stan_m

Dokładnie tak. Pokazuje to rysunek z cytowanej wcześniej instrukcji serwisowej.

Chciałem uprzejmie zauważyć, że skok smigła zależy WYŁACZNIE od kąta natarcia profilu łopatki (pomijając pojecie poślizgu) a nie od odchylenia tej łopatki (np.o 2,5 stopnia) z powodu konstrukcji piasty. Wychodząc z najprostszej definicji skoku śmigła czyli liniowej odległości płaszczyzny śmigła od położenia jej na początku jednego obrotu do jej położenia po wykonaniu jednego pełnego obrotu wynika jasno, że skok śmigła jest funkcją kąta natarcia profilu łopatki . Gdy konstrukcja piasty rzeczywiście zapewnia odchylenie łopaty o np. 2,5 stopnia nie mamy już do czynienia z płaszczyzną śmigła więc o jakim skoku śmigła mowa? W rzeczywistości mimo technicznej możliwości łopaty śmigła dzięki sile odśrodkowej układają się zawsze w jednej płaszczyźnie. Gdy jest inaczej powstaje generator drgań, który rozwali najmocniejszą konstrukcję. Właśnie zaistniały przypadek potwierdza niszczącą moc drgań powstałych z niewyważenia śmigła (dynamicznego lub statycznego) co przy dużych średnicach ma znaczenie zasadnicze. (Jarosław Hajduk, Wyważanie śmigieł modeli latających, MT 10/2002)

Malutka podpowiedź...Oryginalnie wychylenie steru wysokości: góra 35 stopni, dół 15 stopni. Service Manual, Lockheed 14 http://www.avialogs.com/index.php/aircraft/usa/lockheed/model-14-super-electra/lockheed-14-super-electra-service-manual.html (strona p.55)

To jest "pompa powietrzna" czyli sprężarka wytwarzająca nadciśnienie w zbiorniku paliwa samolotów z okresu IWW. Napędzana śmigłem modelarskim stanowiła w swoim czasie przełom w funkcjonowaniu instalacji paliwowej, szczególnie przy silnikach rotacyjnych.

Linia podziału ster wysokości-statecznik poziomy w przypadku L-14 (Super Electra/Hudson) musi być linią prostą ( w rzucie z góry, rzecz jasna). Pozorne ugięcie często widoczne na fotografiach to skutek różnej grubości profili statecznika poziomego u nasady oraz na jego końcówce (w okolicach statecznika pionowego). Jednak autor rysunku powinien narysować prawidłowo. Na zdjęciu (źródło: NAC) "polskiej" Super Electry wszystko widać bardzo dobrze.

Irek ma rację... . Ja miałem podobne kryteria masowe jak Ty przy budowie Fokkera Dr1 w skali 1:2,2. Statecznik poziomy wykonałem z balsy i niestety okazało się, że jest wiotki (mimo przekładek laminatowych). Pomogło wklejenie rurek węglowych jak na zdjęciu ("prawie" nic nie ważą) po czym sztywność wzrosła znacznie co potwierdziło się w wieloletniej eksploatacji modelu.

Polecam bardzo ciekawą dyskusję o profilach DVII: http://www.theaerodrome.com/forum/showthread.php?t=61252 oraz porównanie współrzędnych profili

Pozdrawiam Radosława i Dziękuję za Dyskusję!!! :D

Artur Ma rację. W każdym cylindrze czterosuwowego silnika gwiazdowego zapłon następuje co 720 stopni obrotu wału korbowego. Jeżeli mamy nieparzystą liczbę cylindrów np. 5 to wtedy zapłon jest co 144 stopnie (720:5=144) czyli KOLEJNO w co drugim cylindrze ustawionym co 72 stopnie (360:5=72) a sekwencja zapłonów w cylindrach jest: 1-3-5-2-4-1 (czyli na dwa pełne obroty wału w pierwszym cylindrze zapłon jest dwukrotnie a w pozostałych jednokrotnie). Gdy mamy parzystą liczbę cylindrów np. 6 to zapłon musiałby nastąpić co 120 stopni (720:6=120) a cylindry położone byłyby co 60 stopni (360:6=60). W tym wypadku zapłon zawsze byłby tylko w cylindrach 1-3-5 a co z cylindrami 2-4-6? Byłyby pozbawione zapłonu. Natomiast gwiazda dwusuwowa o parzystej liczbie cylindrów np. 6 jak najbardziej będzie działać bezproblemowo bo tam zapłon w każdym cylindrze jest co 360 stopni obrotu wału czyli (360:6=60) czyli w każdym cylindrze kolejno następowałby zapłon.

