Просмотр полной версии : Что это значит?
Вообще-то я сначала залез в поиск. Такие вещи вроде бы всплывали и раньше, но немножко под другим соусом. Были темы и про шаг, и про расход, и про дальность. Но вот про все вместе не особо.
Так вот A6M2-21, самолет абсолютно не взбалмошный, но тем не менее замысловатый с него то все и началось. Захотелось полетать на максимальныю дальность. Точнее после пробных полетов где-то на 1200км с режимом от балды, захотелось достичь максимальной дальности.
Теперь конкретика.
Сделал миссию в полном редакторе. Старт в воздухе. 1% топлива. Если я правильно понимаю, то полученный результат дальности надо умножить на 100. Пробовал разные режимы, разные высоты. Получилось максимум 1600км. Если верить американскому отчету, то там должно быть 1870км без подвесных баков. http://www.wwiiaircraftperformance.org/japan/a6m2-oct2342.pdf
Range: 1175 miles with all internal fuel
Пока смог подобрать такой режим:
Высота 3660м
Тяга 27
Шаг 30
Скорость(истинная) 228км\ч
Дальность 1600км
В поцессе подбора наткнулся на такое:
Высота 3660м
Тяга 37
Шаг 100
Скорость(истинная) 220км\ч
Дальность 1500км
Высота 3660м
Тяга 37
Шаг 30
Скорость(истинная) 320км\ч
Дальность 1490км :eek:
В первом случаее 6.8 часов в воздухе
Во втором 4.66.
Почему?%)
Если я затяжеляю винт постоянных оборотов: то уменьшаются эти пресловутые обороты и увеличивается КПД винта. КПД вроде как увеличился(возрасла скорость). Но вот почему больше расход? Ведь меньше поступет за единицу времени топлива, крыльчатка нагнетателя вращается медленней и падает наддув. Насколько я понял работу японского манометра это подтверждается.
137187137188
Достал РЛЭ Ла5. Попробовал пролететь мах расстояние как советует РЛЭ. Хотя пролететь положенные 1000км получается, но ни в один показатель влезть не получается. Либо скорость. Либо обороты. Рекоммендуемый наддув в 400-500 мм. рт. ст. удается выдержать только на высотах за 4000м. Ниже на таком наддуве самолет просто падает. Снижение оборотов не помогает.
В первом случаее 6.8 часов в воздухе
Во втором 4.66.
извини что не по теме... но ты однако СИЛЁН!
1%топлива, я же приводил особенности теста. на 1200км я летал с 320км/ч где-то, а это только 3.75часа
А вот в РоФе поднялся таки на Пёйдже на 3000м а это больше пол-часа...
Zhyravel
09.07.2011, 19:16
извини что не по теме... но ты однако СИЛЁН!
40 мин.полета,2560км/ч -да,сильно:D
Не понял.
П.С.(ы) А по теме что-нибудь будет?
Zhyravel
09.07.2011, 19:24
x8 я имел ввиду
Может быть МГ строго прописали какие-то параметры полета(возможно и от балды:D ),которые не дают возможности прыгнуть выше головы(т.е. на Зеро лететь на дальность,как в отчетах янки) или все банальней- игра неправильно просчитывает те самые забитые в ФМ параметры, вследствии своего несовершенства:)
На сколько помню по книге самураи (мемуары какого то японского асса времён ВМВ) там также использовалось черезмерное обеднение смеси. По словам автора, мотор работал так что в любой момент мог заглохнуть.
Получая дальность при наличии топлива 1% и умножая эту дальность на 100 Вы получаете сферического коня в вакууме.
Потому что конечно это математика, но жизнь это физика.
Подумайте в чём ошибка такого подхода и пересчитайте всё заново.
Я считаю тест достаточным исходя из того, что полностью заправленный пролетит меньше. В данном случаее не дотягивает даже до стандарта аж на 270км.
Вы не очень внимательны, мой вопрос заключется в том:
Почему при затяжелении винта в Иле растет расход, хотя должен падать?
Почему при шаге 100% получается максимальная продолжительность полета(время нахождения в воздухе) ?
ANATOLIUS
10.07.2011, 13:38
Почему при шаге 100% получается максимальная продолжительность полета(время нахождения в воздухе) ?
Пример с модельки (двигатель выдаёт примерно одинаковые обороты, независимо от шага): С "лёгким" винтом скорость поменьше, однако потребный крутящий момент меньше, а значит меньше расход энергии. При затяжелении винта растёт скорость, но растёт и потребление энергии, т.к. для поддержания оборотов требуется больший крутящий момент. В итоге скорость с большим шагом увеличилась примерно на 20%, а время полёта сократилось на 1/3, из-за перерасхода энергии.
Возможно в игре сходным образом прописана работа двигателя.
--- Добавлено ---
И ещё, по логике и по компарю 4.09, скорость около 250-280км/ч должна быть выгоднее чем 220 или 320.
Если можно, указывайте режим двигателя, т.к. "тяга 37" без тахометра ни о чём не говорит.
ANATOLIUS
Вы внимательно мой пост читали?
Там приведены скриншоты режимов. И тахометр, и манометр-вакуметр.
Вы понимаете, что при меньшем наддуве, не откуда взяться перерасходу энергии? Что момент будет одинаковым, а вот обороты и кпд разным? РПО винта постоянных оборотов(а именно такой стоит на зеро) поддерживает заданные обороты. Которые задает пилот ручкой управления шагом(хотя непосредственно шагом он не управляет!) Т.е. фактически я даю команду РПО поддерживать меньшие от номинальных обороты. И автомат чтоб уменьшить обороты затяжеляет винт, увеличивая постановочный угол. Пример с модельным двигателем не корректен еще и потому, что у вас там максимальный наддув будет, не встречал моделистов которые настраивают двигатель на экономный режим(естественно это не режим максимальной тяги)
И откуда в компаре взялись экономные режимы???
ANATOLIUS
10.07.2011, 21:58
Перерасход убираем - падает скорость... Поляры крыла ещё никто не отменял, и по имеющимся в компаре данным можно примерно прикинуть лучшую скорость.
Модели бывают разные, некоторым нужно лететь дальше, на большинстве винты подбирают специально под режимы полёта, в том числе и под экономию энергии. Обычно экономный винт для электрички - "лёгкий" винт. ДВС наоборот слегка затяжеляют, но это чтоб в полёте добрал обороты.
Вы меня читаете?
Вам дали скрин. Нету там перерасхода. Откуда ему взяться? Наддув даже меньше! Расход от наддува зависит напрямую!
Вы понимаете что момент при 2100об\мин и 1500об\мин может быть одинаковым, но вот КПД винта разным(это про скорость)? Что у меня ВИШ стоит?
Причем тут поляры... Прикинуть я даже без копмаря могу %)
Но откуда в компаре режимы двигателя ? =)
Вы работали со свободнолетающими моделями?
Повторяю: модельный пример некорректен прежде всего потому что двигатель у вас работает в режиме максимальной мощности.
двигатель выдаёт примерно одинаковые обороты, независимо от шага
А это еще одна причина почему пример не корректен. + как вы обороты меряете?
Я считаю тест достаточным исходя из того, что полностью заправленный пролетит меньше. В данном случаее не дотягивает даже до стандарта аж на 270км.
Не факт, нужно пролететь "по потолкам". Если мне не изменяет память на каждый 1% израсходованного топлива нужно увеличивать высоту на 64м. 3660м судя по компарю не наивыгоднейшая высота.
Почему при затяжелении винта в Иле растет расход, хотя должен падать?
Почему при шаге 100% получается максимальная продолжительность полета(время нахождения в воздухе) ?
Проверил, действительно при затяжелении винта, часовой расход топлива увеличивается примерно в 2 раза. Абсолютно не знаю конструкцию японских двигателей, но могу предположить, что при перезатяжелении винта автоматика увеличивает давление топлива. Иначе очевидный косяк. При одинаковом положении РУД, топливо должно поступать одинаково и часовой расход должен быть одинаковым.
Для полетов на дальность у них даже прибор был, анализатор выхлопа. И по нему они определяли, полностью сгорает топливо, или нет. Смесь в Иле выставляется дискретно - 120, 100 и т.д. Возможно, отсюда ноги растут+модель работы мотора Ил-2 не совершенна. В РОФ при всей его сложности и то есть скользкие моменты, то что самолет недотягивает всего 270 км это еще хорошо. Мое скромное имхо.
Не факт, нужно пролететь "по потолкам". Если мне не изменяет память на каждый 1% израсходованного топлива нужно увеличивать высоту на 64м. 3660м судя по компарю не наивыгоднейшая высота.
Про 64м не знал. Попробую придумать эксперимент, чтоб зафиксировать разницу.
Про выбранную высоту. Она подобрана экспериментально. На других показатели меньше где-то на 20-30км
Первоначально я пробывал на 4000м
Абсолютно не знаю конструкцию японских двигателей, но могу предположить, что при перезатяжелении винта автоматика увеличивает давление топлива. Иначе очевидный косяк.
Но ведь должен тогда возрасти наддув? Ведь иначе будет не оптимальная смесь? Ведь расход напрямую связан с наддувом? А он(видно на скринах) при затяжелении даже уменьшился(видимо из-за меньших оборотов крыльчатки нагнетателя). Могу предположить что косяк в работе приборов.
Вы расход меряли через UdpGraph2 ?
Посмотрю И-16, М-62 вроде на Ан-2 стоит.
А что с Ла-5? Почему практически невозможно выдержать требования РЛЭ?
