expertx

в принципе крыло планера условно можно назвать движителем который преобразует потенциальную энергию высоты в длину пройденного пути ----чем выше АКмах тем дальше улетим, особенно это важно при отказе вмг на самолёте при долёте на безопастную ровную площадку при штатной аварийной ситуации!!! у винта как движителя есть понятие как условное аэродинамическое качество----АК=Пи х Диаметр и деленное на Шаг винта---- оно характеризует относительный момент сопротивления вращению или реактивный момент от винта ,который скручивает планер по продольной оси в противоположную сторону направления вращения !!! например АК квадратного винта = 3.14 -----тоесть сила сопротивления вращению в 3.14 раза меньше силе тяги----но и скорость осевого потока также в 3.14 меньше чем окружная скорость кончиков лопастей в полёте!!! у винта с Ш к Д 0.3 типичного для мультироторных вмг АК=10!!! у сверхскоростных импеллеров, где шаг в три раза больше диаметра крыльчатки АК=1!!!

так как профиль крыла или лопасти это контур поперечного сечения образованный обшивкой----то чтобы под нагрузкой не менялась форма используют монолит для лопастей или жесткую рабочую обшивку с поддержкой контура через нервюры или пеноядро----главное помнить что нижнею поверхность вдавливает в тело профиля скоростным напором,а верхнею отрывает от тела зоной разряжения при положительной перегрузкой!!! жесткость профиля или устойчивость на кручение увеличивается в квадрате от толщины ----тоесть 12% профиль жестче 6% в четыре раза-----а высота полки лонжерона увеличивает жесткость на поперечный изгиб крыла или лопасти в корневище!!! толщина полок лонжерона работает на сжатие верхней и растяжение нижней при положительной перегрузке!!! у лопастей винта центробежная сила на разрыв тела в комле лопасти обычно на порядок выше силы тяги -----поэтому корневища лопасти делают толстым монолитом или мясистым !!! у крыла чтобы разгрузить лонжерон в центроплане -----можно равномерно распределять начинку и топливо по размаху крыла!!!

отсюда вытекает простая закономерность для однорежимных бпла-----чем мы хотим быстрее скорость горизонтального полёта, тем меньше должен быть мидель и Сх общий ла----- 1)тонкий остренький фюзеляж и рабочий угол атаки крыла близок нулю типа 1-2 град, значит симметричный тонкий профиль толщиной 5-6% и короткое крыло с удлинением меньше 5 единиц ,скоростной маленький винт квадратного соотношения 1 ----при нагрузке на крыло до 100 грамм на дм 2 затруднителен запуск,но при массе менее 1 кг сильный бросок с руки на полном газу против ветра возможен при малом угле возвышения 10-15 градусов !!! посадка на пузо в густую траву летом или рыхлый снег зимой!!! все маневры только на полном газу!!! 2)если хотим многорежимный экономичный ла ----с запуском с руки или с впп типа дорожки или с резиновой катапульты при нагрузке 60-70 гр на дм2-----то среднее удлинение 7-8 и двояко выпуклый несимметричный 8-9% профиль и развитую механизацию типа флапероны ,чтобы гнуть кривизну на взлёте и посадке, тяговый винт с Ш на Д 0.8-0.9----пологий взлёт с возвышением в 30 град!!! 3)если однорежимный медленнолёт, то плосковыпуклый 10-12% профиль,удлинение крыла 10-13 ед и нагрузкой 40-50 грамм на дм 2 и винт 0.6-0.7 ----типичный паркфлаерный мотопланер ---- крутой взлёт в 60 град с руки и посадка на пузо!!! 4) штилевой паритель ----это удлинение крыла до20 и птичей профиль при нагрузке накрыло 20-30 гр на дм2 ,тяговый винт большого диаметра с относительным шагом 0.4-0.5 и складными лопастями-----вертикальный старт с руки на полном газу!!! обычно чистое крыло без элеронов и закрылков!!!

чем больше удлинение крыла, а значит и АК планера, тем больше оптимальный угол атаки!!! тоесть точка АК мах сдвигается на больший угол атаки в зону повышенных значений Су!!! например плосковыпуклый профиль при среднем удлинении имеет оптимальный угол атаки 5-6 град при Су=0.7-0.8 ,а при большом удлинении уже 7-8 град при Су=0.9-1.0!!!

