VW-ЖУК

[Вячеслав Атнагулов]

В РДК СЛА методики расчета установочных потерь вообще нет.

То чего нет в РДК СЛА я считал по Торебику,РДК 43, РДК 37 и ещё, что то не помню.

 

[Denis]

Посмотрел ветку. Первое что бросилось  в глаза - переразмеренное оперение. Хвост принадлежит другому самолету. Далее. Форма фюзеляжа в плане очень плохая. Не годится такое сужение хвостовой части, в сопряжении крыла и фюзеляжа образуется выраженный диффузор, он вреден, хотя и не так как на низкоплане, но конструкторы самолета НАРП-1 поймались на таком же диффузоре.
Нос совсем плох. Вблизи диска винта выгодно иметь более откормленные формы с носовым срезом до 35% диаметра винта. Для примера посмотрите носы Пайпера, Сессны и Скайрейнджера. У них не установочные потери, а тяга. Форму лобовогго стекла в плане не увидел. Подозреваю что там тоже может быть косяк. На правильном лобовом стекле тоже должно быть разрежение, т.е. тяга.
Высоту лобового стекла нужно свести к минимуму, лучше растолстить капот. Поскольку капот короткий, проблем с обзором не возникнет.
В качестве прототипов с близкими размерами и такой же схемой смотрим самолеты Aeronca С3 и K.
Вызывает сомнение также положение экипажа по хорде крыла - сильно переднее.
В аэродинамическом расчете не вижу самого главного - обоснования выбора размеров. Размах крыла очевидно мал для принятого мотора и полетной массы. Но если размах увеличить до 11м, то на 50л.с. самолет может иметь при такой схеме полетный вес даже 500кг и более.
   

 

[Вячеслав Атнагулов]

Посмотрел ветку. Первое что бросилосьв глаза 

Вообще то я Вам ссылку дал посмотреть как в  РДК 43 учитывается омываемая поверхность фюзеляжа. Заодно замечания о потери КПД винта от взаимодействия фюзеляжем. При учёте этих замечаний аэродинамические характеристики перестали противоречить статистики. Без их учёта было слишком хорошо.

В аэродинамическом расчете не вижу самого главного - обоснования выбора размеров. 

А поподробней, что это такое нельзя?

Вызывает сомнение также положение экипажа по хорде крыла - сильно переднее.

Центр тяжести точно совпадает с центровкой самолёта. Куда ещё "заднее"

 

[Denis]

Как я уже отметил, учет установочных потерь КПД винта в РДК-43 принципиально неверен. Расчет индуктивного сопротивления (учет ширины фюзеляжа в коэффициенте отвала поляры) также не соотвествует действительности.
Для средне- и высокоплана ширина фюзеляжа практически не увеличивает коэффициент отвала поляры по сравнению с изолированным крылом. Однако, этот коэффициент может возрасти в отдельных вариантах сопряжения крыла с фюзеляжем.  Таким примером является вырез в передней кромке крыла, как на самолете СН-701 или Tailwind. 

Большинство расчетных методик в РДК построены не на физических принципах а на тупом обобщении статистики, далеко не всегда корректно переносимом с экспериментальных данных на новый проект.

Все составялющие сводки сопротивлений у Вас занижены на различную величину. По фюзеляжу неясно, поскольку есть подозрения по лобовому стеклу, форму котрого я на Ваших рисунках не увидел.

К сопротивлению подкосов нужно еще прибавить сопротивление их заделки в крыло и фюзеляж, оно может быть сопоставимо с сопротивлением самих подкосов.

Балансировочное сопротивление в РДК-43 похоже, тоже считается некорректно. Для высокопланов его расчет имеет свои особенности, существует возможность его обнулить даже при большом коэффициенте продольного момента профиля крыла.   

Если результат такого расчета согласовался со статистикой. то определенно одно из двух, или статистические данные неверны (возможно, по неподходящим прототипам), или одни ошибки скомпенсировали другие.

Скорее всего - второе. Рачетное максимальное качество выглядит завышенным, а сводка сопротивлений занижена, это скомпенсировано завышенными установочными потерями КПД винта.

Выбор размеров.
Знакомо ли Вам такое понятие как нагрузка на квадрат размаха (G/L^2)и ее согласование с нагрузкой на мощность?

