Уменьшенный прототип самолета

а во торых, "Скопа"(V-22), проектировалась "от балды", и спецы с Boeing Company, в открытую в СМИ сознавались, что если бы не работа Курочкина Ф.П. "Конструирование СВВП, конвертопланов." у них бы конвертоплан так и не полетел, в ближайшие 100 лет 🤓 🤓 🤓

Ссылку на источник сей "глубокой мысли". Ибо до V-22 испытывалось множество прототипов конвертопланов и большинство летало.
вот один из первых в 50е годы Bell XV-3 — Википедия
а вот тут этот и еще много чего 60х годов
 
Последнее редактирование:
Если ширина щелевого сопла будет, к примеру, 10мм, то:при полуразмахе 3м тяга будет "несколько" скромнее(~450Н при 25м/сек), а вот все остальное останется.
- Если ширина сопла будет 10 мм, то хорда, на которой скажется струя, будет ~10 см 😉 Из-за перемешивания. Примерно так будет выглядеть отклонение от идеала:
vert1d.jpg

Просто сравните у существующих аэродинамических труб диаметр сопла и протяжённость открытой рабочей части, чтобы оценить с точностью до слона L/D, при котором перемешивание несущественно. И умножьте в N раз (в зависимости от Re), грубо в 2-3 раза, поскольку нас устроит более существенное перемешивание, чем испытателей. Претендую на точность "до слона"))

а во торых, "Скопа"(V-22), проектировалась "от балды", и спецы с Boeing Company, в открытую в СМИ сознавались, что если бы не работа Курочкина Ф.П. "Конструирование СВВП, конвертопланов." у них бы конвертоплан так и не полетел, в ближайшие 100 лет
- похоже на миф, но не суть. В горизонтальном полёте винт большого диаметра - обуза. Зная законы сохранения, вы знаете, почему. Где оптимальный компромисс между диаметром для висения и диаметром для полёта в случае 2-4- местного аппарата - точно не скажу, лучше послушаю доводы 😉
 
Последнее редактирование:
- Если ширина сопла будет 10 мм, то хорда, на которой скажется струя, будет ~10 см 😉 Из-за перемешивания. Примерно так будет выглядеть отклонение от идеала:
КМК, Вы заблуждаетесь. В эжекторных насадках осевого типа длина смесительной камеры составляет около 8-10 входных диаметров насадка. Именно на таком расстоянии потоки смешиваются окончательно и происходит выравнивание полей скоростей и давлений. За винтом перемешивание будет поинтенсивней из-за закрутки потока, но диаметров на 5-ть я бы насчитывал.
В моем же предложении имеется щелевое сопло, закрутка штока не предполагаетсяя, за радиус входа можно грубо принять величину зазора от лобика до среза сопла. Коэнда такие опыты уже проводил, только струя у него была настильной. Покойный Жорж , Царствие ему небесное, здесь выкладывал статью что-то типа "Забытый эффект Анри Коандэ" там была схема с данными по ПС и по тяге. Все это видимо огибло при переезде сайта, я не нашел. В инете остались только эскизы сканов, малое разрешение, текст статьи ещё можно почитать, а вот подписи под рисунками уже нет.🙁
 
но диаметров на 5-ть я бы насчитывал.

- так ведь я насчитал 10. Для хорды в 1 м, допустим, нужна ширина 10-15 см (а не 10 мм). Для щели 15 см х 6 м (площадь 0,9 м) получается, что скорости 50 м/c соответствует тяга 160 кг. ИМХО чем громоздить воздуховоды - лучше уж поставить больше винтов диаметром сантиметров по 20.

Оно, конечно, интересно бы испытать - но я пас. Верю в законы сохранения и в то, что такие концепции уже рассматривались.