Может закрывать радиатор нужно))
Для полетов на дальность у них даже прибор был, анализатор выхлопа. И по нему они определяли, полностью сгорает топливо, или нет. Смесь в Иле выставляется дискретно - 120, 100 и т.д. Возможно, отсюда ноги растут+модель работы мотора Ил-2 не совершенна. В РОФ при всей его сложности и то есть скользкие моменты, то что самолет недотягивает всего 270 км это еще хорошо. Мое скромное имхо.
Прибор этот есть на поздних Зеро. На М2 там вместо этого прибора заглушка.
Интересно понять ограничения модели и по возможности их уменьшить.
Может закрывать радиатор нужно))
Честно - не смешно(по умолчанию все задраено).
=)
--- Добавлено ---
Вот обещал потестить И-16, а потестил Як-1=)
Топливо 10%
Высота: 2400м
Тяга 50 шаг 100 - 19мин
Тяга 50 шаг 50 - 14мин
Вопрос, а вы учитывали падение массы самолёта при расчётах или реально летели все 4-6 часов?
По моему имеено об этом говорил Sita.
Вы топик вообще читаете?
Говорил не Sita, а ГРОХОТ.
А во вторых я уже сказал, что полностью заправленный пролетит меньше чем в моём тесте.
Кстати Зеро с 50% я на 3ч20мин я гонял. Время полета, сходилось с расчетом полученным в тесте.
Ведь расход напрямую связан с наддувом?
Почему же? В определенных пределах корректором можно изменять количество подаваемого топлива,при том,что давление наддува может оставаться неизменным снова таки в определенных пределах
Про 64м не знал. Попробую придумать эксперимент, чтоб зафиксировать разницу.Про выбранную высоту. Она подобрана экспериментально. На других показатели меньше где-то на 20-30км
Первоначально я пробывал на 4000м
Я ошибся, 64м не на 1% топлива, а на 1% массы самолета. Попробуй высоту километров 8.
137350
Но ведь должен тогда возрасти наддув? Ведь иначе будет не оптимальная смесь? Ведь расход напрямую связан с наддувом? А он(видно на скринах) при затяжелении даже уменьшился(видимо из-за меньших оборотов крыльчатки нагнетателя). Могу предположить что косяк в работе приборов.
Нет, наддув это просто давление в диффузоре после дроссельных заслонок. Смесь будет не оптимальная, переобогащенная, но эта смесь предотвратит или снизит риск развития детонации в моторе, который нагружен тяжелым винтом. Я не знаю, конструкцию японских двигателей, могу только предположить, что там автоматически включался экономайзер который переобогащал ТВС при увеличении нагрузок на двигатель. Иначе явный косяк в ФМ двигателя.
Вы расход меряли через UdpGraph2 ?
Конечно.
Посмотрю И-16, М-62 вроде на Ан-2 стоит.
Ан-2 я эксплуатировал, там точно стоит экономайзер обогащающий ТВС на взлетном режиме работы.
Вы топик вообще читаете?
Говорил не Sita, а ГРОХОТ.
А во вторых я уже сказал, что полностью заправленный пролетит меньше чем в моём тесте.
Кстати Зеро с 50% я на 3ч20мин я гонял. Время полета, сходилось с расчетом полученным в тесте.
Топик читал, да с ГРОХОТ-ом промахнулся, а в остальном - вы получаете сфероконину при своих расчётах.
Посмотрю И-16, М-62 вроде на Ан-2 стоит.
М-82(АШ-82).
М-82(АШ-82).
это на Ми-4 использовался. на Ан-2 М-62
Попробуй высоту километров 8
Пока без изменений. Дальность почти не изменилась, а вот удержать самолет очень проблематично. Буду пробывать дальше.
Нет, наддув это просто давление в диффузоре после дроссельных заслонок. Смесь будет не оптимальная, переобогащенная, но эта смесь предотвратит или снизит риск развития детонации в моторе, который нагружен тяжелым винтом. Я не знаю, конструкцию японских двигателей, могу только предположить, что там автоматически включался экономайзер который переобогащал ТВС при увеличении нагрузок на двигатель. Иначе явный косяк в ФМ двигателя.
Я пробывал обеднять смесь(ведь это должно компенсировать переобогащение?) вплоть до 40% - результат нулевой(нет разницы трогал корректор или нет). На 20% двигатель сильно теряет мощность и самолет удержать в горизонтальном полете не возможно. При попытке компенсировать это увеличением тяги(движением РУДа) теряется дальность. Увеличения времени полета не наблюдается. Оно даже уменьшается.
Ан-2 я эксплуатировал, там точно стоит экономайзер обогащающий ТВС на взлетном режиме работы.
Но это же не совсем то, о чем идет речь. На экономных режимах же ничего и близко токого нет?
Пока И-16 тип 18 единственный из проверенных, самолет который на затяжеленном винте летит дольше.
высота 2500м 10%топлива Тяга 50%
Шаг:
100% - 19мин
50% - 19мин
40% - 20мин
30% - 22мин
А вот на других не сходится:
Р40в
100% - 26мин
50% - 19мин
Spitfire Mk Vb
100% - 20мин
50% - 16мин
Ла-5
100% - 16мин
50% - 13мин
+ Як1
Тяга 50 шаг 100 - 19мин
Тяга 50 шаг 50 - 14мин
Если дело в автоматическом повышении давления топлива, то это видимо должна быть распрастраненная система.
--- Добавлено ---
Топик читал, да с ГРОХОТ-ом промахнулся, а в остальном - вы получаете сфероконину при своих расчётах.
Можно конкретные аргументы?
Я пробывал обеднять смесь(ведь это должно компенсировать переобогащение?) вплоть до 40% - результат нулевой(нет разницы трогал корректор или нет). На 20% двигатель сильно теряет мощность и самолет удержать в горизонтальном полете не возможно. При попытке компенсировать это увеличением тяги(движением РУДа) теряется дальность. Увеличения времени полета не наблюдается. Оно даже уменьшается.
В Иле корректор не работает полностью как надо. В частности задаваемый им состав ТВС в диапазоне 120%-40% не влияет на температуру головок цилиндров и на расход топлива. Можно не опасаясь ставить прямо на взлете 40%-60% и забыть про него на всем диапазоне высот предстоящего полета.
Но это же не совсем то, о чем идет речь. На экономных режимах же ничего и близко токого нет?
На Ан-2 нет, на нем только на взлетном режиме смесь переобогащается. А на боевых самолетах мог стоять какой-нибудь датчик крутящего момента винта и при перетяжелении его давать команду на обогащение смеси, во избежание детонации. Я просто это предполагаю, иначе явный косяк. Часовой расход топлива при одинаковом положении РУД - одинаков.
На Ан-2 нет, на нем только на взлетном режиме смесь переобогащается. А на боевых самолетах мог стоять какой-нибудь датчик крутящего момента винта и при перетяжелении его давать команду на обогащение смеси, во избежание детонации. Я просто это предполагаю, иначе явный косяк.
Я эту весчь еще на спитфаерах обнаружил и написал Polar-у у него вроде много инфы про Мерлины.
Пока нормально себя ведет только ишак.
Что-то все таки не то.
Для Лагга у меня получилось, что 10% топлива он вырабатывает при 50% тяги за 18минут
А в режиме максимальной продолжительности прописанном в РЛЭ 1500-1600 об\мин 260км\ч по прибору 17мин.
Вообще в иле сейчас расход как-то завязан на обороты. Причем как-то странно. Где-то начиная с тяги 70% можно заметить такой эффект: отвесное пикирование, обороты несколько выше от номинальных(перераскрут) и несмотря на одинаковое положение дроссельной заслонки как в горизонтальном полете, расход падает. При тяге 50% может упасть весьма значительно.
Вообще пока из всех самолетов только у самолетов с М-62(И-153, И-16) наблюдается экономия при затяжелении. При этом падает скорость где-то на 10-15км\ч(у других самолетов растет)
Вот такой вот винегрет пока.
я правильно понимаю, что от игрушки вы требуете точного и правильного моделирования всех систем ДВС? да еще чтоб оно было сделано в 2004-м году?
А вы считаете что моделирование таких вещей как зависимость мощности двигателя от положения воздушного корректора это для 2004 г. крайне сложная и невыполнимая задача?
А вы считаете что моделирование таких вещей как зависимость мощности двигателя от положения воздушного корректора это для 2004 г. крайне сложная и невыполнимая задача?
не сложная если данные есть. а если их нет? не подскажите какой расход у двигателя АМ-35А при 2050 об/м?
ZloyPetrushkO
03.08.2011, 17:37
Сделал миссию в полном редакторе. Старт в воздухе. 1% топлива. Если я правильно понимаю, то полученный результат дальности надо умножить на 100.
нет. умножать на 100 неверно.
в процессе полета вырабатывается топливо=>изменяется масса самолета=>изменяется Суа потребный=>изменяется Сха, и соотвественно К. Зависимость изменения от времени нелинейная :)
Почему?%)
скорее всего привратности моделлирования. Ибо реальные расчеты сложны и не всегда применимы для комп. моделей, нужно было их упрощать.
в Ил-2 с классом Мотор.класс(отвечает за расчет движителя) лично для меня больше всего непоняток. МГ в этом вопросе и правдадобавила очень много собственных разработок и технологий.
Но я не двигателист, поэтому не могу отвественно утверждать какие конкретно формулы там неверны.
Но то что корректор и нагнетатель работают немного странно-это факт.
------
А вы считаете что моделирование таких вещей как зависимость мощности двигателя от положения воздушного корректора это для 2004 г. крайне сложная и невыполнимая задача?