ЦТ экипажа нужно разместить как можно ближе к максимально задней эксплуатационной центровке. Для самолетов с малым разбегом центровк от загрузки, как в данном случае, при рядной компоновке кабины, может быть полезно даже разместить ЦТ экипажа немного позади задней границы эксплуатационных центровок.

Для высокоплана оптимальная предельно задняя центровка 32-35% САХ. Если топливо в крыле или в переднем баке, а центровка пустого самолета близка к пердней эксплуатационной, то ЦТ экипажа вместе с багажом может быть на 38 - 40%
ЦТ человечка , сидящего в кресле с небольшим наклоном спинки находится на 150-180мм впереди от угла спинки и чашки, примерно в пупке.

Конкретно, для самолета Пайпер КАБ это расстояние составляет 7 дюймов.

Если САХ=1200мм, то угол спинки сидений оптимально будет минимум на 550мм позади передней кромки

Нейтральная центровка должна быть на 10% дальше предельно задней (42-45%). Маятниковый эффект у высокоплана сдвигает фокус назад на 3-5%. В результате нормированный запас продольной устойчивости надежно обеспечивается при сдвиге фокуса назад оперением на 20% САХ. Посчитайте по РДК какой для этого нужен Аго.
КАБу достаточно 0.40. Избыточно большой статический момент ГО вреден, он приводит к неблагоприятному для желудка отклику на болтанку. Некотрое увеличение площади ГО может потребоваться только для балансировки пикирующего момента от закрылков. Тогда разумнее увеличить плечо ГО а не его площадь. Это соотношение обычно выдерживается автоматически, поскольку   у самолетов с мощной механизацией обычно больше удлинение крыла, а абсолютное плечо ГО такое же, значит относительное к САХ - больше.

В диапазоне центровок начиная от 24-26% САХ на высокоплане с ГО, размещенном в области существенного влияния скоса потока за крылом, возможно обнуление балансировочного сопротивления и даже возникновение кабрирующего момента вместо пикирующего при отклонении закрылков.             

 

[Denis]

Сводка сопротивлений у Вас CxS=0.315м^2

По моей оценке она занижена на 0.15м^2

Располагаемая мощность на всех скоростях менее расчетной у Вас завышена, на отрыве и в наборе высоты - в первом приближении на 10%

 

[Вячеслав Атнагулов]

Как я уже отметил, учет установочных потерь КПД винта в РДК-43 принципиально неверен.

  А как у Торебика верен?

Как я уже отметил, учет установочных потерь КПД винта в РДК-43 принципиально неверен. Расчет индуктивного сопротивления (учет ширины фюзеляжа в коэффициенте отвала поляры) также не соотвествует действительности.

А где соответствует действительности. Название книги пожалуйста, автора.

К сопротивлению подкосов нужно еще прибавить сопротивление их заделки в крыло и фюзеляж, оно может быть сопоставимо с сопротивлением самих подкосов.

  Это добавлено и даже о чём Вы не упомянули интерференцию заделки.

Балансировочное сопротивление в РДК-43 похоже, тоже считается некорректно.

  Это совсем некорректно, так как в РДК 43 балансировочное сопротивление вообще не считается, никак.

Для высокопланов его расчет имеет свои особенности, существует возможность его обнулить даже при большом коэффициенте продольного момента профиля крыла.

  А вот это совершенно невозможно. Природа потерь на балансировку кроется не в форме хвостовой части, а в применённом профиле крыла.
  Передвигая Г.О. по вертикали мы можем свести к нулю отклонения Р.В. от нейтрали за счёт использования скоса потока.
  Но потери на балансировочное сопротивление всё равно останутся.

Выбор размеров.
Знакомо ли Вам такое понятие как нагрузка на квадрат размаха (G/L^2)и ее согласование с нагрузкой на мощность?

  Да немного. А ещё мне знакомы понятия прочность, удельный вес крыла, жёсткость на кручение.

ЦТ экипажа нужно разместить как можно ближе к максимально задней эксплуатационной центровке. Для самолетов с малым разбегом центровк от загрузки, как в данном случае, при рядной компоновке кабины, может быть полезно даже разместить ЦТ экипажа немного позади задней границы эксплуатационных центровок.

