VW-ЖУК

[Denis]

Крыло на таком самолете не прямоугольное. Оптимально сочетание прямоугольного центроплана с сужающимися консолями. размах если не 10 метров. то немногим меньше, скажем, 9.75. Точка крепления подкоса отстоит от корня примерно на половину размаха консоли.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Крейсерский КПД винта на таком самолете легко получается 0.82-0.85.

КПД винта я назвал с учетом установки на самолете.

Установочные потери выдумал не я. Вы берёте К.П.Д. винта испытанного без учёта потерь на обдув фюзеляжа. К примеру у серии винтов С.Д.В. 1 максимальное К.П.Д. 0,82, при этом серия испытывалась без тела вращения. У английской серии максимальное К.П.Д. 0.9 и испытывалась серия с телом вращения 0,271*D. Но это гораздо меньше чем условный диаметр фюзеляжа. О взаимодействии винта и фюзеляжа показано в следующих вложениях, показано не всё, остальное прочитайте у Кравца. Прошу не обращать внимание на фамилии советских учёных Остославского и Халезова. Замутил эту бяку с потерями на обдув фюзеляжа англичанин Локк. К нему и все притензии.
  В лучшем случае К.П.Д. В.М.Г. и фюзеляжа будет около 0.77-0.75%.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Крыло на таком самолете не прямоугольное. Оптимально сочетание прямоугольного центроплана с сужающимися консолями. размах если не 10 метров. то немногим меньше, скажем, 9.75. 

Хорда получается в этом случае 0,77м., а при такой маленькой хорде да четырёх местный самолёт, да ещё багажник не в салоне. Ну очень большие проблемы с центровкой, я бы даже сказал неразрешимые.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Крыло на таком самолете не прямоугольное. Оптимально сочетание прямоугольного центроплана с сужающимися консолями. размах если не 10 метров. то немногим меньше, скажем, 9.75. Точка крепления подкоса отстоит от корня примерно на половину размаха консоли.

Опять же при удлинении 12,7 один подкос и скорости гор. полёта 400, очень необходимо позаботиться о флаттере. В смысле не попасть в него. Это же сколько крыло будет весить, если ему придать необходимую жёсткость.

 

[Denis]

Цельнометаллический планер О.К.Антонова А-13 имел свободнонесущее крыло с относительным удлинением 14 и допускал пикирование на скорости 400км/ч. Удлинение 12.8 свободнонесущего крыла встречается на современных пассажирских турбовинтовых самолетах (Bombardier DASH-8).
Для подкосного крыла, разгруженного подкосом и от изгиба и от кручения для критической скорости флаттера имеет значение только относительное удлинение только консольных частей(за вычетом участка между подкосами), а оно в данном случае составляет 8 (2х4).

 

[Denis]

Комментарии к Фиг.82 на вышеприведенной вставке. Показанные кривые наглядно демонстрируют эффект повышения тяги винта в присутствии фюзеляжа. Об этом эффекте я уже рассказывал, он компенсирует полностью или частично повышение сопротивления фюзеляжа в струе винта. Как видно из рисунка. коэфициент beta (определяет потребляемую винтом мощность) не изменяется до lambda=0.47, будучи одинаковым как для изолированного винта? так и с фюзеляжем,  а вот alpha (коэффициент тяги) в присутствии фюзеляжа заметно выше во всем диапазоне относительной поступи lambda. Отношение alpha/beta определяет тягу, вырабатываемую винтом на единицу подводимой мощности, а КПД есть (alpha/beta)lambda.
Снимите с графика отношения alfa/beta для изолированного винта и для винта с фюзеляжем для разных lambda и сделайте выводы.   

 

[Denis]

Крыло на таком самолете не прямоугольное. Оптимально сочетание прямоугольного центроплана с сужающимися консолями. размах если не 10 метров. то немногим меньше, скажем, 9.75. 

