Самолет из пеноплекса (знатоки посоветуйте)
-
- Теги
- самоделка
Thread moderators:
Faaurt
- Откуда
- Магнитогорск
Добавить хвостовой стабилизатор в схему безхвостки?
- Откуда
- Магнитогорск
А что в ней "чудесного"?
Закрылков нет, и не будет, а значит, отношение скоростей посадочной к максимальной будет как у утки, у которой тоже нет закрылков. Смысл?
- Откуда
- Магнитогорск
Я здесь исключительно с академическим интересом в плане ЭППС против алюминия.
Хотя сейчас подумываю над тем, что если передние 50% крыла выгнуть из листа люминя и посадить на заклёпки только на задние края, то целых 50% крыла окажутся готовыми для ламинарного обтекания. А задние 50% - всё равно уже в турбулентном потоке будут, поэтому там можно начинать клепать всё подряд.
Поэтому готов вступить в "братство 13"
Такое же как отношение ваших реальных действий к вопросам и рассуждениям. 3-и сутки пошли, как вы сверлите голову отбитыми вопросами и рассужденияви в чужой теме про самолет из пеноплекса со своими хотелками 495кг которые в итоге вылились в 3х местный с багажом 930кг.... Хватит курить спайс....
А закрылки там как на егорыче, равноотклоняемые элероны.... ахахахахахахахах ахахахахахахахах ахахахахахахах ОРУ
Очевидно...... Проводите время с пользой для души и тела так сказать)))) дрдрдрдр
- Откуда
- Магнитогорск
Зачем нужен эскиз самолёта "по Егорычу"?
У них же у всех пропорции одинаковы.
Отличается только размах крыльев в зависимости от взлётной массы.
text | calc | units | value | formula | name |
Время полёта | 5 | h | 5 | NULL | flighttime |
Вес пилота | 75 | kg | 75 | NULL | pilotw |
Вес пассажира | 75 | kg | 75 | NULL | passengerw |
Число пассажиров | 3 | count | 3 | NULL | passengers |
Спецгруз | 8 | kg | 8 | NULL | catndogw |
Вес багажа на пассажира | 23 | kg | 23 | NULL | baggagew |
Вес силовой установки | 240 | kg | 240 | NULL | enginew |
Скорость сваливания | 65 | km/h | 65 | NULL | stallspeed |
GAW-1 | NULL | text | NULL | NULL | airfoilname |
Эксплуатационная перегрузка | 4 | ratio | 4 | NULL | overload |
Удлинение крыла (свободнонесущие: 5-7, подкосные - 7-9) | 6 | ratio | 6 | NULL | wingext |
Удлинение горизонтального оперения (4-4.5) | 4 | ratio | 4 | NULL | htailext |
Сужение ГО (не более 2) | 1 | ratio | 1 | NULL | htailnarr |
Относительная толщина профиля ГО (8-10%) | 0,09 | ratio | 0,09 | NULL | htailhtw |
Плечо ВО - расст. от 25% хорды до 25% хорды ВО (2-3 хорды крыла) | 3 | NULL | 3 | NULL | vtaillever |
Плечо ГО - расст. от 25% хорды до 25% хорды ГО (2-3 хорды) | 3 | ratio | 3 | NULL | htaillever |
Соотношение площади ГО к площади крыла | 0,2 | ratio | 0,2 | NULL | htailstowings |
Отношение площади ВО к площади крыла (8 - 10%) | 0,1 | ratio | 0,1 | NULL | vtailstowings |
Соотношение площади РВ к площади ГО (30 - 50% площади ГО) | 0,4 | ratio | 0,4 | NULL | elevatorstohtails |
Удлинение однокилевого вертикального оперения (не менее 1.5) | 2 | ratio | 2 | NULL | vtailext |
Относительная толщина профиля ВО (8-10%) | 0,09 | ratio | 0,09 | NULL | vtailttw |
Отношение площади РН к площади ВО (40 - 55%) | 0,5 | ratio | 0,5 | NULL | rudderstovtails |
Отношение длины элеронов к размаху крыла | 0,5 | ratio | 0,5 | NULL | aileronstowingspan |
Отношение хорды элерона к хорде крыла | 0,2 | ratio | 0,2 | NULL | aileronwtowingchord |
Вес топлива | 360 | kg | NULL | <flighttime>*0.3*<enginew> | fuelw |
Вес полезной нагрузки | 737 | kg | NULL | <fuelw>+<pilotw>+(<passengerw>+<baggagew>)*<passengers>+<catndogw> | payload |
Максимальный взлётный вес (по Егорычу) | 1954 | kg | NULL | 2*(<payload>+<enginew>) | totalmass |
Вес крыла (по Егорычу) | 332,18 | kg | NULL | <totalmass>*0.17 | wingw |
