Вход на сайт

Зарегистрировавшись на сайте Вы сможете добавлять свои материалы






Расчет самодельного самолета


САМОЛЕТ МОЖЕТ СДЕЛАТЬ КАЖДЫЙ! | МОДЕЛИСТ-КОНСТРУКТОР

Решив однажды построить самолет, самодельщик сталкивается с рядом вопросов, и от ответа на них зависит исход всего дела. Мне кажется, что самолет может сделать каждый грамотный человек, если выполнит три условия.

Во-первых, необходимо заручиться поддержкой и пониманием своей задумки у родных и близких. Создание самолета отнимает все свободное время, и очень важно, чтобы семья не была против. Еще лучще – сделать это общим делом, зажечь своей идеей самых близких людей. По данным Американской ассоциации экспериментальной авиации, около 70% недостроя случается «из-за жен». Проблемы в семье, связанные с отсутствием взаимного внимания во время строительства, в большинстве случаев приводят к тому, что дело не доводится до конца.

Во-вторых, нужно выработать в себе силу воли. Это обеспечит превосходство разума над чувствами. Создание собственного самолета – процесс весьма трудоемкий. Огромный объем работ может заставить усомниться в правильности выбранного пути, расстроиться из-за ошибок или сложностей. Приготовьтесь к тому, что будут взлеты и падения. Нужно научиться бороться с самим собой: «Не хочется, а надо!». И каждый день, несмотря ни на что, идти к своей цели!

В-третьих, важно найти подходящий проект. В наше время появилось много готовых разработок самолетов для самостоятельной постройки, и из всего этого многообразия требуется выбрать один, наиболее пригодный дл

Расчет фольги закрылка

Упрощенный расчет крыла самолета (с мекафлюксом):

Пример расчета крыла с использованием теории подъемных линий (со спиралью):

Будь то крыло самолета или парус парусника, расчет подъемной силы может быть выполнен таким же образом

Предположим, что весовая сила самолета составляет 2100 Н.

мы ищем:

Для этого мы можем действовать по:

*****************

Со стандартным mecaflux

  1. -Выберите профиль с перетаскиванием.Мы используем для нашего крыла профиль BE50. (Полярные диаграммы уже установлены в mecaflux, но вы можете изменить Cd и CL.
  2. - Введите параметры жидкости: скорость: 10 узлов, температура 20 ° C, плотность воздуха (1,225 кг / м3)
  3. - Ввести хорду профиля (ширина крыла, взять 4 метра)
  4. - Введите длину крыла (скажем, 10 метров)
  5. - угол падения (атаки) крыла (попробуйте 10,5 °. Предлагаемые значения угла атаки соответствуют исследованным в аэродинамических трубах.они ограничиваются интересными ракурсами, за пределами профиля глохнет)
  6. - Нажмите, чтобы рассчитать

На диаграмме показан профиль BE50 после расчета значения подъемной силы 782 Ньютона при ветре 10 узлов , мы стремимся уравновесить вес 2100 Н, наша подъемная сила слишком низкая

  1. Смена хорды профиля (ширина крыла, берем 6 метров)
  2. Изменить длину крыла (допустим, 18 метров)
  3. Нажмите, чтобы рассчитать

Подъемная сила для b50 составляет 2112 Ньютон (215 кгс) при скорости 10 узлов.

Таким образом, у нас будет крыло длиной 18 метров для подъема нашего самолета со скоростью 10 узлов ...

посмотрим со скоростью 30 узлов:

  1. Изменение параметров жидкости-скорость: 30 узлов, температура 20 ° С, плотность воздуха (1,225 кг / м3)
  2. Длина 18 м сохраняется
  3. Ширина сохранена 6 м (хорда)
  4. Нажмите, чтобы рассчитать

Подъемная сила для b50 составляет 19013 Ньютон (1939 кгс) при скорости 30 узлов.

19013/2112 = подъемная сила в 9 раз больше при трехкратной скорости, подъемная сила развивается пропорционально квадрату скорости !:

фактически мы видим, изменяя длину и ширину профиля, как крыло длиной 6 метров и шириной 2 метра со скоростью 30 узлов у нас есть достаточная подъемная сила, чтобы наш самолет мог взлететь.

Предупреждение: потеря подъемной силы на законцовках крыла не рассматривается.

Для крыла длиной 10 и шириной 1 считайте около 15% потери подъемной силы по сравнению с результатами, предоставленными MECAFLUX.