мое имхо- да.
сложность в первую очередь не в расчетах, а в оцифровке: не все формулы и законы можно оцифровать. зачастую заменять чем то эквивалентным. например, дифференциальные уравнения.
------
Я ошибся, 64м не на 1% топлива, а на 1% массы самолета. Попробуй высоту километров 8.
эта цифра вроде бы для современных саомлетом с взлетной массой более 10тонн с ТРДД или ТВД.
боюсь что она будет немного некорректна для самолетов с ПД, изза особенностей работы работы ПД, таких как иная зависимость тяги от скорости полета или иная зависимость тяги от высоты и т.п.
короче, главное лететь на Кмакс :)
не сложная если данные есть. а если их нет? не подскажите какой расход у двигателя АМ-35А при 2050 об/м?
Ну некоторые данные которые появлялись у ОМГ можно было бы и ввести в игру, а не оставлять с ошибкой до окончания поддержки. Про ошибки в кокпитах - отдельная пестня, по корректору - И-16тип24 корректор был автоматический. Что видим в игре?
Ну некоторые данные которые появлялись у ОМГ можно было бы и ввести в игру, а не оставлять с ошибкой до окончания поддержки. Про ошибки в кокпитах - отдельная пестня, по корректору - И-16тип24 корректор был автоматический. Что видим в игре?
в игре видим БСЭЖ. чего там корректор. шваков на тип 24 никогда не стояло...
в игре видим БСЭЖ. чего там корректор. шваков на тип 24 никогда не стояло...
Вот и я о том же... Можно, но не делали. Почему? не понимаю...
Из того же раздела... ВК105 до первой границы высотности макс. мощность на 2500 об/мин, после 2700... В игре прямая зависимость мошности от оборотов, без изысков.
нет. умножать на 100 неверно.
в процессе полета вырабатывается топливо=>изменяется масса самолета=>изменяется Суа потребный=>изменяется Сха, и соотвественно К. Зависимость изменения от времени нелинейная :)
Можно читать чуть дальше первого поста? =) Во-первых я считаю что тест достаточен, так как полностью заправленный пролетит меньше(вы согласны с этим утверждением? ) Этим тестом я провожу оценку дальности, а не выясняю её точную величину. Согласитесь, что для этого он годиться.
Во-вторых мой главный вопрос заключался в том: почему при затяжелении падает дальность?
В принципе Youss ответил (если разрешит то я выложу часть переписки)
Сейчас вопрос ушел в плоскость: возможно и имеет ли смысл исправлять?
Ну еще у меня остался один вопрос непосредственно по работе ДВС и Иле, думаю Youss на него ответит.
--- Добавлено ---
шваков на тип 24 никогда не стояло...
Просто в иле ишак тип28 такой хитрый что аж тип 24 :lol:
Но такого вроде мало? А не менялось из-за логики Дгена?
SDPG_SPAD
04.08.2011, 14:34
Хм, тут надо б иметь в виду, что режим максимальной продолжительности полёта и максимальной дальности - не одно и то же. На втором самолёт совершенно не обязан (и не будет) иметь минимальный расход топлива.
Вообще пока из всех самолетов только у самолетов с М-62(И-153, И-16) наблюдается экономия при затяжелении. При этом падает скорость где-то на 10-15км\ч(у других самолетов растет)
Попробуйте на Ju-88 - благо там есть индикатор расхода топлива.
Насколько я помню свои давние поверхностные эксперименты, там действительно все работает не так, как написано в книжках.
Хм, тут надо б иметь в виду, что режим максимальной продолжительности полёта и максимальной дальности - не одно и то же. На втором самолёт совершенно не обязан (и не будет) иметь минимальный расход топлива.
Да в принципе это понятно. Я ни в коем случаее с этим не спорил. Но оба эти режима если верить РЛЭ достигаются не на номинальных оборотах.
--- Добавлено ---
Попробуйте на Ju-88 - благо там есть индикатор расхода топлива.
Насколько я помню свои давние поверхностные эксперименты, там действительно все работает не так, как написано в книжках.
Там же вроде автомат? Посмотрю тоже. Только есть где нибудь переведенное РЛЭ на него? У меня из немцев только на Е3 и Г2 есть.
Только есть где нибудь переведенное РЛЭ на него?
У меня нет. Но мне тогда просто хотелось на практике проверить, имеет ли смысл играть с шагом винта. Различные источники утверждали, что на крейсерском режиме для экономии топлива нужно немного затяжелить винт. Так вот, на Ju-88 в "крейсерском" полете четко видно, что при уменьшении шага винта от 100%, обороты двигателей уменьшаются, но стрелка индикатора расхода топлива неумолимо ползет вверх. Для меня такое поведение было неожиданным. Попробуйте сами. Может я чего неправильно понял.
не сложная если данные есть. а если их нет? не подскажите какой расход у двигателя АМ-35А при 2050 об/м?
Мы видимо о разных вещах говорим - я имел ввиду что в игре можно при взлете поставить корректор допустим 60% и вроде это не влияет на работу двигателя на малых высотах. ИМХО это неверно - мощность должна падать.
"Логика" работы ДВС в Иле, после этого впринципе все прояснилось:
в ИЛе расход делался следующим образом - есть данные производителя по расходу топлива мотором на 1 л.с. в обычном режиме и форсажном. только две цифры - по-этому высчитывали мощность двигателя в текущем режиме, и через них получали текущий расход. понятно что данные в таком случае будут верны всего в двух случаях - полете на 100% газа и в полете на 110% с форсажем. но... других данных нет и как моделировать точнее непонятно.
на некоторые двигатели вообще не удалось найти расходы - делали на глазок по примерно похожим двигателям.
в общем и целом - получилось примерно точно +-10% - что как бы достаточно. но в узких условиях.
расход завязан не на обороты, а на текущую мощность двигателя. игра высчитывает какая в текущем режиме снимается мощность с двигателя,а затем в граммах на л.с. в час считает расход. не идеально конечно, но в противном случае надо гораздо глубже моделировать работу двигателя. в 2004-м году этого делать никто не стал. посчитали и такую схему достаточной, тем более что по сравнению с первым штурмовиком прогресс был на лицо. там вообще топливо расходовалось от времени. стоя на стоянке на холостых за час бак пустел.
Получается при затяжелении растет мощность?
заранее прошу учесть что писал по памяти. за 8 лет вполне мог подзабыть и перепутать как оно реализовано.
--- Добавлено ---
Мы видимо о разных вещах говорим - я имел ввиду что в игре можно при взлете поставить корректор допустим 60% и вроде это не влияет на работу двигателя на малых высотах. ИМХО это неверно - мощность должна падать.
конечно неправильно. не только мощность должна падать, но и температура двигла резко расти.
к чести МГ надо сказать что где-то в 2006 году они сделали честную модель системы охлаждения на теплоемкостных характеристиках. считалось сколько тепла выделяется при работе, потом как оно идет через систему охлаждение, как уходит с обдувом воздухом... даже одну из бет с ней выпустили.
дружный вопль западных пилотов заставил отказаться. ранние фоки грелись на полном газу уже через 1 минуту, метанольные мессера на форсаже требовали особой точности - чуть передержал и двигло уже не успевало остывать и ломалось.
у красных те же проблемы на ранних яках и лавках...
уже через 1-2 недели этот код выкинули из игры и просто вернули старую версию. я очень жалел об этом. я спрашивал ОМа - ответ был "западные пилоты чуть ли не единогласно потребовали отменить".
уже через 1-2 недели этот код выкинули из игры и просто вернули старую версию. я очень жалел об этом. я спрашивал ОМа - ответ был "западные пилоты чуть ли не единогласно потребовали отменить".
Какая это была версия? Её можно сейчас достать ради интереса?
Какая это была версия? Её можно сейчас достать ради интереса?
ну у меня только обыная голова, а не компьютер. не помню.
МГ перед выходом какого-нибудь 3.03 выпускала три-девять бет. вот в одной из бет была новая система охлаждения. в следующей бете уже вернули старую.
ZloyPetrushkO
05.08.2011, 01:23
Во-вторых мой главный вопрос заключался в том: почему при затяжелении падает дальность?
----
Сейчас вопрос ушел в плоскость: возможно и имеет ли смысл исправлять?
Собственно если вы прочитаете 2 часть моего поста вам(после 2 цитаты) то вы и увидите как раз мое имхо на тему почему оно так/и почему ето нельзя поправить.
перефразируя написанное, я пытался напистаь примерно следующее:
проблема не в компьютерах, которые считают, а в людях, которые придумывают/финансируют. и это править никому не интересно.
и это главное в моем посте :)
------
Во-первых я считаю что тест достаточен
а я флуда ради ставлю ето под сомнение, т.к. вы тетсите с всего 1% топлива, при етом полученная вами разница между оценкой и реальными результатами порядка 10% вас не устраивает. а может ето погрешность там такая?
кроме того, никакого анализа проведено не было. может там у Зеро при выработке топлива резко измениться напряжения в конструкции крыла, крыло приобритет крутку и К резко упадет/вырастет?)))
полностью заправленный пролетит меньше(вы согласны с этим утверждением? )
кто пролетит дальше?
Зеро?незнаю,его я не считал, наверное пролетит меньше.
а вот для всех самолетов я бы не был так категоричен. выработка топлива неизбежно влияет на центровку. у некоторых типов при пустых баках она приближается к предельно передней/предельно задней. а как известно, при перемещении ЦМ вперед для статически устойчивого самолета требуется отклонить РВ на больший балансировочный угол, что увеличивает СХ самолета.
