Конкурс ФПИ на СВВП и т.п.

[aerobaika]

у толяна одни голословные умозаключения и рисунки ограниченные его фантазией и нет живых доказательств уникальности его изобретений и успехов :'(----фото и видео в студию ваших чудес  неприменно в полёте 😛-----пиззззззззззззззз-------еть не камушки ворочать  :IMHO

 

[KV1237542]

. Хотелось бы узнать когда были проведены эти эксперименты.
2. Хотелось бы узнать энергетические параметры этого процесса.
3. Хотелось бы узнать почему эти эксперименты не получили дальнейшего развития.
4. Хотелось бы узнать почему нет ни одного летательного аппарата с таким принципом создания подъемной силы.

Читайте литературу. Вы знаете далеко не все... Хотя бы в файлообменнике статью Золотько как раз по этой теме. А это из книги Петрова тоже можете скачать если захотите.

 

[KAA]

@ henryk
Вы поняли о чём я писал? Хотя можно и сказать, что жидкость (хоть вода) подталкивается снизу, за счёт разницы давления в струе и внизу, в бачке с жидкостью!

Достаточно и одного.
Ищите и найдете.

Отличный ответ! Мне-то они не требуются. Но и вы выходит таковых не знаете!

----фото и видео в студию ваших чудеснеприменно в полёте 

Да уж!
Утёрли нос и Нортропу, и Липпишу, так что стесняться-то!? 😉

 

[Anatoliy.]

Anatoliy. писал(а) Сегодня :: 00:16:33:
Достаточно и одного.
Ищите и найдете.

Отличный ответ! Мне-то они не требуются. Но и вы выходит таковых не знаете!

Вот хотя бы одна книга про воздушные винты.
А поскольку что лопасть, что крыло с точки физических законов не отличаются, то законы для них одни и те же.

У меня под 300 книг по авиационной тематике, и пока лениво перебирать их в поисках того, чего Вы не знаете.

 

[KAA]

Вот хотя бы одна книга про воздушные винты.

Я НЕ ПРО ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ, А ПРО МЕХАНИЗМ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ! :STUPID
Такой книги,как я понимаю, вам неизвестно, и её  вы прямо тут сейчас пишете и публикуете! 😉
А эта, Юрьева, мне известна, я ей пользусь. Но когда учился в институте, её не знал, и тогда вообще винтов почти не касались по ходу учебного процесса. Ведь почти вся большая авиация - реактивная! 🙂

А поскольку что лопасть, что крыло с точки физических законов не отличаются, то законы для них одни и те же.

Для крыла скорость набегающего потока может быть принята постоянной по размаху, а для лопасти-нет!Отсюда-числа Рейнольдса для элементов лопасти сильно отличаются. Но физические законы-те же, несомненно!
Так как вы, считал Джевецкий, но его теория винта давала большие ошибки и сейчас не используется! У вас погрешность тоже очень большая, на что и указывал Жорж.

 

[Anatoliy.]

Тогда объясните как посчитать подъемную силу?

А Вы мне поясните какой должен быть угол установки профиля относительно направления полета (лопасти относительно плоскости вращения), чтоб получился требуемый угол атаки для определения коэффициента Су если изменяется размах крыла (радиус лопасти) и скорость полета (скорость воздуха через ометаемую площадь винта) при дальнейшем расчете по формуле:
Fy = q*Cy*S*V[sup]2[/sup]/2

Именно с такой проблемой я столкнулся когда потребовалось рассчитывать подъемную силу несущего винта.
Для крыла это простая задача, а для лопасти это многократно сложнее.

Теперь о точности расчета по моей программе.
Всегда и всем я не таясь сообщал об этой неточности которая между прочим "играла" в сторону приятного бонуса в виде либо излишней тяги, либо в виде более меньшей потребной мощности.

Существенно снизить ошибку не представляет никакой сложности, но мне это пока не требуется на данном этапе проектирования.
С учетом реальной поправки в моей конструкции появляется возможность увеличить взлетный вес при той же мощности двигателя.

Суть проблемы состоит в том, что я искусственно принял равномерность скорости проходящей через ометаемую площадь.

