Про роторы.
S
slavka33bis
🙂 Слава. :-[slav сказал(а):
Имеется ввиду отличие между лопастями вертолётов и автожиров.
Можно взять к рассмотрению аппараты одного типаразмера.
🙂 Но не суть.
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
slavka33bis сказал(а):
Об этом уже недавно писалось: момент инерции АЖ-ротора меньше, чем вертолетного, т.к. вертолетному важно держать постоянные обороты, а автожирному - ходить оборотами за изменением нагрузки.
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
@ bvb А какая вам разница? Если дружить с головой, один ротор прослужит много лет.
Байки про то, что роторы - расходный материал, имели место в первые несколько лет освоения АЖ в стране, пока первые пилоты шишки набивали.
Байки про то, что роторы - расходный материал, имели место в первые несколько лет освоения АЖ в стране, пока первые пилоты шишки набивали.
S
slavka33bis
Александр, я конечно дико извиняюсь :-[, но Вы мне позволите(?) попытаться аргументировать своё, слегка, противоположное мнение. :-? :-/AcroBatMan сказал(а):
Во всяком случае, иногда это не есть догма.
Я не имею в виду, автожирные лопасти различных весовых категорий.
Можно взять самые лёгкие. Например, DW.
Вопрос:
Возьмём, к примеру, ротор в 28 футов.
Подскажите, пожалуйста, вес лопасти и расстояние от оси вращения до её ЦТ.
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
slavka33bis сказал(а):
Что-то не видно аргументов.
slavka33bis сказал(а):
Подскажу, если вы сможете внятно объяснить практический смысл своего вопроса.
S
slavka33bis
Пака я, только лишь, испросил Вашего позволения.AcroBatMan сказал(а):
Думаю, что позволили.
Практического смысла, думаю, ни какого.AcroBatMan сказал(а):
Но очень аккуратненько оспорить сложившееся мнение, думаю, попытаться можно.
Просто, из спортивного интереса. :-[
Чтобы поставить очередную точку. :-?
Но мои аргументы, не подкреплённые Вашими цифрами, будут смотреться, мягко говоря, не убедительно. :'(
P.S. Александр, это ни в коем случае не вызов, это просто полезная для меня и других "новичков" дискуссия.
Чем конкретно она может быть полезна? :-/ Тоже не скажу.
Наверное, просто, для общего развития. :-X Всё-таки, интересно же. :🙂 ЖЕ.
Но одно условие.
Значительную разницу окружных скоростей центров масс лопастей автожиров и вертолётов учитывать не будем.
Всё приведём к одному значению.
Значит, можно рассмотреть не моменты инерции ротора и Н.В., а статические моменты их лопастей относительно оси вращения.
И веса аппаратов, так же, лучше привести к одному значению.
Допустим, 485 кг.. Или 500 кг..
S
slavka33bis
AcroBatMan сказал(а):
В беседе о финском калькуляторе Вы упомянули вес лопасти 13 кг., но для 27 футового ротора.
Пол фута к весу лопасти прибавят мало и ЦТ лопасти отодвинут не значительно. По этому примем вес лопасти, равный 13 кг.
Да и ЦТ лопасти, с некоторыми допущениями, предположительно разместим по центру длины лопасти. Так как ЦБГ будет, приблизительно, уравновешен весом элементов крепления лопасти к хабару.
Половина длины хаббара, допустим, будет равна 500 мм.. (ну нету у меня точных данных)
-- Dротора = 8,54 м. (28 футов);
-- R ротора= 4,27 м.;
-- L лоп = 3,77 м.;
-- L цт лоп = 2,39 м. (соответственно, ЦТ находится на относительном радиусе, равном 0,5585 или 0,56);
-- Статический момент лопасти равен 31,07 кг.м.;
-- Статический момент двух лопастей – 62,14 кг.м..
Это для аппарата, весом 485 кг.
Теперь по лопасти Ка-26.
Аэродинамические особенности условий работы, ВВ двух видов, учитывать не будем.
