Crosswind

Odnoszę wrażenie, że niektóre terminy używane potocznie nie są przez wszystkich dokładnie rozumiane. Istotnie w modelarstwie nie ma to istotnego znaczenia, chyba że są to zawody lub bicie rekordów. Warto jednak rozróżniać parametry i zależności pomiędzy nimi. Dla ustalonego lotu poziomego określa się: Prędkość minimalna Vmin - najmniejsza prędkość, przy której samolot jest w stanie utrzymać ustalony lot poziomy. Najwyższa wartość (lub bardzo blisko max) Cz. Prędkość ekonomiczna Veko - prędkość, przy której do utrzymania lotu poziomego wymagana jest najmniejsza moc silnika (minimum na krzywej mocy niezbędnej. Lecąc z tą prędkością, silnik zużywa najmniej paliwa na jednostkę czasu. Największa długotrwałość lotu. Prędkość optymalna Vopt - (przelotowa optymalna), prędkość, przy której (Cz/Cx) jest największy. Największy zasięg lotu. Prędkość maksymalna Vmax - największa prędkość, jaką samolot może osiągnąć w ustalonym locie poziomym przy pełnym otwarciu przepustnicy (maksymalna moc silnika). Minimalna wartoś Cx. Prędkość podróżna (przelotowa) Vp - nie ma jednej, sztywnej definicji matematycznej, ponieważ jest to prędkość operacyjno-ekonomiczna. Najprościej definiuje się ją jako ustaloną prędkość lotu poziomego, wybraną do pokonania trasy między lotniskiem startu a lotniskiem docelowym. Jak się mają do tego kąty natarcia: alfa_Vmin > alfa_Veko > afa_Vopt > alfa_Vp > alfa_Vmax

To znaczy w jakim przypadku? O ile kąt zaklinowania nie zmienia się w czasie lotu, to z kątem natarcia już tak nie jest. Lot poziomy może odbywać się na małych lub na dużych kątach natarcia. Siła nośna skrzydeł opisywana jest wzorem Pz=Cz*S*ro*v^2/2 gdzie Cz - współczynnik siły nośnej zależny od kąta natarcia, S - powierzchnia skrzydeł, ro - gęstość powietrza, v - prędkość niezakłóconego strumienia powietrza napływającego na skrzydło. W tym wzorze zmienne są tylko Cz i v, ro można przyjąć jako stałą (w modelarstwie). Samolot ma określoną masę, która w czasie lotu maleje o masę zużytego paliwa (chyba, że jest ma napęd elektryczny). Aby Pz zrównoważyła ciężar samolotu te dwa zmienne elementy (Cz i v) mogą się zmieniać, ale ich iloczyn musi być stały.

To ja dorzucam jeszcze jeden wątek z 2023 orteorii i metodach wyważania - czytaj tu i wątek o metodzie Vanessa rekomendowanej przez Nielota.

W 2014 pojawił się taki / podobny projekt na forum. Nawet był oferowany do sprzedaży. Nie sprawdzałem czy nadal aktualny. Link do wątku jest tu.