При накоплении данных по изготовленным винтам по моей программе, можно как самый простой вариант применить поправочные коэффициенты в зависимости от формы лопасти в плане и от крутки лопасти.
А для более точного расчета просто выявить закономерность и ввести эту поправку на неравномерность скорости воздуха проходящего через ометаемую площадь.
Но у меня сейчас другие задачи и как я уже сказал меня полностью удовлетворили результаты расчета спроектированной несущей системы.

А что касается якобы упреков мнолголикого моего оппонента, то он так и не понял алгоритма моего расчета и пытался направить меня на проторенные дорожки которые ну никак не решали многие мои проблемы.
А когда он понял что его усилия бесперспективны, занялся смешными придирками, что я дескать не так оформляю свои расчетные таблицы, которые ни коим образом не влияют на алгоритм расчета и вообще находятся в служебной части программы которая не предназначена для праздного созерцания пользователя программы, а так же что я не поставил ограничитель на дурака при вводе температуры окружающего воздуха и прочие "козявки" абсолютно не влияющие на результаты расчета.

Так что от его "особо ценных" указаний я не почерпнул совершенно ничего полезного, что сильно его расстраивало.

 

[Anatoliy.]

То есть раз индуктивное сопротивление останется почти таким же следовательно и подъемная сила что у биплана, что у триплана останется прежней? 

Что то Вы не всё прочли в моем пояснении или не поняли смысла мной написанного.

Формула в которой присутствует "q", Су", "S" и "V" существует, но это не результат действия разницы давления по формулам Бернулли.

Я попросил моего оппонента изобразить картину обтекания воздуха его "горбатого" крыла с примерным распределением давления по поверхности, так он благополучно сдрыстнул.

То ли не смог понять прочитанное,  то ли вообще не знает как изобразить картину обтекания и вектора давлений, то ли не умеет рисовать на компьютере, то ли вообще не умеет изображать что либо карандашом или ручкой, то ли руки не оттуда растут, то ли мозгов нет.
Но такой картинки я от него не дождался.

Вы можете помочь ему и самостоятельно изобразить как это обтекающий воздух воздействует не его "горбушку"

А я Вам, и ему то же, покажу как эта разность давления не может вызвать подъемной силы.
Кстати, на каком расстоянии от поверхности профиля стоит измерять скорость обтекающего воздуха?
Непосредственно у поверхности профиля где воздух прилип и не движется относительно обдуваемого тела?
На расстоянии 10 микрон от поверхности, или на расстоянии половины пограничного слоя?
А может на расстоянии пограничного слоя? А где эта граница где заканчивается тот пограничный слой.
Может тупо мерить на расстоянии в один сантиметр невзирая на Рейнольдса?
А может подальше в метре от профиля?
Кстати, всеми любимые датчики микроманометров устанавливаются непосредственно на поверхности обдуваемого профиля где воздух прилип.
Может хотите сказать, что давление передается через этот пограничный слой без потерь?
Но тогда можно просто дуть  в 10 метрах над профилем и давление передастся до поверхности не претерпев изменения?

Почему я так настаиваю на графическом отображении?
Дело в том, что то что нарисовано и опубликовано для всеобщего обозрения уже потом не вырубить топором и глупость будет постоянно преследовать автора.

Если этим автором буду я, то мне ничего не стоит еще разок подковаться в том, что для меня было якобы неизвестно.

 

[aerobaika]

чего то получается какой то разговор глухого с немым----механизм создания подъёмной силы крыла внятно обяснить не смог,что такое давление для толяна не понятно ---бернулли по боку,профиль не имеет смысла----зато главное высосана ещё одна теория и непонятный и секретный  метод расчёта  лопасти вертолёта----сикорский и миль и камов в гробу переворачиваются----их вертолёты уже 70 лет почему то хорошо летают по неправильным формулам и законам :🙂 а большое наличие дома книг по аэродинамике ну никак не увеличивает знания и умения их применять---чисто коллекционер---- :~~)

 

[KV1237542]

      Аэробайка: Вам как практику не интересно было бы запустить модельку с полным обдувом крыла скажем 4-мя двигателями и углом атаки крыла на взлете градусов 30? (угол заклинения двигателей относительно крыла =0). И нагрузку на крыло побольше: 10кг/м2. Ну и расстояние задней кромки крыла до земли на всякий случай около 1 хорды крыла.