удлинение крыла условно называют малым или короткокрылым если оно меньше 5 единиц , до 10 называют среднем, до 20 большим, до 30 уже сверх длинными !!! но на практике сделать легкими крылья с удлинением больше 20 единиц технологически очень сложно из за сопромата,то есть прочность на изгиб и кручение крыла при перегрузке!!!

максимальное АК определяет наивыгоднейший угол атаки крыла или лопасти к набегающему потоку и зависит от профиля и удлинения крыла или лопасти!!! функция АК всегда имеет ярко выраженный горб горки максимального значения от угла атаки!!! например крыло с классическим несущим плосковыпуклым профилем толщиной 10% и удлинением 5-7 единиц имеет оптимальный угол с максимальным АК порядка 5-6град!!! несущий выпукло- вогнутый профиль аля птичей имеет уже оптимальный угол атаки 7-9 град!!! а двояко выпуклый несимметричный ламинизированный профиль порядка 3-4градусов !!! а симметричный 1-2 град!!! у самобалансирующего змееобразного профиля для летающих крыльев получается эквивалент несиметричного двояковыпуклого и оптимальный угол также 3-4 град при максимальном АК при среднем удлинении крыла !!!

33 любой долгострой убивает мечту!!! 34 ответственность ----это когда любое действие или бездействие не приводит к ущербу!!! 35 сила воли -----это когда надо, через не хочу!!! 36 сама соль научной идеи медленно выкристаллизовывается отбрасывая шелуху теоритических заблуждений!!!

аэродинамическое качество это планирующее свойство летательного аппарата,как оценка его совершенств,чем выше AK тем дальше L улетит ла с высоты h!!! математически AK=Cy/Cx=mg/Fx=L/h=Vx/Vy и на прямую зависит от удлинения крыла,как соотношение размаха к ширине прямоугольного крыла !!! эмпирически АК=Ку х удлинение,где поправочный коэффициент Ку=1-1.2 для авиамоделей, Ку=1.5-2 для малой авиации и Ку=2.5-3 для большой!!!

пример---- заказчик просит возить полезную нагрузку в 2 кг не менее 2 часов типа подвесной цифровой профессиональной камеры с оптическим зумом на гироплаформе в защитном прозачном колпаке----сразу прикидываем, что топливо не менее 2 кг ----итого груз 4 кг!!! полётная масса 8 кг---- значит масса снаряженного сухого бпла около 4 кг-----из них планер 2 кг и силовой привод с авионикой тоже 2 кг-----из них крыло 1 кг и фюзеляж с оперением тоже 1кг---- а винтомоторная группа с регулятором и силовыми проводами около1 кг и исполнительные серво приводы с управляющей электроникой типа автопилот ,телеметрия,радиомодем и и курсовой видеоонлайн с бортовым электропитанием тоже 1 кг!!! это ориентировочный весовой расклад -----далее исходя из доступных технологий,материалов и промышленных комплектующих вносятся уточнения по каждой категории при условиях дополнительных опций типа колесное шасси ,сас на парашюте или гидропоплавки, наличие дополнительного и дублирующего оборудования!!!

при проектировании дрона любого типа можно использовать правило одна вторая для относительной массы компонентов или схему дерева !!!например ориентировачно можно сразу прикинуть --- 1 сухая масса снаряженного носителя это одна вторая от полной взлетной или плавающей!!! соответствено плюс одна вторая общего груза ----где полезный груз и топливо (акку) тоже по одной второй!!! 2 масса снаряженного носителя состоит из одной второй массы силовой платформы типа планер бпла или корпус лодки или шасси с кузовом!!! соответственно плюс одна вторая на силовой приводной механизм типа вмг и авионика !!! где электро вмг или двс привод с трансмиссией одна вторая и плюс управляющая электроника одна вторая по массе!!! 3 планер состоит из крыла одной второй массы и одной второй фюзеля с оперением или у мультиротора масса лучей с моторамами равна массе силового центрального корпуса !!! а масса кузова и шасси с колесами также равны или одна вторая по соотношению !!!

в реактивной формуле коэффициент плотности примерно равен единице----так как Пи х плотность воздуха и делить на 4 ,например 3.14х1.25кг в м3 х 0.25=0.98!!!

вот стендовые зависимости для воздушного винта--- тяга на стопе,мощность на валу,момент сопротивления,осевая скорость потока в плоскости винта!!!

