Вопросы к В.П.Лапшину

[Lapshin]

сотрудничество удаленно возможно?

Возможно, позже будут объемы. Пока мне нужен, грубо говоря, помощник, служащий мне руками, ногами, и, по мере вхождения, головой. А автономных задач на этом этапе нет.
Но я должен четко понимать - кому, что и как можно поручить.
Поэтому, поделитесь информац Илией о своей, компетенции по vp.lapshin@bk.ru.

 

[Михаил83]

Мне, например, приходилось когда-то снять с 30-киловаттного мотора более 300 кГ тяги, используя рулевой винт от Ми-2.

Владимир Павлович, скажите пожалуйста, нет ли здесь опечатки?

 

[Lapshin]

Владимир Павлович, скажите пожалуйста, нет ли здесь опечатки?

Нету, мало того - тяга доходила до 370 кГ , т.е. более 12 кГ на киловатт.
Стенд, на котором проводились замеры, располагали за корпусом каф. 310 МАИ, все было задокументировано, запротоколировано...
Собственно, ничего сверхъестественного нет, винт диаметром 2.7 м такую тягу на месте и должен давать - но со скоростью тяга быстро упадет.

 

[Михаил83]

Если рассматривать такие варианты:
1. Два РМЗ-250 вроде Кри-Кри или Феникс М5 (с толкающими винтами над крыльями)
2. Один четырёхтактный 2V78F-2A или LC2V80FD (вдвое меньшей мощности, но массой аналогичной двум РМЗ-250)
Какой вариант будет более надёжным в плане отказоустойчивости?
При условии, что один РМЗ-250 будет способен минимально обеспечивать горизонтальный полёт.

 

[aerik]

Если рассматривать такие варианты:
1. Два РМЗ-250 вроде Кри-Кри или Феникс М5 (с толкающими винтами над крыльями)
2. Один четырёхтактный 2V78F-2A или LC2V80FD (вдвое меньшей мощности, но массой аналогичной двум РМЗ-250)
Какой вариант будет более надёжным в плане отказоустойчивости?
При условии, что один РМЗ-250 будет способен минимально обеспечивать горизонтальный полёт.

😱 😱😱😳

 

[Lapshin]

Если рассматривать такие варианты:
1. Два РМЗ-250 вроде Кри-Кри или Феникс М5 (с толкающими винтами над крыльями)
2. Один четырёхтактный 2V78F-2A или LC2V80FD (вдвое меньшей мощности, но массой аналогичной двум РМЗ-250)
Какой вариант будет более надёжным в плане отказоустойчивости?
При условии, что один РМЗ-250 будет способен минимально обеспечивать горизонтальный полёт.

Мои симпатии на стороне четырехтактного: помимо удержания в ГП, надо обеспечить прямолинейное движение. А винт в стороне от пл. симметрии создаетткренящий и разворачивающий, моменты, парированиемкоторых отнюдь не бесплатно в плане сопротивления. Я молчу про потребный градиент, уход на второй круг, выпущенную вспосадочное положение, механизацию...
А мотор от миниэлектростанции может работать месяцами без перерыва.

 

[Михаил83]

Владимир Павлович,
если разместить двигатель за пилотом и передавать энергию вперед на тянущий винт с помощью лёгкого трубчатого вала с редуктором спереди,
то как, по Вашим ощущениям, компенсирует ли применение схемы центроплана или верхнеплана (по сравнению с низкопланом) потери на вес вала?
Понимаю, что потери так же будут и на усиление конструкции для пассивной безопасности,
но основная цель здесь - сдвинуть крыло максимально назад при сохранении классической аэродинамической схемы.

 

[Lapshin]

На Аэрокобре так и сделано. Проанализировать преимущества и недостатки такой схемы предлагаю самому, без моей, помощи - материалов предостаточно.

 

[Lapshin]

Друзья мои.
Сегодня, роясь по сусекам на даче, обнаружил некоторое количество доставшихся по случаю вот таких изделий. Понимая малую вероятность начала постройки самодельного ЛА (к счастью, до сих пор сохраняется, возможность проф. разработки своих проектов), эти изделия вряд ли будут востребованы, поэтому, с желающими реальными самоделами могу поделиться. Условие, собственно, в уверенности, что будут использованы в деле, а также в нежелании для этого сколь-нибудь утруждаться.
Контакты через личку.