...Судя по тому, что выкладывалось для САМ-25, можно испытать in silica - но это тоже не моё 🙁
 
Последнее редактирование:
- так ведь я насчитал 10. Для хорды в 1 м, допустим, нужна ширина 10-15 см (а не 10 мм). Для щели 15 см х 6 м (площадь 0,9 м) получается, что скорости 50 м/c соответствует тяга 160 кг. ИМХО чем громоздить воздуховоды - лучше уж поставить больше винтов диаметром сантиметров по 20.
Вы опять меня, видимо, неправильно поняли. 10 мм - это высота щелевого сопла, поэтому расход(объемный и массовы) и тягу нужно считать исходя из этого. А вот над крылом это сопло располагается на высоте в 5 см, на пилоне и удвоенную эту высоту можно считать входным сечением "какбЭ эжектора" и от этот сечения откладывать "8-10 входных диаметров(в нашем случае высот) эжектора". Вот тогда, если верить лит-ре, на расстоянии примерно в метр, т.е. у задней кромки обдуваемого крыла, поля скоростей/давлений выравняются. Про массив вентиляторов я уже писал как-то, где-то. Свой выбор центрального компрессора и воздуховодов могу аргументировать тем, что большой компрессор, например центробежный, имеет бОльший КПД, чем мелкий. Он менее шумный, скрыт в корпусе(меньше шансов, что в него кто-нить чего-нить сунет(палку или пальцы), ну и наконец, им же можно организовать отсос погранслоя у задней кромки/перед закрылком обдуваемого крыла.
ИМХУ
 
Последнее редактирование:
- Вот. Оказывается, с помощью крыла за винтом можно не только создать дополнительную подъёмную силу больше тяги, но и тягу увеличить! Мюнхгаузен аплодирует.
Мюнхаузен брал уроки у Анри Коандэ, не иначе😉
Вот, нашел ту статью, обратите внимание на рисунок справа внизу.
Техника - молодёжи 1967-01, страница 16
 
обратите внимание на рисунок справа внизу.
Забавно. Инжекторный движитель какой-то. Но полюбому подъёмная сила меньше тяги (горизонтальной). И не сказано, какую тягу создаёт сопло само по себе.
 
Ссылку на источник сей "глубокой мысли". Ибо до V-22 испытывалось множество прототипов конвертопланов и большинство летало.
"Глубокая мысль"??? 😄 Чья, интересно? Читаем "Крылья родины", где чёрным по русски(в одном из) - и ни каких мыслей. 😏 Даже в "Красная звезда" ТВ, тоже и вскользь, и именно по тексту. Для меня тема конвертоплан ещё с 60-тых стала интересной, поэтому хоть что то и где то об этом, в плоть до анекдота - всегда прочитывалось, а иногда и перечитывалось для осознания и осмысления. А вот про такое, доходилось слышать?
В 1936 г. студент МАИ Ф. П. Курочкин (руководитель профессор Б. Н. Юрьев) защитил дипломный проект двухвинтового истребителя «Сокол» вертикального взлета и посадки с поворотным крылом (конвертоплан).
Я к чему об этом? К тому, что единственно и целенапрвлено изучалось и рассматривалось на научной основе, с изданием как научно-исследовательская работа по конвертопланам и СВВП в мире - только Курочкиным Ф.П., да ещё и при Юрьеве Б.Н.!
А вот вопрос: что и где серийно(КРОМЕ V-22!!!) в мире выпускалось под названием Конвертоплан, затруднительно сказать??? 😏 Ну, про "сложности и дороговизну" - эт мы только и слышали! Другого пока ничего не было😄😄😄

похоже на миф , но не суть. Где оптимальный компромисс между диаметром для висения и диаметром для полёта в случае 2-4- местного аппарата - точно не скажу, лучше послушаю доводы
Эк как хитро! 😄 Тогда именно Циммермановская мысль, о которой писал выше, и которую в NASA скрупулёзно изучали:

И ещё, не стоит путать конвертопланы, с винтокрылами - это даже в "Wики" поняли и осознали🤓
 
Забавно. Инжекторный движитель какой-то. Но полюбому подъёмная сила меньше тяги (горизонтальной). И не сказано, какую тягу создаёт сопло само по себе.
Угу, мне тоже нравится 😁
Про тягу самого сопла данных конечно не хватает, но приведенные цифры дают возможность косвенно оценить влияние, например, ступеньки на верхней дужке профиля. Со ступенькой- выше тяга, но меньше ПС. Т.е. ступенька снижает лобовое сопротивление. Я как-то давно даже двинул идею ступенчатоо "сопла Коандэ". Ну и профиль Кляйна-Фогельмана модернизировал.😉
А происходит там примерно следующее, по моим представлениям:
KFV_Profile.jpg
 
