Что это значит?

[Filosov]

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]

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.


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.


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


To be continued...

[Wad]

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.

[Wad]

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:

[Wad]

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.../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.

[Wad]

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:

[Wad]

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.

[Wad]

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:

[Wad]

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:

[Wad]

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]

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]

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 ):


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!


To be continued...

[SDPG_SPAD]

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 (G_t)_др./(G_t)_{пол.газа} по n_др./n_{пол.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."



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]

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.IIIa&#252; ?).
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]

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.

[Charger]

Wad, Incoming спасибо за подробный разбор.

[Wad]

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).

[Wad]

- 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.

[Wad]

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.

[Wad]

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.

[Wad]

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.

[henrik]

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]

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]

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.

[henrik]

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.