кроме того, у самолетов с фиксированным шагом при падении Сха потр ниже определенного уровня начинается веселуха с режимами работы двигателя, когда самолет/двигатель оказываются на невыгодном режиме.
резбме: вполне может оказаться, что существует какойнибудь ультралайт с фиксированным шагом и очень большой дальностью полета, который на последнем 1% топлива имеет больший часовой или километровый расход, чем при заправке 50+% топлива.
------
Можно читать чуть дальше первого поста? =)
можно, но для меня очень сложно. к сожалению с развитием у меня проблемы(
а вам в таком случае стоит чуть чуть больше внимани уделять выделению главного/второстепенного, и уделять щдравые мысли от флуда :)
заранее прошу учесть что писал по памяти. за 8 лет вполне мог подзабыть и перепутать как оно реализовано.
--- Добавлено ---
конечно неправильно. не только мощность должна падать, но и температура двигла резко расти.
к чести МГ надо сказать что где-то в 2006 году они сделали честную модель системы охлаждения на теплоемкостных характеристиках. считалось сколько тепла выделяется при работе, потом как оно идет через систему охлаждение, как уходит с обдувом воздухом... даже одну из бет с ней выпустили.
дружный вопль западных пилотов заставил отказаться. ранние фоки грелись на полном газу уже через 1 минуту, метанольные мессера на форсаже требовали особой точности - чуть передержал и двигло уже не успевало остывать и ломалось.
у красных те же проблемы на ранних яках и лавках...
уже через 1-2 недели этот код выкинули из игры и просто вернули старую версию. я очень жалел об этом. я спрашивал ОМа - ответ был "западные пилоты чуть ли не единогласно потребовали отменить".
Вот оно че оказывается, Михалыч!) Жаль, сделали бы по-крайне мере как опцию в настройках сложности...
ANATOLIUS
05.08.2011, 12:28
конечно неправильно. не только мощность должна падать, но и температура двигла резко расти.
А температуре-то с чего резко расти?
--- Добавлено ---
Вот оно че оказывается, Михалыч!) Жаль, сделали бы по-крайне мере как опцию в настройках сложности...
Давно пора каждый существенно влияющий на управление нюанс вносить в настройки сложности.
Угу. И останется ещё меньше народу. :) Хотя опциональность подобной фичи я поддержал бы. При появлении оной.
А температуре-то с чего резко расти?
Время горения ТВС в цилиндре увеличивается.
Собственно если вы прочитаете 2 часть моего поста вам(после 2 цитаты) то вы и увидите как раз мое имхо на тему почему оно так/и почему ето нельзя поправить.
перефразируя написанное, я пытался напистаь примерно следующее:
Цитата Сообщение от ZloyPetrushkO
проблема не в компьютерах, которые считают, а в людях, которые придумывают/финансируют. и это править никому не интересно.
и это главное в моем посте
Youss в принципе объяснил, как моделируется. И в принципе у меня есть предложения, хотя пока конечно не очень компетентные я думаю.
А на вопрос исчерпывающий ответ даст ДТ. Я думаю дело будет даже не в людях(вроде они есть и продолжают развитие?), а в том насколько это затратно в свете выхода Рофа и Боба. Меня смутило в первую очередь, что ДТ сделали динамические перегрузки. Это весьма солидная "надстройка", которой пока и в Бобе нет. Т.е. шансы есть. (Сейчас интересное время: ...когда Ил еще не вышел на глиссаду, а Боб еще только прогревал двигатель...;))
в процессе полета вырабатывается топливо=>изменяется масса самолета=>изменяется Суа потребный=>изменяется Сха, и соотвественно К. Зависимость изменения от времени нелинейная
а я флуда ради ставлю ето под сомнение, т.к. вы тетсите с всего 1% топлива, при етом полученная вами разница между оценкой и реальными результатами порядка 10% вас не устраивает. а может ето погрешность там такая?
кроме того, никакого анализа проведено не было. может там у Зеро при выработке топлива резко измениться напряжения в конструкции крыла, крыло приобритет крутку и К резко упадет/вырастет?)))
Анализ конечно надо было провести. Я это не стал делать, так как практический результат меня уже не интересовал. Это прелюдия была. Меня логика работы ДВС уже интересовала.
Вы не считаете что аэродинамическое качество по мере выработки топлива будет увеличиваться(В данном случаее)?
И простите какая нафиг крутка в иле?:) Меня почти убедили в отсутствии эффектов связанных с обдувом рулей.:)
Вы пишете:
а вот для всех самолетов я бы не был так категоричен. выработка топлива неизбежно влияет на центровку. у некоторых типов при пустых баках она приближается к предельно передней/предельно задней. а как известно, при перемещении ЦМ вперед для статически устойчивого самолета требуется отклонить РВ на больший балансировочный угол, что увеличивает СХ самолета.
кроме того, у самолетов с фиксированным шагом при падении Сха потр ниже определенного уровня начинается веселуха с режимами работы двигателя, когда самолет/двигатель оказываются на невыгодном режиме.
резбме: вполне может оказаться, что существует какойнибудь ультралайт с фиксированным шагом и очень большой дальностью полета, который на последнем 1% топлива имеет больший часовой или километровый расход, чем при заправке 50+% топлива.
И это как раз то что я не учитывал(но это ведь предельные случаи?). И тут есть некоторые непонятки:
Разве у Зеро винт постоянного шага?
У меня большие сомнения в том, что у Зеро сильно меняется центровка. Основная масса топлива сосредоточена в фюзеляжном баке, а он находится практически у лонжерона. Мне приходилось встречать утверждение, что у Зеро вообще практически не меняется центровка, но это такие мурзилки, что я не собираюсь им доверять. К сожалению найти фильм аналогичный нашей серии НИИ ВВС не получается. В скаченной мной монографии редиска-выложивший не отсканировал таблицы ттх.
Могу сказать, что у Ла-5 при 100% загрузке топливом получилось что-то 950, а в тесте 990. Т.е. тест вроде как работает.
Сейчас от меня уехал джой и я не могу провести полет на мах расстояние.
а я флуда ради А вот не надо ради флуда. Меня вполне серьёзно это интересует. :)
уделять щдравые мысли от флуда
Вы так описались, что я так и не понял, что за мысли %)
SDPG_SPAD
12.09.2011, 00:40
Так.
Меня очень давно и убедительно просили рассмотреть этот вопрос. Кажется, я наконец готов поделиться мнением по данной проблеме :)
Вначале - некоторые подготовительные сведения. Посмотрите пожалуйста на рис. 1.
140732
На нём изображена типичная для поршневого авиамотора (в данном случае М-105) внешняя характеристика - график, показывающий мощность мотора при полностью открытом дросселе и различных величине крутящего момента и числе оборотов.
Получали её (ну собственно и сейчас получают) в ходе наземных испытаний мотора, надевая на его вал мулинетку - приспособление, позволяющее "загружать" вал двигателя без создания тяги и представляющее собой стержень, на которой могут крепиться перпендикулярно плоскости вращения винта особые пластинки (или лопатки), создающие воздушное сопротивление. В зависимости от площади и числа лопаток мулинетка становится эквивалентом более "легкого" или "тяжелого" винта; в результате режим работы мотора устанавливается на определённом числе оборотов и определённой мощности.
Обратите внимание, что характеристика "искуственно" ограничена некоторыми числами оборотов снизу и сверху. Беспредельно "затяжелять" винт или мулинетку при работе мотора на полном газу нельзя - падение оборотов приводит к ухудшению охлаждения цилиндров и является предпосылкой к детонации.
Обороты выше некоторого числа тоже небезопасны для мотора - повышенные механические нагрузки могут вывести его их строя. Но даже если этого не произойдёт, далеко не всегда увеличение оборотов соответствует увеличению мощности. Вот, к примеру (рис.2), две внешние характеристики для М-105ПФ - одна земная, вторая снята (или рассчитана) для некоторой неназванной высоты над границей высотности. Хорошо видно, что ниже границы высотности мощность начинает падать при оборотах более 2600 об/мин; выше границы высотности график не "добирается" до экстремума из-за эксплуатационного ограничения оборотов числом 2700 об/мин. На рис.3 ещё один пример такого падения мощности после определённого числа оборотов у АМ-38.
140733140734
Теперь поглядите на рис.4, где изображена дроссельная характеристика мотора - или, лучше сказать, одна из семейства дроссельных характеристик. Этот график получается путем вариации положения дросселя при одной и той же конфигурации мулинетки, ну или при одном и том же винте фиксированного шага. Зависимость, как видите, нелинейная; работа ситем двигателя, регулирующих состав смеси в зависимости от режима работы мотора (вроде помянутого экономайзера) может привести и к более сложной форме дроссельной характеристики, с точками перегиба - но мы будем говорить про простой случай :)
140735
To be continued...
Прошу прощения, за то, что перебиваю, но меня тоже давно просили разобраться в этом вопросе и мой материал уже готов:
Расчитаем потребную тягу, необходимую для полета самолета на режимах, указанных Filosof’ом в его первом сообщении. Исходные данные:
Опыт № 1:
Высота: 3660
Загрузка топливом: 1%
Тяга: 37%
Шаг: 100%
TAS: 220 км/ч
Опыт № 2:
Высота: 3660
Загрузка топливом: 1%
Тяга: 37%
Шаг: 30%
TAS: 320 км/ч
Как известно, потребная тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, равна лобовому сопротивлению самолета:
P = (cx * ρ * S * V^2) / 2
Скорость V известна из опыта Filosof’а, площадь крыла S можно узнать из ТТХ самолета, остается определить значение массовой плотности ρ для данных условий полета и значение коэффициента лобового сопротивления самолета cx для угла атаки, соответствующему полету на скорости V.
