Вся соль планер Платца в 2-3 брусках и тряпке. Вы уже усложнили ВСЕ.
Парусный планер Р. Платца
D
DesertEagle
Да, необходимая для горизонтального полета тяга равна T=M/K, например если взлетная масса аппарата М=150 кг и качество К=10, то для горизонтального полета нужна тяга T = 150/10 = 15 кг. Для набора, равного скорости снижения, нужно еще столько же тяги. Так что минимальную тягу для нормальных полетов, имхо можно примерно принимать как двухкратную от требуемой для горизонтального полета. Ну, по крайней мере для медленно летающих крыльев, где не такие жесткие требования по скороподъемности и прочему, как у самолетов. Потому что всегда можно отвернуть с малым радиусом от препятствия, безопасно сесть в любой момент с заглушенным двигателем и т.д.. Поэтому скороподъемность +1 м/с на таких аппаратах (мотоподвески на дельтапланах, паралеты и прочие, куда имхо нужно относить и платц) вполне летабельна. Только учтите, что эта тяга из формулы - тяга на полетной скорости, а не статическая.
Другой вариант оценки мощности мотора, это по снижению в парящем полете. Мощность, затрачиваемая гравитацией на планирующий полет, равна P=V*M. Если снижение аппарата с заглушенным двигателем 1.5 м/с, а взлетная масса 150 кг (т.е. вес ~1500 Ньютонов), то мощность P = 1.5*1500 = 2250 Вт. Так как кпд типичных воздушных на таких малых скоростях около 0.55, то двигатель для горизонтального полета должен быть мощностью 2250/0.55=4090 Вт = 5.6 л.с.. Ну или учитывая, что еще нужна возможность набора, то примерно 10 л.с.. Это при условии что аппарат снижается с -1.5 м/с, а какое снижение будет реально, зависит от скорости полета и аэродинамического качества ). Просто скорость снижения можно взять из проги и быстро прикинуть требуемую мощность мотора.
Ну или через качество на конкретной скорости, найти тягу как описано выше, а мощность двигателя определить из эмпирического соотношения, что каждая лошадиная сила мотора дает примерно 3 кг тяги.
P.S. а еще в самой проге есть на одной из закладок возможность рассчитать мощности мотора для обеспечения заданной скороподъемности, но я в него не вникал, надо проверять.
С этим очень согласен! 😉
Спасибо, примерно к этим цифрам приходим также. Если все хотя бы в первом приближении совпадет с реальностью, то может получиться интересный аппарат...
Если рассмотреть направление струй воздуха, сходящих с заднего края крыльев, то понятно, что менять их местами пожалуй не стоит, иначе грот попадет в тень стакселя. Нихт гут... 🙁
Вложения
K
konstantin57
Кстати, только я заметил фразу "...современный вариант планера в 1963 году."?
Если верить википедии умер он в 1966 году. Или это опечатка?
Если верить википедии умер он в 1966 году. Или это опечатка?
При попытках менять угол сечения, симметрично меняются обе половинки. Подскажите плиз, где кнопочка?
Второй вопрос, хочу создать разрыв в центре переднего крыла для более точного моделирования, как это сделать?
ПС Нашел кнопочку, скрутил пловинку, пересчитал, центр сил переместился, кое-что еще изменилось, но как этому дать оценку? На что смотреть нужно?
=лучше упругой,растяжимой плёнкой!
D
DesertEagle
Не знаю ), надо разбираться. Похожая штука есть в XFLR5, которая тоже использует родственный панельный метод расчета. Моделисты по ней как-то определяют управляемость по крену. Поэтому я подумал, что и в Вортексе можно это сделать. Надо искать какие-то боковые моменты или угловые скорости по осям.
Пришел к выводу, что фишка в геометрическом несовпадении центра масс ЦМ и центра силы ЦС. В прямом полете они совпадают, а при перекосе передних крыльев ЦС смещается вправо/лево, и появляется момент вращения, под действием которого ЛА накреняется. Теоретически после этого должен возникнуть выравнивающий момент благодаря U-образной форме крыльев. Если вращающий момент сравнялся с выравнивающим, вращение прекращается. ЛА начинает скользить в сторону крена. Если при этом еще немого взять "ручку" на себя (задрать передние крылья) и увеличить тягу, получится красивый вираж... 😀
В стадии проектирования/ продувки в Вортексе/ частичного изготовления. Заднее крыло в первом варианте готово. Передние в части размеров и конфигурации продуваются Вортексом. Радиомоделисты согласились помогать с аппаратурой, установкой/регулировкой и облетать модель. В общем хочется с первого раза попасть в размеры. По мере появления буду "вылаживать" ;D фотки...