ступенька снижает лобовое сопротивление. Я как-то давно даже двинул идею ступенчатоо "сопла Коандэ". Ну и профиль Кляйна-Фогельмана модернизировал.😉
А происходит там примерно следующее, по моим представлениям:

- Вот кстати да. Понятно, что плавно нисходящий участок отклоняет струю вниз - почему он уменьшает горизонтальную тягу больше, чем просто уменьшая проекцию вектора тяги на OX? То ли трение, то ли если проинтегрировать проекцию давлений (отрицательных) на OX - получится больше, чем с обрубленным хвостиком. Странно.

Вы считаете, что если дополнить ступеньку спойлером - будет подъёмная сила, как с плавно нисходящим участком, а горизонтальная тяга останется как без него? Трудно сказать. По-моему, будет что-то промежуточное по обеим характеристикам.

И ещё насчёт ступеньки. Внезапно в БД airfoiltools рекордное максимальное качество у профиля, от которого отрезали заднюю секцию (закрылок):
Можно сказать, что выбросить заднюю четверть профиля - это способ увеличить удлинение крыла даже при бесконечном удлинении))
 
- Вот кстати да. Понятно, что плавно нисходящий участок отклоняет струю вниз - почему он уменьшает горизонтальную тягу больше, чем просто уменьшая проекцию вектора тяги на OX? То ли трение, то ли если проинтегрировать проекцию давлений (отрицательных) на OX - получится больше, чем с обрубленным хвостиком. Странно.

Вы считаете, что если дополнить ступеньку спойлером - будет подъёмная сила, как с плавно нисходящим участком, а горизонтальная тяга останется как без него? Трудно сказать. По-моему, будет что-то промежуточное по обеим характеристикам.

И ещё насчёт ступеньки. Внезапно в БД airfoiltools рекордное максимальное качество у профиля, от которого отрезали заднюю секцию (закрылок):
Можно сказать, что выбросить заднюю четверть профиля - это способ увеличить удлинение крыла даже при бесконечном удлинении))
Тот рисунок, что я дал, это я изалялся с ветроустановка по. Предлагал ветряк с вертикальной осью и полированной решёткой из одернизированныхбпрофилей Кляйна-Фогельмана. Дал ту картинку для пояснения своего виденья процессов на ступеньке. Горизонтальная тяга является следствием разворота потока на стенке, вихрь как бы толкает стенку вперёд. Я специально сделал стенку "впуклой" для снижения потерь на развороте(у Кляйна-Фогельмана стенка вертикальная). Таким образом, условно, набегающий поток тормозит профиль(лобовое сопротивление), но на стенке, из-за разворота потока появляется гор.тяга которая частично компенсирует это торможение. В сумме это можно интерпретировать как снижение лобового сопротивления.
По Гуглу "обрубания хвоста" у профиля я как то читал про аэродинамику автомобильных кузовов. Там был описан случай, как изобрели современный кузов. Делали какую-то очередную обтекаемую машину, с длинным "рыбьим" хвостом, но куда-то то ли не влезали по длине, то ли ещё чего, а может дезигнера просто озарило, и они решили этот "хвост" урезать, получился такой "прото-хэчбэк" и оказалось, что у него сопротивление меньше, чем у того зализанного вусмерть прототипа. Весьма похожая история, не находите?😉
 
редлагал ветряк с вертикальной осью и полированной решёткой из одернизированныхбпрофилей Кляйна-Фогельмана.
- ветроустановку с вертикальной осью на этом принципе пока слабо представляю (спать охота 🙂 )

По Гуглу "обрубания хвоста" у профиля я как то читал про аэродинамику автомобильных кузовов.
- у меня тоже такая параллель возникла (тем более, что аэродинамикой и эргономикой авто начал серьёзно интересоваться задолго до авиации). Увы, преимущества такой профиль имеет только до угла атаки 5 градусов.
 