Согласно уравнению Клапейрона, весовая плотность воздуха равна отношению абсолютного давления (кг/м^2) к произведению газовой постоянной воздуха (м/К) на абсолютную температуру (К):
γ = P / (R * T) = (1 / 29,27) * P / T = 0,03416 * P / T
Для измерения атмосферного давления на высоте 3660м используем индикатор наддува - он представляет собой обычный манометр, подключенный ко впускному коллектору двигателя. При выключенном двигателе давление в его коллекторе будет равно атмосферному давлению за бортом самолета. Шкала индикатора наддува, установленного на самолете A6M2 градуирована в миллиметрах ртутного столба, поэтому в формулу для расчета весовой плотности воздуха подставляем коэффициент для пересчета давления из кг/м^2 в миллиметры ртутного столба, для этого умножаем все на удельный вес ртути:
γ = 0,03416 * 13,595 * P(мм. рт. ст.)/T = 0,4644 * P(мм. рт. ст.) / T
Нулевая отметка индикатора наддува соответствует 760 мм. рт. ст., цена деления: 50 мм. рт. ст. Залезаем в самолет, поднимаемся до высоты 3660 м. над Окинавой, выключаем мотор и считываем показания прибора (см. рисунок): стрелка указывает примерно на «26». Это соответствует 760 – 260 = 500 мм. рт. ст.
К сожалению, A6M2 не оснащен указателем температуры наружнего воздуха (по крайней мере, я его не обнаружил), поэтому я прошел на высоте 3660 м над Окинавой на Пе-2 и замерил температуру его бортовым термометром. За бортом было 0 град. Цельсия, это составляет 273 град. по Кельвину:
Подставляем полученные значения в формулу:
γ = 0,4644 * P(мм. рт. ст.) / T = 0,4644 * 500 / 273 = 0,851 кгс/м^3
Массовая плотность по определению равна отношению весовой плотности к ускорению свободного падения, таким образом, массовая плотность воздуха Окинавы на высоте 3660 м равна:
ρ = γ / g = 0,851 / 9,81 = 0,087 (кгс*с^2)/м^4
Переходим к расчету коэффициента лобового сопротивления cx.
Напомню уравнение движения для установившегося горизонтального полета самолета:
P = (cx * ρ * S * V^2) / 2
Для того, чтобы определить значение cx необходимо знать значение силы тяги P, но в нашем случае она неизвестна и именно ее мы и хотим в конечном счете расчитать. Но мы можем разогнать самолет до интересующей нас скорости (V = 220 км/ч из опыта № 1), используя вместо винтомоторной установки самолета другой источник энергии, тягу которого легко определить. Этот источник энергии - сила тяжести.
Если мы запустим самолет в пологое планирование с выключенным мотором, то под воздействием силы тяжести возникнет некоторая сила тяги G * sin θ, которая будет уравновешена совместным действием лобового сопротивления самолета и лобового сопротивления остановленного винта:
P = G * sin θ = (cx * ρ * S * V^2) / 2 + F где
G – полетный вес самолета
θ – угол планирования
(cx * ρ * S * V^2) / 2 – лобовое сопротивление самолета без винта
F – лобовое сопротивление остановленного винта
Осюда:
cx = (2 * G * sin θ – F) / (ρ * S * V^2)
В расчетной формуле появились новые неизвестные: полетный вес, угол планирования и лобовое сопротивление остановленного винта. Попробуем их определить.
Полетный вес.
По данным «музея Ил-2» взлетный вес A6M2-21 составляет 2410 кг. Из ТТХ самолета (взятых, например, здесь: http://wunderwaffe.narod.ru/Magazine/AirWar/03_New/09.htm ) известно, что объем основного топливного бака A6M2-21 равен 518 л. Плотность бензина в среднем составляет 0,72. Вычитаем из взлетного веса 99% объема бензина, умноженного на плотность и получаем полетный вес для условий полета из «Опыта № 1»:
G = 2410 – 518 * 0,99 * 0,72 = 2041 кг.
Угол планирования.
Угол планирования определяем как угол между катетом и гипотенузой прямоугольного треугольника: гипотенузой является вектор скорости самолета относительно воздуха, катет – вектор вертикальной скорости.
θ = arcsin (V/Vу)
Садимся в самолет, включаем секундомер и планируем с выключенным мотором с высоты 4 000 м до 3 000 м , выдерживая TAS = 220 км/ч. Делим тысячу метров на время снижения в секундах и получаем вертикальную скорость. Я выполнил три замера и выяснил, что вертикальная скорость A6M2-21 с загрузкой топлива 1% при планировании со скоростью TAS = 220 км/ч (61,11 м/с) в «Ил-2» равна 6,21 м/с.
Подставляем значения в формулу, получаем:
θ = arcsin (V/Vу) = arcsin (61,11/6,21) = 5,81 град.
Лобовое сопротивление винта.
Согласно ТТХ самолет A6M2-21 оснащен автоматическим трехлопастным воздушным винтом Sumitomo HSC40B конструкции Hamilton-Standard Corporation диаметром 2,9 м и диапазоном установочных углов лопастей 25 – 45 град. Точные характеристики винта HSC40B мне неизвестны, но из теории воздушных винтов следует, что наибольшее влияние на характеристики винта оказывают такие параметры, как диаметр винта, число лопастей и их угол установки. Профиль лопасти, если он достаточно совершенный, оказвает весьма незначительное влияние на свойства винта. Лопасти винта Hamilton-Standard переходят на малый шаг под воздействием давления масла, нагнетаемого насосом регулятора постоянных оборотов в гидроцилиндр винта, а на большой шаг – под воздействием центробежной силы, действующей на грузики, прикрепленные к основанию лопастей. Дополнительно во втулку винта установлены две коаксиальные пружины, отжимающие гидроцилиндр в исходное положение при уменьшении давления масла и помогающие грузикам разворачивать лопасти на большой шаг. Таким образом, при остановке мотора в воздухе давление масла в системе падает и лопасти под воздействием грузиков и пружин автоматически встают на упор большого шага. По графику из книги «Характеристики воздушных винтов». Кравец. 1941, находим значение производного коэффициента тяги α' для трехлопастного винта с лопастями, установленными на угол 45 град, он равен -0,022.
По определению, производный коэффициент тяги равен:
α' = P / (ρ * D^2 * V^2)
Откуда получаем выражение для отрицательной тяги остановленного винта:
P = α' * ρ * D^2 * V^2
Подставляем значения, получаем:
P = -0,022 * 0,087 * 2,9^2 * 61,11^2 = - 60 кг
Таким образом, лобовое сопротивление остановленного винта F на скорости 220 км/ч = -P = 60 кг
Теперь у нас есть все данные для расчета коэффициента лобового сопротивления самолета А6М2, планирующего на высоте 3660 м со скоростью 220 км/ч:
Площадь несущих поверхностей из ТТХ самолета:
S = 22,438 м^2
Подставляем все найденные значения в формулу для расчета cx:
cx = (2 * G * sin θ – F) / (ρ * S * V^2)
cx = (2 * 2041 * sin 5,81 – 60) / (0,087 * 22,438 * 61,11^2) = 0,049
Перейдем от планирования к горизонтальному полету:
При планировании на скорости V = 220 км/ч (61,11 м/с) подъемная сила крыла равна силе тяжести, умноженной на косинус угла планирования. В случае горизонтального полета на той же скорости подъемная сила должна быть равна полной силе тяжести, поэтому угол атаки крыла потребуется несколько увеличить, что вызовет увеличение лобового сопротивления самолета. Оценим это изменение:
Коэффициент подъемной силы для планирования со скоростью 220 км/ч:
су = 2 * G * cos θ / (ρ * S * V^2) = 2 * 2041 * cos 5,81 / (0,087 * 22,438 * 61,11^2) = 0,557
Коэффициент подъемной силы для горизонтального полета со скоростью 220 км/ч:
су = 2 * G / (ρ * S * V^2) = 2 * 2041 / (0,087 * 22,438 * 61,11^2) = 0,5599
Поскольку коэффициенты подъемной силы для планирования и для горизонтального полета совпадают с точностью до второго знака после запятой, то разница в углах атаки для этих двух случаев ничтожно мала, следовательно с достаточной точностью можно считать, что коэффициенты лобового сопротивления cx для случая планирования со скоростью 220 км/ч и для случая горизонтального полета на той же скорости равны вычисленному значению: 0,049.
Итак, тяга потребная для горизонтального полета A6M8-21 на высоте 3660 м над Окинавой на скорости 220 км/ч равна:
P(220) = (cx * ρ * S * V^2) / 2 = (0,049 * 0,087 * 22,438 * 61,11^2) / 2 = 179 кг
Таким образом, при выполнении условий опыта № 1 винтомоторная группа самолета в симуляторе работает со следующими параметрами (обороты мотора считаем с индикатора оборотов кокпита самолета при полете на режиме, указанном выше для опыта № 1):
Тяга винта: 179 кг
Обороты мотора: 2040 об/мин
TAS: 220 км/ч = 61,11 м/с
Расчитаем потребную мощность мотора для данного режима, для этого воспользуемся характеристиками трехлопастного воздушного винта Hamilton-Standard, приведенными в книге «Характиристики воздушных винтов», Кравец, 1941.
