Как рассчитать размах крыла
ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ РАЗМАХА КРЫЛА САМОЛЕТА
Теорема Н.Е.Жуковского о подъемной силе крыла, выведенная в 1906 г., выглядит в виде формулы следующим образом [1]:
При анализе развития самолетов в [2] используется зависимость:
В случае установившегося горизонтального полета подъемная сила крыла уравновешивается весом ЛА:
С учетом (1) и (4) формулы (2) и (3) предстанут в следующем виде:
Формула (5) показывает существование связи нагрузки на размах с плотностью воздуха и скоростью полета, но из-за сложности определения циркуляции для практических расчетов на этапе проектирования мало пригодна. Формула (6) при своей простоте на практике дает очень большие погрешности, так как исходная зависимость (3) предполагает жесткую связь подъемной силы крыла с индуктивным сопротивлением, а также считается, что полет происходит на уровне земли.
Если исходить, как было сказано выше, из того, что в установившемся горизонтальном полете подъемная сила равна весу (4), а сила сопротивления уравновешена тягой винта:
то, проведя несложные преобразования (полную выкладку которых опустим ввиду небольшого объема журнальной статьи), получим формулу, позволяющую определить нагрузку на эффективный размах крыла самолета, учитывающую режим полета, степень дросселирования двигателя, к.п.д. винта, скорость и высоту полета в виде следующей зависимости:
В свою очередь, коэффициенты выглядят так:
где 
— коэффициент формы крыла в плане; 
— коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе; 
— коэффициент индуктивного сопротивления; 
— действительная мощность двигателя(л.с.); 
— номинальная мощность двигателя (л.с.).
При взлетном весе и эффективном размахе крыла нагрузка на эффективный размах:
Потери мощности двигателя при оценке учитываются следующим образом:
где 
— к.п.д. винта (см.выше); 
— к.п.д. редуктора.
На этапе проектирования ЛА коэффициенты Схо и Схi, как правило, неизвестны, но в силу свойств индуктивного сопротивления поляра самолета близка к квадратичной параболе (а расчетная поляра, т.е. полученная не в результате продувок, и является параболой). Для квадратичной параболы верны следующие соотношения [3] (см. рис.1):
— экономический крейсерский режим полета, точка 1; 
— режим максимального аэродинамического качества (Кmax), точка 2; 
— экономический режим полета, точка 3.
В режиме максимального качества, как известно, обеспечивается наибольшая дальность полета. Экономический режим позволяет достичь максимальной продолжительности полета. Экономический крейсерский режим наиболее приемлем при коммерческих транспортных операциях. Значения коэффициента приведены ниже [4]:
Мощность двигателя уменьшается с увеличением высоты полета. Коэффициент падения мощности невысотных двигателей [5], а также значения плотности воздуха [6] в зависимости от высоты полета приведены в таблице 1.
Как рассчитать потребную площадь крыла?
40км/ч;пол.вес 1000гр;тяг.воор.500гр Б)Быстрая модель
Опции темы
Как рассчитать потребную площадь крыла?
Подскажите/объясните принцип расчета потребной площади крыла.
Желательно оч. упрощенно.
На примере (вводные):
А)Тихоходная модель
40км/ч;пол.вес 1000гр;тяг.воор.500гр
Б)Быстрая модель
На изначально некорректный вопрос Вы не получите ответа. Площадь крыла лишь один из параметров. Например два одинаковых по геометрии крыла могут иметь профили с разной относительной толщиной (к примеру 5 и 15 %), а также разную форму профилей (симметричный, плосковыпуклый, двояковыпуклый или вогнутовыпуклый). Отсюда разные коэффициенты лобового сопротивления и подъёмной силы.
Ну и про тяговооружённость Вы напутали. Видимо имелась ввиду тяга и скорее всего статическая (на месте). Максимальная скорость, кроме всего прочего, зависит от шага винта. Перегруженный (тяжёлый) по шагу винт на месте может иметь небольшую тягу, а в полёте она увеличится. Недогруженный (лёгкий) по шагу винт на месте может развивать большую тягу, но быстро «сдуется» в полёте.