Для крыла длиной 10 и шириной 5 учитывайте потерю подъемной силы около 30% по сравнению с результатами, предоставленными MECAFLUX.

, вы можете создать свой профиль по вашим собственным таблицам и полярным координатам с помощью встроенного редактора профиля mecaflux, а затем экспортировать ваши файлы в координаты solidworks для создания 3D-файла вашего крыла:

Heliciel - это программа для расчета пропеллера и крыльев, которая объединяет эффекты потерь на законцовке крыла и устанавливает поворот крыла.

Heliciel имеет собственный механизм 3D-моделирования крыла, большую базу данных аэродинамических или гидродинамических профилей и функцию экспорта 3D (формат igs), которая позволяет быстро создавать модели.

РАСЧЕТНОЕ ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ WING HELICIEL с использованием теории подъемных линий:

Моделирование крыльев или крыльев в спирали

Моделирование крыла-мачты в геликиле

См. Руководства Heliciel

( Расчет крыльев позволяет предварительно определить размеры, но испытания всегда должны проводиться экспериментально, не подвергая опасности людей!)

Mecaflux - упрощенное программное крыло или sailis расчет

HELICIEL - это более полный программный расчет гребного винта или паруса.

,

Расчет степени соответствия процесса производства деталей самолета

[1] J. B. Wang. Исследование цифровой системы производства листового металла самолетов и ее ключевой технологии. Сиань Северо-Западный политехнический университет, (2004).

[2] С.М. Каннан и В. Джаябалан. Новый метод группировки для минимизации лишних деталей при выборочной сборке для сложных сборок. Международный журнал производственных исследований, Vol. 39 (2001) No. 9, pp.1851-1864.

DOI: 10.1080 / 00207540110035219

[3] М.С. Кумар, С. Каннан и В. Джаябалан. Новый алгоритм минимизации лишних деталей при выборочной сборке с использованием генетического алгоритма. Международный журнал производственных исследований, Vol. 45 (2007) No. 20, pp.4793-4822.

DOI: 10.1080 / 00207540600810085

[4] A.Аша, С. Каннан и В. Джаябалан. Оптимизация изменения зазора при выборочной сборке для компонентов с множеством качественных характеристик. Международный журнал передовых производственных технологий, Vol. 38 (2008).

[5] С.Мацуура и Н. Шинозаки. Оптимальный технологический процесс при выборочной сборке, когда компоненты с меньшими отклонениями производятся с использованием трех смещенных средств. Международный журнал производственных исследований, Vol. 49 (2011) Нет. 3. С. 869-882.

DOI: 10.1080 / 00207541003604851

[6] С.М. Каннан, А.К. Дживанантам и В. Джаябалан. Моделирование и анализ выборочной сборки с использованием функции потерь Тагучи. Международный журнал производственных исследований, Vol. 46 (2008) Нет. 15. С. 4309-4330.

DOI: 10.1080 / 00207540701241891

[7] V.Э. Кейн. Показатели технологичности. Журнал качественных технологий, Vol. 18 (1986). № 1. С. 41-45.

,

самолет | Определение, типы, механика и факты

На самолет, выполняющий прямой и горизонтальный безускоренный полет, действуют четыре силы. (При повороте, нырянии или полете с набором высоты в игру вступают дополнительные силы.) Эти силы - подъемная сила, сила, действующая вверх; лобовое сопротивление, тормозящая сила сопротивления подъемной силе и трению летательного аппарата, движущегося по воздуху; вес - нисходящее воздействие гравитации на самолет; и тяга - сила, действующая вперед, создаваемая двигательной установкой (или, в случае летательного аппарата без двигателя, за счет силы тяжести для преобразования высоты в скорость).Сопротивление и вес - это элементы, присущие любому объекту, включая самолет. Подъемная сила и тяга - это искусственно созданные элементы, предназначенные для полета самолета.

Чтобы понять подъемную силу, сначала необходимо понять аэродинамический профиль, который представляет собой конструкцию, предназначенную для получения реакции на его поверхность со стороны воздуха, через который он движется. Ранние аэродинамические поверхности обычно имели немного больше, чем слегка изогнутую верхнюю поверхность и плоскую нижнюю поверхность. С годами профили были адаптированы к меняющимся потребностям.К 1920-м годам аэродинамические поверхности обычно имели закругленную верхнюю поверхность, причем наибольшая высота достигалась в первой трети хорды (ширины). Со временем как верхняя, так и нижняя поверхности изгибались в большей или меньшей степени, а самая толстая часть профиля постепенно отодвигалась назад. По мере роста воздушной скорости возникла потребность в очень плавном прохождении воздуха над поверхностью, что было достигнуто в аэродинамическом профиле с ламинарным потоком, где изгиб был дальше назад, чем требовала современная практика. Сверхзвуковой самолет потребовал еще более радикальных изменений формы крыла, некоторые из них потеряли округлость, ранее ассоциировавшуюся с крылом, и имели форму двойного клина.

