Anatoliy.
Верной дорогой идете товарищи!!!
- Откуда
- Севастополь
Приведите ссылку на источник знаний, где достоверно измерен [highlight]Су порядка 10-15[/highlight]
Крыло с эффектом Магнуса.
http://bkb.koendu.pl/doc/What%20Happened%20to%20the%20Kasper%20Wing_L.%20D.%20Sunderland.pdf
<10...
Здесь у Вас ошибка. Скорость вращения привода, должна обеспечивать такую линейную скорость, чтобы на нижней поверхности скорость обтекания была близка к 0. Соответственно на верхней будет 2*Vобтекания, примерно 2 V полета. Раскручивать как гироскоп (как показано в роликах предоставленных henrykом)- имеет смысл, только роторы, а не плоское крыло-гусеницу.
Кстати, отсюда вытекает, что данный принцип создания ПС имеет смысл:
- для ЛА с небольшим перепадом V взл/Vкрейс
- для ЛА с большой площадью крыла
т.е. для тихоходов.
Или, когда только часть крыла занята гусянкой, которая работает до V оптим, а при дальнейшем увеличении V полета, снижает скорость "перемотки", вплоть до почти полного торможения при Vmax.
Извиняюсь за поздний ответ: почему-то не могу зайти на форум с других устройств. Только - с домашнего компа 
во-первых - картина обратная той, что Вы описали, т.е. вверху полотнище идет по потоку, а внизу - навстречу.
во-вторых - по крайней мере для цилиндра, есть оптимум соотношения скорости его вращения и скорости набегающего потока, при котором качество крыла достигает максимума. И это отношение равно примерно 4-5. Иначе - смысл заморачиваться?
А даже если применить "гусеницу" для предотвращения срыва потока на крыле (т.е. примерно Vпотока=Vгусеницы), то при малом диаметре трубы (например 45 мм) в лобике профиля, уже на скорости потока 10 м/с (36 км/ч!!!) получим обороты трубы примерно 4250 об/мин. Но не летать же на таких скоростях!
Весь смысл то применения усложненного устройства крыла должен быть в каком-либо существенном выигрыше. В данном случае - в получении высочайших Су.
Для этакого транспортера, зависимость будет, конечно, отличаться от цилиндра. Поэтому и хотел провести продувки.
PS. И насчет большой площади крыла - тоже несогласен. Весь цимус то в ее уменьшении. Иначе - тоже ни к чему усложнять.
В этом Вашем высказывании есть некое логическое несоответствие. Если бы это было так, то его относительная доля бы не уменьшалась с увеличением удлинения крыла.
Так приводил в сообщении №9. Могу, в принципе, повторить: http://www.twirpx.com/file/2182381/
Частично согласен, по крайней мере с тем, что это крыло - для тихоходов. Но:
во-первых - картина обратная той, что Вы описали, т.е. вверху полотнище идет по потоку, а внизу - навстречу.
во-вторых - по крайней мере для цилиндра, есть оптимум соотношения скорости его вращения и скорости набегающего потока, при котором качество крыла достигает максимума. И это отношение равно примерно 4-5. Иначе - смысл заморачиваться?
А даже если применить "гусеницу" для предотвращения срыва потока на крыле (т.е. примерно Vпотока=Vгусеницы), то при малом диаметре трубы (например 45 мм) в лобике профиля, уже на скорости потока 10 м/с (36 км/ч!!!) получим обороты трубы примерно 4250 об/мин. Но не летать же на таких скоростях!
Весь смысл то применения усложненного устройства крыла должен быть в каком-либо существенном выигрыше. В данном случае - в получении высочайших Су.
Для этакого транспортера, зависимость будет, конечно, отличаться от цилиндра. Поэтому и хотел провести продувки.
PS. И насчет большой площади крыла - тоже несогласен. Весь цимус то в ее уменьшении. Иначе - тоже ни к чему усложнять.
К сожалению там скорости никакие...
Так что и обороты роторов - тоже.
Мы же не хотим летать на крейсере в 36 км/ч.