Przyczyną wysokiej temperatury górnego cylindra (Nr 1 wg rysunku) jest sterowanie zapłonem, które polega na tym, że pojedyńczy zapłon we wszystkich trzech cylindrach silnika jest realizowany w czasie dwóch obrotów wału korbowego (720 stopni) co oznacza, że iskra na świecach cylindrów pojawia się wg sekwencji cylindrów Nr1-Nr3-Nr2-Nr1. A więc cylinder Nr 1 ma dwa wybuchy na jeden cykl "rozrządu" zapłonu czyli nagrzewa się znacznie szybciej niż pozostałe dwa. Pozostaje jedynie kwestia czy wysoka wartość temperatury cylindra Nr 1 jest bezpieczna czy nie. Pozostałe parametry decydujące o temperaturze głowicy tj. ciśnienie doładowania i "warunki chłodzenia" dla każdego cylindra wg koncepcji Saito są takie same dla każdego cylindra. "Except that on a 3-cylinder radial. the timing is set over 2 revolutions. #1 cylinder & #3 cylinder are set during the 1st revolution & #2 cylinder is set during the 2nd revolution. Firing order is 1-3/2-1 for 720° of crankshaft rotation." https://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?2339447-A-complete-guide-to-Saito-model-4-strokes

W celu uzyskania tego efektu proponuję przerobić "orczyki" (popularna nazwa: pedały steru kierunku) w taki sposób, aby uzyskać przedłużone ich ramię pod podłogą (za osią obrotu) po czym połączyć je popychaczem z przegubami (oczywiście pod podłogą) a końcówki tych popychaczy połączyć z ramionami serwa steru kierunku.

Bardzo dobrze... Niestety położenie zbiornika w środku ciężkości, chociaż niezwykle korzystne, powoduje komplikacje instalacji paliwowej np. konieczność stosowania pompy paliwa, długie przewody paliwowe itp. Warto zauważyć, że duże samoloty (np. airlinery ale nie tylko) mają zbiorniki paliwa lokowane w skrzydłach i to w taki sposób, że środek ciężkości zbiornika z paliwem pokrywa się ze środkiem ciężkości samolotu co w efekcie daje znikomy wpływ ubytku paliwa na charakterystykę lotną (trochę przesadzam bo ta charakterystyka się zmienia mocno, gdyż maleje ciężar samolotu nawet o 30 procent, dobrym przykładem jest samolot pożarowy po zrzuceniu bomby wodnej).