ЦТ этой лопасти находится на относительном радиусе, равном 0,46 (в среднем. Если точно, то у верхнего – 0,4545, у нижнего – 0,4614).
Статический момент всех лопастей НВ Ка-26 относительно оси вращения винта равен 458,757 кг.м..
Но само по себе это число, пока, ни о чём не говорит.
А вот если привести вес вертолёта к значению 485 кг., то все лопасти несущей системы будут весить не 154,14 кг., а станут весить 23 кг. ровно.
Приведённый радиус вертолётного НВ будет равен не 6,5 м., а 3,45 м..
Всё это грубо конечно, но …
Далее.
-- L цт лоп = 1,59 м.;
И в итоге:
-- статический момент всех лопастей НВ будет равен 36, 48 кг.м..
И даже при условии одинаковых концевых скоростей при вращении лопастей ротора и НВ
Скорости их ЦТ будут отличаться довольно значительно.
А именно:
-- Vцт НВ = 69,13 м/сек (при Vокр = 150 м/сек);
-- Vцт Ротора = 83,94 м/сек (так же, при V окр = 150 м/сек).
У вертолётной статмомент ниже и скорость ЦТ ниже.
У автожирной статмомент выше и скорость ЦТ выше.
И в итоге так получается, что момент инерции всех лопастей НВ вертолёта Ка-26, приведённого к взлётному весу 485 кг. и к одинаковым окружным скоростям концов лопастей(больше чем в два разАА) ниже, чем у ротора DW автожира, весом те же 485 кг.
И это мы взяли довольно старенькую разработку вертолёта, которому уже много-много годов.
А если взять относительно свежие разработки вертолётов?
Какие цифры «нарисуются» тогдАА?
По металлическим лопастям вертолётов разница, конечно, будет, но не значительная.
Я не могу найти инфу по лопастям Ми-1, Ми-4, Ми-6, Ми-2 и Ми-8 и других вертолётов.
Хотя, и по лопастям автожиров абсолютно достоверной информации у меня то же нет.
P.S. Я в чём-то ошибся?
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
Строго говоря, разбираться в ваших цифрах нет желания, т.к. тот факт, что автожирному ротору необходим меньший момент инерции, чем вертолетному, придумал не я. Это аргументированно показывается в любом учебнике по теории винтокрылых, пересказывать не буду.
Но даже не глядя на цифры и не вспоминая теорему о неадекватности модели, в ваших построениях есть как минимум одна очевидная ошибка, найти которую, надеюсь, вы сможете сами. Если, конечно, целью ваших изысканий является поиск истины, а не просто доказывание противного любой ценой 😉
Но даже не глядя на цифры и не вспоминая теорему о неадекватности модели, в ваших построениях есть как минимум одна очевидная ошибка, найти которую, надеюсь, вы сможете сами. Если, конечно, целью ваших изысканий является поиск истины, а не просто доказывание противного любой ценой 😉
S
slavka33bis
Я же не об аэродинамике.AcroBatMan сказал(а):
Где неадекватность модели проявит себя в полной красе.
Не спорю.
Но применительно к механике и динамике неадекватность, я так думаю, свои позиции сдаёт без особого боя.
Ни-ни. :-[AcroBatMan сказал(а):
Амбиции засунул в за...у. :'(
Истина дороже.
За истину в горло вцеплюсь любому. Даже в своё. 😡
А о моей очевидной ошибке. Поищу.
Пока не вижу. :-/ Любопытно, эта ошибка ставит(?) с ног нААголову? И логику рассуждений. И самое основное, ВЫВОДЫ. :-?
P.S. Ушёл один из нас. Тех, кто любил небо. Жаль.
bvb
Я люблю строить самолеты!
Я новичок в автожирной жизни . Пока собираю информацию, чертежи, инструмент, материалы, знания. Естественно возникают вопросы. На некоторые я уже получил ответ пролистывая форум. Другие ждут своего решения, но в них я постараюсь разобраться сам. Но вот вопрос на который ответ не найден? Применяется ли в АЖ соосная схема. И если нет то почему?