 

[KV1237542]

Струя от винтов создаст эффект струйного закрылка и должна встретится с набегающим потоком под достаточно большим углом. Но это только часть Су. Другая составляющая это увеличение Су крыла на больших углах атаки без срыва так как все крыло обдувается.

 

[Anatoliy.]

Причем здесь профиль, причем установочный угол, при чем несущий винт?!
Я Вам про картинки... В соответствии с ними получается, что несущая площадь ( ее значение) никак не влияет на величину подъемной силы? То есть следуя Вашей логике

Ну точно, ничего не понимаете и сознание Ваше затуманено.

Для аэродинамических законов что крыло, что лопасть, что кирпич всё одно и тоже.
Если не учитывать скос воздушного потока который неразрывно связан с возникшей подъемной силой, то не получится правильно установить крыло на нужный угол и самолет будет летать раком, а несущий ротор автожира не сможет удержать автожир в воздухе, а диапазона установочных углов ротора вертолета не хватит для взлета, а для ВИШ не получится нужного диапазона регулировки тяги в рабочем диапазоне скоростей полета.
А для обычных винтов случится так, что он будет  либо хреново тянуть на взлете, либо не будет обеспечивать расчетной скорости.
И тогда начинаются разговоры типа: винт тяжелый, легкий, перетяжеленный и так далее по типу разговора крестьянин между собой с полным непониманием физики процесса.

Инженеру проектировщику просто стыдно пользоваться таким крестьянскими категориями.

Вот этот скос воздушного потока напрямую влияет на установочные углы и на индуктивное сопротивление о котором у подавляющего большинства форумчан вообще нет правильного понимания.
Потому так много пустых разговоров о борьбе с концевыми вихрями сходящих с концов крыльев.
А некоторые даже мечтают выкачивать из них некую мощность ставя на концы крыльев вентиляторы то ли для выработки энергии, то ли для раскручивания этих вихрей.

И как я уже не раз говорил существующая зависимость подъемной силы в виде математической формулы
Fy = q*Cy*S*V[sup]2[/sup]/2
Вовсе не связана с разницей давления над и под крылом.

Я так понял, что и Вы так же не в состоянии изобразить этот процесс распределения давления в обтекающем воздушном потоке [highlight](подчеркиваю, в обтекающем воздушном потоке, а не только на одной поверхности крыла)[/highlight] и так же спешно и позорно убываете прикрывшись словами

P.S. нет, не получается у нас конструктивного диалога. Всего хорошего. 

Но если Вы не в состоянии ответить на такой пустяковый вопрос, то, спрашивается, зачем Вы вообще влезали в дискуссию?

 

[Anatoliy.]

чего то получается какой то разговор глухого с немым----механизм создания подъёмной силы крыла внятно обяснить не смог,что такое давление для толяна не понятно ---[highlight]бернулли[/highlight] по боку,профиль не имеет смысла----зато главное высосана ещё одна теория и непонятный и секретный  метод расчёта  лопасти вертолёта----сикорский и миль и камов в гробу переворачиваются----их вертолёты уже 70 лет почему то хорошо летают по неправильным формулам и законам :🙂 а большое наличие дома книг по аэродинамике ну никак не увеличивает знания и умения их применять---чисто коллекционер---- :~~)

За Вами должок в виде графического изложения Вашего видения как Бернулли помогает создать разностью давления подъемную силу.

Так что пока не представите такой рисунок, Вы для меня безграмотный пустомеля.

Приечание.
[highlight]Бернулли [/highlight]это фамилия которая [highlight]ВСЕГДА[/highlight] и не всех языках пишется с заглавной буквы кроме китайских иероглифов.

 

[zov]

И как я уже не раз говорил существующая зависимость подъемной силы в виде математической формулы
Fy = q*Cy*S*V2/2
Вовсе не связана с разницей давления над и под крылом.

Рекомендую посмотреть эту видеолекцию. Очень доступно объясняется возникновение подъемной силы. Понятно даже для школьников. Одно пожелание; внимательно посмотреть от и до.
https://www.youtube.com/watch?v=POXjCXLH458
К стати Ваш скос потока там не исключается из процесса создания подъемной силы.
Попробуйте своим "не затуманенным" сознанием понять все о чем там говорится.