С чего тогда правильнее начать?
Пусть профиль крыла будет «плоско-выпуклый»,толщина профиля и его размеры по всей длине едины.
Думаю,стоит учесть наиболее значимые параметры с меньшем разбросом значений (как например плотность воздуха меет не сильный разброс).
Посмотрите здесь. В верхней части выбираете «модельные калькуляторы», далее «скорость и нагрузка». Подставляете разную площадь крыла и в первом приближении получите скорость сваливания и максимальную скорость. В общем разберётесь, там для каждого калькулятора есть пояснения.
Базовые знания собраны в этой книге: Мерзликин В.Е. Радиоуправляемые модели планеров.
Дальше упрощать некуда.
Можно. Но даст ли это вам все что нужно. Александр коротенько уже сказал все.
Упрощенно. Крыло должно создавать подъемную силу равную или большую веса модели. Если вес модели равен подъемной силе, то модель будет совершать только горизонтальный полет. Избыток подъемной силы необходим для набора высоты. Подъемная сила крыла зависит от площади, его аэродинамических характеристик и скорости полета в прямой зависимости (плотность воздуха будем считать постоянной). Аэродинамические характеристики в основном определяются применяемым профилем крыла.
Тяговооруженность это термин показывающий соотношение силы тяги к весу модели.
Не удается найти описание применения разных видов АД-профилей и их схемы (прямая,стреловидная,обратная стреловидность),поделитесь источниками или по возможности объясните.
То что вы перечислили это форма крыла в плане. АД характеристики профиля берутся из атласов профилей.
Проблема подбора профиля достаточно неординарная и чревата многими компромиссами. Как правило в атласах профилей они группируются по своему назначению. Самолетные планерные для оперения и т д.
Есть программа «профили» в ней уже заложены данные из атласов. Используйте ее. Ссылку добрые люди подскажут.
Как выглядит база профилей гляньте тут.
И еще почитайте учебники по аэродинамике и разберитесь с терминологией. Иначе будет трудно.
Просто разобратся что к чему,до какого предела можно грузить типовые крылья (продаваемые). а в целом очень интересно поэксперементировать,собрана пенорезка и есть шаблоны носителей,теперь бы разобраться как учитывать/расчитывать базовые характеристики под задачи.
В общих чертах основные схемы/типы крылатых примерно понятны,что бы на их базе делать производные с разумными изменениями,но есть но,на досуге мысли опережают руки и пришел к выводу,что не все так однозначно,если например сравнить нагрузку на крыло реального самолета с моделью (перенос масштаба),столкнулся еще с «кубической нагрузкой на крыло» но у понеслось.
Стал пересчитывать стандартное крыло под большие веса и сравнил с характеристиками продаваемых,и ни как не сошелся в данных,а именно,с ростом размера носителя и его площади,резко (почти в квадрате) возрастает допустимая нагрузка на крыло. не ясно,по какой формуле это вычисляется.
зы:понимаю,что меньшую площадь крыла можно скоростью компенсировать,а недогруз возможно унесет ветром.
Все считается по формуле подъёмной силы крыла.
Легче и быстрее будет собрать статистику по существующим моделям. Если планируется изготовление из пенопласта, то по пенопластовым моделям. Сделать таблицу навскидку со следующими параметрами:
Название модели, размах крыла, площадь крыла, удлинение (размах в квадрате/площадь), вес, удельная нагрузка на крыло (вес/площадь крыла), вес полезной нагрузки, весовая отдача (вес полезной нагрузки /взлётный вес), Vмакс., Vкрейс., Vпос., максимальная дальность, мотор, винт, аккумулятор, профиль крыла (если есть данные) и некоторые особенности (например способ старта и посадки, используемое оборудование).
Далее забиваете данные с сайтов производителей, по отзывам пользователей и исходя из своих задач и возможностей выбираете устраивающие Вас параметры. И на будущее у Вас уже будут отправные точки для проектов.
В основном параметры самолёта при прочих равных определяются используемым оборудованием (его весом и габаритами). Можно получить одинаковую дальность и скорость на модели размахом меньше метра и на модели размахом 3 метра.