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
burval сказал(а):
Нет, не применяется, т.к. это привело бы к чрезмерному усложнению (читай - удорожанию и утяжелению) конструкции и увеличению строительной высоты, а плюсов от такой схемы для АЖ не видно вовсе. А если нет плюсов, зачем городить огород, верно? У вертолетов соосная схема позволяет убрать рулевой винт и несколько уменьшить диаметр ротора. В автожире РВ не нужен, а уменьшения диаметра ротора не получится.
ну а вообще тут вот все написано))
http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile
http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile
S
slavka33bis
И З Л О Ж Е Н И Е.
Я считаю так:
От дельтаплана у автожира только то, что диск (который ометаемый) атакуется воздушными массами снизу.
Ну и карданный подвес так же.
Всё-таки, вес качается под условной плоскостью так же, как вес тележки качается под крылом дельтаплана.
И от такого сочленения (не жёсткого) фюзеляжа с «диском» (крылом) появляется необходимость учитывать это при управлении, как дельтапланом, так и автожиром.
Вот на этом все основные сходства автожира с дельтапланом и заканчиваются.
Конечно, в отношении принципа изменения траектории полёта аппаратов.
Дальше начинаются различия:
На дельтаплане при вмешательстве пилота при управлении, крыло поворачивается (относительно одной или нескольких из осей) натурально.
А поворачивает его сила, которая и появляется из-за того, что вес аппарата был перемещён в новое положение относительно крыла.
А вот в отношении ротора так утверждать нельзя.
Я Вам уже писал, что если бы лопасти были закреплены на втулке жёстко
(без ГШ общего-совмещённого или раздельного, не важно)
Вот тогда и можно было бы утверждать, что управление и дельтапланом и автожиром идентичное.
А именно, конкретно, балансирное.
Только в случае с таким ротором, если не брать во внимание опрокидывающий и гироскопический моменты, автожир получился бы значительно медлительней в изменении траектории полёта.
В плане времени отклика на управляющее воздействие пилота.
Да и ручка управления была бы , мягко говоря, потяжелее.
А вот из-за наличия у ротора автожира того самого ГШ автожир и перестаёт быть
балансирно управляемым аппаратом, в полном смысле этого слова.
Своё пространственное положение плоскость вращения ротора изменяет не на прямую от воздействия пилота на Ручку Управления, как это было бы в случае с крылом дельтаплана, а косвенно.
Пилот Ручкой Управления наклоняет ось вращения ротора.
А из-за того, что вращающиеся лопасти имеют ГШ и имеют массу они стремятся оставить плоскость вращения в своей прежней ориентации.
В земных координатах (вселенную затрагивать не будем).
И в результате за каждый оборот ротора у лопасти меняется угол установки и атаки (назовём это так).
Двигаем РУ, допустим, на себя.
Когда ротор находится в азимуте 0-180 градусов (спереди-сзади. Или продольно аппарату),
то ротор повернётся в ГШ а обе лопасти будут иметь одинаковые углы атаки.
А значит и подъёмные силы каждой из лопастей будут одинаковыми.
А вот когда ротор, повернувшись, встанет поперёк аппарата (азимут 90-270 градусов), у наступающей лопасти угол увеличится, а у отступающей уменьшится.
А увеличится и уменьшится этот угол на угол, равный углу на который будет отклонена
ось вращения ротора.
Но этот угол будет равен углу отклонения ротора только пол оборота ротора.
С каждой половиной оборота (если за это время положение оси вращения ротора не изменилось) циклический угол лопастей будет стремиться стать равным углу установки.
Или можно и так сказать:
В момент взятия РУ на себя плоскость вращения останется в том же пространственном положении, а ось вращения наклонится назад.
И плоскость перестанет быть перпендикулярной оси вращения из-за вращающихся масс (лопастей) которые будут работать как гироскоп.