При таких скоростях - часто против ветра вообще на месте стоять будешь
А вообще-то, надо будет еще провести расчет с оптимизацией. До какой-то (достаточно низкой) скорости, самолет, даже с обычным цилиндрическим или коническим крылом, будет выгоднее, чем классический. По энергозатратам я имею в виду.
А коническое крыло - по любому проще ленты.
А коническое крыло - по любому проще ленты.
А зачем нужно крутить все крыло для получения данного эффекта если можно тупо управлять пограничным слоем спец соплами в нужных местах ? Причем только на взлете и посадке когда это нужно.
Посмотрите например в сторону вертолетов с системой NOTAR вместо хвостового ротора. Там хвостовая балка круглая в сечении. Она обтекается сверху вниз потоком от несущего винта. Балка не крутится вся но тот же самый эффект магнуса достигается двумя щелевидными соплами по бокам балки.
С одной стороны балки поток ускоряется а с другой тормозится и появляется боковая сила. Регулируемые сопла на конце балки служат только для управления по курсу.
Посмотрите например в сторону вертолетов с системой NOTAR вместо хвостового ротора. Там хвостовая балка круглая в сечении. Она обтекается сверху вниз потоком от несущего винта. Балка не крутится вся но тот же самый эффект магнуса достигается двумя щелевидными соплами по бокам балки.
С одной стороны балки поток ускоряется а с другой тормозится и появляется боковая сила. Регулируемые сопла на конце балки служат только для управления по курсу.
=KASPERwing...(vortex flow).
https://www.imperial.ac.uk/aeronautics/fluiddynamics/ChernyshenkoResearch/TrappedVortices.php
http://www.ae.utexas.edu/courses/ase463q/design_pages/spring03/active_wing/ATAK%20Technologies%20Website/Final%20Report/Web%20Theory.htm
http://www.reaa.ru/yabbfiles/Attachments/tufts-r.jpg
Спасибо, Генрих (или Хенрик, не знаю, как правильно). В принципе с этими (или похожими) данными я уже ознакамливался на ветке http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1230850796
О чем и говорю: если эффект Магнуса не дает хотя бы 2-хкратного преимущества в подъёмной силе, то проще и безопасней применять развитую механизацию крыла.
О чем и говорю: если эффект Магнуса не дает хотя бы 2-хкратного преимущества в подъёмной силе, то проще и безопасней применять развитую механизацию крыла.
Anatoliy.
Верной дорогой идете товарищи!!!
- Откуда
- Севастополь
Это именно так, потому что при увеличении удлинения крыла увеличивается объем скашиваемого воздуха крылом, что в свою очередь уменьшает угол того скоса, в результате вектор подъемной силы отклоняется на меньший угол и его проекция на направление полета уменьшается.
https://get.google.com/albumarchive/115479415730905646727/album/AF1QipPzAlLXhRhz3I5K_z6xkAgHrO0l1erP7OtfG5zZ?source=pwa
AR>50 (CONCORDIA<60)... L/D>70 !
AR<30 (DIANA-2 =26) ...L/D>50...
К этому, я Вас и подвожу.
Невозможно получить сопоставимую! подъемную силу на цилиндре и на Вашем крыле (при таком же направлении вращения), потому, что на Вашем крыле, подъемная сила будет создаваться на половинке переднего и на половинке заднего цилиндра (если грубо), а на плоской части Вашего крыла, будет создаваться (по Бернулли), сила действующая вниз!
А я думаю,что Вы ошибаетесь!
По закону Бернулли как раз сверху - происходит ускорение потока, снизу - торможение, так что перепад давлений получается тот, что надо. Вот передняя и задняя части профиля, что на гусенице, что на цилиндре - просто создают сопротивление потоку, т.е. увеличивают Сх. Ну, еще и пикирующий момент дают :IMHO
И я подозреваю, что профиль с плоской частью может иметь Су даже больше, чем цилиндр.
Надо просто продуть.
Свяжусь с ХАИ, спрошу, какую модель надо сделать, чтобы продуть и надо будет заняться этим :~)
PS Так что, получается, что лучше всего пробовать силиконовую пленку?
Золотые слова!
:STUPID Не-е-е, проще продуть на чужой трубе, чем разгибать аглицкие интегралы собственной головой! ;D