Может несколько сумбурно, но как-то так.
1)Почему крылья (без хвостые носители) имеют как правило стреловидную форму,а не прямую (как у «Талона»/»Бикслера») и не обратную стреловидность («Dart 250″/»RW Drag»)?
2)Форма крыла типа как самолетов «Конкорд»,почему не пользуется популярностью и какие особенности такой формы?
3)Если при равном размахе (пусть схема будет прямая типа «Цессна») удленить профиль с целью увеличения площади,какие будут потери и будет ли положительный эффект?
4)При прочих равных,какие особенности при расположении крыла:
*внизу центроплана
*в середине центроплана
*с верху центроплана
5)Особенности/поведение/когда без хвоста нельзя (самолета)
*без хвоста
*классический хвост (рули и стабилизатор)
*V-хвост
6)Есть ли приехущество у биплана с точки зрения грузоподъемности при равном размахе?
Летающие крылья делаются стреловидными для обеспечения продольной устойчивости и балансировки. Бикслер и дарт имеют фюзеляж и таким образом за счет подбора продольной балансировки им не нужна стреловидность.
Такая форма в плане называется оживальной. Вы сами ответили на свой вопрос. Применяется только на самолетах типа Конкорд и Ту-144. Для них и под их задачи и разрабатывалось. Соответственно не подходит другим типам ЛА. Плюс рассчитано на работу в зоне дозвуковой и сверхзвуковой. Аэродинамика в этих зонах очень разная.
Если удлинить профиль (как я понял хорду профиля), то вы получите совершенно другой профиль с другими характеристиками. Результат можете получить как в положительную сторону так и в отрицательную. Точнее его надо в трубе продувать чтобы снять новые характеристики.
А сами не догадываетесь? Размах один и тот же, только 2 крыла.
Влад. Еще раз повторяю. Прочитайте элементарные учебники по аэродинамике. И разберитесь в терминологии. Мы же здесь не будем давать постоянный ликбез по элементарным вопросам. Не в обиду. Можно отвечать на вопросы когда видится что человек знает но недопонимает какие либо детали процесса. Но когда отсутствует элементарная база в вопросе, то мы же тут не преподаватели в институте. У всех есть свое личное время, которое драгоценно. 
Я ответы Вам писал около 40 минут. 
Дружище, это курс по аэродинамике.
Читать надо а не писать 
Начинать с учебников по аэродинамике, искать в сети (основы аэродинамики), качать и читать.
Ну или поступать в учебное заведение.
Фигнёй ты тут занимаешься.
Влад, в двух словах» как рассчитать и построить летательный аппарат тяжелее воздуха» не реально. На это требуются годы упорного труда. Для освоения пенорезки на начальном этапе просто копируйте уже готовые проекты как это делают «братья китайцы» и попутно постигайте азы аэродинамики и авиамоделизма. Сходу эту тему не одолеть, слишком много переменных и неизвестных. А уж сколько материалу будет переведено в опилки ни в сказке сказать ни пером описать. Удачи вам в этой не простой затее.
Ок,Спасибо,уже есть куда двигатся.
Тему не закрывайте,попутно могут возникнуть вопросы.
у биплана из особенностей: повышенная маневренность, бОльшая (хотя и не всегда) по сравнению с монопланом того-же размаха ширина фюза, большой Сх (самоль быстрее теряет скорость- меньше пробег на посадке, но есть риск с непривычки «свалиться» на вираже).
Что из этого недостаток, а что преимущество- однозначно не скажешь.
По грузоподъёмности: с одной стороны- в 2 раза бОльшая площадь крыла, с другой стороны- больше индуктивное сопротивление (за счет меньшего относительного удлинения) и схождение верней и нижней консолей по передней кромке (что не лучшим образом влияет на Сх).
Предполагая цель вопроса, подытожу: биплан для fpv на дальность- неоптимальное решение.
У планера (мне показалось) небольшая толщина крыльев при их весьма не малом размахе,это в свою очередь уменьшает лобовое сопротивление. а что в большей степени планеру дает/влияет на аэродинамическое качество:размах (при небольшом весе) или тонкое крыло (профиль)?