Położenie środka ciężkości jest jednym z najważniejszych parametrów decydujących o charakterystyce lotnej modelu samolotu (czyli np. prędkości kątowej w zakrętach, tłumieniu drgań, zapasie stateczności a nawet skuteczności sterów i lotek oraz wielu innych parametrów lotu). Nie ma jednego położenia środka ciężkości, który obowiązuje bezwzględnie natomiast jest OBSZAR STATECZNY (załączony rysunek J. Staszka)czyli miejsce na cięciwie płata, gdzie punkt ciężkości musi się znaleźć, gdyż jest to warunkiem wykonania lotu. Obszar Stateczny jest na lewo od p.O zaś na prawo jest Obszar Niestateczny. Wyważenie modelu samolotu z napędem spalinowym jest wielkim kompromisem bo środek ciężkości wraz z upływem czasu (ubytek paliwa) lotu wędruje w kierunku p. O (dla samolotów z przednim zbiornikiem) lub przeciwnie do p. O (dla samolotów jak Seawind). Trzeba pamiętać, że ciężar 1 l paliwa alkoholowego to ok. 850G, benzynowego - ok. 750G. Wędrówki środka ciężkości mogą być zatem znaczne a co za tym idzie cechy pilotażowe modelu mogą się zmieniać w czasie lotu łącznie do takiego przypadku krytycznego, gdzie środek ciężkości zatankowanego modelu będzie w pobliżu p. O a po zużyciu paliwa środek ciężkości przejdzie w Obszar Niestateczny co zakończy się katastrofą. Toteż bardzo istotne jest dobranie położenia środka ciężkości przy pustym zbiorniku, gdyż nie ma wtedy zagrożenia przejścia w Obszar niestateczny przy zbiorniku pustym. Wszystko jednak ma swoją cenę bo jak znaleźć taki punk optymalny (tzn. super własności lotne i bezpieczne położenie w Obszarze Statecznym)? To jest właśnie zadanie konstruktora. Powyższych problemów nie maja modele z napędem elektrycznym, gdyż środek ciężkości w trakcie całego lotu jest niezmienny. Można więc się skupić na kształtowaniu charakterystyki lotnej modelu umieszczając środek ciężkości blisko p. O bez obawy jego przekroczenia w którejkolwiek fazie lotu. To właśnie dlatego wyważenie (a właściwie sposób wyważenia) jest inny w przypadku modeli samolotów z napędem spalinowym od modeli samolotów z napędem elektrycznym co ostatecznie udowadniają instrukcje zestawów modeli samolotów (dobre) , które podają położenie SC dla wersji spalinowej i dla wersji elektrycznej.

Otóż dla osiągnięcia określonej charakterystyki lotnej modelu prawidłowe wyznaczenie środka ciężkości ma znaczenie zasadnicze i jest ono gruntownie inne dla modelu samolotu z napędem spalinowym w stosunku do modelu samolotu z napędem elektrycznym. Głównym powodem takiego stanu rzeczy jest ciężar paliwa, którego ilość zmniejsza się w czasie lotu co powoduje przesuwanie się środka ciężkości i zmianę właśnie charakterystyki lotnej. Im staranniej dobrany środek ciężkości tym te zmiany są mniej odczuwalne dla pilota. W przypadku Seawind'a paliwo (wg zbiornika producenta) waży ok.380G ( o ile dobrze pamiętam a ja używałem silnika 15ccm więc miałem zbiornik jeszcze większy) i w układzie napędowym modelu (zbiornik za środkiem ciężkości) jego ubytek w czasie lotu powoduje przesunięcie położenia środka ciężkości w kierunku krawędzi natarcia, jednak zalecane wg instrukcji wyważenie jest "bezpieczne" jeżeli chodzi zakres stateczności bo tak model został wyważony przy pustym zbiorniku. Mamy zatem dwie skrajne charakterystyki lotu, jedna przy pełnym zbiorniku, druga-przy zbiorniku pustym. Ten sam model z napędem elektrycznym będzie posiadał tylko jedną charakterystykę lotną bo środek ciężkości nie będzie się przesuwał ani trochę w czasie całego lotu. Dlatego dobrze jest poświęcić trochę czasu na dokładne wyważenie elektryka, zwłaszcza -amfibii bo położenie środka ciężkości modelu z napędem elektrycznym jest niezmienne i nie wymaga kompromisów a dzięki temu można uzyskać bardzo dobrze latający model. Obrazuje to położenie CG w modelu Seawind'a z napędem elektrycznym o rozpiętości 1450mm (plany FMT) wynoszące 67-70mm od krawędzi natarcia a więc dużo dalej (przy uwzględnieniu proporcji skali) niż CG spalinowego Seawind'a ustalonego wg instrukcji