Получите эксклюзивный доступ к контенту нашего 1768 First Edition с подпиской. Подпишитесь сегодня

При движении вперед в воздухе профиль крыла получает полезную для полета реакцию от воздуха, проходящего над его поверхностью. (В полете аэродинамический профиль крыла обычно создает наибольшую подъемную силу, но пропеллеры, хвостовые поверхности и фюзеляж также функционируют как аэродинамические поверхности и создают различную подъемную силу.) В 18 веке швейцарский математик Даниэль Бернулли обнаружил, что если скорость воздуха увеличивается над определенной точкой профиля, давление воздуха уменьшается.Воздух, протекающий по изогнутой верхней поверхности профиля крыла, движется быстрее, чем воздух, текущий по нижней поверхности, уменьшая давление сверху. Более высокое давление снизу толкает (поднимает) крыло вверх в область более низкого давления. Одновременно воздух, протекающий по нижней стороне крыла, отклоняется вниз, обеспечивая равную и противоположную по Ньютону реакцию и внося вклад в общую подъемную силу.

Подъемная сила, создаваемая аэродинамическим профилем, также зависит от его «угла атаки», т. Е. Его угла по отношению к ветру.И подъемную силу, и угол атаки можно сразу же, если грубо продемонстрировать, высунув руку в окно движущегося автомобиля. Когда рука развернута к ветру, ощущается сильное сопротивление и создается небольшая «подъемная сила», так как за кистью имеется турбулентная область. Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению низкое. Когда руку держат параллельно ветру, сопротивление гораздо меньше и создается умеренная подъемная сила, турбулентность сглаживается, а соотношение подъемной силы и сопротивления становится лучше.Однако, если руку слегка повернуть так, чтобы ее передний край был поднят до большего угла атаки, подъемная сила увеличится. Это благоприятное увеличение подъемной силы и аэродинамического сопротивления создаст тенденцию для руки «взлетать» вверх и снова. Чем больше скорость, тем больше будет подъемная сила и сопротивление. Таким образом, общая подъемная сила связана с формой аэродинамического профиля, углом атаки и скоростью, с которой крыло движется по воздуху.

Вес - это сила, противоположная подъемной силе.Таким образом, конструкторы стараются сделать самолет максимально легким. Поскольку все конструкции самолетов имеют тенденцию к увеличению веса в процессе разработки, у современного персонала аэрокосмической техники есть специалисты, контролирующие вес с самого начала проектирования. Кроме того, пилоты должны контролировать общий вес, который разрешено перевозить воздушному судну (с учетом пассажиров, топлива и груза), как по количеству, так и по местоположению. Распределение веса (т. Е. Контроль центра тяжести самолета) так же важно с аэродинамической точки зрения, как и величина переносимого веса.

Тяга, сила, действующая вперед, противоположна сопротивлению, так как подъемная сила противоположна весу. Тяга достигается за счет ускорения массы окружающего воздуха до скорости, превышающей скорость самолета; равная и противоположная реакция - движение самолета вперед. В самолетах с возвратно-поступательным движением или турбовинтовыми двигателями тяга возникает из движущей силы, вызванной вращением винта, а остаточная тяга создается выхлопом. В реактивном двигателе тяга возникает из движущей силы вращающихся лопастей турбины, сжимающей воздух, который затем расширяется за счет сгорания введенного топлива и выпускается из двигателя.В самолетах с ракетными двигателями тяга возникает за счет равной и противоположной реакции на сгорание ракетного топлива. В планере высота, достигнутая механическими, орографическими или тепловыми методами, преобразуется в скорость с помощью силы тяжести.

Противодействие тяговому усилию оказывает сопротивление, которое состоит из двух элементов. Паразитное сопротивление - это сопротивление формы (из-за формы), трение кожи, интерференция и все другие элементы, которые не способствуют подъемной силе; индуцированное сопротивление - это сопротивление, создаваемое в результате создания подъемной силы.