  Увы это не так просто сделать как написать. Экипаж к сожалению имеет вес и расположение этого веса жёстко увязано с другими весами, находящимися в самолёте.

Для высокоплана оптимальная предельно задняя центровка 32-35% САХ. Если топливо в крыле или в переднем баке, а центровка пустого самолета близка к пердней эксплуатационной, то ЦТ экипажа вместе с багажом может быть на 38 - 40% 

  Для этого двигатель должен быть настолько тяжёлым, что бы перевесить хвостовую часть фюзеляжа вместе с экипажем.
  Если Вы внимательно читали, то наверное заметили, что самолёт проектируется под конкретный двигатель РМЗ 500. Отличающийся небольшим весом.

Если САХ=1200мм, то угол спинки сидений оптимально будет минимум на 550мм позади передней кромки

Как то всё просто. Считается как раз с другого конца.

Маятниковый эффект у высокоплана сдвигает фокус назад на 3-5%.

Вот об этом нигде ничего не читал. Нельзя ли поподробнее? Что это маятниковый эффект?

 

КАБу достаточно 0.40. Избыточно большой статический момент ГО вреден, он приводит к неблагоприятному для желудка отклику на болтанку. Некотрое увеличение площади ГО может потребоваться только для балансировки пикирующего момента от закрылков. Тогда разумнее увеличить плечо ГО а не его площадь. Это соотношение обычно выдерживается автоматически, поскольку у самолетов с мощной механизацией обычно больше удлинение крыла, а абсолютное плечо ГО такое же, значит относительное к САХ - больше.

  А вот это очень ценная информация. Благодарю.

В диапазоне центровок начиная от 24-26% САХ на высокоплане с ГО, размещенном в области существенного влияния скоса потока за крылом, возможно обнуление балансировочного сопротивления и даже возникновение кабрирующего момента вместо пикирующего при отклонении закрылков.

  Раз уж Вы повторились, то повторюсь и я. Потери на перебалансировку можно уменьшить:
1) применив менее моментный профиль.
2) увеличив Lг.о.
  Других вариантов нет.

 

[Kolb70]

582 вас не устраивает.А представьте,что вы получите с Субару или Хондой те же 60 сил (это оптимистично еще !!!),а повесите вместо Ротакса 100 кг ! Что будет с центровкой ? О малом диаметре винта и низких ЛТХ уж не говорим.

Мощи действительно не хватает на поплавках.! Чтобы Вы делали на моем месте.? Почему Вы превратили 95л.с Хонды "в теже 60 сил".? С центровкой проблем нет, двигатель можно двигать вперед-назад до 12см.Во всем остальном, как и вообще в жизни - все является компромисом....  И еще пару вопросов, разве можно сравнивать надежность,стоимось эксплуатации и ресурс Хонды и Ротакса.!? И еще, я совсем не специалист и с удовольствием выслушаю любую критику, но как летают эти 2 человека на Хондах и даже без редуктора и довольны/?!/, о которых я говорил выше и еще раз спрашиваю ответ, на вопрос которого я так и нолучил на этом форуме....Наши деды летали на моторах в 40 сил и весом в 100кг и были довольны...! Кроме ответа, что счастье и удовлетворение имеют разную степень, я ничего не могу сказать...! Сожалею, что на мой вроде бы простой вопрос, вместо ответа, началась академическая дискуссия с противополоэными мнениями, в которой  тип моего мышления совсем не заинтересовано. 🙁 🙂

 

[Atas]

60 сил получается как раз при безредукторном варианте.
И вроде вы сами хотели ограничить обороты до 4500 ? Посмотрите внешнюю характеристику ,сколько мощности на этих оборотах выдает этот двигатель ?
Ресурс 582 Ротакса реально около 800 часов,а при хорошем обслуживании и 1000 можно налетать.Ваш мотор не новый,но наверняка часов 200 на нем еще есть.При налете любителя 30...40 часов в год,прикиньте сколько сезонов вы на нем еще отлетаете.
Ресурс Хонды на автомобиле и ресурс ее на самолете понятия немного разные.
Вы приводите в пример 2 человек которые на них летают.Лучше чем они на ваши вопросы никто не ответит.Потому что опыта полетов и эксплуатации таких СУ нет ни у кого на форуме.
Есть Хонды на мотодельте.Почитайте ветку про них на форуме.Но они с редуктором и доводили их профессионалы не один год.А в лоб эту проблему не решить.
Наши предки летали на НИЗКООБОРОТНЫХ моторах в 40 сил и 100 кг.С большими диаметрами винтов.Вам человек здесь уже написал-для тихоходного самолета большой диаметр винта решающий фактор. (Е-е-е... ну на пальцах если обьяснять)