NIE WYWAŻAĆ wg INSTRUKCJI!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! Instrukcja podaje położenie CG dla napędu spalinowego i w dodatku przy pustym zbiorniku (a w tym układzie napędowym ma to znaczenie zasadnicze). Dla napędu elektrycznego położenie CG jest zupełnie inne. Miałem ten model więc sprawdziłem. "One of the challenges of the e-conversion was locating the proper CG. The CG given in the manual was for a gasser with an empty tank. On a gasser, as you fuel up and get ready to fly, you move the CG rearward a considerable amount due to the tank location. Because of this, the CG given in the manual was in the most nose-heavy location, and I should have been able to move the e-conversion CG back to an equivalent 3/4 full tank gasser point and have a properly balanced plane. Using a CG machine, I set the CG at 1-1/32" empty then put 13 ounces of weight in the tank area and measured again. The CG had moved to 2-1/8", so that's were I set the CG for the first flight." https://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?660997-Great-Planes-Seawind-71-ARF-E-Conversion-Review

Z punktu widzenia poprawności konstrukcji mechanicznej silnika spalinowego wszelkie stuki w nowym silniku świadczą o wadliwym montażu (brak zachowanych tolerancji) lub zastosowania elementów bez właściwego pasowania. W silniku dwusuwowym newralgicznym elementem jest korbowód i jego pasowanie przy połączeniu z czopem wału korbowego oraz przy połączeniu ze sworzniem tłoka (czy to panewki czy bieżnie łożysk). Dobrze zaprojektowane detale powinny mieć tak dobrane luzy, aby w warunkach wysokiej temperatury pracy zaistniał taki stan pracy zespołu tłok-korbowód-wał korbowy, który zapewni zakładane parametry silnika i jego długi (chociaż dzisiaj niekoniecznie...) resurs. O tym jak istotne jest to zagadnienie świadczy historia z Junakiem http://junakriders.pl/wal.htm Ruch obrotowy tłoka (względem własnej osi) w czasie pracy silnika w temperaturze roboczej cylindra jest niedopuszczalny i świadczy o nadmiernych luzach w układzie. Jednak dzisiejsza metalurgia daje takie możliwości, że np. w stanie statycznym można stwierdzić i stuki i niewielkie obroty tłoka podczas, gdy po uzyskaniu temperatury pracy cylindra luzy i tolerancje dają zupełnie nowy stan pracy silnika ( rozszerzalność termiczna materiału). To już jest "wyższa szkoła jazdy" konstruktorów... Polecam fora modelarzy samochodowych a tam o stukach w silnikach oraz o sposobie ich lokalizacji jest wiele (zamieszczam przykładowy rysunek). Osobiście sprawdziłbym kilka nowych silników tego typu (korzystając z uprzejmości sklepów). Jeżeli w tych silnikach istniałyby podobne stuki - nie ma powodów do obaw. Gdyby jednak było odwrotnie to świadczyłoby o usterce silnika.

Niestety szkice raczej nie oddają kształtu rzeczywistych obrysów i służą jedynie podaniu innych informacji o samolocie ( w tym przypadku chodziło o lokalizację otworów inspekcyjnych). Toteż wg mnie fotografia ma pierwszeństwo przed każdym rysunkiem czy planami. Ja wykonałbym końcówkę płata konstrukcyjną po ustaleniu proporcji wg np tej fotografii.

Jednak - do przedostatniego żebra...Z tym, że ostatnie żebro wypada w zakończeniu płata. Załączam szkic z Instrukcji Eksploatacji o wziernikach inspekcyjnych więc można przyjąć, że rozmieszczenie na nim żeber jest wiarygodne. Pozdrawiam