На характеристиках показаны зависимости коэффициента мощности β от коэффициента скорости λ для различных углов установки лопастей φ. Коэффициент скорости по определению равен:
λ = V / nс * D, где
V – скорость самолета (м/с)
nc – обороты винта (1/с)
D – диаметр винта (м)
Мотор Sakae-12 оснащен редуктором с коэффициентом 0,6875, таким образом обороты винта при 2 000 об/мин коленчатого вала мотора будут равны 2 040 * 0,6875 = 1403 об/мин = 23,4 1/с. Остальные параметры известны, подставляем их в формулу и получаем значение коэффициента скорости для нашего режима:
λ = V / (nс * D) = 61,11 / (23,4 * 2,9) = 0,9
По условиям опыта №1 сектор шага винта установлен в положение максимально малого шага (100% оборотов), при этом число оборотов по тахометру в кокпите пилота меньше даже номинального режима для данной высоты (2500 об/мин согласно ТТХ мотора Sakae-12), что говорит о том, что регулятор постоянных оборотов исчерпал свои возможности и винт, даже установленный на упор малого шага не может обеспечить номинальные обороты мотора. Согласно ТТХ винта упор малого шага соответствует 25 градусам установочного угла, таким образом:
φ = 25 град.
В книге «Характеристики воздушных винтов» даны характеристики для трех винтов Hamilton Standard: 6101, 6129 и 6131. На винтах 6101 и 6129 используются наиболее распространенные в мире профили лопастей Clark-Y и RAF-6 соответственно и на третьем винте 6131 - модифицированный профиль NACA 2400-34. Поскольку профиль лопасти винта, установленного на A6M2 нам неизвестен, определим коэффициент мощности для каждого профиля. Откладываем по горизонтальной оси значение λ = 0,9 и ищем его пересечение с кривой, соответствующей φ = 25:
Определим значение КПД для каждого винта: точки характеристик с одинаковыми КПД соединены непрерывными линиями и значения КПД указаны у верхней границы характеристик. В результате имеем:
Винт с профилем Clark-Y:
β = 0,082
η = 0,83
Винт с профилем RAF-6:
β = 0,089
η = 0,83
Винт с профилем NACA 2400-34:
β = 0,087
η = 0,85
По определению, коэффициент мощности равен:
β = 75 * N / (ρ * nс^3 * D^5)
Отсюда получаем мощность мотора, необходимую для того, чтобы вращать трехлопастный винт Hamilton-Standard диаметром 2,9 м с углом установки лопастей 25 град на скорости 220 км/ч с числом оборотов 2040 об/мин:
N = β * ρ * nс^3 * D^5 /75 = β * 0,087 * 23,4^3 * 2,9^5 / 75 = β * 3048,57
Для винта с профилем лопастей Clark-Y потребная мощность мотора равна:
N = β * 3048,57 = 0,082 * 3048,57 = 250 л/с
Для винта с профилем лопастей RAF-6:
N = β * 3048,57 = 0,089 * 3048,57 = 270 л/с
И для винта с профилем лопастей NACA 2400-34:
N = β * 3048,57 = 0,087 * 3048,57 = 265 л/с
Зная значение коэффициента мощности β и КПД η можно получить коэффициент тяги α винта:
α = η * β / λ
Для винта с профилем Clark-Y:
α = η * β / λ = 0,83 * 0,082 / 0,9 = 0,076
Для винта с профилем RAF-6:
α = η * β / λ = 0,83 * 0,089 / 0,9 = 0,082
Для винта с профилем NACA 2400-34:
α = η * β / λ = 0,85 * 0,087 / 0,9 = 0,082
И располагаемую тягу:
P = α * ρ * nс^2 * D^4
Для винта с профилем Clark-Y:
P = α * ρ * nс^2 * D^4 = α * 0,087 * 23,4^2 * 2,9^4 = α * 3369,33 = 0,076 * 3369,33 = 256 кг
Для винта с профилем RAF-6:
P = α * ρ * nс^2 * D^4 = 0,082 * 3369,33 = 276 кг
Для винта с профилем NACA 2400-34:
P = α * ρ * nс^2 * D^4 = 0,082 * 3369,33 = 276 кг
Полученная располагаемая тяга в районе 260-280 кг превышает потребную (180 кг), полученную по результатам расчета коэффициента лобового сопротивления cx в планировании. Можно предположить, что в кокпите A6M2-21 тахометр завышает значения оборотов мотора. Если построить график зависимости располагаемой тяги от оборотов мотора, используя усредненные значения коэффициентов, полученых выше, то из этого графика будет видно, что интересующая нас тяга в 180 кг достижима примерно при 1880 об/мин.
В случае работы на оборотах 1880 об/мин пропеллер потребует около 160-170 л/с что не выходит за рамки возможной реальности.
Теперь рассмотрим работу винтомоторной установки самолета на режиме, достигнутом в опыте № 2.
Напомню, что положение органов управления винтомоторной группы для опыта № 2 отличается от опыта № 1 только установкой сектора шага винта: для случая № 2 сектор шага винта установлен в положение «30%». Это вызвало падение оборотов по тахометру до 1500 об/мин и увеличение TAS до 320 км/ч.
Определим потребную тягу для полета в новом режиме, методика расчета приведена выше, поэтому я ограничусь тем, что приведу только полученый результат:
Коэффициент лобового сопротивления cx самолета А6М2-21 с загрузкой топливом 1% для угла атаки, соответствующему скорости 320 км/ч: 0,031
Потребная тяга для полета на высоте 3660 м. над Окинавой со скоростью TAS = 320 км/ч = 88,89 м/с: 240 кг.
Расчитаем располагаемую тягу. В отличие от предыдущего случая задача несколько осложняется тем, что после перестановки сектора шага винта в положение «30%» лопасти сошли с упора малого шага и встали в некоторое неизвестное положение, что привело к снижению оборотов мотора с 2040 до 1500 об/мин. В связи с этим методика будет другой:
Определим коэффициент скорости λ:
λ = V / nс * D = 88,89 / 17,2 * 2,9 = 1,78
Для данного коэффициента скорости найдем все значения коэффициента мощности, которое он принимает для диапазона установочных углов 25 – 45 град. По полученным данным строим график зависимости располагаемой тяги от угла установки лопастей. Для постройки графика я использовал усредненные данные винтов Hamilton-Standard с различными профилями, указанными выше. В результате получилась следующая зависимость:
Из графика видно, что потребная тяга в 240 кг с большой натяжкой быть достигнута при предельном для винта Hamilton-Standard угле установке лопасти 45 град.
Определим мощность, потребную для работы винта, для этого построим зависимость мощности от угла установки лопастей:
Из графика следует, что для работы на оборотах мотора, равных 1500 об/мин с углом установки лопастей 45 град, винту Hamilton-Standard требуется около 330 л/с.
Вместе с тем, из курса общей теории двигателей внутреннего сгорания известно, что мощность поршневого авиационного мотора прямо пропорциональна его оборотам.
Мощность мотора, потребная для полета на скорости 220 км/ч из предыдущего расчета составила около 160-170 л/с при 1880 об/мин (2040 об/мин по тахометру в кокпите). Уменьшая число оборотов мотора до 1500 об/мин по тахометру при неизменном положении сектора газа никаким образом нельзя получить 330 л/с, потребных для полета на скорости 320 км/ч. Отсюда можно сделать вывод, что в модели винтомоторной группы самолета A6M2-21 симулятора «Ил-2» в части, касающейся изменения мощности мотора в зависимости от положения сектора шага винта, допущена ошибка.
Если учесть то, что расход топлива в большинстве случаев прямо пропорционален эффективной мощности мотора, то можно предположить, что избыточная мощность, возникающая при работе мотора A6M2-21 в «Ил-2» на малых оборотах и является источником неоправданно высокого расхода топлива, отмеченного автором этой ветки.
ANATOLIUS
20.09.2011, 00:41
Отсюда можно сделать вывод, что в модели винтомоторной группы самолета A6M2-21 симулятора «Ил-2» в части, касающейся изменения мощности мотора в зависимости от положения сектора шага винта, допущена ошибка.
Аналогично на Ла-5. Тоже можно на тяжёлом винте и маленьких оборотах лететь быстрее.
SDPG_SPAD
23.09.2011, 14:17
Спасибо, очень интересный и тщательный анализ!
С цифрами и выкладками - не то что мои объяснения на пальцах :)
С учётом изложенного Вами я мог бы сильно подсократить свой текст... однако меня тут смущает пара моментов.
Вместе с тем, из курса общей теории двигателей внутреннего сгорания известно, что мощность поршневого авиационного мотора прямо пропорциональна его оборотам.
Чуть выше я уже указал, что это не совсем так и в случае полностью открытой дроссельной залонки. Ниже - собираюсь показать, что для рассматриваемых режимов (30% РУД при положениях РУШ 100% и 30% ) верным считать следует скорее противоположное утверждение.
Если учесть то, что расход топлива в большинстве случаев прямо пропорционален эффективной мощности мотора,
Вот! Именно вот эта фраза описывает самую суть ошибки моделирования в Иле, как ни странно. См. ниже.
Итак, продолжу как писал, для лучшей читаемости.
...Ничто не мешает нам построить на одном графике "обороты-мощность" и внешнюю, и семейство дроссельных (они же винтовые) характеристики. Дополнить эту картинку хоршо было бы семейством внешних характеристик при других положениях рычага РУД. К сожалению, в данном случае нас ждёт облом - обычно в техописании авиамоторов 1930х-40х годов даются только две внешние характеристики, одна - для полностью открытого дросселя, как и говорилось ранее, другая - для некоторого постоянного наддува, соответствующего номинальному режиму работы двигателя.