P.S. Это ещё не всё. Спать нужно.
Я считаю так:
От дельтаплана у автожира только то, что диск (который ометаемый) атакуется воздушными массами снизу.
Ну и карданный подвес так же.
Всё-таки, вес качается под условной плоскостью так же, как вес тележки качается под крылом дельтаплана.
И от такого сочленения (не жёсткого) фюзеляжа с «диском» (крылом) появляется необходимость учитывать это при управлении, как дельтапланом, так и автожиром.
Вот на этом все основные сходства автожира с дельтапланом и заканчиваются.
Конечно, в отношении принципа изменения траектории полёта аппаратов.
Дальше начинаются различия:
На дельтаплане при вмешательстве пилота при управлении, крыло поворачивается (относительно одной или нескольких из осей) натурально.
А поворачивает его сила, которая и появляется из-за того, что вес аппарата был перемещён в новое положение относительно крыла.
А вот в отношении ротора так утверждать нельзя.
Я Вам уже писал, что если бы лопасти были закреплены на втулке жёстко
(без ГШ общего-совмещённого или раздельного, не важно)
Вот тогда и можно было бы утверждать, что управление и дельтапланом и автожиром идентичное.
А именно, конкретно, балансирное.
Только в случае с таким ротором, если не брать во внимание опрокидывающий и гироскопический моменты, автожир получился бы значительно медлительней в изменении траектории полёта.
В плане времени отклика на управляющее воздействие пилота.
Да и ручка управления была бы , мягко говоря, потяжелее.
А вот из-за наличия у ротора автожира того самого ГШ автожир и перестаёт быть
балансирно управляемым аппаратом, в полном смысле этого слова.
Своё пространственное положение плоскость вращения ротора изменяет не на прямую от воздействия пилота на Ручку Управления, как это было бы в случае с крылом дельтаплана, а косвенно.
Пилот Ручкой Управления наклоняет ось вращения ротора.
А из-за того, что вращающиеся лопасти имеют ГШ и имеют массу они стремятся оставить плоскость вращения в своей прежней ориентации.
В земных координатах (вселенную затрагивать не будем).
И в результате за каждый оборот ротора у лопасти меняется угол установки и атаки (назовём это так).
Двигаем РУ, допустим, на себя.
Когда ротор находится в азимуте 0-180 градусов (спереди-сзади. Или продольно аппарату),
то ротор повернётся в ГШ а обе лопасти будут иметь одинаковые углы атаки.
А значит и подъёмные силы каждой из лопастей будут одинаковыми.
А вот когда ротор, повернувшись, встанет поперёк аппарата (азимут 90-270 градусов), у наступающей лопасти угол увеличится, а у отступающей уменьшится.
А увеличится и уменьшится этот угол на угол, равный углу на который будет отклонена
ось вращения ротора.
Но этот угол будет равен углу отклонения ротора только пол оборота ротора.
С каждой половиной оборота (если за это время положение оси вращения ротора не изменилось) циклический угол лопастей будет стремиться стать равным углу установки.
Или можно и так сказать:
В момент взятия РУ на себя плоскость вращения останется в том же пространственном положении, а ось вращения наклонится назад.
И плоскость перестанет быть перпендикулярной оси вращения из-за вращающихся масс (лопастей) которые будут работать как гироскоп.
P.S. Это ещё не всё. Спать нужно.
S
slavka33bis
И З Л О Ж Е Н И Е часть вторая.
( Хотя, это» произведение» можно назвать и СОЧИНЕНИЕМ )
Теперь я слегка повторюсь, но с дополнением.
И один нюанс, о котором я ещё не упомянул.
Допустим, пилот наклонил ось вращения назад на пять градусов.
При повороте ротора в поперечное аппарату положение наступающая лопасть увеличит свой угол между плоскостью вращения и хордой профиля лопасти до тех же 5 градусов (в азимуте 90 град).
А с противоположной лопастью произойдёт обратное.