Похоже определился со стреловидностью переднего крыла. 40гр - оптимально. Улучшается управляемость и качество.
Интересно, что Вортекс обсчитывает хренову тучу параметров. Вот для примера рисунок и таблица.
Designer's Name = Noname
Designation (name) of airplane = Noname
Angle of Attack of airplane = 1,49370°
Sideslip Angle of airplane = 0,00000°
Total mass of airplane = 205,00000kg
Total surface (S_tot) of airplane = 14,34000m^2
Lift generating surface (Sl) of airplane = 14,16782m^2
Side-force generating surface (SY) of airplane = 1,03937m^2
Mean Aerodynamic Chord l_my, mean reference chord of all wings = 1,25768m
Wing loading (reference lift generating surface Sl ) = 14,46941kg/m^2 = 144,69407g/dm^2
Lift coefficient (CL_tot) of airplane (reference surface Sl of airplane) = 0,58075
Side-force coefficient total airplane (CY_tot) (reference surface is SY of airplane) = -0,00000
Airplane induced drag coefficient (CDI_tot) (reference surface S_tot of airplane) = 0,02411
Friction Drag (CD_visc) (reference surface is S_tot of airplane) = 0,00922
Interference drag (Cd_int) (reference surface is S_tot of airplane) = 0,00700
Fuselage drag (Cd_fusl) (reference surface is fuselage cross-section S_fusl) = 0,10000
Airplane total drag (CD_tot) = Cdi + Cd_visc + Cd_int + Cd_fusl (reference surface is S_tot of airplane) = 0,04207
Glide Ratio (LD) of airplane = 13,63918
Ascent Ratio (epsilon) of airplane = 10,33139
Sliding Angle of airplane = 4,1933 Grad
Sink Rate (vs) of airplane = 1,46436 m/s
Airspeed (v) of airplane = 19,97265m/s = 71,90154km/h
Moment Coefficients around airplanes Zero-Point (ZP), reference length is l_my
Pitching moment coefficient at airplanes Zero-Point (CM_ZP) (reference surface Sl of airplane) = 0,23004
Yawing moment coefficient at airplanes Zero-Point (CN_ZP) (reference surface S_tot of airplane) = 0,00000
Roll moment coefficient at airplanes Zero-Point (CL_ZP) (reference surface S_tot of airplane) = 0,00000
Moment Coefficient around airplanes centre of gravity (XG), reference length is l_my
Pitching moment coefficient (CM_XG) of airplane (reference surface is Sl) = 0,01274
Yawing moment coefficient (CN_XG) of airplane (reference surface is S_tot) = 0,00000
Roll moment coefficient (CL_XG) of airplane (reference surface is S_tot) = 0,00000
Lift increase around Angle of Attack = 4,09208
Centre of Pressure relativ to Zero-Point of airplane in X-direction CPX = -0,47059m
Centre of Pressure relative to Zero-Point of airplane in Z-direction CPZ = 0,37508m
Centre of Gravity Location (XG) from Zero-Point of airplane in X-direction = -0,47059m
Neutral Point Location (XN) from Zero-Point of airplane in X-direction = -0,44955m
Stability Measure in % of reference chord l_my = 1,67348% = 0,02105m (Distance XP -> XN), negative sign indicates unstable flight
Lift (L) = 2010,33250N
Drag (D) = 147,39393N
Side-force (Y) = -0,00005N
Pitching moment around Zero-Point of airplane (M_ZP) = 1001,33510Nm
Yawing moment around Zero-Point of airplane (N_ZP) = 0,00000Nm
Roll moment around Zero-Point of airplane (L_ZP) = 0,00000Nm
Pitching moment around Centre of Gravity (M_XG) = 55,29111Nm
Yawing moment around Centre of Gravity (N_XG) = 0,00000Nm
Roll moment around Centre of Gravity (L_XG) = 0,00000Nm
Примерный перевод от Гугеля 😉
Имя дизайнера = Noname
Обозначение (имя) самолет = Noname
Угол атаки самолета = 1,49370 °
Угол скольжения самолета = 0,00000 °