И можно сказать,если аэр. дин. кач. высокое,то и энерго затраты требуются меньше для сравнительной дальности?
Все в целом,и профиль крыла,и его удлиннение и т.д.
Есть чисто эмпирические расчеты (основанные на опыте),я их хотел подкрепить природой в этой ветке,но понял,что это сложно.
Но все равно,а рад буду видеть в этой ветке новую информацию.
Вообще, профиль характеризуется не абсолютной толщиной, а относительной толщиной: отношением максимальной толщины профиля к его хорде (длине). По относительной толщине профиль крыла планера может не отличаться от профиля крыла других ЛА и даже быть больше особенно у корня крыла.
Если упрощенно говорить об отличии аэродинамики крыла планера, то придется упомянуть процесс перетекания воздуха с нижней стороны профиля на верхнюю сторону на концах крыла. При этом, чем меньшее удлинение (отношение размаха крыла к его средней хорде) имеет крыло, тем больший процент крыла на его концах не работает (не создает подъемной силы), и чем большее удлинение имеет крыло (как у планера), тем меньший процент не участвует в создании подъемной силы. С этим связаны и большие углы атаки профиля у самолетов с малым удлинением крыла, нежели у планеров. А следовательно и большее лобовое сопротивление (и большее индуктивное сопротивление из-за перетекания воздуха на концах крыла), а также меньшее аэродинамическое качество.
Если упрощенно.
Аэродинамика самолета и формула расчета крыла
Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью и поперечным V
Размахом крылаL называется расстояние между концами крыла по прямой линии.
Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла.
Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций
(2.1)
— средняя хорда крыла, м.
Удлинением крыла l называется отношение размаха крыла к средней хорде
(2.2)
Если вместо bср подставить его значение из равенства (2.1), то удлинение крыла будет определяться по формуле
(2.3)
Для современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 2- 5. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров до 25. (2.4)
Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах.
На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.
Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна.
Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.
Авиамодель на радиоуправлении ч. 1. Проектирование крыльев
Одним из важных этапов строительства авиамодели является расчет и проектирование крыльев. Для того, чтобы правильно спроектировать крыло, необходимо учесть несколько моментов: правильно выбрать корневой и концевой профили, правильно их выбрать исходя из нагрузок, которые они обеспечивают, а также правильно спроектировать промежуточные аэродинамические профиля.
С чего начинается конструирование крыльев
В начале конструирования на кальке был сделан предварительный эскиз самолёта в натуральную величину. В ходе этого этапа я определился с масштабом модели и с размахом крыльев.
Определение размаха
Когда предварительный размах крыла был утвержден, наступило время для определения веса. Эта часть расчета имела особое значение. Первоначальный план включал в себя размах крыльев в 115 см, однако, предварительный расчет показал, что нагрузка на крыльях будет слишком высокой. Поэтому я масштабировал модель до размаха в 147 см без учета законцовок крыльев. Такая конструкция оказалась более подходящей с технической точки зрения. После расчета мне осталось сделать весовую таблицу со значениями весов. В свою таблицу я также добавил усредненные значения веса обшивок, например, вес бальзовой обшивки самолёта был определен мной, как произведение площади крыла на два (для низа и верха крыла) на вес квадратного метра бальзы. Тоже самое было сделано для хвостового оперения и рулей высоты. Вес фюзеляжа был получен путем умножения площади боковой стороны, а также верха фюзеляжа на два и на плотность квадратного метра бальзы.
В результате я получил следующие данные:
Устойчивость
После определения веса были рассчитаны параметры устойчивости для того, чтобы убедиться, что самолёт будет устойчивым и все детали будут адекватного размера.
Для устойчивого полёта необходимо было обеспечить несколько условий:
Выбор правильного аэродинамического профиля
Выбор правильного профиля определяет правильное поведение самолёта в воздухе. Ниже я привожу ссылку на простой и доступный инструмент для проверки аэродинамических профилей. В качестве основы для выбора профилей я выбрал концепцию, согласно которой длина хорды на законцовке крыла равна половине длины хорды в корневой части. Наилучшее решение того, чтобы не допустить срыв потока на крыле, которое я нашел, заключалось в резком сужении крыла на законцовке без возможности сохранения управления самолётом до набора достаточной скорости. Я добился этого с помощью разворота крыла вниз на конце и через тщательный подбор корневых и концевых профилей.
