Всем привет!
Я вернулся! В Киеве было спокойно... Но модельных магазинов не нашел. Нашли один офис и одну палатку в торговом центре. И там, и там сказали одно и то же: вся торговля ушла в Интернет. И еще сказали, что вот в Харькове другое дело. Там моделистов больше! Что Тарас скажет?
По теме:

SHURHAND написал(а):

"Алина" выполняется в стоячей петле на ноже (чтобы исключить влияние mg на петлю).

SHURHAND написал(а):

для реального боя радиус первой петли можно принять равным 3м.

Для такого маневра получается интересная картина. Если профиль симметричный, то потребный угол атаки не зависит... от скорости полета! А только от радиуса петли. Формулы приведу позже. Может быть надо оформить в виде продолжения статьи, а то в тексте сообщений они не очень понятны.
Успехов в творчестве!

yuri_la написал(а):

Но модельных магазинов не нашел. Нашли один офис и одну палатку в торговом центре. И там, и там сказали одно и то же: вся торговля ушла в Интернет. И еще сказали, что вот в Харькове другое дело. Там моделистов больше! Что Тарас скажет?

Юра в Харькове реально один магазин: http://modelistam.com.ua/contacts/
Он же есть и в Киеве. Цены конечно кусаются, но зато можно купить сразу. А так в основном интернет магазины:
Киев: http://www.leti.com.ua/
Львов: http://hobbymania.com.ua/
Одесса: http://magnits.com.ua/
Симферополь: http://www.hobbyclub.com.ua/ - есть представитель в Харькове.

Напомню, что речь идет о вираже в горизонтальной плоскости с углом крена близким к 90 градусов. При малом времени виража потерей высоты за счет скольжения на крыло можно пренебречь.
Подъемную силу (в данном случае это сила, заворачивающая самолет в вираж) можно выразить через вес модели, помноженный на создаваемую перегрузку. То есть
    n*m*g = Cy*q*n*g* R*S / 2
Отсюда
   Cy = 2*m / (q*R*S)
Если известен вид функции
   Cy = f (a),
где a - угол атаки, например, для симметричного профиля
   Cy = Cya*a
то угол атаки находится из выражения
   a = 2*m / (Cya*q*S*R)
Поскольку здесь все величины фиксированные, то a = Const.
А вот подставляя полученный угол атаки в выражение для Cx, мы получим лобовое сопротивление, которое уже зависит от скорости полета. И для установившегося виража значение лобового сопротивления для каждой скорости полета даст потребную тягу. И тогда можно будет сравнить потребные тяги для двух полетных режимов: горизонтальный полет и установившийся вираж.
Графики построю и выложу...

Drinkes написал(а):

Для того чтобы альфа зависел линейно от радиуса, Су должен быть линейной функцией.

Сергей,
Я этого не утверждал.

yuri_la написал(а):

Если профиль симметричный, то потребный угол атаки не зависит... от скорости полета! А только от радиуса петли.

Предположим, что
    Cy = Cya*a^2
То есть имеет место квадратичная зависимость Cy от угла атаки. В этом случае формула
   a = 2*m / (Cya*q*S*R)
будет заменена на формулу
   a = SQRT(2*m / (Cya*q*S*R))
Здесь опять же не присутствует скорость полета, а только радиус петли под корнем. Но угол атаки по-прежнему константа.

Drinkes написал(а):

И еще не учитывается индуктивное сопротивление, т.е. некорректная формула полного аэродинамического сопротивления. Форма крыла не эллиптическа поэтому и формула подъемной силы не сосем точная, не учитывается распределение по размаху..

Здесь много чего не учитывается.
Я хочу подчеркнуть для всех читающих тему, что я не занимаюсь точными расчетами. Я не строю бойцовку и не выбираю для нее оптимальный профиль. Мне это не нужно. Я показываю подход к решению задачи и связи между параметрами. Я делаю это по просьбе уважаемых мною людей. И стараюсь это делать максимально просто и наглядно, чтобы было понятно даже школьнику.
Повторюсь, но я придерживаюсь принципа, что задачку можно решать двумя путями. Можно с интегралами, а можно с дробями. Результат один и тот же, но с дробями проще.
Меня совершенно не устраивают какие-то неизвестно как посчитанные какой-то даже самой надежной и проверенной программой величины и построенные графики, если неизвестно на чем эти расчеты основаны.
Я очень приветствую вопросы и обсуждение, но только прошу, если какая-то приведенная мною формула неверна (что вполне возможно), то давать правильную. Если я где-то упрощаю или огрубляю результат, то хотелось бы видеть, что такое огрубление приводит к неверным выводам, если это так и есть.
С уважением,
Ю.А.

Drinkes написал(а):

Это как бы и есть линейная зависимость. Но не буду придираться.

Сергей, ну, позвольте! Я пишу, что не зависит, а вы пишите, что это и есть линейная зависимость! Как она может зависеть, если в формуле V не присутствует? Если речь про линейную зависимость от радиуса, то она, простите, гиперболическая, а не линейная!
a = k / R
http://kvant.mccme.ru/1975/03/giperbola.htm

Drinkes написал(а):

Насколько мне известно, правильных простых формул подъемной силы и сопротивления крыла  нет, поляра строится на основе экспериментальных данных.

Я не вывожу правильных формул. Зависимости Сy и Cx от угла альфа я как раз взял экспериментальные и их аппроксимировал. В этих зависимостях нет разделения на составляющие виды сопротивления. И они не подразумевают, что к ним еще надо что-то добавлять. Другое дело сопротивление фюзеляжа, но об этом я писал ранее. Его бы надо добавить. Но ко всем вариантам. На СРАВНИТЕЛЬНЫЕ результаты это не повлияет.
И, это... Возможно я отстал от жизни. Но проектирование летательных аппаратов моя специальность, по которой я проработал много лет. И в начале моей карьеры основным инструментом в расчетах была логарифмическая линейка. И основные прикидки делались в два движения ползунка линейки. А потом до посинения уточнялись на больших компьютерах в долях процента... Отсюда мои дурные привычки! :-)
Успехов в творчестве!

Drinkes написал(а):

Признаю свою ошибку.

Похвально.

Drinkes написал(а):

Подзабыл школу.

Ничего зазорного в этом нет. Со мной тоже бывает.

Drinkes написал(а):

Вы взяли Сy и Cx профиля, а хотите рассчитать сопротивление крыла. Есть Су, Сх профиля, а есть Су, Сх крыла, и между ними большая разница.

Хуже того. Я хочу рассчитать сопротивление всей модели!

Drinkes написал(а):

И Ваша формула

Это не моя формула!

Drinkes написал(а):

справедлива только для крыла бесконечного удлинения

Ну, да!
Все-таки хочется, значит, с интегралами!

SHURHAND написал(а):

корневая- 295
концевая- 165
полуразмах- 580

Хорошо, будем считать удлинение... Если я еще не все забыл, то для расчета удлинения нужно знать САХ крыла.

Drinkes написал(а):

не учитывается распределение по размаху..

Об этом здесь: http://rc-aviation.ru/component/content … i/1514-cax
Там статья из трех частей. Какую формулу применим для расчета САХ? Классическую, или более точную, учитывающую распределение по размаху?