Автор говорит о необходимости систематических научных исследований в области аэродинамики летающих моделей. Если правильно подходить к проектированию модели, то можно с достаточной гарантией рассчитать летные данные и получить высокие показатели не как результат огромного опыта или случайности, а как результат грамотного расчета на основании научных данных.
При переводе немецкие обозначения основных геометрических н аэродинамических величин заменены на принятые в отечественной авиационной литературе.
Л. В. Мурычее
Авиамодельные соревнования, проведенные в последние годы, показали, что в классе моделей планеров типа А-2 есть отдельные очень хорошие результаты, но большинство показателей неудовлетворительны. Большая часть хороших результатов принадлежит опытным авиамоделистам, которые из года в год улучшают показатели первенств. Некоторые молодые моделисты перенимают их опыт. Но следует, к сожалению, отметить, что большинство опытных авиамоделистов почти не передает опыт за рамки своего коллектива. Многие молодые моделисты не растут, не квалифицируются.
Важнейшим рычагом для улучшения результатов полетов наших моделей является широкое использование научных знаний. Опыт и данные исследований, собранные в течение многих лет, дадут возможность сделать соответствующие выводы для дальнейших работ. Основательное овладение научными закономерностями позволит конструкторам летающих моделей еще до постройки модели определить летные характеристики и качество полета модели. Если рассчитанные данные будут неудовлетворительны, то конструктор сможет внести в проект соответствующие изменения, чтобы получить лучшие летные характеристики.
Опытные авиамоделисты утверждают очень часто, что добиться хорошего полета модели можно только опытом и чутьем. Однако мы считаем, что действительно воздействовать на результаты полетов можно лишь тогда, когда опыт и теория применяются совместно.
В этой книге рассказывается об опыте применения теории к модели класса А-2. Она рассчитана на широкий круг авиамоделистов и в первую очередь тех авна«
моделистов, которые хотят получить хорошие результаты закономерно, а не как следствие счастливой случайности, которые интересуются аэродинамикой, чтобы в будущем стать хорошими авиационными конструктора-
ми.
Аэродинамика или аэромеханика применима к летательным аппаратам любых размеров, в том числе и к моделям планеров типа А-2. Нам кажется возможным производить аэродинамический расчет модели планера класса А-2 точно так же, как и современных больших планеров.
В приводимых расчетах некоторые формулы даются готовыми, так как их вывод не входит в задачи настоящей книги.
ПРОЕКТИРОВОЧНЫЕ РАСЧЕТЫ
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ
При проектировании первое, что нужно ясно представить— это тип модели, т, е. назначение и цель постройки. Целесообразно проектировать модель таким образом, чтобы она удовлетворяла требованиям ФАИ (Международной авиационной федерации). Такая модель может участвовать в международных соревнованиях.
Выбрав тип модели, приступают к определению ее основных размеров.
Предлагаемая модель по условиям соревнований должна показывать максимально возможное время полета при отсутствии восходящих потоков. Для этого необходимо, чтобы модель имела минимальную скорость снижения при максимально возможном качестве. Последнее будет при минимальном вредном сопротивлении.
Ясное представление об этой взаимосвязи дает расчет аэродинамических характеристик.
При расчете аэродинамических характеристик предполагается, что известно точное значение аэродинамического качества профиля крыла, т. е. известна поляра профиля. Эта поляра, полученная экспериментально в аэродинамической трубе или на ротативной машине при числах Рейнольдса, соответствующих полету моде-
ли, является основой для всех аэродинамических расчетов.
Для большинства профилей, употребляемых на моделях класса А-2, эксперименты в трубах не проводились и поэтому еще нет поляр в области модельных чисел Рейнольдса.
Чтобы найти выход из этого положения, мы выбрали путь не совсем точный, но в настоящее время единственно возможный. Профиль Go-417 является известным н проверенным профилем, однако соответствующие характеристики с него не сняты. Профиль Go-417a — это тонкая вогнутая пластинка, кривизна которой соответствует средней линии Go-417. Для профиля Gd-417a немецкий аэродинамик Шмитц снял характеристики при Re—42000. Так как между качеством Go-417 и Go-417а разница очень маленькая, мы выбра-
ли Go-417 и за основу для расчетов взяли данные Шмитца.