на практике кривизну средней линии профиля как соотношение высоты горба дуги к длине удобно определять по приближенной формуле К=0.01а х100%,где а- угол атаки в градусах!!!например при а= 2град К=2% и так вплоть до 12-15 град!!!

теперь про аэродинамические профили----математически доказано что угол атаки пластины определяет радиус кривизны огибающего потока и как следствие кривизна средней линии профиля напрямую определяет Су!!! то есть чем больше угол атаки тем выгоднее гнуть профиль вплоть до птичьего чтобы получить максимум Су ---но также растет наведенное или индуктивное сопротивление профиля ---режим посадки или парения и наоборот при уменьшении угла атаки кривизну надо уменьшить для оптимального аэрокачества крыла так как резко падает общее сопротивление профиля----выгодно для высокого крейсера и планирования на максимуме АК при максимуме скорости, когда угол атаки около нулевой выгодно разогнуть профиль в симметричный ----минимум профильного и индуктивного сопротивления!!! а вот толщина сильномеханизированного крыла определяеться исключительно соображением сопромата на возможность технологически получить необходимую прочность на изгиб и кручение на максимальной перегрузке при выходе из пикирования или вираже!!! так как индуктивное сопротивление прямо зависит от квадрата Су или квадрата синуса угла атаки и обратно удлинению крыла то гоночные или с высокоскоростным крейсером самолёты летят на около нулевых углах и имеют малое удлинение крыла 4-6 единиц и почти симметричный тонкий профиль ---диапозон скоростей доходит до 3-4 у классики и 4-5 у лк с сильноэнерговооруженными моторами!!!

толщина пограничного слоя у моделей 2-3 мм и у малой авиации 10-12мм,но относительная толщина аэродинамического одеяла обволакиваещего профиль крыла у малой авиации на порядок тоньше, чем у авиамоделей и лобовое сопротивление профиля Сх поэтому меньше и АК выше!!! получается, что истинный аэродинамический профиль крыла отличается от геометрического на удвоенную толщину погранслоя!!!

у воздуха есть такое свойство как вязкость или прилипчивость к поверхности твердого тела-----характеризуется коэффициентом кинематической вязкости,который сильно зависит от температуры воздуха и процентное соотношение химических загрязнений типа углекислого газа!!! есть даже выражение жидкий воздух ,обычно летом на жаре----как бы крылья плохо несут самолёт и он штопорит на крутых виражах!!и наоборот зимой на морозе воздух очень плотный и вязкий!!! хорошая аналогия с медом---при холоде он густеет ,а при жаре становится жидким и его липкость резко падает!!! число Рейнольдса связывает скорость потока с путем трения или шириной лопасти или САХ крыла и коэффициента кинематической вязкости по эмпирической зависимости как Ре=70 х В(мм) х скорость потока (метры в секунду) !!! число Ре связывает относительную толщину пограничного прилипшего слоя к длине и также характеристику обтекания ламинарную или турболизированную!!! до Ре менее 100 000 типично для малых авиамоделей характерстики обтекания того же профиля и Аэродинамичекое Качество сильно отличаются от уже Ре= 1000 000(миллион) для малой авиации!!! с ростом Ре ак планера медленно растёт по приближённой формуле АКмодели=АКсамолета деленную на корень кубический из линейного масштаба----например АК поршевого истребителя МИГ-3 равно15-16 единиц ,а модель в 12 мастшабе имеет ак хуже в 2.3 раза или около всего 6-6.5единиц!!! поэтому профиля полноразмерных ла сильно отличаются от авиамодельных в первую очередь относительной толщиной 6-10 % у моделей и 15-20% у пилотируемых прототипов!!!это касается профилей и лопастей и крыльев и оперения !!!

29 в творчестве процесс интересней самого результата----в ремесле наоборот!!! 30 гениальность это тяжелое бремя непонимания современниками!!! 31 в политике державный человек становится великим руководителем----а карьерист-эгоист кровавым клоуном!!! 32 жизнь---это совершенная технология преобразования материи и энергии !!!

25 всё гениальное просто----всё сложное не нужно!!! 26 у лжи много личин---у истины только одно лицо!!! 27 красотой лучше любоваться на расстоянии------иначе увидишь изъяны!!! 28 цивилизацию создают технари----а плодами пользуются гуманитарии!!!