Общая масса самолета = 205,00000 кг
Общая площадь (S_tot) самолета = 14,34000 м ^ 2
Поднимите создания поверхности (П) самолета = 14,16782 м ^ 2
Боковые силы генерирующей поверхности (SY) самолета = 1,03937 м ^ 2
Средний аэродинамический l_my аккордов, средний ссылкой аккорд всех крыльев = 1,25768 м
Нагрузка на крыло (ссылка лифт генерации поверхности Q) = 14,46941 кг / м ^ 2 = 144,69407 г / дм ^ 2
Коэффициент подъемной силы (CL_tot) самолета (опорной поверхности Sl самолета) = 0,58075
Боковые силы коэффициент общего самолета (CY_tot) (ссылка поверхности SY самолета) = -0,00000
Самолет индуцированный коэффициент лобового сопротивления (CDI_tot) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,02411
Сопротивления трения (CD_visc) (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,00922
Помехи сопротивления (Cd_int) (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,00700
Фюзеляж сопротивления (Cd_fusl) (ссылка поверхность сечения фюзеляжа S_fusl) = 0,10000
Самолет общего сопротивления (CD_tot) = + Cdi Cd_visc + + Cd_int Cd_fusl (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,04207
Glide Ratio (LD) самолета = 13,63918
Восхождение соотношение (эпсилон) в самолете = 10,33139
Раздвижные угол самолета = 4,1933 град
Скорость снижения (по сравнению) самолета = 1,46436 м / с
Скорость полета (у) = 19,97265 самолете м / с = 71,90154 км / ч
Момент Коэффициенты вокруг самолета Zero-Point (ZP), ссылка длина l_my
Вращающего момента на коэффициент самолетов Zero-Point (CM_ZP) (опорной поверхности Sl самолета) = 0,23004
Рыскание момент коэффициент на самолетах Zero-Point (CN_ZP) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,00000
Ролл момент коэффициент на самолетах Zero-Point (CL_ZP) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,00000
Момент Коэффициент вокруг самолетов центра тяжести (XG), ссылки длина l_my
Вращающего момента коэффициент (CM_XG) самолета (ссылка поверхности Q) = 0,01274
Рыскание момент коэффициент (CN_XG) самолета (ссылка поверхности S_tot) = 0,00000
Ролл момент коэффициент (CL_XG) самолета (ссылка поверхности S_tot) = 0,00000
Поднимите увеличить вокруг угла атаки = 4,09208
Центр давления релятивистских с нулевыми самолета в X-направлении CPX = -0,47059 м
Центр давления по отношению к нулевой точке самолета в Z-направлении CPZ = 0,37508 м
Центр тяжести Местонахождение (XG) из Zero-Point самолета в X-направлении = -0,47059 м
Нейтральном месте Point (XN) от нулевой точки самолета X-направлении = -0,44955 м
Стабильность в меру% от опорного l_my аккорд = 1,67348% = 0,02105 м (расстояние XP -> XN), Отрицательный знак указывает неустойчивый полет
Поднимите (L) = 2010,33250 N
Перетащите (D) = 147,39393 N
Боковые силы (Y) = -0,00005 N
Вращающего момента вокруг нулевой точки самолета (M_ZP) = 1001,33510 Нм
Рыскание момент вокруг нулевой точки самолета (N_ZP) = 0,00000 нм
Ролл момент вокруг нулевой точки самолета (L_ZP) = 0,00000 нм
Вращающего момента вокруг центра тяжести (M_XG) = 55,29111 Нм
Рыскание момент вокруг центра тяжести (N_XG) = 0,00000 нм
Ролл момент вокруг центра тяжести (L_XG) = 0,00000 нм
Специалисту это наверное как бальзам на нервы...
К стати кто-нибудь знает как создать у ЛА определенный угол крена в Вортексе? Второй день не могу сообразить... 😱
Да, аккорды - это хорды в понимании Гугеля... ;D
Интересно, что Вортекс обсчитывает хренову тучу параметров. Вот для примера рисунок и таблица.