Можно, однако, приблизительно прикинуть, как должны выглядеть внешние характеристики при прикрытии дросселя. Общая закономерность для любых ДВС такова: форма внешней характеристики остаётся подобной внешней х-ке на полном газу, при этом происходит смещение влево числа обротов, на которых развивается пиковая мощность.
Выглядит это приблизительно вот так (нашёл хорошую картинку :) ):
141528
По Х отложены обороты, по Y - мощность двигателя. Красные кривые - внешние характеристики (жирно выделена х-ка при полностью открытом дросселе), цветные линии - винтовые х-ки.
Используя этот график, давайте рассмотрим, что будет происходить при измении режима двигателя. Пусть он у нас работал при полностью отданных вперёд РУД и РУШ - т.е. уж во всяком случае на внешней характеристике полного газа, и (применительно к рисунку) в точке пересечения её с "синей" винтовой характеристикой. Далее мы убираем РУД до 30% - двигатель уйдёт на какую-то другую внешнюю кривую, преположим, на вторую сверху. Поскольку у нас стоит винт постоянных оборотов, автоматика для их сохранения начнёт "облегчать" винт, устанавливая лопасти на меньший угол; это соответствует переходу на другую винтовую характеристику, скажем, "чёрную".
Теперь второе воздействие - убираем РУШ на две трети хода, что соответствует движению по внешней характеристике влево. Таким образом, затяжеление винта в данном случае приведёт одновременно к увеличению мощности и к падению оборотов!
141527
To be continued...
SDPG_SPAD
23.09.2011, 23:21
Так что же получается: если расход топлива пропорционален мощности, то всё УНВП? При передвижении РУШ в положении 30% расход действительно должен вырасти вместе с увеличением мощности?
Пожалуй, что нет; даже с точки зрения житейской логики такое положение вещей смотрится как-то неестественнно. А вот, к примеру, выдержка из "Определение расхода топлива для полёта" (1934г., Кузнецов В.П., Кашарин А.В.):
"На графиках 13 и 14 дана зависимость часового расхода топлива от оборотов мотора по внешней и дроссельным характеристикам <...>
Эта зависимость часового расхода топлива от оборотов мотора была снята на земле перед полётными испытаниями самолётов. Так как полёт самолёта на различных режмах работы мотора представляет собой по существу полёты на различных углах атаки и следовательно полёты на различных дроссельных характеристиках и различных кривых расхода топлива, соответствующим им, и если взять значение часового расхода горючего для одной из дроссельных характеристик мотора и построить эту зависимость таким образом, чтобы по оси ординат был отложен не часовой расход топлива, а его отношение к расходу на полном газу, а по оси абсцисс откладывать не обороты мотора, а также их отношение к оборотам на полном газу, то мы получим зависимость отношений (Gt)др./(Gt)пол.газа по nдр./nпол.газа.
Эта зависимость дана на графиках 15 и 16 и представляет тот интерес, что построенная по одной дроссельной характеристике она будет действительна также и для других дроссельных характеристик."
141553 141554 141555
Где же ошибка в рассуждениях? Неявный подвох, содержавшийся в двух предыдущих постах, состоит в том, что говоря "мощность", везде подразумевалась эффективная мощность - снимаемая с двигателя для получения эффективной работы, крутящий момент Х об/мин; расход топлива же пропорционален индикаторной мощности, развиваемой ДВС как тепловой машиной. Вернее, наоборот - индикаторная мощность зависит от количества смеси, сгорающей в цилиндрах за единицу времени (при условии постоянства её состава, конечно). Из этого следует, что индикаторная мощность прямо пропорциональна оборотам двигателя; разница между ней и эффективной мощностью приходится на потери мощности.
Следовательно, расход топлива при одном и том же положении РУД никак не должен быть меньше на малых оборотах по сравнению с большими.
SDPG_SPAD
23.09.2011, 23:52
Ну вот теперь мы подошли собственно к программной реализации в Иле.
Проблема тут оказалась в том, что внутренние процессы, протекающие в двигателе, никак не моделируются. Двигатель в представлении ФМ - это "чёрный ящик", выдающий наружу определённую характеристику - крутящий момент, если быть точным; его величина рассчитывается из известной номинальной мощности, домножается на коэффициенты, учитывающие положение рычага РУД/нагнетателя/высотного корректора и т.д., нагрузку на вал двигателя, внутреннее трение, далее домножается на коэффициент редукции и подаётся на винт.
Преимущества по сравнению с моделированием "снизу вверх", от количества сгорающей смеси к индикаторной мощности, от индикаторной к эффективной и т.д., здесь следующие:
а) можно получить точные внешние характеристики двигателя, мало или совсем ничего не зная о его внутренней конструкции (сколько в RoF уже ждут Mercedes D.IIIaü ?).
б) не нужно писать подробную модель для каждого двигателя. Учитывая разнообразие их типов - рядные, V-образные, звездообразные (про всякие Нэпир Сейбры уж молчу), сложные механизмы регуляции наддува, смесеобразование в разнообразных типах карбюраторов либо через непосредственный впрыск - фактически это знаичт, что для каждого движка её нужно делать с нуля. А если попытаться сделать 'неподробную' - вернемся к тому, с чего начали, т.е. к подгонке параметров модели под известный результат. Только поправочных коэффициентов на неё навесить придётся больше :)
в) при необходимости можно локально увеличить точность моделирования. Например, программистами МГ предприняты определённые усилия, чтобы АШ-82 выдавал правдоподобную высотную характеристику.
Ну а проявление недостатков такого подхода вы видите в данном случае: расход топлива в Иле вычислять приходится как функцию от эффективной мощности. Не от индикаторной даже, т.к. она не рассчитывается, её в модели просто нет. Соответственно расход следует за всеми колебаниями эффективной мощности (а вот она как раз считается качественно, очень близко к описанной выше картинке).
SDPG_SPAD
24.09.2011, 02:03
В качестве финального аккорда...
Нельзя сказать, что в МГ не знали о данном положении вещей и ничего не хотели с этим делать. Помимо упомянутой Юсом новой модели для движков, которая не попала в релиз (и в которой наверняка было много интересного), кое-что можно обнаружить и в коде текщей версии.
Там есть участок, который должен принимать из файла, в котором описывается двигатель, четыре параметра - расход на холостом ходу, на половинной тяге, на полной тяге и на взлётном режиме/форсаже (110% ). На основании этих значений и должна строиться интерполирующая функция для расхода.
Вот только в самих файлах ФМ эти параметры не указаны, поэтому для всех движков используются одни и те же значения "по умолчанию" - в результате расход по существу зависит только от мощности двигателя, вне зависимости от его типа, объёма, конкретной модификации и т.д. По-видимому, найти соответствующую информацию для всего многообразия представленных в Иле самолётов (и двигателей) оказалось попросту непосильной задачей.
Wad, Incoming спасибо за подробный разбор.
Таким образом, затяжеление винта в данном случае приведёт одновременно к увеличению мощности и к падению оборотов!
В Ваших выкладках присутствуют три ошибки:
1. Вы рассматриваете внешние и промежуточные характеристики обычных двигателей внутреннего сгорания, а на A6M2 был установлен двигатель с приводным центробежным нагнетателем. Внешняя характеристика двигателей с ПЦН и характер ее изменения от внешних условий существенно отличается от характеристики обычных моторов, а именно:
- в двигателях с ПЦН часть индикаторной мощности расходуется на привод нагнетателя. Кроме того, в процессе сжатия в нагнетателе воздух довольно сильно нагревается, что приводит к дополнительному падению коэффициента наполнения с ростом оборотов. Совместное воздействие этих факторов приводит к тому, что внешняя характеристика двигателей с ПЦН становится значительно более пологой, чем у обычных моторов и ее перегиб наступает раньше (см. рисунок).
- вместе с тем, мощность, затрачиваемая на привод нагнетателя при дросселировании мотора изменяется пропорционально _пятой степени_ чисел оборотов, поэтому при уменьшении наддува внешняя характеристика двигателя с ПЦН выпрямляется и смещается в направлении внешней характеристики мотора без нагнетателя. Например, перегиб внешней характеристики мотора АМ-38, который был приведен Вами в качестве примера, существует только на максимальном наддуве (Nв «При Pк max»), при работе мотора на номинальном режиме (Nв «При Pк nom») перегиба нет (см. рисунок), а при работе мотора на крейсерских режимах кривая внешней характеристики будет восходящей.
- с уменьшением оборотов мотора температура воздуха на выходе из нагнетателя падает, что приводит к повышению коэффициента наполнения и дополнительному увеличению угла наклона внешней характеристики.
2. Вы рассматриваете влияние дросселирования на _земную_ внешнюю характеристику мотора. В воздухе форма внешней характеристики мотора с ПЦН существенно отличается от земной, а именно:
- при работе мотора с ПЦН вблизи земли нагнетатель создает значительное избыточное давление воздуха во впускном коллекторе мотора, которое приходится дросселировать. Поэтому начиная с оборотов холостого хода до некоторого значения оборотов, на которых давление наддува меньше расчетного, мощность мотора быстро увеличивается с ростом оборотов и кривая промежуточной скоростной характеристики направлена под острым углом вверх. По достижении расчетного давления наддува, в работу включается автомат наддува, который дросселирует поток воздуха на впуске мотора, что приводит к резкому перегибу характеристики и ее переходу в пологую часть. На внешних характеристиках, которые обычно приводятся в описании моторов видна только пологая часть, поскольку при работе мотора на номинальном наддуве вблизи земли автомат наддува дросселирует поток воздуха на всем рабочем диапазоне оборотов, но на промежуточных скоростных характеристиках, снятых на пониженном наддуве восходящая часть кривой должна присутствовать.
