¿Densidad del aire para vuelo humano alado?

¿Qué tan densa debería ser la atmósfera de un planeta teórico, en relación con la atmósfera de la Tierra, para volar con, digamos, una envergadura de 10 a 15 pies? Las matemáticas son aceptables y fomentadas, y se asume un juego de alas artificiales. Estoy pensando en una fibra vegetal increíblemente resistente (ficticia) extendida sobre un marco compuesto de carbono. Cuando no está en uso, se puede plegar en el tamaño de una mochila escolar con cómodas correas de soporte para que realmente se pueda USAR como una mochila. También se puede desarmar por completo para guardarlo en un paquete grande con otros equipos. Tiene un sistema conjunto para aletear, pero no con todas las minucias de un ala de pájaro real, por lo que tendrías que inclinar los brazos en el aleteo hacia arriba. También tendrá puntos de apoyo para cuando esté en vuelo.

... ¿que tan rapido puedes ir? Con cualquier velocidad, puedes hacer que un humano vuele con alas mucho más pequeñas, como se ve aquí: nowiknow.com/wp-content/uploads/2012/05/…
@PipperChip Se espera que los uses saliendo de una caída libre
Es posible que desee consultar esto: what-if.xkcd.com/30

Respuestas (1)

Esta es una respuesta rápida: la ecuación de elevación es:

L = C L ( 1 / 2 ) ρ V 2 A

Dónde L es Ascensor en Newtons, C L es el coeficiente de sustentación del ala, ρ es la densidad del aire en kg/m^3, y A es el área del ala en m^2.

ρ es de ~1,2 kg/m^3 entre el nivel medio del mar y 2 km MSL en la tierra tal como la conocemos. Con una envergadura de 15 pies (~5 m) y una relación de aspecto aproximada de 3 (que es baja, cuanto mayor sea la relación de aspecto de 10 sería mejor), A (área) es de aproximadamente 8 m ^ 2. Un ser humano de 60 kg requiere ~600 N de sustentación. Sea C_L alrededor de 1.0, en el mejor de los casos, pero más probablemente alrededor de 0.6 para esta ala, para la condición de crucero de vuelo hacia adelante. La segunda parte de esto es determinar la potencia requerida para el vuelo, que probablemente sea de 80 vatios continuos como máximo para una persona típica. PAG o w mi r = F o r C mi V mi yo o C i t y , y en esto, la potencia es una restricción, siendo la fuerza y ​​la velocidad variables libres. La fuerza que se proporciona es para contrarrestar el arrastre, que podemos dejar que sea aproximadamente el 20% de la fuerza de sustentación en el peor de los casos, ~10% en el mejor de los casos.

Asumiré:

L = 600 norte , C L = 0.6 , A = 8 metro 2 , PAG = 80 W , D = 0.1 L = 60 norte
Esto produce 600 = 0.6 0.5 ρ V 2 8 , o V = 600 / ( 0.6 0.5 ρ 8 ) La segunda ecuación, PAG < F V , puede tener lo anterior empalmado en él: 80 = 60 600 / ( 0.6 0.5 ρ 8 )

Resolviendo para rho, tenemos ρ > 140 k gramo / metro 3

Esto es 30 veces la densidad de la atmósfera de Titán en su superficie y 1/7 de la densidad del agua. Por supuesto, si ajustas los números, probablemente puedas reducir esto mucho más, por ejemplo, poniendo la resistencia al 5 %, suponiendo que C_L sea de 0,8 a 1,0 y aumentando el área del ala. Es posible que desee que la envergadura del ala sea un poco más alta, por ejemplo, de 8 a 10 metros (26 a 32 pies), lo que permite más área alar y aumenta la relación de aspecto, lo que hace que su ala sea más eficiente.

Algunas cosas que me estoy saltando son los números de Reynolds, la eficiencia de Oswald y cómo funcionarían la viscosidad y la compresibilidad.

Bonificación: aquí hay un sitio web que encontré hace un tiempo que muestra cómo podría hacer un vuelo de aleteo con tecnología de futuro no lejano: http://www.dcgeorge.com/

Referencias:

http://en.wikipedia.org/wiki/Human_power

http://www.lpl.arizona.edu/~yelle/eprints/Yelle97b.pdf

¿Cómo se compara la presión atmosférica calculada con la presión atmosférica a nivel del mar terrestre?
@TimB Acabo de buscar en Google esto, la presión del aire de la Tierra al nivel del mar y 50 C es de alrededor de 1.225 kg/m3 en cubos...
Pero pregunta, ¿cómo encuentras el coeficiente de sustentación?
"Presión" y "Densidad", ¡asegúrese de obtener los términos correctos! :) Lo siento, omití cómo encontrar el Coeficiente de elevación C_L. Eso se puede encontrar en algo llamado diagrama "Lift Polar". Visite este sitio: airfoiltools.com/index