Bardzo dobrze napisane... Jednak dorzucę garść niezbędnych uzupełnień: Do p.1. Najważniejszym parametrem bezpośrednim (z punktu widzenia mechaniki lotu) jest odległość Środka Ciężkości -G (który lepiej nazywać Środkiem Masy jako, że masa jest "miarą" bezwładności modelu i każdej bryły) od Osi Aerodynamicznej - N. To ta odległość decyduje o zapasie stateczności Zs, który posiada model czyli pośrednio o jego charakterystyce lotu (np.zwrotność, prędkości kątowe przy zakrętach, szybkość reakcji na stery itp.) Wyznaczenie tej odległości wymaga ustalenia położenia Osi Aerodynamicznej co łatwe nie jest ale za to daje wręcz nieograniczone możliwości kształtowania charakterystyki lotnej modelu a w szczególnym przypadku zaprojektowanie modelu szybowca w zakresie niestatecznym i zmuszenie go do latania na zboczu z wykorzystaniem automatyki typu fly-by-wire pamiętając ,że znaczna część lotu na zboczu to jest zakręt (jak napisał Jerzy). Miksowanie sterów, lotek, klap, spojlerów a także np. wprowadzenie sterowania kątem zaklinowania skrzydeł może dać efekt porównywalny z efektem sterowania wektorem ciągu w nowoczesnych myśliwcach. Ogólnie - temat niezwykle ciekawy i myślę, że przyszłościowy chociaż na pewno nie dla "przedszkolaków"... Do.p.2. Kąt zaklinowania jest konstrukcyjnym wykonaniem kąta natarcia. Rzeczywiście jest to kąt zawarty między cięciwą skrzydła a osią podłużną samolotu - wg definicji praktycznej zaś wg teoretycznej- kąt zawarty między cięciwą profilu skrzydła a kierunkiem strugi powietrza opływającej profil. Przyjmuje się w dużym uproszczeniu, że kierunek strugi powietrza opływającej profil jest równoległy do osi samolotu i jest opływem ustalonym (w rzeczywistości tak nie jest). Oś kadłuba samolotu jest pierwszą linią, którą rysuje konstruktor i to ona jest absolutnym odniesieniem do wszystkiego co się później rysuje toteż bez trudu można przyjąć definicję kąta natarcia czyli kąta zaklinowania. Rzeczywiście, w eksploatacji dosyć trudno "odnaleźć" linię konstrukcyjną osi kadłuba (potrzebna jest niwelacja samolotu z odpowiednim oprzyrządowaniem) zwłaszcza gdy kadłub ma kształt o zmiennych przekrojach. Do p. 4. Przyjęcie kąta zaklinowania skrzydła jako odniesienia do ustawień innych płaszczyzn ma sens tylko wówczas, gdy ów kąt zaklinowania (czyli kąt natarcia) został odwzorowany tak jak tego chciał konstruktor tzn. zgodnie z projektem aerodynamicznym. W przeciwnym razie nastąpi kumulacja błędów czyli efekt nieprzewidywalny. Jako, że praktyka pokazuje , że kąt zaklinowania wykonywany jest przez producentów raczej na wyczucie lub tzw. wieloletnie doświadczenie ryzyko nieprawidłowej regulacji w tym przypadku jest całkiem spore. Jan Staszek "Wyważanie i stateczność modelu przy małych liczbach Re" Modelarz 2/87 N- oś aerodynamiczna skrzydła, czyli punkt neutralny, względem którego momenty mają wartość niezmienną G- środek masy Cs- cięciwa skrzydła Pzs- Siła nośna X- odległość środka masy od osi aerodynamicznej skrzydła O- punkt obojętny dla stateczności Zs-zapas statecznosci Q- ciężar modelu

Jerzy, Nie wskażę takiego szybowca...Podobnie jak nie wskażę śmigłowca, który lata jak model śmigłowca ani dużego samolotu akrobacyjnego, który wykonuje zawis jak model 3D (byłaby to bowiem figura akrobacyjna tzw. jednorazowa). Natomiast wskażę wszystkie w/w statki powietrzne cięższe od powietrza, które "mają" identyczną mechanikę lotu tzn.podlegają takim samym zjawiskom fizycznym zaś różnią się jedynie parametrami a stąd wynikają bezpośrednio różne charakterystyki lotne o których piszesz. Powtórzę: różne charakterystyki lotne a nie inne mechaniki. Lotnictwo wymaga bardzo precyzyjnych określeń bo stoi na zjawiskach fizycznych toteż Twoje stwierdzenie " Mechanika lotu takiego modelu musi być inna od szybowca" sprowokowało mnie do zwrócenia uwagi podobnie jak powyższe "latają z zasady aerodynamicznie niepoprawnie" może otworzyć "puszkę z pandorą" co w tym pokoju dyskusyjnym wydaje się niepotrzebne (jak to ujął Stefan). Aby dokończyć temat mechaniki lotu przywołam przykład samolotów sterowanych automatyką fly-by-wire, które z zasady konstrukcyjnej projektowane są w obszarze niestatecznym co oznacza, że pilot nie jest wstanie opanować ich w powietrzu bez wspomagania systemem sterowania. Nie oznacza to jednak, że mechanika lotu takiego samolotu jest inna niż każdego innego, gdyż jest dokładnie taka sama. Mimo wszystko mam jednak wrażenie, że powyższe rozumiesz wyśmienicie o czym świadczą Twoje bardzo dobre i kompetentne komentarze. Mam też nadzieję, że nie weźmiesz mi za złe taką krótką korektę (w przerwie między kolejkami lotów F5J ) używanych pojęć. Pozdrawiam