В корне я выбрал аэродинамический профиль S8036 с толщиной крыла в 16% от длины хорды. Такая толщина позволила заложить лонжерон достаточной прочности, а также выдвижные шасси внутри крыла. Для концевой части был выбран профиль – S8037, который также имеет толщину в 16% от толщины хорды. Такое крыло будет уходить в срыв при большом коэффициенте подъёмной силы, а также при большем угле атаки, чем S8036 при том же числе Рейнольдса (этот термин служит для сравнения профилей разного размера: чем больше число Рейнольдса, тем больше хорда). Это значит, что при том же числе Рейнольдса в корневой части крыла срыв произойдет быстрее, чем на законцовке, но контроль за управлением сохранится. Однако, даже если длина хорды корня в два раза больше длины хорды законцовки, она имеет число Рейнольдса в два раза большее, а увеличение числа приведет к задерживанию сваливания. Именно поэтому, я развернул законцовку крыла вниз, так что оно перейдет в сваливание только после корневой части.
Ресурс для определения аэродинамических профилей: airfoiltools.com
Теория по основам конструирования крыльев
Конструкция крыла должна обеспечивать достаточную подъёмную силу для веса самолёта и дополнительных нагрузок, связанных с маневрированием. В основном это достигается с помощью использования центрального лонжерона, который имеет два пояса, верхний и нижний, каркаса, а также тонкой обшивки. Несмотря на то, что каркас крыла тонкий он обеспечивает крылья достаточной прочностью на изгиб. Также в конструкцию часто входят дополнительные лонжероны для уменьшения лобового сопротивления в передней части задней кромки. Они способны воспринимать как изгибающие нагрузки, так и увеличивать жесткость при кручении. Наконец передняя кромка может быть отодвинута назад за лонжерон для получения закрытого поперечного каркаса, который называется D-образным и служит для восприятия крутильных нагрузок. На рисунке наиболее часто встречающиеся профиля.
Все эти конструкции крыльев являются типовыми для лонжеронов и для создания крепежных петель у радиоуправляемых самолётов. Эти конструкции без исключения являются единственным способом технической реализации закрылков и элеронов, а другие различные решения можно подогнать к ним же.
C – образный или коробчатый лонжерон?
Для своего самолёта я выбрал деревянный C – образный профиль лонжерона с прочной передней кромкой и простым вертикальным лонжероном. Полностью крыло обшито бальзой для создания жесткости при кручении и для эстетики.
Дерево было выбрано взамен пластиковой трубки поскольку самолёт спроектирован с 2 градусным внутренним углом, а соединение в виде пластиковой трубки в центре крыла не сможет долго сопротивляться изгибающим нагрузкам. C – образный профиль лонжерона является также более благоприятным по сравнению с двутавровым профилем, поскольку в лонжероне должен быть сделан слот на всю его длину для установки в решетку. Эта добавленная сложность не за счет заметного увеличения прочности и соотношения веса лонжерона. Коробчатый лонжерон также был отвергнут, поскольку он сильно увеличивает вес, однако, его не так сложно построить, а по прочности он один из лучших. Простой вертикальный лонжерон, совмещенный с петлевым обтекателем, вот таким был выбор конструкции крыла, когда остальная часть крыла обшита и достаточно прочна без каких либо дополнительных опор.