Хорда получается в этом случае 0,77м., а при такой маленькой хорде да четырёх местный самолёт, да ещё багажник не в салоне. Ну очень большие проблемы с центровкой, я бы даже сказал неразрешимые. 

Никаких проблем. Расчитайте сдвиг центра масс при разных вариантах загрузки и будет Вам счастье.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Комментарии к Фиг.82 на вышеприведенной вставке. Показанные кривые наглядно демонстрируют эффект повышения тяги винта в присутствии фюзеляжа. Об этом эффекте я уже рассказывал, он компенсирует полностью или частично повышение сопротивления фюзеляжа в струе винта. Как видно из рисунка. коэфициент beta (определяет потребляемую винтом мощность) не изменяется до lambda=0.47, будучи одинаковым как для изолированного винта? так и с фюзеляжем,  а вот alpha (коэффициент тяги) в присутствии фюзеляжа заметно выше во всем диапазоне относительной поступи lambda. Отношение alpha/beta определяет тягу, вырабатываемую винтом на единицу подводимой мощности, а КПД есть (alpha/beta)lambda.
Снимите с графика отношения alfa/beta для изолированного винта и для винта с фюзеляжем для разных lambda и сделайте выводы.

Поразительно. Вы умудряетесь переворачивать факты с ног на голову. Я не стал выкладывать пол книги на форуме, в надежде, что Вы хотя бы пролистаете её.
   Проще поступлю. Не сочтите за труд, прочитайте во втором (вышеприведённом вложении)  начиная с тринадцатой строки снизу и до конца.

 

[Вячеслав Атнагулов]

Никаких проблем. Расчитайте сдвиг центра масс при разных вариантах загрузки и будет Вам счастье

Каким образом Вы сдвинете Ц.Т. в район сидений для пассажиров, или у Вас пилот будет пилотировать с заднего сиденья. 

 

[Denis]

Комментарии к Фиг.82 на вышеприведенной вставке. Показанные кривые наглядно демонстрируют эффект повышения тяги винта в присутствии фюзеляжа. Об этом эффекте я уже рассказывал, он компенсирует полностью или частично повышение сопротивления фюзеляжа в струе винта. Как видно из рисунка. коэфициент beta (определяет потребляемую винтом мощность) не изменяется до lambda=0.47, будучи одинаковым как для изолированного винта? так и с фюзеляжем,  а вот alpha (коэффициент тяги) в присутствии фюзеляжа заметно выше во всем диапазоне относительной поступи lambda. Отношение alpha/beta определяет тягу, вырабатываемую винтом на единицу подводимой мощности, а КПД есть (alpha/beta)lambda.
Снимите с графика отношения alfa/beta для изолированного винта и для винта с фюзеляжем для разных lambda и сделайте выводы.

Поразительно. Вы умудряетесь переворачивать факты с ног на голову. Я не стал выкладывать пол книги на форуме, в надежде, что Вы хотя бы пролистаете её.
   Проще поступлю. Не сочтите за труд, прочитайте во втором (вышеприведённом вложении)  начиная с тринадцатой строки снизу и до конца.

А вы сами хоть читали? Если читали, что увидели?

 

[Denis]

Никаких проблем. Расчитайте сдвиг центра масс при разных вариантах загрузки и будет Вам счастье

Каким образом Вы сдвинете Ц.Т. в район сидений для пассажиров, или у Вас пилот будет пилотировать с заднего сиденья.  

Нет необходимости его туда сдвигать. Подумайте еще раз.

 

[rtyuiop.400]

Небольшая положительная стреловидность?

 

[Вячеслав Атнагулов]

А вы сами хоть читали? Если читали, что увидели?

От туда же.

 

[Denis]

Небольшая положительная стреловидность?

Совсем не нужно. Диапазон пермещения ЦТ самолета при различной загрузке с запасом помещается в летном диапазоне центровок. Узкой хорды при этом бояться не нужно. Пример как не бояться - самолеты MCR.

 

[Denis]

А вы сами хоть читали? Если читали, что увидели?

От туда же.