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДЕЙ
По конструктивным нормам планер класса А-2 должен иметь общую несущую площадь SCyMM =32—34 дм* я минимальный вес Gcymi =410 а.
Мы выбираем (...)
КРЫЛО
Теперь определим основные размеры крыла и горизонтального оперения. Одиако прежде чем приступить к расчетам, уделим некоторое внимание основам теории. Результаты исследований показывают, что при эллиптическом распределении подъемной силы по размаху крыла индуктивное сопротивление становится минимальным. На основании этого мы должны проектировать наше крыло таким образом, чтобы получить распределение подъемной силы как можно более приближающееся к эллиптическому. Это будет, если крыло имеет точную эллиптическую форму в плане. Но такую форму сложно выполнить конструктивно и технологически. Применив трапециевидное крыло с определенной закруткой, можно достигнуть распределения подъемной силы очень близкого к эллиптическому. Мы такую форму брать не будем, так как при ее изготовлении приходится делать много нервюр разной длины, что сложно. Выберем комбинацию трапециевидного и прямоугольного крыльев, так как при этом часть нервюр (одинаковых) может быть изготовлена совместно, а распределение подъемной силы и прочие характеристики у нее лучше, чем у трапециевидного крыла.
Следующей важной характеристикой крыла является его удлинение Хкр (лямбда): (...)
Рассматривая кривую, видим следующее.
При малых удлинениях крыла кривая падает очень круто, а с ростом удлинения — более полого. Если кривую продолжить еще дальше, то при бесконечно большом удлинении индуктивное сопротивление будет равно нулю. Из этого можно сделать вывод, что крылья наших летающих моделей всегда имеют индуктивное сопротивление. Исследуя кривую, можно установить, что уже в области удлинений порядка Я = 20 она идет довольно полого, так что увеличение удлинения свыше 20 практически не дает уменьшения сопротивления. Кроме того, сделать крыло с удлинением выше 20 практически почти невозможно, так как оно не будет достаточно прочным. Модель с крылом такого удлинения очень чувствительна к порывам ветра, поэтому ее можно запускать только при очень спокойном ветре. Однако для полетов в плохую погоду выгоднее иметь малое удлинение крыла. Поэтому авиамоделист, выступающий на соревнованиях с моделями класса А-2, должен иметь две модели с различными удлинениями крыла, для того чтобы быть готовым к любой погоде.
Из сказанного следует, что наиболее выгодными удлинениями крыла для класса А-2 будут ЛкР=10 —2и.
Выбираем для нашей модели удлинение крыла Х|ср=1б. Необходимо помнить, что для достижения высоких аэродинамических характеристик несущие поверхности должны иметь хорошо продуманную конструкцию, обеспечивающую треоуемую прочность.
Из распределения площадей 5кр=30,6 дм- и ^ где /кр — размах крыла. Из этой формулы определяем (...)
Эта средняя хорда равна хорде прямоугольного крыла с размахом и площадью такими же, как и у крыла нашей модели. При аэродинамическом расчете будем пользоваться только средней хордой.
Остается еще окончательно выбрать форму крыла в плане. Это лучше сделать потом при изготовлении рабочего чертежа модели, когда определены все ее остальные размеры.
При проектировании горизонтального оперения по ступаем так же, как и при проектировании крыла.
Из опыта известно, что наивыгоднейшее удлинение горизонтального оперения
причем тр соответствует малым, а большим удлинениям крыла. Удлинение берется тогда, когда видно, что иначе хорда горизонтального оперения будет очень маленькой. Для нашей модели выбираем (...)
Она потребуется для аэродинамического расчета.
ПЛЕЧО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Теперь требуется определить плечо горизонтального оперения. При этом следует сделать некоторые замечания. Как известно, плечо горизонтального оперения является одним из важнейших факторов, обеспечивающих продольную устойчивость. Кроме того, каждому авиамоделисту известно, что при изменении угла атаки меняется положение центра давления профиля.
Это изменение положения центра давления вызывает изменение момента крыла относительно центра тяжести модели (рис. 2).
В определенной области углов атаки у двух одинаковых профилей, имеющих разные хорды, положение центра давления будет изменяться по-разному.