Доброго утра всем: расчет приращения подьемной силы крыла от обдувки винтами по методике струйного закрылка (статья Е.М. Золотько Приближенный расчет дополнительной подьемной силы... и тд . Ну и Петров А.В. Энергетические методы увеличения подьемной силы...)

Считал некий гипотетический экспериментальный ранцевый ЛА с обдувом 16 винтами ф 0,4м вот исх. данные.
1595230510528.png
 
Расчет ориентировочный тяга: идеальный пропеллер. на 6м/с имеем 753Н тяги
расчет Су делаем по формуле в статье стр . 18-19

Крыло не механизированное угол заклинения мотогондол = 0. т.е. угол атаки струи от винтов = углу атаки крыла = около 30град = 0,523 рад
Профиль - любой плоско выпуклый к примеру но не в этом суть. Он должен несколько отклонить струю вниз. Но будем считать что этого нет либо профиль симметричный.
Потери тяги на крыл примем =0 (Золотько стр 17 фиг 7) Коэфф восст тяги: если струю не отклонять сильно механизацией то потери на обдув будут сравнительно малы
Для того чтобы найти приращение от обдувки (Нужно найти 2 производных для струи и для крыла (стр 19 Золотько стр 99 Петров)
находим либо по графику стр 18 либо стр 100 соотв наш случай для струи нижняя кривая для крыла верхняя - и из верхней исключить производную для тонкой пластины без обдувки 2П=6,28) Если по формулам Петров стр 99 то там она уже исключена
Для этого на нужен коэфф импульса находим
1595231222929.png

Можем как альтернативу найти для случая с в 2 раза меньшей тягой и ометаемой площадью соотв Ки = в 2 раза меньше 2,657
Первая производная для струи = 12 Вторая 9,16
1595231457105.png
 
Далее для первого случая все подставляем и корректируем с учетом толщины профиля и конечного размаха
1595231553057.png
 
умножаем производные на угол, складываем, вычитаем импульс * sin30, умножаем на 1,14 х 4/6,28 (4 /рад это произв. для крыла нашего размаха)

Для второго случая импульс 2,657 произв для струи = 7,3 для крыла = 5

Приращение dCy = (7.3*0.523+5*0.523-2.657*0.5)*(1+0.14)*4/2П= 3,7
1595232694191.png

далее складываем приращение с имульсом и подьемной силой крыла. Не учел здесь угол нулевой ПС должен бы быть отрицательным, но пусть =0
обдувка ликвидирует срыв и имеем Су = 10,85 для первого случая и 7,13 для второго.
С учетом что площадь крыла 7,7м2 а обдуваемая 6,4м2 (Ну пусть он на не обдуваемой части около 1,2 будет)
средний Су с учетом импульса струи = около 10 для 1 случая и 6,5 для второго.

Далее для 1 случая можно исключить импульс и подсчитать Схi=7.215^2/(3.14*9)=1.841
C профильным сложнее решил в д. случае принять где-то 0,38
Итого К=10/(0,38+1,841) = 4,5
Потребная тяга = 267Н Мощность для 6 м/с = 267*6= 1602 Вт
располагаемая тяга 753Н проекция на ось тяги = 753 * 0,87 = 655Н мощность = 655*6=3930 Вт
Избыток мощности 2310 Вт скороподьемность 1,93 м/с
угол подьема = 18,7 град.
 
Ну как то так.
долговато писать может где есть недочеты.

Графики таковы что чем меньше коэффициент импульса тем выше прибавка по отношению к тяге винта.
В нашем случае чисто суперциркуляционная прибавки превышает импульс но не в разы но еще dCy = 1 сверху отклонение профиля без срыва до 30 гра
Но общий Су в 2...2,5 раза выше импульса струи.