Что Вам сказать.
Изучайте предмет глубже.

 

[Edg]

Хорда получается в этом случае 0,77м., а при такой маленькой хорде да четырёх местный самолёт, да ещё багажник не в салоне. Ну очень большие проблемы с центровкой, я бы даже сказал неразрешимые. 

Вы мыслите какими-то штампами и "кусками" знаний, без вникания в суть и увязки между собой , и потому зачастую ошибочно - типа задор юности и "..  открытий чудных...(с) Пушкин.  ИМХО. 🙂
Причем здесь абсолютное значение хорды крыла и положение ЦТ в процентах по этой хорде?! - прочитали в "букварях", что центровки обычно лежат в пределах хорды, типа 15-35% ?
А если крыло ( позволили чудо-материалы например вдруг) сделать размахом 70м и с хордой 0,1м (700м и САХ 0,01м) ?  - и  какие вдруг обнаружатся проблемы с центровкой даже если она "улетела" вперед далеко за переднюю кромку на пару (или пару десятков) САХ ?!
Важны в первую очередь абсолютные значения положения ЦТ относительно фокуса крыла (в рамках размеров и ЛТХ) и одновременно увязка с этим "хозяйством" эффективности и выноса ГО для обеспечения устойчивости и управляемости - все!
Вместо бесконечных споров по любому поводу Вы попробуйте сопоставить комплекс факторов и "просечь суть", который совсем не всегда лежит на блюдечке как выделенный текст в учебнике - и который нужно еще уметь сопоставить с текстами в очень многих других учебниках.  🙂

 

[rtyuiop.400]

Денис, вы хитрите. А Edg запутался.

Что больше, 20-25% от 150см(хорда№1) , или те же 20-25 % от  75см(хорда№2)???? В первом случае могу "гулять" в пределах 37,5-30 =(7,5см) , а во втором  18,75-15=(3,75см)

Реальный диапазон центровок, на узком крыле  меньше.

Edg на вашем крыле размахом 70 м и шириной 10 см. "гулять" можете в пределах  миллиметров.
При хорде например 40-50 см, обули тяжелые ботинки или наклонились сильно вперед- и нарушили центровку🙂

 

[Atas]

То есть при больших удлинениях центровка может и за переднюю кромку перевалить ? Это для самолета нормальной схемы ??

 

[rtyuiop.400]

То есть при больших удлинениях центровка может и за переднюю кромку перевалить ? Это для самолета нормальной схемы ?? 

А может вы не поняли о чем речь? Тут речь идет о диапазоне центровок.  И не про такие относительные величины как, удлинение , а про фактическую ширину хорду.

удлинение 15 можно иметь и при L =7,5м и b=0,5м, и при L=60м b=4м

Только вот при хорде в 0,5 м особо не разгуляешься-грузы размещать вдоль фюзюляжа-очень быстро выйдешь за пределы центровки.  . а при хорде 4 м-......................

Упростил до предела. Дальше некуда.

 

[Denis]

Я не хитрю.
Я от восторга хрю.

Пусть у нас для примера САХ=0.75м
Масса пустого самолета 600кг
Масса целевой нагрузки (4 человека) 400кг
Она составляет 40% полетной массы без топлива (1000кг)
Пусть ЦТ пустого самолета совпадает с предельно предней эксплуатационной центровкой (примем ее 15% САХ)
ЦТ полезной нагрузки в фюзеляже находится в 380мм позади цт пустого самолета (середина отрезка между цт передних и задних сидений), это 65.7%САХ

Тогда после загрузки самолета этими 400кг целевой нагрузки ЦТ окажется на 264.5мм = 35.26% САХ   
А диапазон центровок нашего самолета бюудет никак не уже 27%САХ (столько у MCR-04S), потому как плечо ГО достигает 5САХ.
Тогда предельно задняя эксплуаьтационная центровка будет
15+27=42%САХ и на межще до нее 6.74% запаса.

За спинками задних сидений можно положить более 50кг багажа.

Вопросы остались?