Но если Вы не в состоянии ответить на такой пустяковый вопрос, то, спрашивается, зачем Вы вообще влезали в дискуссию?

Этот же вопрос я могу и Вам задать.
P.S.  Я не полагал, что Ваше сознание так "не затуманено". Знал бы - не влез.

 

[Anatoliy.]

Струя от винтов создаст эффект струйного закрылка и должна встретится с набегающим потоком под достаточно большим углом. Но это только часть Су. Другая составляющая это увеличение Су крыла на больших углах атаки без срыва так как все крыло обдувается. 

Реальные результаты будут весьма сильно отличаться от прогнозов несмотря на те графики.
А тот конструктор будет весьма удивлен таким большим несовпадением.

А теперь для полной картины представьте зависимость полного сопротивления такого крыла и подумайте о необходимой мощности для такого взлета.

Отклонив обтекающий воздушный поток на 30 градусов автоматически отклоняется и вектор полной аэродинамической силы на 30 градусов назад.
При этом следует увеличить подъемную силу рассчитанную по всеми любимой формуле на обратную величину косинуса угла 30 градусов.
Это надо будет увеличить подъемную силу в 1,155 раз.
Но в то же время эта отклоненная назад подъемная сила создаст индуктивное сопротивление равное той увеличенной подъемной силе помноженной на синус угла в 30 градусов.
Итого только индуктивное сопротивление станет равным 0,577 от взлетного веса.
А теперь посчитайте аэродинамическое качество на взлете такого летательного аппарата.
И тут не поможет ни какие ухищрения с удельной нагрузкой на крыле.
Синусы  косинусы и в Африке остаются синусами и косинусами.

Вам ничего не навевает тот факт, что до сих пор не летают такие самолеты хотя этим графикам 100 лет в обед?

 

[KV1237542]

Реальные результаты будут весьма сильно отличаться от прогнозов несмотря на те графики.
А тот конструктор будет весьма удивлен таким большим несовпадением.

Это график из трудов ЦАГИ, далее идут другие делаются расчеты и подтвержадаются экспериментами. Но вам не надо.

А теперь для полной картины представьте зависимость полного сопротивления такого крыла и подумайте о необходимой мощности для такого взлета.

Отклонив обтекающий воздушный поток на 30 градусов автоматически отклоняется и вектор полной аэродинамической силы на 30 градусов назад.
При этом следует увеличить подъемную силу рассчитанную по всеми любимой формуле на обратную величину косинуса угла 30 градусов.
Это надо будет увеличить подъемную силу в 1,155 раз.
Но в то же время эта отклоненная назад подъемная сила создаст индуктивное сопротивление равное той увеличенной подъемной силе помноженной на синус угла в 30 градусов.
Итого только индуктивное сопротивление станет равным 0,577 от взлетного веса.
А теперь посчитайте аэродинамическое качество на взлете такого летательного аппарата.
И тут не поможет ни какие ухищрения с удельной нагрузкой на крыле.
Синусыкосинусы и в Африке остаются синусами и косинусами.

БРЕД. С чего вы взяли что набегающий поток отклонится сразу на 30 градусов? Но индуктивное никто не отменял.

Вам ничего не навевает тот факт, что до сих пор не летают такие самолеты хотя этим графикам 100 лет в обед? 

Вы что не знаете, что летают самолеты с энергетической механизацией?
Обдувку винтом можно рассматривать как частный случай.

 

[aerobaika]

есть у меня радиомодель мотопланера с полной механизацией крыла с изначально плосковыпуклым профилем толщиной 10% типа кларка с нагрузкой 30 грамм на дм кв----управляемый предкрылок во всю длину и полноценный тоже на всю длину флаперон----три режима --- 1)гоночный на ветренную погоду предкрылок в нулях, флаперон приподнят на 10 градусов, кривизна 1%,змеиобразный профиль---скорость сваливания 8 м в с 2) крейсер на планирование предкрылок опущен на 5гр ,флаперон в нулях ,кривизна 5%----сваливание 7мвс 3) парящий режим в штиль,термик,посадка---- предкрылок опущен на 15 гр и флаперон на 6 гр получается вогнутовыпуклый профиль с кривизной средней линиии  8%-----сваливание на 6 мвс!!!!одним словом усё по классической аэродинамике 😎 предкрылок и флаперон просто разрезанные сегменты крыла из плотного пенопласта заламинированного плёнкой--лобик на ширину 15% и задняя кромка шириной 25%!!! 😛 ставил два моторчика  с тянущими винтами прямо на лобик----проверить взлёт с максимальной кривизной профиля----тащит вверх великолепно :~)---но разогнаться не может--Сх вогнутовыпуклого профиля слишком большой 😛 😉