Вес фюзеляжа (по Егорычу) | 293,1 | kg | NULL | <totalmass>*0.15 | bodyw |
Вес оперения (по Егорычу) | 78,16 | kg | NULL | <totalmass>*0.04 | tailw |
Вес шасси (по Егорычу) | 146,55 | kg | NULL | <totalmass>*0.075 | wheelsw |
Вес систем управления (по Егорычу) | 39,08 | kg | NULL | <totalmass>*0.02 | controlsw |
MTOM во втором приближении (по Егорычу) | 1866,07 | kg | NULL | <wingw>+<bodyw>+<wheelsw>+<tailw>+<controlsw>+<enginew>+<payload> | totalmass2 |
Разница веса в первом и втором приближении (по Егорычу) | 87,93 | kg | NULL | abs(<totalmass>-<totalmass2>) | massdiff |
Отношение весов первого и второго приближения (по Егорычу) | 4,5 | % | NULL | 100*abs(<totalmass>-<totalmass2>)/<totalmass> | massdiffratio |
Максимальный Су профиля | 1,54 | ratio | NULL | air.getmaxairfoilcy(<airfoilname>) | cymax |
Взлётный Су | 2 | ratio | NULL | <cymax>*1.3 | cymaxmeh |
Предполагаемая взлётная скорость | 78 | km/h | NULL | 1.2*<stallspeed> | takeoffspeed |
Предполагаемая взлётная скорость | 21,67 | m/s | NULL | <takeoffspeed>*1000/3600 | takeoffspeedms |
Площадь крыла из взлётной скорости | 32,32 | m2 | NULL | 2*<totalmass2>*9.8/(<airdensity>*<cymaxmeh>*<takeoffspeedms>*<takeoffspeedms>) | wingsbytakeoff |
Площадь крыла (по Егорычу) | 45,67 | m2 | NULL | 207*<totalmass2>/(<cymaxmeh>*<stallspeed>*<stallspeed>) | wings |
Размах крыла (из площади по Егорычу) | 16,55 | m | NULL | sqrt(<wings>*<wingext>) | wingspan |
Хорда крыла | 2,76 | m | NULL | <wings>/<wingspan> | chord |
Высота профиля крыла | 0,47 | m | NULL | air.getairfoilhtw(<airfoilname>)*<chord> | wingh |
Площадь профиля крыла | 0,88 | m2 | NULL | air.getairfoilstw(<airfoilname>)*<chord>*<chord> | wingps |
Площадь элеронов | 4,57 | m2 | NULL | <aileronwtowingchord>*<chord>*<aileronstowingspan>*<wingspan> | aileronss |
Длина одного элерона | 4,14 | m | NULL | <aileronstowingspan>*<wingspan>/2 | aileronl |
Ширина элерона | 0,55 | m | NULL | <aileronwtowingchord>*<chord> | aileronw |
Площадь ГО | 9,13 | m2 | NULL | <wings>*<htailstowings> | htails |
Размах ГО | 6,04 | m | NULL | sqrt(<htails>*<htailext>) | htailspan |
Хорда ГО | 1,51 | NULL | NULL | <htails>/<htailspan> | htailchord |
Коэффициент статического момента площади ГО (0.45 - 0.5) | 0,6 | ratio | NULL | <htails>*<htaillever>*<chord>/(<wings>*<chord>) | htailstaticmom |
Площадь вертикального оперения | 4,57 | m2 | NULL | <vtailstowings>*<wings> | vtails |
Площадь руля высоты | 3,65 | m2 | NULL | <elevatorstohtails>*<htails> | elevators |
Высота хвостового оперения | 3,02 | m | NULL | sqrt(<vtails>*<vtailext>) | vtailh |
Коэффициент статического момента площади ВО (0.04 - 0.05) | 0,05 | ratio | NULL | <vtails>*<vtaillever>*<chord>/(<wings>*<wingspan>) | vtailstaticmom |
Хорда вертикального оперения | 1,51 | m | NULL | <vtails>/<vtailh> | vtailchord |
Площадь руля управления | 2,28 | m2 | NULL | <rudderstovtails>*<vtails> | rudders |
Плотность воздуха | 1,204 | kg/m3 | 1,204 | NULL | airdensity |
Какие ещё параметры интересуют?
Тут не правильно ВСЕЁЁЁЁЁ ВООБЩЕ!!!! Если готовы акститься пишите в личку
Если в 2-х словах то у вас уже должно быть полное концептуальное видение самолета в голове и ответ на все вопросы просчетом в голове всех нюансов постройки. и начинается это все с первичного рисунка.... А если вы просто берете фантазийные ТТХ и хотите подогнать самолет под них а не их под самолет то получается шляпа...
А с тем что вы указали.. У вас хотя бы в момент балансировки и установки крыла начнутся неразрешимые пляски с бубном.... Да и почти на каждом шагу они у вас будут....
Денис
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Уссурийск, Приморский край
Лучше ПГО - зачётная Утка получится...