Panie!!!!!!!!!!!!!!!!!?????????? A tak dobrze się Pana czytało do tej pory... Informuję uprzejmie, że mechanika newtonowska obowiązująca do tej pory na planecie Ziemia ( w tym mechanika lotu zarówno samolotu, modelu samolotu, balonu a nawet liścia) oparta jest na identycznych pojęciach i definicjach jak I,II,III Zasada Dynamiki Isaaca Newtona, prawo powszechnego ciążenia, droga, prędkość, przyspieszenie, ciężar, moc, energia, rachunek wektorowy, moment siły, ruch obrotowy. W związku z tym wszystkie ciała stałe bez względu na rozmiar podlegają tym samym zjawiskom mechaniki teoretycznej i są identycznie opisywane za pomocą aparatu matematycznego. Co innego Aerodynamika. Aerodynamika modeli latających różni się od aerodynamiki rzeczywistego samolotu ale tylko w zakresie wartości parametrów i charakteru opływu a to głównie z powodu małych prędkości i bywa nazywana właśnie aerodynamika małych predkości. Specjalnie dla Ciebie Jerzy dedykuję wstęp autorski Profesora Staszka z jego książki "Mechanika Lotu Modeli Latających"

Czy samolot może lecieć bez jednego skrzydła? Odpowiedź na tak postawione pytanie zawiera film (od 22 sekundy do 55...). Oczywiście , że tak co widać na zarejestrowanych obrazach jednak należy dodać, że tylko przy "określonej" prędkości i przy określonych kątach natarcia. Film pokazuje, że model jet-a po utracie jednego płata nie tylko leci ale jest w pełni sterowny i umożliwia podejście do lądowania. Tu jednak pojawiają się zasadnicze problemy: zmniejszenie prędkości lotu i zwiększenie kąta natarcia powoduje powstanie olbrzymiego momentu przechylającego, który niemożliwy jest do skompensowania metodą wychylenia lotki . Dlatego mamy niekontrolowany obrót samolotu w kanale przechylenia (wokół osi podłużnej) w stronę brakującego skrzydła i uderzenie w ziemię. Jest to zgodne z niedawno wykonanymi badaniami w WAT w przypadku słynnego polskiego airlinera. Przypadek modelu jet-a bardzo dobrze wpisuje się w charakterystykę momentową (podaję za publikacją WAT), gdyż zarówno obciążenie powierzchni nośnej modelu jak też powierzchnia lotki kompensującej moment przechylający są w dobrej proporcji do rzeczywistego samolotu (chociaż w dużym przybliżeniu). Nadmieniam , że jest wiele filmowych przykładów bezpiecznego lądowania dużego 3 m modelu samolotu z urwanym skrzydłem (np.Bill Hempel) na skutek pęknięcia płata w okolicach końca rury mocującej skrzydła (błędy wytrzymałościowe). Jednak są to modele kategorii 3D (bardzo małe obciążenie powierzchni nośnej i małe prędkości oraz olbrzymie powierzchnie lotek)