 

[Anatoliy.]

Рекомендую посмотреть эту видеолекцию. Очень доступно объясняется возникновение подъемной силы. Понятно даже для школьников.
https://www.youtube.com/watch?v=POXjCXLH458

Если Вы учились по таким лекциям, то мне Вас искренне жаль.

Как только этот "прохфесор" показал две фотографии с визуализированными сходящими вихрями с концов крыльем и изрек свою "глубокую" мыслю о том, что это что то вращается вокруг крыльев, мне стало искренне Вас жаль.

Если в самом начале рассуждения опереться на ошибочное положение, то грош цена всему тому, что будет сказано далее.

Чтоб не верить таким "прохфесорам" рекомендую ознакомиться с пространственным видом этих самых сходящих вихрей с концов крыла и наконец то избавится от этой хрени, когда вещают о перетекании каких то воздушных масс через торцы крыльев с нижней поверхности на верхнюю поверхность крыла.

А все те уроки, лекции и всё написанное в учебниках по поводу разницы давлений и циркуляции вокруг профиля я уверен, что ознакомился с ними раньше Вас, и Вы мне не открыли глаза на эти заблуждения.
Я об этом (заблуждениях) знал раньше Вас, а Вам это еще предстоит узнать.

Но я всё же надеюсь, что Вы кроме голословных упреков и никчемных поучений все же сподобитесь лично своей рукой изобразить  как там распределяются силы давления [highlight]в обтекающей воздушной струе[/highlight] и как это может вызвать появление подъемной силы на крыле.

Слабо?

Или знаний маловато?

Я терпеливо жду.

 

[Anatoliy.]

БРЕД. 

Нет, это не бред.
Все аэродинамические силы располагаются относительно набегающего воздуха, а не относительно горизонта как Вам этого хочется.

Вы что не знаете, что летают самолеты с энергетической механизацией?
Обдувку винтом можно рассматривать как частный случай 

Конечно я это знаю, но знаю еще как всё это будет выглядеть если повернуть крыло с обдувающими воздушными винтами на 30 градусов относительно направления взлета.
Вы же этого не знаете.
Поэтому тригонометрия для Вас до сих пор является БРЕДОМ.

 

[Anatoliy.]

Это график из трудов ЦАГИ, далее идут другие делаются расчеты и подтвержадаются экспериментами. Но вам не надо.

Естественно, мне это не надо.
Но это еще не надо конструкторам самолетов, ибо это не применяют в самолетах.
Это не надо конструкторам вертолетов, ибо в лопастях их несущих винтов это не применяется.

Была одна попытка применить струйную механизацию лопастей несущего винта.
Но это потерпело провал не потому, что за дело взялись тупые американцы, а потому, что это не сработало несмотря на научные изыски различных аэродинамических лабораторий даже с высоким рейтингом.

 

[KV1237542]

Поэтому тригонометрия для Вас до сих пор является БРЕДОМ.

Ага, подсчитайте какой Су будет у крыла, если оно дает скос потока 30 градусов? Для крыла с размахом 10м, хордой 1м  и скоростью 10м/с. Су около 8 может столько и не надо?  Это ведь без проекции тяги винтов.

Почему-то к сожалению вы общаетесь только в таком стиле.


"— Это чьи стихи сейчас читали?
— Бальмонта.
— Бальмонта? Не знаю. Не слыхал такого. Вот Лермонтова читал. А Бальмонта никакого не знаю
Чувствуется, что виноват Бальмонт
— Ницше? Не знаю. Я Ницше не читал!
И опять таким тоном, что делается стыдно за Ницше. "