 

[Denis]

У Торенбика нет методики расчета установочной поправки КПД винта. Есть только отдельные обрывки, не отражающие существо вопроса. Эта тема не на 1 страничку а на отдельную монографию. Торенбик приводит ряд ссылок, надо читать их.
Из советских источников кое-что написано у Юрьева и Кравца, но тоже далеко не все. Больше пользы от материалов НАСА, но та мтоже не все напрямую приложимо к маленьким самолетам. Для того, чтоюбы правильно понимать эффекты, имеющие место при взаимодействии струи винта и планера нужно хорошо понимать аэродинамику. Тогдм будет легко видно, что многое из того что писано в учебниках на эту тему и не только, представляет собой откровенную чушь.

Касательно результатов, полученных на реальных самолетах, сорветую заглянуть  М.Н.Шифрина "практическая аэродинамика самолета Ан-2". Вот там не чушь, а совершенно четко описано как обдув фюзеляжа и центральной части бипланной коробки этого самолета повышает не только подъемную силу, но и аэродинамическое качество, причем максимальное аж на 14%.

Интересно, что это повышение выведено в предположении, что установочные потери КПД винта равны нулю. Однако, это не единственый способ, позволяющий количественно выделить эффект обдува из результатов испытаний.
Можно наоборот, принять, что аэродинамическое качество не меняется, а всю поправку отнести на КПД винта. Тогда выйдет, что именно КПД винта в составе самолета  на данном режиме полета возрос по сравнению с изолированными условиями на эти 14%, т.е.установочная поправка есть не потери а прирост.

По поводу балансировочного сопротивлениятакже все очень не просто.

Строго говоря, в балансировочном сопротивлении следует выделить также две составляющих, индуктивную и безындуктивную, как и в сопротивлении крыла.   Безындуктивная составляющая  есть профильное сопротивление поверхностей горизонтально оперения, хвостовой балки (из-за того, что если бы ее не было, где бы укрепили оперние?) и спротивление интерференции. Этот вклад следовало бы учесть по формальному определению балансировочного сопротивления как возникающего после того как самолет сбалансирован по тангажу. Если мы мысленно вообразим, что продольный момент нашего крыла всегда равен нулю, а про продольную устойчивость тоже пока не задумались , то хвост можно ампутировать.
Одако, традиционно в балансировочном сопротивлении оценивают только индуктивную компоненту, которая сама состоит из трех частей:

1. Индуктивное сопротивление собственно горизонтального оперения, которое не равно нулю как только подъемная сила ГО не равна нулю.

2. Поправка к индуктивному сопротивлению крыла по срванению с таковым без ГО, при том же Су. Если Су го отрицателен, то понятно, что потребный для сохранения подъемной силы Су крыла будет больше, от чего еще больше возрастет индуктивное сопротивление крыла (как квадрат Су).

3. Сопротивление интерференции крыла и ГО в поле индуктивных скоростей.

Система крыло + ГО представляет собой частный случай биплана с разносом планов по вертикали и горизонтали. Ее индуктивное сопротивление (по Прандтлю) есть квадратичная форма по Y крыла и Y го:

Yкр^2 / L^2 + 2 SIGMA  Yкр Yго / Ll + Yго^2/l^2

здесь L и l, соответсвенно, размахи крыла и ГО, а SIGMA - коээффициент интерференции (Прандлтя), учитывающий взаимодействие  полей индуктивного скоса крыла и ГО. Он стремится к нулю при разносе крыла и оперения, прежде всего по вертикали и наоборот, достигает максимума (1/2) при размещении ГО точно по оси индуктивного следа крыла.  Повышению этого коэффициента способствует то, что размах ГО существенно меньше размаха крыла и размещено оно по оси симметрии самолета. Из приведенного выш выражения следует, что как только одна из подъемных сил Yкр, Yго отрицательна, средний (интерференционный) член квадратичной формы становится тоже отрицательным и, таким образом, индуктивное сопротивление системы двух поверхностей (обобщенного биплана)  будет меньше суммы индуктивных сопротивлений этих поверхностей, несущих те же подъемные силы по отдельности.

