет нуждаться в меньшей тяге (возможно в разы.... допустим "классика" с АК порядка 11, а "планерный" - АК - 33 - то вот и в 3 раза меньшая тяга и мощность). Выше экономичность и видимой такой ЛА на одинаковом запасе топлива пролетит в 3 раза большее расстояние/тратить будет в разы меньше топлива при одинаковых двигателях.
3. Нельзя в случае аэродинамически совершенного ЛА взять двигатель легче/меньшей мощности/компактности, так как все-равно потребуется довольно большая мощность на взлете.

 

[Georgiy]

Еще раз - начальные условия:
- Веса одинаковые;
- площади крыльев одинаковые;
- К (аэродинамические качества) разные.
- Vy - скороподъемности одинаковые.
1. Вопрос - одинаковые ли мощности?

Скороподъемность максимальная - это отношение запаса мощности (между располагаемой и потребной тягой) к взлетному весу. Для Винтомоторных установок с поршневыми двигателями - это наивыгоднейшая скорость, где требуется наименьшая тяга.
У самолета с б'ольшим аэродинамическим качеством минимальная потребная тяга меньше. При той же располагаемой мощности скоропод'емность будет больше. А при одинаковой скоропод'емности потребная мощность будет меньше.

2. Вопрос. В горизонте чем больше K, тем меньше P.

3. В случае б'ольшего K можно брать двигатель меньшей мощности.

Но надо учитывать, что делая б'ольшее удлинение, увеличивается вес, и увеличивается скорость. А при увеличении скорости тяга уменьшается. И запас мощности уменьшается. Необходим компромисс между характеристиками.

 

[Georgiy]

Еще интересный факт:
Имеем три самолета с одинаковой тягой:
1. С поршневым двигателем (ПД)
2. С турбовинтовым двигателем (ТВД)
3. С газотурбинным двигателем (ТРД)

Скорости полета разные (самолет с турбореактивным двигателем летит быстро 800 км/ч, а с поршневым - 200 км/ч чуть, с турбореактивным - 300 км/ч).

Удельные часовые расходы топлива по тяге (или по мощности) - это часовой расход [кг/ч]/тягу [кгс] у них в таких соотношениях: ТРД в 10 раз больше ПД; ТВД в 2 раза больше ПД.
А километровый расход в кг/км - у всех самолетов приблизительно одинаковый!

 

[Айрат]

Помогите разобраться в фактах.

Цитировать полностью не буду, там "смешались в кучу кони, люди..."

Скороподъёмность Vy определяется через угол набора и скорость. А вот зависит она от многих, в том числе переменных, факторов....
При небольших углах установившегося набора, когда тяговооружённость аппарата небольшая (считаем, что подъёмная сила и индуктивное сопротивление в наборе примерно такие как в ГП), тяга распределяется на преодоление двух составляющих: полное аэродинамическое сопротивление и вес аппарата умноженный на синус угла набора. Нарисуйте схемку с векторами и углами, проще будет разбираться. Замените самолёт кирпичом, который волоком тянут (толкают) по наклонной плоскости, как в школьном учебнике физики.
Вторая составляющая - вес умнож на синус угла набора G*sinQ, не зависит ни от чего кроме веса и угла. То есть удлиннение, нагрузка на крыло, скорость, верхнеплан или биплан (да хоть автожир или дрон) абсолютно пофиг для этой составляющей.
Сопротивление - это отдельная песня - любой учебник аэродинамики в помощь.
Чтобы разобраться, анализ сводим к рассмотрению этих двух составляющих через уравнения равновесия (сумма равна нулю или X+G*sinQ=P где P это тяга)
Это всё не сложно, зато отпадёт потребность в длинных (запутанных) рассуждениях.