Как рассчитать мощность, необходимую при переходе с вертикального взлета и посадки на неподвижное крыло?

В вертикальном взлете и посадке я рассчитал мощность, необходимую для взлета и полета, что было совсем несложно. Между взлетом и крейсерским полетом есть фаза, когда СВВП должен переходить, наклоняя несущие винты от 0 до 90 градусов. Мне трудно рассчитать мощность, необходимую для этого перехода. Я чувствую, что это очень важно, потому что он потребляет больше энергии, чем взлет, поскольку он создает подъемную силу (не достиг минимальной скорости для требования подъемной силы) для балансировки веса, а также должен обеспечивать тягу для движения вперед. Мне даны:

  1. Параметры ротора
    • количество роторов
    • Диаметр ротора
    • об/мин
    • количество лопастей
  2. Неподвижные параметры крыла
    • размах и хорда (прямоугольное крыло)
    • коэффициенты подъемной силы и сопротивления

Какие факторы учитываются при расчете мощности, необходимой для перехода? Обратите внимание: делайте столько предположений/приближений, сколько хотите. Я просто хочу простую формулу для базового понимания.

  1. VTOL - это тип наклонного ротора с канальными вентиляторами.
Ваши роторы с воздуховодом или без воздуховода? Что это за СВВП? В зависимости от конкретной конфигурации, на этапах перехода и крейсерского полета необходимо учитывать нагрузку на диск, как в вертолете. Если, однако, крыло большое, а поверхность диска незначительна, то вы можете рассматривать несущие винты как векторные источники тяги и просто использовать школьную тригонометрию для решения переходной фазы.
Хорошо, скажем, я предполагаю, что мое крыло большое, а площадь диска пренебрежимо мала..... Как мне теперь рассчитать мощность?....Потому что я чувствую, что интегрирование происходит от 0 градусов до 90 градусов.
Еще один комментарий, если позволите. Требуемая максимальная мощность будет состоять в том, чтобы создать тягу собственного веса плюс тягу, достаточную для удержания высоты при нисходящем потоке во время вертикального полета. Если вы установите предел безопасности, скажем, на уровне 20 футов в секунду, можно будет рассчитать сопротивление для самолета, поднимающегося на этой скорости вертикально, на основе области, представленной в вертикальном полете. Вам может показаться, что этого более чем достаточно для перехода в горизонтальный режим.

Ответы (2)

Как сказал Гоббс. Например, после взлета наклоните тягу на 10° вперед. Косинус равен 0,98, поэтому вы теряете только 2% подъемной силы. Синус равен 0,17, поэтому тяга вперед составляет 0,17 * общая тяга.

Корабль будет ускоряться до тех пор, пока аэродинамическое сопротивление = тяга вперед:

Т "=" Д "=" С Д ⋅ 1 2 ⋅ р ⋅ В 2 ⋅ С
В 2 "=" 2 ⋅ Т С Д ⋅ р ⋅ С

Затем наклонитесь на 20 °, где у вас есть sin (20) = 34% тяги, направленной вперед, и 94%, направленной вверх, и т. д.

Обратите внимание, что уравнение сопротивления обычно выражается относительно площади крыла S.

Простое приближение в реальном времени в электронной таблице будет выглядеть так, как показано ниже. Тяга 9810 Н, направленная назад на 10 градусов, дает sin10*9810 = 1703 Н тяги вперед, что занимает около 300 секунд, чтобы разогнать аппарат до 97 м/с. Конечно, из-за аэродинамической подъемной силы корабль набирает высоту, изменяя угол атаки и создавая индуктивное сопротивление и т. д. Моделирование должно быть расширено за счет уменьшения тяги несущего винта пропорционально аэродинамической подъемной силе. Но я надеюсь, что суть вещей достаточно ясна.

введите описание изображения здесь. .введите описание изображения здесь

Но вы также должны учитывать подъемную силу, создаваемую крыльями.
Да, вы должны, что вы можете рассчитать, как только узнаете скорость. Поступательная тяга ускоряет аппарат, в результате чего подъемная сила крыла и сопротивление увеличиваются каждую секунду до тех пор, пока T = D.
Итак, я изучил процедуру, которой вы следовали. Что, если мы просто сохраним постоянную тягу и наклоним угол от 0 до 90. Проблема, с которой я столкнулся, заключается в том, что когда мы это делаем, мы достигаем желаемой скорости сваливания при угле 6 градус, и что мне сделать, чтобы полностью повернуть его на 90 градусов, не создавая дополнительной подъемной силы.
Пропорционально уменьшите тягу.
Тогда вы будете тормозить в прямом полете правильно.
Нет. При взлете вся тяга требуется в вертикальном направлении. Затем направьте часть его в горизонтальном направлении, как вы сказали, на 6 градусов, пока не достигнете скорости сваливания. Затем медленно наклоните вектор более горизонтально, одновременно медленно уменьшая тягу. Тяга, необходимая для нормального полета с использованием крыльев, намного меньше, чем тяга для подъемной силы.

Подъемная сила крыла пропорциональна квадрату скорости самолета, см. формулу подъемной силы . Это говорит вам, какая вертикальная тяга вам нужна на каждой скорости.

Вертикальная тяга несущих винтов зависит от косинуса угла наклона, горизонтальная тяга зависит от синуса.

Горизонтальная тяга приводит к скорости, которую вы можете достичь при этом угле наклона, но для ее расчета вам потребуется полное сопротивление самолета. Это информация, которой у вас, кажется, нет.

Интегралы вызывают у меня головную боль, поэтому сначала я бы вычислил эти параметры для, скажем, 10-градусного приращения угла наклона и построил их, возможно, на графике станет видна кривая.

Что касается сопротивления, у меня есть правильный коэффициент сопротивления и площадь ...... и после выяснения параметров, как мне рассчитать общую мощность, необходимую для перехода ....... Как график поможет мне
На графике будет указано, где находится пик потребления энергии, и вы можете либо измерить высоту этого пика по графику, либо рассчитать по скорости, указанной на графике. У вас есть подъемная сила и сопротивление для крыла, но есть ли у вас информация о сопротивлении для фюзеляжа?
Как рассчитать сопротивление, если я не знаю скорости под этим углом?
Как рассчитать мощность, необходимую при переходе с вертикального взлета и посадки на неподвижное крыло?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v