На самом деле все равно где винты сзади или спереди крыла, обдувают только верх или низ тоже.
Но при обдувке сверху снижаются потери на трение. Если отклонять механизацией и потери тяги могут уменьшиться серьезнее
Если поставит винты как у Кастера сверху у ЗК то появиться доп ПС от разряжения, где-то может 30% от импульса струи но снизиться тяга винтов
вследствие затенения крылом то же на какие то может 30%
Может не хватить ускорения воздуха над крылом для ликвидации отрыва на больших углах атаки.
Обдувка надежнее в этом смысле.

Главный посыл - обдувка позволяет за счет взаимодействия струи с потоком как бы увеличить эффективную хорду крыла за счет этого подъемную силу
Ну и продлить линейную зависимость по углу атаки это тоже.
Расплата - индуктивное сопротивление.

Еще не учтено влияние земли. Оно отрицательное. Крыло лучше поднять повыше.
1595234577746.png
 
В нашем случае чисто суперциркуляционная прибавки превышает импульс но не в разы
- Вот. Золотько корректен в выводах, про разы не пишет. Причём значительно в некоторых режимах. Вероятно, эти особо благоприятные режимы соответствуют углам атаки, при которых без обдувки происходит срыв, а с обдувкой не происходит - поправьте, если ошибаюсь. Применять такие режимы опасно, т.к. при отказе одного двигателя можно получить срыв на всём крыле.

Характерно, что в статье Золотько в основном графики для Cy и неочевидно, как эти коэффициенты воплощаются в ньютонах и ваттах. Вот здесь статья Kuhn и Draper, на которую ссылается Золотько. Там очевиднее. Вот что они испытывали:
fig3.jpg


Прежде чем перейти к ваттам - посмотрим на коэффициенты.

Вот два рисунка, оба представляют зависимость Су(α) при обдувках винтами с разными коэффициентами нагрузки. Су=14 - круто! Но обратите внимание, что на одном 4 кривые, на другом 5. Всё потому, что для одной из кривых получились Сy = ∞. А разница в том, что на первом рисунке коэффициенты рассчитаны исходя из давления в свободном потоке, а на втором - в спутном. Так что Су=14 - нифига не круто, просто система отсчёта выбрана неудачно. Когда крыло благодаря винтам офигенно хорошо работает (Сy свидетельствует) - то можно и без крыла, вертикально.

fig16.jpg

fig17.jpg


А теперь про ватты. Вот мощность, потребная для полёта в разных режимах. Обратите внимание, что при висении она такая же, как при полёте со скоростью 300+ узлов. Это же отражено в выводах: самолёт, способный развить 300-400 узлов, при такой конфигурации движителя способен взлететь вертикально. Т.е. если бы у Мустанга P-51 было 4 винта... 😉
fig24.jpg


А взлетать они предлагают вот так:
fig6.jpg


В общем, обдув (особенно большим количеством маленьких винтов) и Коанда - хорошо для укороченного взлёта, но для вертикального самое правильное (по сегодняшним представлениям) - дуть вниз. Это уже не имеет отношения к предмету дискуссии.

На самом деле все равно где винты сзади или спереди крыла
- при наличии механизации - не всё равно.
 
Последнее редактирование:
Всё верно у Золотько и у Петрова верно.
Гляньте начало книги.
Потолок эффективности это когда с К импульса 0,28 получается Су 12.5 для обдуваемого цилиндра.
Сообщение К импульса и Су и есть соотношение тяги к подъемной силе.
Но надо чтобы привод ещё мог индуктивное сопротивление преодолеть.
Чем меньше К импульса тем больше эффективность. Не абсолютная а соотношение затрат к результату
Вот там всё больше в разы.

При существующих самолетных энерговооруженностях и площадях ометаемых винтом можно здорово улучшить ВПХ не строя конвертоплан со сложным поворотным механизмом.
И расчеты это подтверждают.

Там где Су слишком большой 15...30 уже основная часть за счёт импульса струи. У Петрова в начале книги это есть.
 
При существующих самолетных энерговооруженностях и площадях ометаемых винтом можно здорово улучшить ВПХ не строя конвертоплан со сложным поворотным механизмом.
- Да, но в таком случае пейзаж как на 1-й странице и крыши домов останутся недоступны.

Сильно выиграли бы, наверно, от технологий STOL гидропланы.
 
Назад
Вверх