Designer's Name = Noname
Designation (name) of airplane = Noname
Angle of Attack of airplane = 1,49370°
Sideslip Angle of airplane = 0,00000°
Total mass of airplane = 205,00000kg
Total surface (S_tot) of airplane = 14,34000m^2
Lift generating surface (Sl) of airplane = 14,16782m^2
Side-force generating surface (SY) of airplane = 1,03937m^2
Mean Aerodynamic Chord l_my, mean reference chord of all wings = 1,25768m
Wing loading (reference lift generating surface Sl ) = 14,46941kg/m^2 = 144,69407g/dm^2
Lift coefficient (CL_tot) of airplane (reference surface Sl of airplane) = 0,58075
Side-force coefficient total airplane (CY_tot) (reference surface is SY of airplane) = -0,00000
Airplane induced drag coefficient (CDI_tot) (reference surface S_tot of airplane) = 0,02411
Friction Drag (CD_visc) (reference surface is S_tot of airplane) = 0,00922
Interference drag (Cd_int) (reference surface is S_tot of airplane) = 0,00700
Fuselage drag (Cd_fusl) (reference surface is fuselage cross-section S_fusl) = 0,10000
Airplane total drag (CD_tot) = Cdi + Cd_visc + Cd_int + Cd_fusl (reference surface is S_tot of airplane) = 0,04207
Glide Ratio (LD) of airplane = 13,63918
Ascent Ratio (epsilon) of airplane = 10,33139
Sliding Angle of airplane = 4,1933 Grad
Sink Rate (vs) of airplane = 1,46436 m/s
Airspeed (v) of airplane = 19,97265m/s = 71,90154km/h
Moment Coefficients around airplanes Zero-Point (ZP), reference length is l_my
Pitching moment coefficient at airplanes Zero-Point (CM_ZP) (reference surface Sl of airplane) = 0,23004
Yawing moment coefficient at airplanes Zero-Point (CN_ZP) (reference surface S_tot of airplane) = 0,00000
Roll moment coefficient at airplanes Zero-Point (CL_ZP) (reference surface S_tot of airplane) = 0,00000
Moment Coefficient around airplanes centre of gravity (XG), reference length is l_my
Pitching moment coefficient (CM_XG) of airplane (reference surface is Sl) = 0,01274
Yawing moment coefficient (CN_XG) of airplane (reference surface is S_tot) = 0,00000
Roll moment coefficient (CL_XG) of airplane (reference surface is S_tot) = 0,00000
Lift increase around Angle of Attack = 4,09208
Centre of Pressure relativ to Zero-Point of airplane in X-direction CPX = -0,47059m
Centre of Pressure relative to Zero-Point of airplane in Z-direction CPZ = 0,37508m
Centre of Gravity Location (XG) from Zero-Point of airplane in X-direction = -0,47059m
Neutral Point Location (XN) from Zero-Point of airplane in X-direction = -0,44955m
Stability Measure in % of reference chord l_my = 1,67348% = 0,02105m (Distance XP -> XN), negative sign indicates unstable flight
Lift (L) = 2010,33250N
Drag (D) = 147,39393N
Side-force (Y) = -0,00005N
Pitching moment around Zero-Point of airplane (M_ZP) = 1001,33510Nm
Yawing moment around Zero-Point of airplane (N_ZP) = 0,00000Nm
Roll moment around Zero-Point of airplane (L_ZP) = 0,00000Nm
Pitching moment around Centre of Gravity (M_XG) = 55,29111Nm
Yawing moment around Centre of Gravity (N_XG) = 0,00000Nm
Roll moment around Centre of Gravity (L_XG) = 0,00000Nm
Примерный перевод от Гугеля 😉
Имя дизайнера = Noname
Обозначение (имя) самолет = Noname
Угол атаки самолета = 1,49370 °
Угол скольжения самолета = 0,00000 °
Общая масса самолета = 205,00000 кг
Общая площадь (S_tot) самолета = 14,34000 м ^ 2
Поднимите создания поверхности (П) самолета = 14,16782 м ^ 2
Боковые силы генерирующей поверхности (SY) самолета = 1,03937 м ^ 2
Средний аэродинамический l_my аккордов, средний ссылкой аккорд всех крыльев = 1,25768 м
Нагрузка на крыло (ссылка лифт генерации поверхности Q) = 14,46941 кг / м ^ 2 = 144,69407 г / дм ^ 2