- с ростом высоты давление воздуха за бортом самолета понижается и число оборотов, потребных для достижения номинального наддува, увеличивается. Это приводит к тому, что точка перегиба восходящей и пологой части внешней характеристики мотора смещается в сторону высоких оборотов и становится видна и на внешних характеристиках, снятых при работе мотора с номинальным наддувом (см. рисунок, кривые «у земли», «1000 м», «2000 м» - точка перегиба не видна; кривые «3000 м» - перегиб в районе 1500 об/мин, «4000 м» - перегиб в районе 1800 об/мин). С дальнейшим увеличением высоты полета нагнетатель уже не может обеспечить номинальный наддув, поэтому дросселирование двигателя автоматом наддува прекращается и пологий участок внешней характеристики исчезает. Выше расчетной высоты внешняя характеристика высотного мотора по своему виду становится аналогичной внешней характеристике мотора без наддува (кривые «5000 м», «6000 м» и т.д.)
В эксперименте Filosov’а самолет A6M2-21 летит на высоте 3660 м. Это несколько ниже расчетной высоты мотора Sakae-21 (4500 м), поэтому характер протекания внешней характеристики для этой высоты будет аналогичен кривой «4000 м» на приведенном ниже рисунке. Поскольку при проведении эксперимента мотор самолета был задросселирован до 30% тяги, то промежуточная скоростная характеристика для такого режима будет смещена по траектории кубической параболы вниз и влево, при этом она выйдет из зоны действия автомата наддува и от нее останется только восходящая часть.
3. При работе автоматического воздушного винта на режиме максимальных оборотов, лопасти винта находятся вблизи своего технологического упора малого шага или вообще лежат на нем. Этот факт неоднократно подчеркивается в различных наставлениях по регулировке автомата постоянных оборотов, поскольку в процессе регулировке автомата оборотов возможно допустить ошибку и принять положение лопастей винта на упоре малого шага за положение лопастей винта на упоре регулятора. А раз они лежат на упоре малого шага, то ситуация, рассмотренная Вами выше, при которой мотор работает на максимальных оборотах и дросселируется, а регулятор оборотов облегчает винт, поддерживая постоянное число оборотов, невозможна, потому что лопасти винта и так лежат на упоре и дальше облегчать их некуда. Эта ситуация как раз рассматривается в книге Теуша «Работа воздушного винта», иллюстрации из которой в части мотора AM-38 Вы приводили выше. На стр. 42 приведена диаграмма, из которой видно, что работа автомата винта возможна только на оборотах, не превышающих максимальные, при этом рабочая точка перемещается от внешней характеристики мотора (позиция «982 л.с.» на диаграмме) к винтовой характеристике максимальных оборотов (позиция «675» л.с.) и при дальнейшем уменьшении наддува идет по кривой винтовой характеристики. Таким образом, при дросселировании авиационного мотора переход на «черную» винтовую характеристику, проходящую через обороты выше максимальных и лежащую на нисходящих ветвях скоростных характеристик мотора (по Вашему графику) невозможен.
Доступный диапазон мощностей авиационного мотора при дросселировнии и изменении шага винта отражен на этой диаграмме (см. рисунок), из которой хорошо видно, что увеличение мощности мотора в два раза при уменьшении оборотов на минимальном наддуве (переход 4-1 на рисунке), который мы наблюдаем в Ил-2 – абсурд.
перед тем как перейти на ил2 я летал в european air war. там одна из "реалистичных" фич был невыпуск шасси при пробитой гидравлике, и заклинивание пулемета на ранней модели мустанга(которые и в реальной жизни имели место). и как же я был удивлен когда я увидел что в ил 2 этого нет. сколько лет прошло а в иле если разобраться поле необъятное для исправления очевидных мест.
а вы об том что движок есть черный ящик. любая игра это условность, добиваться чтобы далеко не совершенный язык программирования осбсчитывал физику как в реальной жизни можно до бесконечности, вопрос где остановиться и как за этим не просмотреть действительно важные вещи. а почему бы не сделать симуляцию заклинивания фонаря при сбросе?
Graphite
02.10.2011, 10:33
а почему бы не сделать симуляцию заклинивания фонаря при сбросе?
Как говорит лютер сделать можно все. проблема в человеческих ресурсах. Если бы проектом занималась команда сопоставимая по финансированию/количеству людей с Call of Duty - вышел бы шедевр в котором учтено дофига всего. Но увы имеем то что имеем.
ANATOLIUS
02.10.2011, 20:35
невыпуск шасси при пробитой гидравлике, и заклинивание пулемета
Регулярно клинит шасси, выбивает пулемёты и пушки. За годы полётов были и залипания кнопок... Очень реальный отказ... Нажал убрать шасси, а оно не сработало, пришлось срочно разбираться что за фигня. В общем специфика своя, виртуальная, она тоже реализма добавляет.
Если бы проектом занималась команда сопоставимая по финансированию/количеству людей с Call of Duty - вышел бы шедевр в котором учтено дофига всего. Но увы имеем то что имеем.
лично мне ил нравится, даже при всех своих косяках это и сейчас шедевр, а cod- последние части даже до конца не доходил, поигрался, плюнул и снес. скорее удивительно что при таком финансировании и людском материале из КОДа получилась в сущности пустая игра.
но хочется все время чего то большего.
SDPG_SPAD
03.10.2011, 19:21
Вы рассматриваете внешние и промежуточные характеристики обычных двигателей внутреннего сгорания, а на A6M2 был установлен двигатель с приводным центробежным нагнетателем. Внешняя характеристика двигателей с ПЦН и характер ее изменения от внешних условий существенно отличается от характеристики обычных моторов, а именно:
<...>
Так. Но если у моторов с приводным нагнетателем "всё настолько плохо", тогда я перестаю понимать, каким образом на крейсерcких режимах достигается снижение не только часового, но и километрового расхода топлива. У самого мотора при дросселировании с постоянной нагрузкой КПД падает, насколько я понял - противодавление в цилиндрах там возникает, ещё что-то... Но, по-видимому, тогда он должен улучшаться в системе 'мотор-ВИШ' - так?
При работе автоматического воздушного винта на режиме максимальных оборотов, лопасти винта находятся вблизи своего технологического упора малого шага или вообще лежат на нем. Этот факт неоднократно подчеркивается в различных наставлениях по регулировке автомата постоянных оборотов, поскольку в процессе регулировке автомата оборотов возможно допустить ошибку и принять положение лопастей винта на упоре малого шага за положение лопастей винта на упоре регулятора. А раз они лежат на упоре малого шага, то ситуация, рассмотренная Вами выше, при которой мотор работает на максимальных оборотах и дросселируется, а регулятор оборотов облегчает винт, поддерживая постоянное число оборотов, невозможна, потому что лопасти винта и так лежат на упоре и дальше облегчать их некуда.
Ну "вблизи упора малого шага" и "на упоре малого шага" всё-таки не одно и то же. Если у нас самолёт в ГП на макисмальной скорости? Или на 0,8 от максимальной? Тут уж смотря какой диапазон изменения углов лопастей у конкретного винта, с каким двигателем работает этот винт, какова скорость и высота полёта.
Доступный диапазон мощностей авиационного мотора при дросселировнии и изменении шага винта отражен на этой диаграмме (см. рисунок), из которой хорошо видно, что увеличение мощности мотора в два раза при уменьшении оборотов на минимальном наддуве (переход 4-1 на рисунке), который мы наблюдаем в Ил-2 – абсурд.
Сразу возникает желание спросить - а какое изменение мощности было бы "не абсурд"? :)
Вот если у вас есть ещё графики по типу того, который прикреплён в процитированном посте, с дроссельными и внешними характеристиками, и с указанным наддувом, оборотами и мощнстью (хоть в паре точек) - для любого мотора, смоделированного в Иле, неважно какого именно - то я мог бы для этого же движка снять то, что получается в Иле, построить кривые - и тогда была б наглядная картинка, на каких режимах и насколько велика ошибка.
перед тем как перейти на ил2 я летал в european air war. там одна из "реалистичных" фич был невыпуск шасси при пробитой гидравлике, и заклинивание пулемета на ранней модели мустанга(которые и в реальной жизни имели место). и как же я был удивлен когда я увидел что в ил 2 этого нет. сколько лет прошло а в иле если разобраться поле необъятное для исправления очевидных мест.
а вы об том что движок есть черный ящик. любая игра это условность, добиваться чтобы далеко не совершенный язык программирования осбсчитывал физику как в реальной жизни можно до бесконечности, вопрос где остановиться и как за этим не просмотреть действительно важные вещи. а почему бы не сделать симуляцию заклинивания фонаря при сбросе?
Враньё, система выпуска шасси повреждается. Только об этом ничего не пишется. Так же перебивается трос управления дросселем. Веселая посадочка получается. Да и много еще мелочей. Интересно все ли линейные бомберы знают, что кроме истинной скорости есть еще истинная высота(ибо альтиметр тоже оказывается может врать)
Я так и не понял, как "ящичек" момент считает.
Powered by vBulletin® Version 4.2.5 Copyright © 2025 vBulletin Solutions, Inc. All rights reserved. Перевод: zCarot