Паразитное сопротивление увеличивается с увеличением воздушной скорости. Для большинства полетов желательно уменьшить сопротивление до минимума, и по этой причине значительное внимание уделяется оптимизации формы самолета за счет устранения как можно большего количества элементов, вызывающих сопротивление (например, закрытие кабины навесом, убирая шасси с помощью клепки заподлицо, а также покраски и полировки поверхностей). Некоторые менее очевидные элементы сопротивления включают относительное расположение и площадь поверхностей фюзеляжа и крыла, двигателя и оперения; пересечение поверхностей крыла и оперения; непреднамеренная утечка воздуха через конструкцию; использование лишнего воздуха для охлаждения; и использование индивидуальных форм, вызывающих локальное разделение воздушного потока.

Индуцированное сопротивление возникает из-за того, что элемент воздуха отклоняется вниз, который не является вертикальным по отношению к траектории полета, а слегка наклонен назад от нее. Чем больше угол атаки, тем больше и сопротивление; в критической точке угол атаки может стать настолько большим, что воздушный поток прерывается над верхней поверхностью крыла, и подъемная сила теряется, а сопротивление увеличивается. Это критическое состояние называется срывом.

Подъемная сила, лобовое сопротивление и сваливание по-разному зависят от формы крыла в плане.Эллиптическое крыло, подобное тому, которое использовалось на истребителе Supermarine Spitfire времен Второй мировой войны, например, в то время как аэродинамически идеальное для дозвукового самолета, имеет более нежелательную схему сваливания, чем простое прямоугольное крыло.

Supermarine Spitfire Supermarine Spitfire, лучший британский истребитель с 1938 года до Второй мировой войны. Квадрант / Рейс

Аэродинамика сверхзвукового полета сложна. Воздух сжимаемый, и по мере увеличения скорости и высоты скорость воздушного потока над летательным аппаратом начинает превышать скорость летательного аппарата по воздуху.Скорость, с которой эта сжимаемость влияет на самолет, выражается как отношение скорости самолета к скорости звука, называемое числом Маха в честь австрийского физика Эрнста Маха. Критическое число Маха для летательного аппарата определяется как такое, при котором в некоторой точке самолета воздушный поток достигает скорости звука.

При числах Маха, превышающих критическое число Маха (то есть скорости, при которых воздушный поток превышает скорость звука в локальных точках планера), происходят значительные изменения сил, давления и моментов, действующих на крыло и фюзеляж. вызванные образованием ударных волн.Одним из наиболее важных эффектов является очень сильное увеличение сопротивления, а также уменьшение подъемной силы. Первоначально конструкторы стремились достичь более высоких критических чисел Маха, создавая самолеты с очень тонкими профилями крыла и горизонтальных поверхностей, а также добиваясь того, чтобы отношение тонкости (длины к диаметру) фюзеляжа было как можно более высоким. Соотношение толщины крыла (толщина крыла, деленная на его ширину) составляло от 14 до 18 процентов на типичных самолетах 1940–45 годов; в более поздних струях это соотношение было уменьшено до менее 5 процентов.Эти методы задерживали локальный воздушный поток, достигающий 1,0 Маха, что позволяло несколько более высокие критические числа Маха для самолета. Независимые исследования, проведенные в Германии и США, показали, что достижение критического значения Маха можно отложить еще больше, если отвести крылья назад. Стреловидность крыла была чрезвычайно важна для разработки немецкого Мессершмитта Ме 262 времен Второй мировой войны, первого действующего реактивного истребителя, а также для послевоенных истребителей, таких как североамериканский F-86 Sabre и советский МиГ-15. Эти истребители работали на высоких дозвуковых скоростях, но конкурентное давление на разработку требовало самолетов, которые могли бы работать на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.Мощность реактивных двигателей с форсажными камерами делала эти скорости технически возможными, но конструкторам все еще мешал огромный рост лобового сопротивления в околозвуковой области. Решение заключалось в увеличении объема фюзеляжа перед крылом и за ним и уменьшении его около крыла и хвоста, чтобы создать площадь поперечного сечения, которая более приближалась к идеальной площади для ограничения трансзвукового сопротивления. Раннее применение этого правила привело к появлению «осиной талии», например, у Convair F-102. В более поздних реактивных самолетах применение этого правила не так очевидно в плане самолета.

Североамериканская авиация Реактивный истребитель F-86, который вступил в строй в 1949 году. Во время войны в Корее F-86 противостояли МиГ-15 советской постройки в первом в истории крупномасштабном боевом истребителе. Музей ВВС США .