Физически это можно понять так.
ГО, расположенное в индуктивном скосе крыла, отклоняет часть скошенной индуктивной струи вверх и таким образом, частично возвращает энергию, рассеиваемую этой струей на бесконечности.



Разместить ГО по отношению  к крылу так чтобы этот эффект был максимален, практически возможно только на высокоплане, поскольку низкоплан для этого пришлось бы оснастить страусиным шасси.

Другой сопособ обнуления балансировочного сопротивления гораздо проще - необходимо выбрать такую центровку, чтобы балансировочная подъемная сила ГО стала нулевой или немного положительной.
Это условие при неизменной конфигурации крыла и профилях с относительно большим продольным моментом можно выполнить только при достатчно больших Су, когда центр давления находится достаточно впереди на САХ.
Однако, этого достатчно для  устарнения балансировчного сопротивления на скоростях от отрыва до наивыгоднейшей, и даже несколько за нее, когда индуктивная составляющая полного сопротивления значительна.

Пример. На самолете Пайпер КАБ за счет обеих вышеописанных эффектов балансировочное сопротивление  мало отличается от нуля в достаточно большом диапазоне скоростей и в большей части диапазона центровок, а Сумах на чистом крыле достигает1.65.

Про маятниковый эффект. При расподожении центра масс самолета под крылом увеличение угла атаки дает дополнительный пикирующий момент, а уменьшение его - кабрирующий, за счет перемещения линии действия подъемной силы по хорде, что дает добавку к производной mz по alpha как от смещения фокуса назад.

Оценить эту добавку очень просто, зная вертикальную центровку и производную Суalpha.

Поповоду ЦТ экипажа. Порверьте вашу компоновку еще раз. После этого форма фюзеляжа в плане скорее всего сильно изменится.

Оперение.  Прямоугольная форма поверхностей оперения расточительна по массе. Профилированное оперение на таком самолете не превосходит  по эффективности плоскую пластинку, а подкрепление ее (пластинки) ромбом расчалок еще и разгружает хвостовую балку от кручения.
         

 

[mdp-shnik]

    Вам, Kolb, следует понять, что если для Вас 582-й слабоват, то Вам нужен мотор мощностью больше 65 сил. О том, чтобы летать на любом из автомоторов без редуктора и речи быть не может. Сильно потеряете в мощности. Берите Сузуки G13В с редуктором (80 л.с.) и больше не морочьте себе голову. Желаете Жука - в Ваших краях ищите VW-2180, 76 л.с., даже тот, который б/у. И будет вам щастя. Всё очень просто.

 

[NIKOLAI]

Желаете Жука - в Ваших краях ищите VW-2180, 76 л.с., даже тот, который б/у. И будет вам щастя.

А почему не VW-2300? С ним есть какие то проблемы?

 

[Denis]

Желаете Жука - в Ваших краях ищите VW-2180, 76 л.с., даже тот, который б/у. И будет вам щастя.

А почему не VW-2300? С ним есть какие то проблемы?

Его проблема - диаметр цилиндра 94мм. Это практический предел возможного для картера Тип 1, более нагруженные цилиндры и картер, мене доступные детали ЦПГ, а прибавка объема 100см3 мало уже что значит.

 

[mdp-shnik]

   В наших краях чел работает над VW-2300. Жалуется, что всё в нём впритык и даже за его пределами. Лучше, от греха подальше. Самый популярный VW-2180. Если пораскинуть мозгами, то видно, что можно поставить винт на маховик и тем самым отказаться от дорогой спецвтулки под винт. И т.д. Были б деньги, обязательно бы взял.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Про маятниковый эффект. При расподожении центра масс самолета под крылом увеличение угла атаки дает дополнительный пикирующий момент, а уменьшение его - кабрирующий, за счет перемещения линии действия подъемной силы по хорде, что дает добавку к производной mz по alpha как от смещения фокуса назад

Балансировочные потери обратно пропорциональны квадрату скорости. Когда, на больших скоростях, "эффект маятника" приносит пользу, балансировочные потери очень малы, польза от эффекта маятника практически стремится к нулю. На скоростях близких к скорости сваливания этот эффект создаёт пикирующий момент, в то время когда пилот тянет ручку на себя, то есть вносит добавочное сопротивление

У Торенбика нет методики расчета установочной поправки КПД винта. Есть только отдельные обрывки, не отражающие существо вопроса. Эта тема не на 1 страничку а на отдельную монографию. Торенбик приводит ряд ссылок, надо читать их.
Из советских источников кое-что написано у Юрьева и Кравца, но тоже далеко не все.