Тандерчики авиационные. Вилки под 6 мм.

 

[Михаил83]

Владимир Павлович,
заранее прошу прощения если спрашиваю очевидную вещь,
но мне не даёт покоя то, что при расчёте максимальной эксплуатационной нагрузки на крыло в тех формулах,
которые я видел, взлётная масса просто умножается на максимальную эксплуатационную перегрузку.
Однако если воспринимать максимальную эксплуатационную перегрузку как то, что мы хотим увидеть на
акселерометре в кабине, то очевидно, мы должны учитывать и потери на стабилизацию.
Ведь крыло должно нести не только перегруженный вес самолёта, но и стабилизирующий момент от ГО.
Или же эксплуатационная перегрузка - это не показания акселерометра в кабине, а некая абстрактная величина?

 

[Миг-17ф]

Владимир Павлович,
заранее прошу прощения если спрашиваю очевидную вещь,
но мне не даёт покоя то, что при расчёте максимальной эксплуатационной нагрузки на крыло в тех формулах,
которые я видел, взлётная масса просто умножается на максимальную эксплуатационную перегрузку.
Однако если воспринимать максимальную эксплуатационную перегрузку как то, что мы хотим увидеть на
акселерометре в кабине, то очевидно, мы должны учитывать и потери на стабилизацию.
Ведь крыло должно нести не только перегруженный вес самолёта, но и стабилизирующий момент от ГО.
Или же эксплуатационная перегрузка - это не показания акселерометра в кабине, а некая абстрактная величина?

Прошу прошения у ВП, вопрос вам Михаил, бывает ли просадка по инерции самолета при выходе из крутого пике?) Ответ-не бывает никогда. Вот там и ответ на ваш вопрос

 

[Михаил83]

Прошу прошения у ВП, вопрос вам Михаил, бывает ли просадка по инерции самолета при выходе из крутого пике?) Ответ-не бывает никогда. Вот там и ответ на ваш вопрос

Заставляете брать грех на душу.
Просадка по инерции - что за термин?
Просадка по инерции вниз на выходе из пике случается у органов пилота, что и ощущается им как перегрузка.
"Подъёмная" сила ГО и в горизонтальном полёте и, тем более при выводе из пикирования, направлена против подъёмной силы крыла
и заставляет последнюю компенсировать собой не только вес самолёта, но и себя, заставляя крыло выдерживать больше,
чем просто показания акселерометра в кабине умноженные на вес ЛА.
Прошу считать это сообщение иллюстрацией к моему последнему вопросу.

 

[Миг-17ф]

Глупости пишите. Чушь просто несусветная. Итоговая перегрузка равна итоговой подъёмной силе на заданном режиме скорости и угла атаки ( с автоматическим вычетом всего что вы там хотите) разделённой на массу самолета. Иначе самолёт из пике не вышел бы. Какая подъёмная сила в итоге есть, ровно такая же перегрузка( делить на массу самолета)

 

[Михаил83]

Глупости пишите. Чушь просто несусветная. Итоговая перегрузка равна итоговой подъёмной силе на заданном режиме скорости и угла атаки ( с автоматическим вычетом всего что вы там хотите) разделённой на массу самолета. Иначе самолёт из пике не вышел бы. Какая подъёмная сила в итоге есть, ровно такая же перегрузка( делить на массу самолета)

Продолжаете подводить под монастырь...
Итоговая подъёмная сила - это что? Подъёмная сила крыла минус опускающая сила стабилизатора? И зачем она мне?
Речь конкретно о максимальной эксплуатационной нагрузке на крыло.
Которая используется для расчёта лонжерона.
Внимательнее надо вопрос читать прежде чем писать про чушь и глупости.

 

[Миро-Бг]

Речь конкретно о максимальной эксплуатационной нагрузке на крыло.

В каждой книге по оценке прочности самолета для разных случаев расчета A, B, C и т. д. это дается. С соответствующими коеффициент безопасности. С соответствующим положением центра давления по хорде, с распределением нагрузки по размаху крыла. Учитываются масса самолета, масса крыла и, возможно, двигателей, а также эксплуатационная перегрузка. И эти данные соответствуют соответствующим требованиям норм летной годности.

