Прямой привод винта от автомобильного двигателя
- Откуда
- Брянская обл.
Так просто принято определять удлинение нагрузкой на размах. Это лучше где нибудь в википедии уточнить. Определять удлинение отношением длины крыла к САХ не прокатило.
Аааа, ну видел что-то подобное в учебниках - масса вместо нормальных и всем привычных килограмм обозначалась в даН - типа этта крутта, этта вам нихухрымухрыы, этта паавиацыоннаму! 🤣 Правда, и в других областях спецы тоже любят чтонть такое завернуть позабористей. Ладно, попробую помучить на этот счёт википедию
M.Gennadij
Я люблю строить самолеты!
Встречал такой критерий, как нагрузка на квадрат размаха. На планере от него будет зависеть скорость снижения, на самолете,скороподъемность. На двух планерах, отличающихся только крыльями и имеющих одинаковый вес, отношение минимальных скоростей снижения будет равно отношению нагрузки на квадрат размаха одного и другого, правда там есть ограничение по Cx.
- Откуда
- Брянская обл.
Все верно! Побоялся по памяти что нибудь наплести, поэтому не стал уточнять. Но про квадрат помнил. Думаю, без этого не смогли бы сделать математическую привязку удлинения к качеству крыла.
А по хорошему, в нашей любительской, так сказать, авиации, достаточно знать, что чем длиннее крыло тем выше его качество, но меньше прочность, и сложнее делать. Вот и решаем, что компромиснее.
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Ну, это как бы, основа основ 😉
Всё верно, она самая.
kg/L²
Если всё правильно понимаю, то нагрузка на площадь S/m² влияет в основном на взлётно-посадочные и манёвренные характеристики, то есть на повышенных углах атаки. А нагрузка на размах уже для нормальных "крейсерских" режимов.
Например по упрощённой эмпирической формуле для расчёта наивыгоднейшей скорости набора высоты, учитывается только масса и размах, то есть нагрузка на размах. Площадь крыла даже рядом не лежала 😎
У современных планёров это значение в районе 1,5...2. У совсем уж рекордных - ближе к единице.
Меня больше интересуют парящие качества аппарата, потому и написал, что для меня нагрузка на размах важнее нагрузки на площадь. Каждый сам выбирает от чего плясать при расчётах. Но вариантов не много, всего два 🙂
Теперь надо придумать как эту теоретическую часть прикрутить к теме о прямом приводе винта 🤣
Коллеги, извините, что не совсем по теме. Летучесть, а лучше сказать максимальное аэродинамическое качество (АК) прямо пропорционально размаху и обратно пропорционально площади в степени 0,5. На одной и той же скорости при уменьшении размаха увеличиваются концевые вихри и перетекания, скос потока за крылом и связанное с этим индуктивное сопротивление. Это характерно видно при прохождении самолетов и планеров границы облаков, тумана, дыма. Крыло, воздействуя на атмосферу, как бы создает в ней податливую "горку", на которую постоянно старается забраться, отбрасывает ее вниз и за счет возникающей со ее стороны силы реакции держится. Чем короче крыло, тем на меньший объем воздуха в единицу времени воздействует крыло, тем с большей скоростью его надо отбросить вниз, тем круче воображаемая "горка", тем больше надо силы тяги или составляющей силы веса, чтобы на ней держаться и не терять скорость. Вот здесь через тягу получилась "прикрутка" к теме.
Есть в аэродинамике формула максимального АК:
Кмакс = 0,5*(π*λэф/Схо)^0,5 = 0,9*(λэф/Схо)0,5
где, λэф – эффективное удлинение крыла = λгеом/(1+Sфмг/S),
где, Sфмг – площадь крыла, перекрытая фюзеляжем, мотогондолами.
Хотя не совсем понятно, при полностью перекрытом крыле Sфмг=S, эффективное удлинение крыла будет λэф = λгеом/2 , считаю понятнее: λэф = λгеом*(1-Sфмг/S)
Геометрическое удлинение крыла λгеом = L^2/S.
Подставляем это в формулу АК:
Кмакс = 0,9*((L^2/S)*(1-Sфмг/S)/Схо)^0,5 = 0,9*L*((1-Sфмг/S)/(S*Схо))0,5
Т.е., ни вес, ни нагрузка на крыло не влияют на максимальное АК. Для его сохранения при увеличении веса и нагрузки на крыло надо увеличивать скорость. Что и делают планеристы, беря водяной балласт для увеличения скорости полета не в ущерб качеству.
Есть в аэродинамике формула максимального АК:
Кмакс = 0,5*(π*λэф/Схо)^0,5 = 0,9*(λэф/Схо)0,5
где, λэф – эффективное удлинение крыла = λгеом/(1+Sфмг/S),
где, Sфмг – площадь крыла, перекрытая фюзеляжем, мотогондолами.
Хотя не совсем понятно, при полностью перекрытом крыле Sфмг=S, эффективное удлинение крыла будет λэф = λгеом/2 , считаю понятнее: λэф = λгеом*(1-Sфмг/S)
Геометрическое удлинение крыла λгеом = L^2/S.
Подставляем это в формулу АК:
Кмакс = 0,9*((L^2/S)*(1-Sфмг/S)/Схо)^0,5 = 0,9*L*((1-Sфмг/S)/(S*Схо))0,5
Т.е., ни вес, ни нагрузка на крыло не влияют на максимальное АК. Для его сохранения при увеличении веса и нагрузки на крыло надо увеличивать скорость. Что и делают планеристы, беря водяной балласт для увеличения скорости полета не в ущерб качеству.