Калькулятор площади поверхности тела

Калькулятор ниже вычисляет общую площадь поверхности человеческого тела, называемую площадью поверхности тела (BSA). Прямое измерение BSA затруднено, и поэтому было опубликовано много формул для оценки BSA. Калькулятор ниже предоставляет результаты для некоторых из самых популярных формул.


Калькулятор Связанной Площади | Калькулятор площади поверхности

Таблица средних значений BSA

футов 2 м 2
Новорожденный 2.69 0,25
Двухлетний ребенок 5,38 0,5
Десятилетний ребенок 12,27 1,14
Взрослая женщина 17,22 1,6
Взрослый мужчина 20,45 1,9

BSA часто используется в клинических целях по сравнению с массой тела, поскольку это более точный индикатор метаболической массы (потребности организма в энергии), где метаболическую массу можно оценить как жир -свободная масса, поскольку жировые отложения метаболически не активны. 1 BSA используется в различных клинических условиях, таких как определение сердечного индекса (чтобы связать работу сердца человека с размером его тела) или дозировки химиотерапии (категория лечения рака). Хотя дозировка для химиотерапии часто определяется с использованием BSA пациента, существуют аргументы против использования BSA для определения доз лекарств, имеющих узкий терапевтический индекс - сравнение количества вещества, необходимого для оказания терапевтического эффекта, с количеством, которое вызывает токсичность.

Ниже приведены некоторые из наиболее популярных формул для оценки BSA и ссылки на ссылки для каждой из них для получения более подробной информации об их выводе. Наиболее широко используемой из них является формула Дюбуа, которая, как было показано, эффективна для оценки жировых отложений как у пациентов с ожирением, так и у пациентов без ожирения, в отличие от индекса массы тела. Если BSA представлен в м 2 , W - это вес в кг , а H - это высота в см , формулы имеют следующий вид:

Формула Дюбуа:

BSA = 0.007184 × Ш 0,425 × В 0,725

Du Bois D, Du Bois EF (июнь 1916 г.). «Формула для оценки приблизительной площади поверхности, если известны рост и вес». Архив внутренней медицины 17 (6): 863-71. PMID 2520314. Проверено 9 сентября 2012 г.

Формула Мостеллера:

BSA = = 0,016667 × Ш 0,5 × В 0,5

Mosteller RD. «Упрощенный расчет площади поверхности тела». N Engl J Med 1987; 317: 1098. PMID 3657876.

Формула Хейкока:

BSA = 0,024265 × Ш 0,5378 × В 0,3964

Haycock GB, Schwartz GJ, Wisotsky DH "Геометрический метод измерения площади поверхности тела: формула роста и веса, проверенная на младенцах, детях и взрослых" J Pediatr 1978, 93: 62-66.

Формула Гехана и Джорджа:

BSA = 0,0235 × W 0,51456 × H 0,42246

Gehan EA, George SL, Cancer Chemother Rep 1970, 54: 225-235

Формула Бойда:

BSA = 0.03330 × Ш (0,6157 - 0,0188 × log10 (Ш) × В 0,3

Бойд, Эдит (1935). Рост площади поверхности человеческого тела. Университет Миннесоты. Институт защиты детей, Серия монографий, № x. Лондон: Oxford University Press

Формула Фудзимото:

BSA = 0,008883 × Ш 0,444 × В 0,663

Фудзимото С., Ватанабэ Т., Сакамото А., Юкава К., Моримото К. Исследования площади физической поверхности японцев.18. Расчетные формулы в три этапа для всех возрастов. Nippon Eiseigaku Zasshi 1968; 5: 443-50.

Формула Такахира:

BSA = 0,007241 × Ш 0,425 × В 0,725

Фудзимото С., Ватанабэ Т., Сакамото А., Юкава К., Моримото К. Исследования площади физической поверхности японцев. 18. Расчетные формулы в три этапа для всех возрастов. Nippon Eiseigaku Zasshi 1968; 5: 443-50.

Формула Шлиха:

Женщины BSA = 0.000975482 × Ш 0,46 × В 1,08

Мужчины BSA = 0,000579479 × Ш 0,38 × В 1,24

Schlich E, Schumm M, Schlich M: «3D-сканирование тела als anthropometrisches Verfahren zur Bestimmung der spezifischen Korperoberflache». Эрнахрунгс Умшау 2010; 57: 178-183

1. Гринберг, JA., Boozer, CN. 1999. "Метаболическая масса, скорость метаболизма, ограничение калорийности и старение у самцов крыс Fischer 344". Elsevier 113 (2000): 37-48

,

Смотрите также