про много лопастность винта----так как физически доказано по закону ломоносова что массовосекундный расход воздуха через ометаемую площадь винта равен тому же массовому колличеству воздуха в секунду взаимодействующего с лопастью однолопастного винта за один оборот то после математических выкладок получается что поступь винта Н на стенде равняется толщине потока работающего с лопастью или двум ширинам лопасти В в её середине при оптимальных углах атаки Н=2В !!! отсюда вытекает, что при малом соотношении шага к диаметру винта 0.05-0.15 характерных тяговым и в особенности вертолётным лопастям получаются очень узкими с большим удлинением лопастей 20-30 !!! а коэффициент перекрытия или соотношение суммы площадей всех лопастей(обычно 2-4 штуки) к ометаемой винтом очень низок 0.01-0.02 и малы рабочие углы атаки лопастей 1-3 градуса!!!так как однолопастный винт изза этого имеет малое удлинение лопасти и высокое индуктивное сопротивление, то расщепление на энное кол-во лопастей для сохранение высокого аэродинамического качества винта в целом выгодно Н=2В х кол-во лопастей,где в=ширина лопасти в её середине!!! далее получается. что при увеличении геометрического шага винта, а значит и поступи надо увеличивать ширину лопастей или их кол-во ,выгоднее кол-вом чтобы удлинение осталось прежним большим и Кв осталось высоким!!!! поэтому в импеллерах, где шаг изначально большой и составляет 1.5-3 диаметра крыльчатки получаем большое кол-во лопастей ---доходит до 40 штук у турбовинтиляторных вмг размером до 3 метров в диаметре!!! а коэффициент перекрытия достигает единицы!!!

так как крыло или лопасть вв взаимодействует с атмосферой----тоесть с газом под давлением 103 000 паскалей и температурой в 290 кельвинов и имеет плотность 1.25 кг на м3 на уровне моря ----то любые проявления сил, давления,температуры и скорости потоков на поверхность крыла в первую очередь описываются уравнениями и процессами термодинамики ---- изохорический , изотермический, и изобарический----но так как система открытая то на самом деле полную картину описывает адиабатический процесс---где все три переменные гуляют и чем сильнее скоростной напор тем больше проявляются изменения величин давления температуры и плотности----поэтому около и при сверхзвуке 330 м в с происходит ярко выраженный нагрев пограничного слоя ,скачки давления и уплотнение воздуха----так называемый волновой кризис!!! но при относительно малых скоростях потока 10-100 м в с эти изменения мало заметны особенно температуры и плотности---поэтому их при расчетах принимают постоянными и лишь незначительный перепад давления по отношению к атмосферному сверху и снизу крыла мы ощущаем как подъёмную силу крыла----а механизм подъемной силы очень прост ----путь приграничного течения потока сверху крыла при положительном угле атаки до 12 градусов всегда чуть длиннее чем снизу---поэтому из за неразрывности течения потока на до звуковых скоростях происходит небольшое ускорение и по закону бернулли как частный случай общего термодинамического уравнения происходит падение давления относительно низа крыла---- и если подставить абсолютные величины давления а это 103 000 па в исходные данные то мы увидим что разница скоростей в приграничных слоях сверху и снизу доли процента----но этой разницы уже хватает что вызвать ощутимое изменение давлений в сотни паскалей---а точнее изменение скоростей сверху и снизу на один процент относительно скорости потока вызывает разницу давления тоже на один процент от атмосферного или около 1000 па или эквивалент 100 кг на м2 типичная нагрузка на крыло у малой авиации----так работает профиль ----чтобы разница длин верхнего контура была больше ,чем снизу гнут профиль увеличивая кривизну средней линии одним словом без атмосферы под давлением нет аэродинамики----и любое крыло и лопасть являются тепловыми машинами преобразующие мощность потока в силу-----закон бернулли , а вот небольшой скос потока вниз при рабочих углах атаки 0-15 град после задней кромки лишь следствие инертности и вязкости воздуха и реактивная сила этого потока относительно мала по сравнению с разницой давлений или градиент!!! общее уравнение выглядит так---- нагрузка на крыло равна градиенту давлений над и под крылом, как произведение атмосферного давления на соотношение разницы локальных скоростей над крылом и под крылом к скорости набегающего потока !!! например у грузопассажирских лайнеров типичная нагрузка около 1000 кг на м2 или 10 000 па или 0.1 атмосферы -----это вызвано соотношением изменения потоков к скорости набегающего потока как 0.1 или 10%!!!зная скорость отрыва 250 км в час или 70 м в с при максимальном угле атаки и максимальной кривизне профиля получаем около 7 м в с разницу верхней и нижней скоростях потоков!!! у современных тяжелых реактивных истребителях нагрузка на крыло примерно такая же 1000 кг на м2 ,но при выполнении резкого виража поперечная перегрузка доходит до 10 же, а значит градиент давления доходит до 100 000 паскалей ------четко видно локальную точку росы над крылом как парение или туман, изза резкого падения давления и понижения температуры воздуха при высокой влажности над крылом-----полная визуализация законов термодинамики!!!