В азимуте 270 её угол максимально уменьшится на те самые 5 град.
А когда ротор повернётся до положения, продольного аппарату, лопасти восстановят свои углы до установочных.
Лопасть в азимуте 90 получит максимальный для данного угла отклонения оси вращения ротора импульс.
А реализует его во взмах вверх только ближе к азимуту 180.
С отступающей произойдёт обратная картинка.
Дальше нюанс.
Плюс к циклическиаэродинамическим ( обзову это таким термином) силам, провоцирующим лопасти на махи (вниз или вверх) эти аэродинамические силы (при РУ на себя- на 90 подъёмная сила лопасти максимальна, а на 270 – сила минимальна ) и импульсы от этих сил, так же, частично будут наклонять плоскость вращения ротора в сторону отступающей лопасти.
А это угловое движение (на бок, на отступающую лопасть) плоскости вращение совместно с угловым вращением ротора вокруг своей оси будут рождать гироскопический момент, который в помощь циклическиаэродинамическим силам так же наклонит ротор в направлении назад.
Это "чудо" будет происходить при отклонении ручки назад не зависимо от направления вращения ротора.
При отдаче РУ от себя будет происходить то же самое, но только в обратных направлениях.
И так же во всех остальных направлениях отклонения ручки.
. . . Происходить это будет не синхронно с наклоном РУ, . . . углам лопастей.
И после выведения несущей системы из относительного равновесия, постепенно плоскость вращения вернётся к перпендикуляру к оси вращения ротора.
И наступит устойчивый режим полёта .
Но до следующего вмешательства пилота в управление автожиром с целью изменить траекторию своего полёта.
( Хотя, это» произведение» можно назвать и СОЧИНЕНИЕМ )
Теперь я слегка повторюсь, но с дополнением.
И один нюанс, о котором я ещё не упомянул.
Допустим, пилот наклонил ось вращения назад на пять градусов.
При повороте ротора в поперечное аппарату положение наступающая лопасть увеличит свой угол между плоскостью вращения и хордой профиля лопасти до тех же 5 градусов (в азимуте 90 град).
А с противоположной лопастью произойдёт обратное.
В азимуте 270 её угол максимально уменьшится на те самые 5 град.
А когда ротор повернётся до положения, продольного аппарату, лопасти восстановят свои углы до установочных.
Лопасть в азимуте 90 получит максимальный для данного угла отклонения оси вращения ротора импульс.
А реализует его во взмах вверх только ближе к азимуту 180.
С отступающей произойдёт обратная картинка.
Дальше нюанс.
Плюс к циклическиаэродинамическим ( обзову это таким термином) силам, провоцирующим лопасти на махи (вниз или вверх) эти аэродинамические силы (при РУ на себя- на 90 подъёмная сила лопасти максимальна, а на 270 – сила минимальна ) и импульсы от этих сил, так же, частично будут наклонять плоскость вращения ротора в сторону отступающей лопасти.
А это угловое движение (на бок, на отступающую лопасть) плоскости вращение совместно с угловым вращением ротора вокруг своей оси будут рождать гироскопический момент, который в помощь циклическиаэродинамическим силам так же наклонит ротор в направлении назад.
Это "чудо" будет происходить при отклонении ручки назад не зависимо от направления вращения ротора.
При отдаче РУ от себя будет происходить то же самое, но только в обратных направлениях.
И так же во всех остальных направлениях отклонения ручки.
. . . Происходить это будет не синхронно с наклоном РУ, . . . углам лопастей.
И после выведения несущей системы из относительного равновесия, постепенно плоскость вращения вернётся к перпендикуляру к оси вращения ротора.
И наступит устойчивый режим полёта .
Но до следующего вмешательства пилота в управление автожиром с целью изменить траекторию своего полёта.
AcroBatMan
Погиб в полете
- Откуда
- en route
Оформление, орфография, чистописание - 5, содержание, увы, - 2. Основные проблемы - неверное понимание работы качельного ротора и принципа управления таким ротором.