Z pewnym zdziwieniem przeczytałem o powyższej metodzie wyznaczania środka ciężkości (środka masy) statku powietrznego cięższego od powietrza czyli modelu latającego szybowca... Albowiem istotnie jest to poprawna metoda wyznaczania statycznego środka ciężkości ale wyłącznie bryły nieruchomej. Jednak dyskusja idzie o modelu latającym czyli obiekcie wytwarzającym siłę nośną i siłę oporu a także momenty od tych sił. Zatem nie tylko siła ciężkości decyduje o parametrach lotu i właściwościach ale cały "zestaw" sił i momentów, działających w zależności od fazy lotu. Model latający (samolot też) nie posiada jednego ściśle określonego środka ciężkości lecz jest ich co najmniej kilka, każdy zapewniający inną charakterystykę lotną płatowca. Już dowolny program modelarski dedykowany do wyznaczenia środka ciężkości wymaga podania cięciw, ramienia statecznika poziomego, powierzchni nośnych, współczynników itp. a finalnie wyznacza położenie środka ciężkości jednak zawsze w powiązaniu z zapasem stateczności (np.8 procent). Oznacza to, że środek ciężkości jest zawsze ściśle położony względem osi aerodynamicznej skrzydła co nie ma związku z siłą ciężkości... Aby ostatecznie zrozumieć istotę istnienia środka ciężkości polecam do przeczytania artykuł Jana Staszka pt."Wyważanie i stateczność modelu przy małych liczbach Re" Modelarz nr 2/1987...I jeszcze jedna uwaga na temat "0,1mm". Uważam, że nie istnieje metoda skutecznego i prawdziwego (czyli fizycznego) pomiaru położenia środka ciężkości modelu szybowca z dokładnością do 0,1mm ze względu na: niestabilne warunki pomiarowe (konstrukcja wyważarki, temperatura otoczenia), asymetrie konstrukcyjne płatowca (niejednakowe wykończenie powierzchni, niejednakowe wymiary płaszczyzn, niejednakowe kąty itd) Nie stoi to w sprzeczności jednak by metodą obliczeń nie wykazać, że np. dodanie balastu o ciężarze 2 gram spowoduje przesunięcie środka ciężkości o np. 0,15mm. Co innego jednak móc wyliczyć a co innego ( w tym przypadku) zmierzyć... To są moje "trzy grosze" w dyskusji. Wyważanie i stateczność.pdf

O ile przedstawiona charakterystyka mocy i momentu MVVS 58 dotyczy takiego samego zespołu napędowego (silnik+śmigło) to warto ją rozważyć. Zakładam,że tak więc od razu trzeba zakwestionować tłumik typu "plecaczek", gdyż to jest raczej "dławik" bardziej..."Plecaczek" nie jest zaprojektowany z wykorzystaniem zjawisk falowych, które są podstawą w fazie wydechu silnika dwutaktowego dla którego zaprojektowanie i wykonanie dedykowanego tłumika wymaga sporych nakładów. Z tego względu prawie wszystkie silniki dwusuwowe miały (do niedawna) "plecaczki" w zestawie lub tłumiki cylindryczne (niewiele lepsze). Istotą zagadnienia jest zaprojektowanie tłumika dedykowanego do konkretnego silnika i odrzucenie tzw. tłumików uniwersalnych. Mistrzami są w tym motocykliści, którzy projektują prawdziwe arcydzieła techniczne ale też i modelarze startujący w klasie modeli pływających FSR oraz akrobaci F3A , którzy projektują (a raczej projektowali w epoce silników dwutaktowych) niezwykle sprawne układy wydechowe oparte na zjawisku rezonansu mechanicznego (widziałem kiedyś rury rezonansowe ze szkła). Zwracam też uwagę na zdecydowanie gorsze warunki pracy silnika dwusuwowego bez tłumika wynikające ze skokowego wzrostu temperatury cylindra wraz ze wzrostem obrotów co raczej na pewno doprowadzi do zniszczenia mechanicznego silnika. Jako przykład skutków działania wysokiej temperatury przedstawiam zdjęcie silnika Titan ZG 62 z modelu Antares, mistrza świata makiet Andreasa Luthi'ego, który przerobił ten silnik na metanol. Widoczne ślady przegrzania ożebrowania cylindra świadczą niezbicie co może zrobić wysoka temperatura...