Cytowany obrazek pochodzi z książki Miniaturowe lotnictwo, autorstwa W. Schuera. W Poslkich normach definicje są nieco odmienne, odnoszą się do cięciw geometrycznych nie aerodynamicznych. Cięciwa profilu (b lub c) Norma definiuje ją jako odcinek prostej łączący skrajny przedni punkt profilu (nosek) ze skrajnym tylnym punktem (krawędzią spływu). Co ważne, prosta, na której leży ten odcinek, stanowi geometryczną oś odniesienia profilu. Jeżeli krawędź spływu jest ścięta (ma niezerową grubość), za punkt końcowy przyjmuje się środek tego ścięcia. Norma PN-L-01004 wprowadza jednoznaczne układy współrzędnych. Do opisu kątów zaklinowania stosuje się układ współrzędnych związany z samolotem (kadłubowy), gdzie osią podłużną jest oś Xs (biegnąca od ogona do nosa samolotu, wyznaczona konstrukcyjnie). Kąt zaklinowania skrzydła (iw) Kąt zawarty między cięciwą profilu skrzydła (przyjmuje się profil u nasady skrzydła, przy kadłubie), a osią podłużną samolotu Xs. Kąt jest dodatni, gdy nosek profilu jest uniesiony powyżej osi Xs. Kąt zaklinowania statecznika poziomego (it) Kąt zawarty między cięciwą profilu geometrycznego statecznika poziomego a osią podłużną samolotu Xs. Kąt zakleszczenia (lub rozchylenia) aerodynamicznego: Definiowany normatywnie jako różnica algebraiczna iw - it. Kąty natarcia według PN Tutaj norma dokonuje kluczowego rozróżnienia na kąt mierzony względem całego statku powietrznego oraz kąt mierzony dla jego poszczególnych elementów, wprowadzając do definicji układ współrzędnych związany z przepływem (przepływowy), gdzie oś Xa pokrywa się z wektorem prędkości strug niezakłóconych (V). Kąt natarcia samolotu (alpha lub alpha_sam) Kąt między rzutem wektora prędkości napływających strug niezakłóconych (V) na płaszczyznę symetrii samolotu a osią podłużną kadłuba Xs. Kąt natarcia skrzydła (alpha_w): Kąt między cięciwą profilu skrzydła a wektorem prędkości strug napływających. Geometrycznie w locie symetrycznym (bez ślizgu): alpha_w = alpha_sam + i_w. Kąt natarcia statecznika poziomego (alpha_t): Kąt między cięciwą profilu statecznika poziomego a wektorem prędkości strug lokalnie napływających na usterzenie. Uwaga zgodna z PN: Norma w tym miejscu wyraźnie nakazuje uwzględnienie poprawki na kąt odchylenia strug (epsilon) generowany przez indukowany przepływ za skrzydłem oraz ewentualny wpływ strumienia zaśmigłowego. Kąt ten definiuje się jako odchylenie lokalnego wektora prędkości strug od wektora prędkości strug niezakłóconych.

Ta metoda doprowadziła w lotnictwie do wielu katastrof. Patrz początki lotnictwa. Poczzytaj trochę o mechanice lotu, o charakterystyce profili - Cl i Cd (Cz i Cx), o stateczności podłużnej.

Przykład współczesnego rozwiązania

Jeszcze garść informacji pochodzących z publikaci "Fokker Eindecker in action" by D. Edgar Brannon. Fokker E-III-1.pdf Fokker E-III 15-39.pdf

Na stronach różnych muzeów znajdziesz sporo fotgrafii np. Sporo informacji możesz znaleźć także na tym forum https://theaerodrome.com/aircraft/

Może tak? https://www.youtube.com/watch?v=4tIqdIrZeH8

Mógłbyś wytłumaczyć jaśniej tę ideę? Mniejsza masa na dłuższym ramieniu może dawać taki sam moment co większa masa na krótszym ramieniu. Aby to co proponujesz zadziałało, to masa lżejszego napędu pomnożona przez odległość od środka ciężkości (CG) musi być większa od masy istnijącego napędu pomnożonej przez odległość środka masy tego napędu od CG. Skracając kadłub (przybliżając cięższy napęd do CG) iloczyn masy tego napędu przez jego odległość od CG także musi być większy od momentu jaki wywołuje obecnie zainstalowany napęd.

Smiena (Smena) to produkt ZSSR. Wg Wikipedii

Pierwsza wiadomość wątku zawiera dwa linki do plików dxf i dwg. Oba działają. plik dxf: http://pfmrc.eu/index.php?app=core&module=attach&section=attach&attach_id=51638 plik dwg: http://pfmrc.eu/index.php?app=core&module=attach&section=attach&attach_id=51639

Wywód słuszny ale nie uzasadnia przyjętego rozwiązania konstrukcyjnego. W rzeczywistym RWD pilot nie miał możliwości przemieszczania drążka o kąt +/- 70 stopni. Bardziej zasadne wtdaje się przyjęcie takiego ustawienia dźwigni i linek ze względu na rozkład sił działających na dźwignie oraz uniknięcie kolizji górnej linki ze statecznikiem poziomym. W skrajnym położeniu około 45 stopni linka góran styka się z powierzchnia statecznika. W napędzie linkowym układ musi być równoległobokiem (dźwignie muszą mieć taką samą długość 1:1). W przeciwnym przypadku mechanizm nie będzie działał ze względu na geometrię - jedna z linek musiałby by być rozciągliwa.

Budowę tego modelu opisano tu https://pfmrc.eu/topic/97142-co-na-pocz%C4%85tek-do-akrobacji-na-uwi%C4%99zi/#findComment-873756