Проектирование нервюр с помощью AutoСAD
Оказывается, изготовление нервюр для трапециевидного крыла может стать вдохновляющим занятием. Есть несколько методов: первый метод основан на вырезании профиля крыла по трафарету сначала для корневой части, а потом для законцовки крыла. Он заключается в сочленении обоих профилей вместе с помощью болтов и вычерчивании по ним всех остальных. Этот метод особенно хорош для изготовления прямых крыльев. Основное ограничения метода – он подходит только для крыльев с незначительным сужением. Проблемы возникают из-за резкого роста угла между профилями при значительной разнице между хордой законцовки и хордой корня крыла. В этом случае во время сборки могут сложности из-за большого отхода дерева, острых углов и краёв нервюр, которые надо будет удалить. Поэтому я воспользовался своим методом: сделал свои собственные шаблоны для каждой нервюры, а затем обработал их так, чтобы получить идеальную форму крыла. Задача оказалась сложнее, чем я ожидал, поскольку шаблон корневой части отличался от законцовки кардинально, а все профиля между ними были комбинацией двух предыдущих, вместе с кручением и растяжением. В качестве программы проектирования я использовал Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, поскольку съел на этом собаку при моделировании RC моделей самолётов в прошлом. Проектирование нервюр происходит в несколько этапов.
Всё начинается с импорта данных. Самый быстрый способ для импорта аэродинамического профиля (профили можно найти в базах данных UIUC аэродинамических профилей) в AutoCAD, который я нашел, заключается в создании табличного файла в формате excel в виде таблицы с колонками координат точек профиля x и y. Единственное, что следует перепроверить — соответствуют ли первая и последняя точка друг другу: получается ли у вас замкнутый контур. Затем скопировать полученное назад в txt файл и сохранить его. После того, как это проделано, следует вернуться назад и выделить всю информацию на предмет, если вы случайно вставили заголовки. Затем в AutoCAD запускается команда «spline» и «paste» для обозначения первой точки эскиза. Жмем «enter» до конца выполнения процесса. Аэродинамический профиль в основном обрабатывается таким образом, что каждая хорда становится отдельным элементом, это весьма удобно для изменения масштаба и геометрии.
Рисование и взаимное расположение профилей в соответствие плану. Передняя кромка и лонжероны должны быть тщательно доведены до нужного размера, при этом надо помнить про толщину обшивки. На чертеже, следовательно, лонжероны должны быть нарисованы уже, чем они есть на самом деле. Желательно сделать лонжероны и переднюю кромку выше, чем они есть на самом деле, для того, чтобы рисунок лег ровнее. Также пазы на лонжеронах должны быть расположены таким образом, чтобы оставшаяся часть лонжерона уместилась в нервюрах, но осталась при этом квадратной.
На рисунке показаны основные аэродинамические профиля перед тем, как они будут разбиты на промежуточные.
Лонжерон и совместная с ним передняя кромка соединены вместе, чтобы потом их можно было исключить из построения.
Аэродинамические профили сопряжены вместе и образуют форму крыла при видимом лонжероне и передней кромке.
Лонжерон и передняя кромка удалены с помощью операции «subtract», остальные части крыла показаны.
Крыло вытягивается с помощью функции «solidedit» и «shell». Далее выделяются поочередно плоскости корневой части крыла и законцовки, удаляются, а то, что получается и есть обшивка крыла. Поэтому внутренняя часть обшивки крыла является основой для нервюр.
С помощью функции «плоскость сечения» формируются эскизы каждого профиля.
После этого под командой «плоскость сечения» выбирается создание раздела. С помощью этой команды созданные профили во всех точках профиля могут быть отображены. Для помощи в выравнивании нервюр крыльев я строго рекомендую создать на каждом сечении горизонтальную линию от задней кромки крыла до передней. Это позволит правильно выровнять крыло, если оно построено с кручением, а также сделать его прямым.
Поскольку эти шаблоны на самом деле созданы с учетом обшивки крыльев, внутренняя линия профилей является правильной линией для построения нервюр.
Теперь, когда все нервюры промаркированы с помощью команды «text», они готовы к печати. На каждой странице с нервюрами я разместил схематически коробку с площадкой, доступной для печати на принтере. Маленькие нервюры можно печатать на толстой бумаге, а для крупных аэродинамических профилей подойдет обычная бумага, которая затем усиливается перед вырезанием.
Комплектация деталей
После конструирования крыла, анализа и подбора всех необходимых для изготовления авиамодели деталей, был сделан список всего необходимого для постройки.