пример прикладных расчетов----импеллеры , турбины и ракетные движки хорошо считаються по реактивному закону ньютона, а вот вертолётные и самолетныё открытые пропеллеры точнее считают тягу через аэродинамическую формулу подъёмной силы лопасти----и кстати поправочный коэффициент Су ни как не описываеться законом ньютона,а он может доходит до 4-5! у сильномеханизированных крыльев большой авиации,где предкрылки и закрылки круто гнут кривизну средней линии профиля для увеличения эффекта бернулли на низких взлетнопосадочных скоростях !!!

подъёмная сила крыла или лопасти состоит из суммы сил двух фундаментальных законов механики---реактивный закон ньютона или реакции опоры на приращенное движение отбрасываемых масс воздуха плюс закон бернулли как частный случай термодинамического уравнения изохорического процесса ---- при около нулевых углах атаки 0-3 градуса и большой кривизне средней линии профиля 5-10% большую долю вносит закон бернулли типа облединение верхней передней кромки крыла,как следствие падения давления и температуры влажного воздуха---при малых углах 10-12 гр и малой кривизне 0-3% почти равную часть вносит реактивный закон ньютона типа скос потока вниз!!! а уже при больших углах атаки более 15 и вплоть до 45 град ,когда наступил полный срыв потока работает только закон реакции ньютона на скос потока вниз и реактивную составляющую вверх !!! при поперечном движении потока к пластине,где угол атаки 90 град действует сила полного динамического торможения потока назад типа тормозного щитка!!! где перед пластиной образуется зона или подушка высокого давления больше атмосферного и за пластиной зона пониженного давления относительно атмосферного или так называемый вакуумный мешок -----где разница давлений или градиент помноженный на площадь пластины и есть сила аэродинамического сопротивления !!!кстати этим эффектом пользуются велосипедисты катаясь аля паровозить за фургоном грузовика ----они едут в конусе вакуумного мешка и атмосферное давление подтолкалкивает их в спину помогая не напрягаясь крутить педали на больших скоростях!!!

ветро пробиваемость ла характеризуется как соотношение массы аппарата к произведению приведенного Сх к миделю всего ла или площадь поперечного сечения -----например тем тяжелее планер и тонше профиль крыла и уже фюзеляж,гладкая поверхность и минимум паразитных аэроторчков типа качалок ,расчалок, поперечных антенн и стоек, тем выше это соотношение и больше ветропробиваемость!!! типичный пример горные кинетические планера массой до 10 кг с тонким 6-8% ламинизированным профилем и длинным веретенообразным фюзелем !!!

18 для постоянного поддержания боевого тонуса надо регулярно есть витамины и микроэлементы---- лучше в натуральном виде типа пчелиный мёд,ягоды летом и варенья зимой!!! всегда лопать чернику ,малину,черную и красную смородину,крыжовник,голубику и яжевику!!!

17 совершенство твоей сердечнососудистой системы на генном уровне на прямую определяет выносливость организма на длительные физические нагрузки или живучесть,тоесть годен ли ты к спорту,а значит и к армии-----признаки следующие повышенный обмен веществ или горячие ладони даже на морозе,много ест и худой ,гуляете без шапки и с растёгнутой курткой на холоде,любите бегать, долго плавать или длительные пешие прогулки----ваши мышцы быстро восстанавливают силы !!! и наооборот быстрое кислородное голодание мышц и усталость обусловлены малоразвитой сосудистой системой ,режим мерзлячки ----знобит при малейшем похолодании и сильный пот при небольшой жаре,ЗАДЫХАЕТЕСЬ НА КОРОТКОМ КРОССЕ ИЛИ В ГОРАХ ----ЗНАЧИТ СЛАБАК !!! СИДИ ДОМА ---ИЗУЧАЙ НАУКИ!!!