Коэффициент подъемной силы (CL_tot) самолета (опорной поверхности Sl самолета) = 0,58075
Боковые силы коэффициент общего самолета (CY_tot) (ссылка поверхности SY самолета) = -0,00000
Самолет индуцированный коэффициент лобового сопротивления (CDI_tot) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,02411
Сопротивления трения (CD_visc) (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,00922
Помехи сопротивления (Cd_int) (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,00700
Фюзеляж сопротивления (Cd_fusl) (ссылка поверхность сечения фюзеляжа S_fusl) = 0,10000
Самолет общего сопротивления (CD_tot) = + Cdi Cd_visc + + Cd_int Cd_fusl (ссылка поверхности S_tot самолета) = 0,04207
Glide Ratio (LD) самолета = 13,63918
Восхождение соотношение (эпсилон) в самолете = 10,33139
Раздвижные угол самолета = 4,1933 град
Скорость снижения (по сравнению) самолета = 1,46436 м / с
Скорость полета (у) = 19,97265 самолете м / с = 71,90154 км / ч
Момент Коэффициенты вокруг самолета Zero-Point (ZP), ссылка длина l_my
Вращающего момента на коэффициент самолетов Zero-Point (CM_ZP) (опорной поверхности Sl самолета) = 0,23004
Рыскание момент коэффициент на самолетах Zero-Point (CN_ZP) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,00000
Ролл момент коэффициент на самолетах Zero-Point (CL_ZP) (опорной поверхности S_tot самолета) = 0,00000
Момент Коэффициент вокруг самолетов центра тяжести (XG), ссылки длина l_my
Вращающего момента коэффициент (CM_XG) самолета (ссылка поверхности Q) = 0,01274
Рыскание момент коэффициент (CN_XG) самолета (ссылка поверхности S_tot) = 0,00000
Ролл момент коэффициент (CL_XG) самолета (ссылка поверхности S_tot) = 0,00000
Поднимите увеличить вокруг угла атаки = 4,09208
Центр давления релятивистских с нулевыми самолета в X-направлении CPX = -0,47059 м
Центр давления по отношению к нулевой точке самолета в Z-направлении CPZ = 0,37508 м
Центр тяжести Местонахождение (XG) из Zero-Point самолета в X-направлении = -0,47059 м
Нейтральном месте Point (XN) от нулевой точки самолета X-направлении = -0,44955 м
Стабильность в меру% от опорного l_my аккорд = 1,67348% = 0,02105 м (расстояние XP -> XN), Отрицательный знак указывает неустойчивый полет
Поднимите (L) = 2010,33250 N
Перетащите (D) = 147,39393 N
Боковые силы (Y) = -0,00005 N
Вращающего момента вокруг нулевой точки самолета (M_ZP) = 1001,33510 Нм
Рыскание момент вокруг нулевой точки самолета (N_ZP) = 0,00000 нм
Ролл момент вокруг нулевой точки самолета (L_ZP) = 0,00000 нм
Вращающего момента вокруг центра тяжести (M_XG) = 55,29111 Нм
Рыскание момент вокруг центра тяжести (N_XG) = 0,00000 нм
Ролл момент вокруг центра тяжести (L_XG) = 0,00000 нм
Специалисту это наверное как бальзам на нервы...
К стати кто-нибудь знает как создать у ЛА определенный угол крена в Вортексе? Второй день не могу сообразить... 😱
Да, аккорды - это хорды в понимании Гугеля... ;D
Вложения
Коллеги, интересует еще один неформальный вопрос. Существуют ли в авиаторской среде какая-нибудь традиция генерирования названий ВС?. Ну там например Блохи, Стрижи, КриКри, Этажерки понятно, а допустим женские имена используются? Вот допустим назвали АН 225 МРИЯ (мечта), а скажем Пенелопа, или Маруся можно?
"накренил" ЛА, тупо придав наклон (Дихедрал) каждому элементу крыльев. Кроме того скрутил (геометрическим твистом) переднее крыло. Обсчитал, поскольку ЦМ и ЦС совпали (это видно из рисунка) , прихожу к выводу, что момент по крену от "крутки" передних крыльев и выравнивающий момент сравнялись. Хотелось бы получить комментарии от "профессоров", правильно мы тут все понимаем? 😱 И вообще, в ту ли сторону гребем-то?
Вложения
Similar threads
- DesertEagle
- Самодельные СЛА