Мне кажется вы здесь не совсем правы. Качество это отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению. А вес и нагрузка имеют полное отношение к подъёмной силе. Они даже иногда равны😆🙂 Представьте ваш самолёт имея определённое лобовое сопротивление при увеличении веса как не удивительно повышает качество.
ДА, ДА именно повышает. При этом и нагрузка на метр возрастает. Для этого можно не городить огород из формул. Достаточно одной К = Су/Сх Да, эта формула не раскрывает всех нюансов, да этого и не нужно в нашем случае. Главное понимать физическую сущность происходящего.
🙂 И, что это понятно......
Что пока ничего не понятно 😄 Но, теперь, по крайней мере понятно в каком направлении копать чтобы разобраться 😉
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Всех буйных адептов аэродинамического качества приглашаю сюда 🙂
А здесь обсуждаем "прямой" привод.
А здесь обсуждаем "прямой" привод.
Хочу внести ясность в этот вопрос. Я как человек прошедший этот путь чётко представляю, что есть, что. Начну с того к чему как правило не прислушиваются когда я говорю о без редукторной схеме. Имеет смысл использовать эту схему когда тяги, выдаваемой этой силовой установкой достаточно, для нормального полёта. Но здесь присутствует психологический фактор. Летая без редуктора вас постоянно преследует мысль, что у вас есть не используемой 80 кг тяги. Это присутствует на двигателях имеющих высокие максимальные обороты. На низко оборотных этого не наблюдается. Вот и вся разница. Да мне нравится без редукторная схема это и невысокие обороты, отсутствие редуктора, гарантия отсутствия ещё одного отказа. Это и экономия средств - стоимость редуктора а это не мало. Но когда вы почувствуете не достаточность тяги вам всё равно придётся перейти к редуктору что я сделал на двухместном самолёте. Или мириться с этим чувством. Вот сей час на Ер 4 я установил редуктор редуктор не мой его придётся вернуть и перейти на без редукторную схему. И всё же глядя как он взмывает и идёт в набор хочется оставить. Не смотря на это я вернусь к без редукторной схеме так как купить редуктор для меня накладно. Ну и, что что я вместо 40м буду разбегаться 80м ну и, что, что вместо 7мс буду набирать высоту с 2,5-3мс Зато я спокоен, что не услышу скрежет из двигателя с последующей его остановкой.
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
При увеличении взлётной массы наверное раза в полтора, как в Вашем случае, скорее всего неправильно пытаться использовать тот же самый двигатель. На Subaru свет клином не сошёлся. Есть интересные алюминиевые агрегаты. Например Honda J-серия V6, SOHC.
При 3000 об/мин без каких либо доработок будет примерно так:
J25 - до 110 л.с.
J30 - до 120 л.с.
J32 - до 130 л.с.
J35 - до 140 л.с.
J37 - до 150 л.с.
Но пик момента выше 3000, поэтому очень желательно перешлифовывать кулачки распредвалов.
Габариты блоков абсолютно одинаковые (про J25 инфы не нашёл). По длине короче чем субаровский EZ30/36, не только из-за меньшего межцилиндрового расстояния, но и по количеству коренных шеек коленвала - четыре против семи! Так же два распредвала на хонде, против четырёх на субару - это как минимум легче, проще и надёжней. Ну и V-образник компактнее оппозита.
Я к тому, что не самолёт проектируется под двигатель, а подбирается двигатель под требуемые характеристики самолёта.
Имхо естественно.
А информация по их весу есть?
Const163 сказал(а):
Вот, так сказать, первая примерка. Определял размеры моторамы для центровки. Надеюсь, в этом году добраться до аэродрома)
Здравствуйте! Как продвигается проект? Насколько близко к аэродрому?
Вот, так сказать, первая примерка. Определял размеры моторамы для центровки. Надеюсь, в этом году добраться до аэродрома)
Здравствуйте! Как продвигается проект? Насколько близко к аэродрому?
В математике всегда несколько правильных решений но выбирается одно. Почему я использую Субару нет это не потому, что он единственно правильный а потому, что компонуется гораздо удобней чем другие. Во всяком случае на моих самолётах. он короткий и это очень важно для моей схемы. Представьте я установил рядный двигатель он уйдёт в перёд как минимум на полтора цилиндра + редуктор, его длина. Вот и весь сказ. Я использую Субару двухвальную. Понимаю скоро лафа кончится, век двухвальных отошёл, и нашим производителям ( бизнесмэнам) пора задуматься. О выпуске хорошего аппозита. И это ведь не сложно, сложнее переломить психологию. Вернуть в сознание советское значит отличное. Чтобы народ искал надпись сделано в России.
Почему не правильно? Я сохраняя все параметры и минимум переделок получаю достойные характеристики. Что такое перешлифовать распредвалы. Для человека в гаражных условиях. Спецов на этот счёт раз два и обчёлся. Я понимаю если уже есть доведённая силовая установка копирнул и всё. Но придётся проводить анализ и подгонку и не факт что обойдётесь одним запоротым распредвалом. А тут просто тупо установил редуктор ременной и уже налетал около 50 часов полёт нормальный.
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Неизвестно в какой комплектации он у вас будет. Может выкинете все мозги и поставите карбюратор. Или оставите мозг родной, с кучей проводов и нагородите увесистых обманок на ненужные датчики.
Например, на wikimotors указан вес для:
EZ30/36 - 180 кг
J32 - 175 кг
J35 - 250 кг
Ну это же бред. Неизвестно как они замеряли.
Similar threads