Для облегчения понимания ротор нужно рассматривать не как две отдельно живущие лопасти, а как монолитное крыло, под которым на кардане подвешен аппарат. При этом вектор полной тяги ротора рассматривается как перпендикуляр плоскости вращения законцовок ротора, а реакция аппарата на движение ручки - как результат изменения суммарного вектора четырех основных сил аэродинамики. Горизонтальный качельный шарнир служит для компенсации асимметрии подъемной силы даже тогда, когда пилот не двигает ручку управления.
Для облегчения понимания ротор нужно рассматривать не как две отдельно живущие лопасти, а как монолитное крыло, под которым на кардане подвешен аппарат. При этом вектор полной тяги ротора рассматривается как перпендикуляр плоскости вращения законцовок ротора, а реакция аппарата на движение ручки - как результат изменения суммарного вектора четырех основных сил аэродинамики. Горизонтальный качельный шарнир служит для компенсации асимметрии подъемной силы даже тогда, когда пилот не двигает ручку управления.
S
slavka33bis
burval сказал(а):
Вы наверное не обратили внимание.
Я сделал оговорку:- "в полном смысле этого слова."
S
slavka33bis
Я дико извиняюсь.AcroBatMan сказал(а):
Но я не писал о реакции аппарата на движение ручки.
Я писал о реакции самого ротора на движение РУ.
До реакции аппарата я ещё не "дошёл".
Но заблаговременно сообщу, что по реакции аппарата на управляющее воздействие пилота (Вы правы) автожир приближается в плотную к дельтаплану.
То есть, конкретно, балансирное управление обоими типами аппаратов просматривается.
S
slavka33bis
Для AcroBatMan
Хотя, если рассматривать эти два типа летательных средства более глубоко, то,
лично я, вижу довольно существенную разницу между ними.
Даже сточки зрения сходства их реакций на управляющее воздействие пилота.
Всё дело во времени отклика аппаратов на движение РУ и трапеции.
Во всяком случае, в канале управления по тангажу.
:-? А с другой стороны, возможно, что разница во времени на 1…2 секунды – не так уж и существенна для того, чтобы считать это разницей.
:-/ Хотя, может быть по этому Вы и описываете сходство их реакций с обязательным использованием слова "примерно".
Ведь, дельтаплан -- это конкретно балансирноуправляемый самолёт.
В нём с начала передвигается масса, а потом появляется реакция всего аппарата в виде изменения траектории полёта.
В автожире всё происходит наоборот.
А именно, при неизменном положении массы тележки относительно ЦТ всего аппарата органами управления пилот наклоняет вектор результирующей подъёмной силы ротора, и он отходя от центра, в котором были собраны все силы, действующие на аппарат разбалансирует это всё и аппарат начинает менять траекторию своего полёта.
Хотя, если рассматривать эти два типа летательных средства более глубоко, то,
лично я, вижу довольно существенную разницу между ними.
Даже сточки зрения сходства их реакций на управляющее воздействие пилота.
Всё дело во времени отклика аппаратов на движение РУ и трапеции.
Во всяком случае, в канале управления по тангажу.
:-? А с другой стороны, возможно, что разница во времени на 1…2 секунды – не так уж и существенна для того, чтобы считать это разницей.
:-/ Хотя, может быть по этому Вы и описываете сходство их реакций с обязательным использованием слова "примерно".
Ведь, дельтаплан -- это конкретно балансирноуправляемый самолёт.
В нём с начала передвигается масса, а потом появляется реакция всего аппарата в виде изменения траектории полёта.
В автожире всё происходит наоборот.
А именно, при неизменном положении массы тележки относительно ЦТ всего аппарата органами управления пилот наклоняет вектор результирующей подъёмной силы ротора, и он отходя от центра, в котором были собраны все силы, действующие на аппарат разбалансирует это всё и аппарат начинает менять траекторию своего полёта.
Similar threads