У профиля с большей хордой изменение будет больше, а у профиля с меньшей хордой — меньше. Отсюда следует: если два крыла отличаются друг от друга только удлинением, то крыло меньшего удлинения будет иметь большее изменение положения центра давления и, соответственно, момента.
Это значит, что модель с большим удлинением крыла (малая средняя хорда крыла е?р требует меньшего стабилизирующего момента оперения, чем модель с малым удлинением (большая средняя хорда крыла ). (...)
Многочисленные исследования моделей, имеющих хорошую продольную устойчивость, дают следующую интересную картину.
У различных типов летающих моделей наблюдаются довольно большие отклонения от соотношения даваемого вышеприведенным уравнением. Эти отклонения вызываются, с одной стороны, особенностями отдельных классов моделей и, с другой стороны, аэродинамическими характеристиками применяемых профилей горизонтального оперения. Эти отклонения могут быть охарактеризованы так называемым коэффициентом устойчивости, который вводится в вышеприведенное уравнение. (...)
Меньшие значения коэффициента соответствуют вогнутым профилям оперения, имеющим вогнутость, близкую к крыловым, а большие — симметричным профилям. Это объясняется тем, что сильно вогнутые профили оперения дают большую подъемную силу и больший момент оперения по сравнению со слабо изогнутыми.
Для моделей планеров применять величину А, меньшую чем 0,7, нецелесообразно, так как при применении сильно изогнутых профилей горизонтального оперения могут возникать неприятные явления, которые будут объяснены при аэродинамическом анализе продольной устойчивости. Мы не ошибем (...)
Определив основные размеры, сделаем первый чертеж (можно в масштабе 1:10) и приступим к разработке конструкции , (см. рис. 18).
При проектировании следует применять номограмму (рис. 4) или пользоваться формулами.
Прежде чем начинать конструирование, определим аэродинамические характеристики и качество полета проектируемой модели.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
Аэродинамический расчет состоит из двух частей:
1. Расчета аэродинамических характеристик.
2. Определения качества полета.
Под аэродинамическими характеристиками понимаются скорость полета, скорость снижения и качество планирования, а продольная устойчивость относится к качеству полета.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Для расчета аэродинамических характеристик мы имеем следующие величины: (...)
Как правило, замеры характеристик профилей в аэродинамической трубе производятся на крыльях, имеющих удлинение Х0 —5. Чтобы определить летные характеристики нашей модели, необходима поляра всей модели. Поэтому поляру выбранного профиля (которая получена в аэродинамической трубе) нужно пересчитать на удлинение нашего крыла. Таким образом получим поляру крыла, которая будет являться полярой изолированного крыла. Чтобы получить цоляру всей модели, нужно
учесть сопротивление всех ненесущих частей. Чем больше сопротивление для набегающего потока оказывают ненесущие части модели и чем хуже их аэродинамические формы, тем хуже будет поляра всей модели. Такое ухудшение поляры приводит к увеличению скорости снижения и угла планирования. Из сказанного следует: чем лучше аэродинамическая компоновка модели, т. е. чем меньше ее сопротивление воздуху, тем больше время полета.
Коэффициент подъемной силы Су, который измерялся в аэродинамических трубах на определенных углах атаки, будет другим на тех же углах атаки, если крыло модели имеет удлинение, отличающееся от принятого в трубах. С другой стороны у крыла, продутого в трубе, каждому значению коэффициента подъемной силы Су соответствует определенный коэффициент сопротивления Сх, в то время как для крыла модели из-за разницы в удлинении тому же самому значению Су будет соответствовать другая величина Сх.
Для определения значений коэффициента сопротивления и угла атаки нашего крыла воспользуемся известными формулами:
Величина 57,3 введена для того, чтобы угол в радианах перевести в угол в градусах.
В трубах поляры снимаются с крыльев прямоугольной формы в плане. Значит, если мы хотим рассчитать эллиптическое крыло, то должны ввести в вышеприведенные формулы коэффициенты ф (для определения ДСх ) и ф (для определения До) - В нашем примере крыло считаем эллиптическим: ф = 1, ф = 1 (прямоугольный центроплан и трапециевидные консоли).
Горизонтальное оперение считаем тоже эллиптическим (трапециевидное с эллиптическими законцовками).
KOHEЦ ФPAГMEHTA КНИГИ
Таблицы и формулы не распознаны, сверяйте с оригиналом.
|