Вот когда-нибудь разживусь двумя ТРД обязательно попробую.... Ток куда там ПГО? Места ж нет.... И вопрос ,не смог найти инфу да и не копал особо ибо это не своевременно и все же немного фантазийно , может вы ответите: как управлять по тангажу в данной конструкции и как обеспечивать путевую устойчивость без ВО....
(утка это где крылья сзади а спереди пго а тут наоборот крыло с двигателями ц.т спереди...) Допустим даже сделать крутку как на летающем крыле которая бутет изменять положение ц.т в зависимости от угла атаки и тем самым балансировать момент тангажа но у именно этого звездолета крыло слишком короткое для этого ,прямое без крутки и малой стреловидности (малый диапазон даже еслиб была крутка) единственный вариант это прилепить на эту балку за кабиной ГО и ВО но я надеюсь все же решение найдется.
Вы правы, будет эвишная летабла на 2-х ТРД , цельнолюминевая стильная уникальная и вообще что то реально космическое, Там и тяга и даже сам фюзеляж несущий... С точки зрения аэродинамики щикарно (голосом Картмана) ))))) Давайте помечтаем))))
Можно для красоты вот такое поставить и убить 2/3 зайцев)) , Но всеравно ставить... Уже не будет прям как в оригинале....
Расслабьте мозг. Возьмите прочность стеклотекстолита из любого источника минус лапоть-другой поправки на то что делаете не на заводе, приложите синусы, косинусы и прочие такие штуки. А ещё лучше бросьте это и займитесь практикой.
Денис
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Уссурийск, Приморский край
1. V-образное оперение на то и V-образное, что одновременно работает и как вертикальное, и как горизонтальное. Синхронное отклонение рулей вверх/вниз управляет по тангажу, а вправо/влево по курсу.
2. Крутка на летающем крыле не меняет положения ЦТ - ЦТ всегда постоянен. Крутка у ЛК даёт стабилизирующий момент за счёт отрицательной подъёмной силы и только при наличии значительной стреловидности обеспечивающей достаточное балансировочное плечо. В остальных случаях стабилизация обеспечивается либо применением самоустойчивых S-образных профилей, либо рулями высоты - для этого даже кто-то (по моему Калинин на К-12 "Жарптица", но могу ошибаться) применил подвесные рули высоты и элероны имеющие перевёрнутый крыльевой профиль. Но, при таком виде стабилизации, для обеспечения достаточного линейного разбега центровок, приходится увеличивать САХ крыла уменьшая его удлинение, что ещё больше снижает и без того не высокое аэродинамическое качество.
- Откуда
- Магнитогорск
Там стеклоткань имеет разные прочностные характеристики в разных направлениях (основа/уток).
Так с наскока балку из стеклоткани и углениток не посчитаешь.
Самое главное не понятно что с чем сравнивать:
у Д16Т вроде есть предел текучести, до которого всё меряют: около 290 МПа (непонятно только, что такое за чудо - модуль Юнга и почему он больше усилия на разрыв)
а у стекла вообще не ясно: есть у него текучесть или нет её... сколько там надо брать, чтобы запас был как с алюминием?
А главное вот продаётся стеклоткань и написано: прочность X Н/кг. Что это за величина? Куда её применять? На какие килограммы она указана? Вопросов пока гораздо больше чем ответов.
А они говорят эскиз строй...
Выложу скоро эскиз в отдельной теме.
Не надо сравнивать, надо сначала понять что делать, для чего, как это делать. Оставьте высшие материи тем кто сопромат читал и понял. ПРАКТИКА! Лаптем больше, лаптем меньше... Если у Вас точность до килограмма с погрешностью в центнер то это излишняя точность. Вы сначала постройте хоть что-то, сразу половина вопросов отпадёт и новые появятся. Вот на те новые вопросы отвечать проще и Вам будет понятнее.
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Рассуждения о прочности композитов совершенно подобны чуть более ранним об аэродинамике. И происходят от того же.
Знание рождает скорбь - а это надо?Рассуждения о прочности композитов совершенно подобны чуть более ранним об аэродинамике. И происходят от того же.
- Откуда
- Магнитогорск
Так я даже и в лаптях померять не могу.
Вот к примеру есть такая ткань:
Стеклоткань Т-10-14 ГОСТ 19170-2001
Толщина, мм: 0.23
Поверхностная плотность, г/м²: 290
Плотность основы, нитей/см: 36
Плотность уток, нитей/см: 20
Разрывная нагрузка основы, Н/кг: 2940
Разрывная нагрузка уток, Н/кг: 1568
Ширина, см: 92
Вид переплетения: Сатин 8/3
Как понять, сколькими Ньютонами можно нагружать на растяжение полосу этой ткани шириной 1 метр, чтобы она не порвалась, не потекла и не устала?
И ещё, если мы пропитываем её смолой, то как изменяется ответ на этот же вопрос?