 

[Айрат]

Михаил, Вы меня прям порадовали этим вопросом, что я со своим ответом даже в чужую тему встрял))

Ведь крыло должно нести не только перегруженный вес самолёта, но и стабилизирующий момент от ГО.

Действительно так и при расчёте нагрузок на крыло это надо учесть (этот довесок догружает крыло), но ещё при расчёте крыла надо учитывать распределение массы самого крыла, ибо эта нагрузка разгружает крыло. Поэтому топливные баки выгодно располагать в крыле. А на крыле большого удлиннения ещё можно оба элерона (или их концевые части) немного отклонять вверх, тем самым разгружая крыло от изгибающего момента, таким образом происходит некоторое перераспределение аэродинамической нагрузки по размаху.

 

[Lapshin]

Михаил, Вы меня прям порадовали этим вопросом, что я со своим ответом даже в чужую тему встрял))

Действительно так и при расчёте нагрузок на крыло это надо учесть (этот довесок догружает крыло), но ещё при расчёте крыла надо учитывать распределение массы самого крыла, ибо эта нагрузка разгружает крыло. Поэтому топливные баки выгодно располагать в крыле. А на крыле большого удлиннения ещё можно оба элерона (или их концевые части) немного отклонять вверх, тем самым разгружая крыло от изгибающего момента, таким образом происходит некоторое перераспределение аэродинамической нагрузки по размаху.

Для незрелых умов подробности излишни - я уже вижу, как некто, прочитав, мысленно уже поднимает элероны.

 

[Айрат]

Для незрелых умов подробности излишни - я уже вижу, как некто, прочитав, мысленно уже поднимает элероны.

Ну если чел порисует (в масштабе)) как это выглядит и посчитает, то на пользу.

А элероны уже поднимали на практике. В средине восьмидесятых имел удовольствие общаться с одним очень интересным инженером и изобретателем (а так же самоделом), который свою кандидатскую делал под руководством АА Бадягина и провёл целую серию лётных испытаний на серийном "Бланике". Оклеили силовые элементы тензодатчиками, аппаратуру разместили в кабине и летали на перегрузку с фиксированным отклонением обоих элеронов вверх. Емнип до 12 градусов отклоняли. Потери во взлётно-посадочных характеристиках незначительные, а вот разгрузка крыла при перегрузках была весьма существенной.

Видел патент на автомат разгрузки методом отклонения обоих элеронов (и/или концевых его частей) при нарастании перегрузки за фирмой "Боинг" от 1985 года (емнип), а полёты Бланика были на несколько лет раньше...

 

[Daos]

Ну если чел порисует (в масштабе)) как это выглядит и посчитает, то на пользу.

А элероны уже поднимали на практике. В средине восьмидесятых имел удовольствие общаться с одним очень интересным инженером и изобретателем (а так же самоделом), который свою кандидатскую делал под руководством АА Бадягина и провёл целую серию лётных испытаний на серийном "Бланике". Оклеили силовые элементы тензодатчиками, аппаратуру разместили в кабине и летали на перегрузку с фиксированным отклонением обоих элеронов вверх. Емнип до 12 градусов отклоняли. Потери во взлётно-посадочных характеристиках незначительные, а вот разгрузка крыла при перегрузках была весьма существенной.

Видел патент на автомат разгрузки методом отклонения обоих элеронов (и/или концевых его частей) при нарастании перегрузки за фирмой "Боинг" от 1985 года (емнип), а полёты Бланика были на несколько лет раньше...

На самолете М17 оба элерона отклонялись вверх до высоты 7-8 тыс, как раз с целью разгрузки крыла большого удлинения. А это начало 70-х годов прошлого века

 

[Айрат]

На самолете М17 оба элерона отклонялись вверх до высоты 7-8 тыс, как раз с целью разгрузки крыла большого удлинения. А это начало 70-х годов прошлого века

Встречал упоминания о подобном конструктивном решении у Грибовского, у Черановского, но чтобы как принцип, а не устройство, изложения среди патентов и авторских не нашлось. У американцев в патенте хрен поймёшь что патентуют, принцип или устройство.