.
Собственно в РДК 43 и у Кравца одно и тоже.

Строго говоря, в балансировочном сопротивлении следует выделить также две составляющих, индуктивную и безындуктивную, как и в сопротивлении крыла. Безындуктивная составляющаяесть профильное сопротивление поверхностей горизонтально оперения, хвостовой балки (из-за того, что если бы ее не было, где бы укрепили оперние?) и спротивление интерференции.

  Не совсем так или совсем не так. Сопротивление хвостовой части фюзеляжа и Г.О. учитывается при определении лобового сопротивления. Два раза его считать не стоит. Балансировочные потери это большей частью индуктивное сопротивление Г.О. с учётом приращения вредного сопротивления от отклонения Р.В.

Физически это можно понять так.
ГО, расположенное в индуктивном скосе крыла, отклоняет часть скошенной индуктивной струи вверх и таким образом, частично возвращает энергию, рассеиваемую этой струей на бесконечности.

Ещё немного порассуждать в этом направлении и можно будет принять,что у тандема индуктивное сопротивление стремится к нулю.
   На самом деле физическая суть такова крыло отклоняет поток тратится энергия-индуктивное сопротивление. Г.О. отклоняет поток в другую сторону тратится энергия-балансировочные потери.
   Если бы крыло ускоряло поток, а Г.О. его подтормаживало, можно было бы говорить о возврате энергии. Но крыло поток отклоняет, подтормаживает и ещё закручивает, Ни о каком возврате энергии разговаривать не приходится.

 

[KAA]

[highlight]Безындуктивная составляющаяесть профильное сопротивление [/highlight]поверхностей горизонтально оперения, [highlight]хвостовой балки (из-за того, что если бы ее не было, где бы укрепили [/highlight]оперние?)

Балка учитывается в сопротивлении ф-жа. Я так думаю! 😉

 

[NIKOLAI]

Его проблема - диаметр цилиндра 94мм. Это практический предел возможного для картера Тип 1, более нагруженные цилиндры и картер, мене доступные детали ЦПГ, а прибавка объема 100см3 мало уже что значит.

 В наших краях чел работает над VW-2300. Жалуется, что всё в нём впритык и даже за его пределами. Лучше, от греха подальше. Самый популярный VW-2180. Если пораскинуть мозгами, то видно, что можно поставить винт на маховик и тем самым отказаться от дорогой спецвтулки под винт. И т.д. Были б деньги, обязательно бы взял.

Спасибо за совет! 😉

 

[Denis]

Хвостовя балка естественно учитывается в спротивлении фюзеляжа, а профильное сопротивленеи поверхностей оперения - отдельно в сводке сопротивлений. Однако. при размерной оптимизации самолета есть смысл вычленить сосавляющие безындуктивного сопротивления, зависящие от крыла и необходимые для устойчивости и балансировки. Тогда будет легко увидеть как меняется вся сводка сопротивлений, если варьировать размеры и профиль крыла. В частности, я использую такой подход при размерной оптимизации планера.

Результат по снижению балансировочного сопротивелния. коттрый я объяснил с помощью формулы Прандтля известен также со времен Прандтля и Бетца. Более того, даже в русскоязычных книжках о нем писано, и даже график можно найти, на котором зависимость балансировочного сопротивления от Су го имеет пологий минимум, заходящий в отрицательную область. Эта кривая - основной разрушитель мифа об аэродинамических преимуществах утки и тандема.

Эффект маятника имеет отношение не к продольной балансировке а к устойчивости, читаем еще раз. 

Еще одно  важное уточнение.
Доля балансировочного сопротивления в полном сопротивлении в общем случае наибольшая на максимальной скорости, при минимальном Су.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Эффект маятника имеет отношение не к продольной балансировке а к устойчивости, читаем еще раз.

