Проект ультралегкого до 115 кг в процессе

[-SNIM-]

Как расположен элерон относительно крыла? Чем руководствовались при выборе этого положения?

Руководствовался своим опытом и знанием этих вопросов, подкрепленных изучением соответствующих разделов профильной литературы .К примеру "Острославский -Титов" или "СУтугин" или -полно еще всего.

 

[-SNIM-]

Скажите, а какое у данного аппарата аэродинамическое качество? Вы как то это предварительно рассчитывали и проверяли потом?

Как правило, в базах данных профилей на Рейнольдс миллион (примерно наш) и бесконечное удлиннение, кривуля присутствует.
Пересчитиваем по предлагаемым в любых атласах профилей методик на свое удлиннение и строим ее в пропорциональных координатах С.угр С.икс.
Составив сводку сопротивлений, кроме крыла ( а эта задача достаточно многовариативная для данного класса ЛА, так как все в потоке и все торчит и как считать -черте знает.) Я взял просто площадь поперечника как Цэикс равновеликой пластины, но разные отношения сторон дают тоже разные цэиксы . Поэтому так +- палец.
Затем сдвигам нашу поляру вправо на величину придуманного нами Цэикса. Это и будет поляра нашего ЛА.
Из 0.0 проводим касательную . Ее тангенс угла с осью абсцисс и есть качество макс. Получим разброс гдето 7-13.

Теперь применим метод "Обратного инжениринга"-из практического летания.
Метод замера скоростей Vx. Vy. при выключенной С.У. неприменим в связи с тем, что мотор снабжен центробежной муфтой и В.В. авторотирует на планировании.
Но на вариометре при мак.с газе вижу сам лично от 1.9 до 3.2 м * сек(-1) . Учитывая потоки, инерцию , градиент давления и температуры по высоте и личную гиперболу, осредняем верт. скорость до 2.45 м *сек^-1. Принимая кпд движетеля (возд. винт) 0.65, папортную мощность С.У. 36 hp., по известной формуле получаем качество 7.94

Гдето както так

 

[Alesster]

Как правило, в базах данных профилей на Рейнольдс миллион (примерно наш) и бесконечное удлиннение, кривуля присутствует.
Пересчитиваем по предлагаемым в любых атласах профилей методик на свое удлиннение и строим ее в пропорциональных координатах С.угр С.икс.
Составив сводку сопротивлений, кроме крыла ( а эта задача достаточно многовариативная для данного класса ЛА, так как все в потоке и все торчит и как считать -черте знает.) Я взял просто площадь поперечника как Цэикс равновеликой пластины, но разные отношения сторон дают тоже разные цэиксы . Поэтому так +- палец.
Затем сдвигам нашу поляру вправо на величину придуманного нами Цэикса. Это и будет поляра нашего ЛА.
Из 0.0 проводим касательную . Ее тангенс угла с осью абсцисс и есть качество макс. Получим разброс гдето 7-13.

Теперь применим метод "Обратного инжениринга"-из практического летания.
Метод замера скоростей Vx. Vy. при выключенной С.У. неприменим в связи с тем, что мотор снабжен центробежной муфтой и В.В. авторотирует на планировании.
Но на вариометре при мак.с газе вижу сам лично от 1.9 до 3.2 м * сек(-1) . Учитывая потоки, инерцию , градиент давления и температуры по высоте и личную гиперболу, осредняем верт. скорость до 2.45 м *сек^-1. Принимая кпд движетеля (возд. винт) 0.65, папортную мощность С.У. 36 hp., по известной формуле получаем качество 7.94

Гдето както так

Понятно. То есть, около 8-ми получается. Но даже если мотор авторотирует всё равно стоило бы знать качество и наивыгоднейшую скорость планирования как раз для случая отказа двигателя. То есть, желательно знать и качество при авторотации.

 

[-SNIM-]

Выглядит очень дорого. Есть ли смысл? Какой в итоге вес консоли получился?

Вес консоли 11.9 кг каркас +170 г./m*m обшивка с лкм=14 кг.

Да. Это ,определенно, все очень дорого и даже еще дороже.
Но, когда на торце, пальчиками ощущая вибрацию на РУДе, двигаешь его вперед на упор ,думаешь:" а не продешевил ли где на чем?"
А так, (см. скрин-откуда то с форума) согласен ,дешевле и безопаснее.

 

[Денис]

High Lift Design - Zenith Aircraft Company

Elevate your aircraft's performance with High Lift Design from Zenith Aircraft Company. Explore our cutting-edge solutions for enhanced flight

zenithair.net

Все мы знаем, что вблизи аэродинамического профиля воздух замедляется из-за трения. Этот замедленный слой воздуха называется пограничным слоем. Пограничный слой становится толще по мере продвижения от передней части аэродинамического профиля к задней кромке крыла. Ещё один фактор — эффект Рейнольдса, который означает, что чем медленнее мы летим, тем толще становится пограничный слой. Трение и эффект Рейнольдса приводят к образованию пограничного слоя толщиной примерно в 1 дюйм в задней части крыла с хордой от 4 до 5 футов, предназначенного для полётов на низких скоростях.

Таким образом, обычный закрылок или элерон отклоняется на 1–2 градуса с очень низкой эффективностью управления, поскольку он отклоняется в не очень аэродинамически активном пограничном слое. Чтобы избежать потери управляемости, флаперон может быть выполнен в виде отдельного небольшого крыла, которое перемещается за пределами пограничного слоя крыла и скользящего потока. Кроме того, такая система флаперонов (которую часто называют «юнкерскими» флаперонами) эффективна даже при больших углах атаки, поскольку она расположена под крылом и, таким образом, продолжает получать «свежий» невозмущённый воздух, даже когда крыло находится под максимальным углом атаки (см. рис. 8).

Ну ахинея ведь!