Прочитал про устойчивость Вы ничего не писали. А обсуждали мы потери на перебалансировку.

 

Еще одноважное уточнение.
Доля балансировочного сопротивления в полном сопротивлении в общем случае наибольшая на максимальной скорости, при минимальном Су.

  Наибольшую долю в балансировочных потерях составляет индуктивное сопротивление Г.О.  А оно так же как и индуктивное сопротивление крыла обратно пропорционально квадрату скорости. Это говорит об обратном, что утверждаете Вы.
    Балансировочные потери с ростом скорости падают.

 

[Kolb70]

60 сил получается как раз при безредукторном варианте.
И вроде вы сами хотели ограничить обороты до 4500 ? Посмотрите внешнюю характеристику ,сколько мощности на этих оборотах выдает этот двигатель ?
Ресурс 582 Ротакса реально около 800 часов,а при хорошем обслуживании и 1000 можно налетать.Ваш мотор не новый,но наверняка часов 200 на нем еще есть.При налете любителя 30...40 часов в год,прикиньте сколько сезонов вы на нем еще отлетаете.
Ресурс Хонды на автомобиле и ресурс ее на самолете понятия немного разные.
Вы приводите в пример 2 человек которые на них летают.Лучше чем они на ваши вопросы никто не ответит.Потому что опыта полетов и эксплуатации таких СУ нет ни у кого на форуме.
Есть Хонды на мотодельте.Почитайте ветку про них на форуме.Но они с редуктором и доводили их профессионалы не один год.А в лоб эту проблему не решить.
Наши предки летали на НИЗКООБОРОТНЫХ моторах в 40 сил и 100 кг.С большими диаметрами винтов.Вам человек здесь уже написал-для тихоходного самолета большой диаметр винта решающий фактор. (Е-е-е... ну на пальцах если обьяснять)

Спасибо Вам за хороший ответ, только Вы меня не совсем правильно поняли.! Меня интересовал ответ на вопрос - почему пользователи Хонды без редуктора были довольны...?, на что  Вы дали неплохой ответ - как я понял, у этих 2х пилотов /я их попытаюсь найти/ есть причины быть удовлетворенными "вашими" 60 cилами на Хонде, а не на оригинальных 65лс Ротакса, хотя полследний легче на больше, чем 20кг.! Говоря о моем Ротаксе, на нем всего 33 часа и я благодарю Вас за хорший и продолжительный его жизненный прогноз.! Говоря же о моей 95 сильной Хонде, то спешу заметить, что моя Су укомплектована  редуктором 2.5 и, если я буду его ставить вместо Ротакса, то конечно с редуктором.!  Что касается, большого диаметра винта, во чтоя тоже верю, то другой спец - Денис , которого я уважаю, как спеца, но, с которым непросто общаться, тем более под винт в 1,9м. нет места./ сейчас стоит на Ротаксе винт 165см/ В связи с этим, возникает новый важный вопрос - СТОИТ ЛИ ПРИПОДНЯТЬ ВВЕРХ ТОЛКАЮЩИЙ СУ, ЧТОБЫ УВЕЛИЧИТЬ ВИНТ НА 25см. и на столько же увеличится плечо винта, что, вероянее всего, не очень хорошо.!!??!? Еще раз, спасибо. 🙂 :craZy
PS   Насколько мне известно, мотоы Хонда могут работать часами на 5000об., не перегреваясь.! На старых самолетах, если не ошибаюсь, стояли моторы, типа практически от грузовых автомобилей Форд и они уж не были такими малооборотистыми - 3-4 тысяч об., что не очень многим отличается от Хонды с ограничителем в 4500об., или я чего-то не понимаю.?! 🙂

 

[Kolb70]

    Вам, Kolb, следует понять, что если для Вас 582-й слабоват, то Вам нужен мотор мощностью больше 65 сил. О том, чтобы летать на любом из автомоторов без редуктора и речи быть не может. Сильно потеряете в мощности. Берите Сузуки G13В с редуктором (80 л.с.) и больше не морочьте себе голову. Желаете Жука - в Ваших краях ищите VW-2180, 76 л.с., даже тот, который б/у. И будет вам щастя. Всё очень просто.

Уважаемый, в моторе СузукиG13B - 68сил.! За совет VW-2180 спасибо, сколько в нем веса.? 🙂