правильно/не правильно - 2

[Yo-Yo]

В расчет не заложена сама геометрия аэропланов. Главная вещь, которая влияет на обтекание. Где в этих расчетах у вас учтено, что подопытный не квадратный шкаф с мотором и крылышками? Знание скорости и мощности дают в лучшем случае лишь одну точку.

Да одну. Вторую точку определяет геометрия крыла в плане.

Если я правильно понял, весь расчет производится на определении (неизвестным мне способом) коэффицентов Cx0 и коэффициентов отвала А - двух величин, задающих параболу. Но: формула аппроксимации поведения дроби Cy/Cx в виде параболы работает лишь приближенно, лишь на небольшом участке. Если вы внимательно изучите доступные вам профили, вы увидите, что результаты продувок похожи на параболу лишь в маленькой окрестности. Большей частью, они похожи на параболу только по внешнему виду. У меня была проблема аналитической аппроксимации поляр для профиля винта ВС-2. Как бы я ни подбирал коэффициенты параболы, где-нибудь да и оказывалось различие сильным. Параболой сия кривая только считается.

Если проблемы были у Вас, то это не означает, что они есть в принципе...
Во всем мире принято как-то еще с времен Жуковского и Прандля считать индуктивную составляющую квадратичной параболой, поскольку это следует из самой природы индуктивного сопротивления. Естественно, что это справедливо до УА меньших критических. Однако в тех расчетах маневренности, скороподъемности и т.п., что приводились, УА не превышает 0.85 от максимального.
Пассаж "параболой сия кривая только считается", видимо, из области той же френологии.

И в конечном счете мы получаем, что АК, основное мерило аэродинамического совершенства, у угловатой фоки и у гладкого, обтекаемого яка равны! Равны не И-16, не Ла-5, а яку! Доверься чуйствам, Люк.

Опять двадцать пять... вот дураки-то были немецкие конструкторы, и с трубами у них проблемы, видимо, были... И с технологией... вот угловатый - и все тут...
Проблема, однако, в Вас: вы так и не поняли сути вопроса, хотя уже не один человек пытается это донести до Вас. Если Вы составите труд все же присмотрется к полярам - сопротивление Cx0 Як-3 действительно МЕНЬШЕ, но затем поляра загибается сильнее из-за большего индуктивного сопротивления, чем у 190-го.
Если все же у Вас есть желание применить свои навыки аэрофренологии, попробуйте все же сравнить МиГ-29 и И-16 .

Второе. Даже если допустить, что они окажутся где-то равны, то это не много значит тоже. Имеет значение вся картина - кривые на всем протяжении, а не в какой-то конкретной абсциссе или ординате.

Золотые слова. Ну так и посмотрите на поляры...

Ну и третье. Без данных, без результатов продувок спор бессмысленный. Покажите мне эти результаты, и я соглашусь с вами. Удивлюсь, правда, но соглашусь.

А по 190-му приводились они. Выше. И все данные там есть. По вредной площади и коэффициенту отвала поляры. Вот форма лба там, правда, не нарисована... кстати, опять же: какие дураки немцы - не знали, что параболой сия кривая только считается.

ЗЫ Иван приводил выдержки, впечатления на наших оппонентов они не произвели. Испытатели чайники, пытаются удержать аппарат на маленькой скорости итд итп, что он планирует на большой скорости, что он просто тяжелый итд итп. Зато у них все рассчитано правильно, причем методики своих расчетов нам создатели калькулятора(?) не открыли.

Ну и о чем еще тогда говорить? Кто хочет верит, кто не хочет - не верит. Я не хочу.

Все замолк, общайтесь без меня.

Насчет верить-не верить - это вам в храм (костел, синагогу,мечеть и т.п. нужное подчеркнуть).
Насчет методик расчетов: а не судьба поискать по форуму? Методики обычные, кто хотел - освоил и применяет.

[Benetnash]

Небольшое уточнение касаемо индуктивного сопротивления:
Индуктивное сопротивление самолёта обратнопропорционально удлинению крыла в первой степени и прямопропорционально КВАДРАТУ подъёмной силы.
А теперь посмотрим и сравним
Як 3 масса 2695 кг, удлинение 5,64
FW 109 A5 масса 4106 кг (спасибо за Hammer за корректировку), удлинение 6,04
5,64/6,04*(4106/2695)**2=2,167 раза
Получается, что индуктивное сопротивление FW 109 A5 по сравнению с Як 3 больше, чем в два раза по абсолютной величине.
Больше именно по причине большей массы FW, чем у Як 3 (а значит и большей потребной подъёмной силы) и это не компенсируется даже большим, чем у Як удлинением.
Т.е. движку FW приходится бороться не только с большим, чем у Як лобовым сопротивлением, но и с большим почти в два раза индуктивным сопротивлением. Резонно, что если тягу обрубить, FW должен в горизонте терять скорость намного интенсивнее, чем Як - отсюда и рекомендации пилотам FW бороться за жизнь, а не за машину, т.к. на вынужденной без тяги аэродинамика у него никакая.

Подробности для любознательных
Ввиду малости угла скоса потока cos примерно равен 1
отсюда подъёмная сила почти равна своей составляющей, перпендикулярной набегающему потоку.
Сила индуктивного сопротивления определяется как произведение подъёмной силы на tg угла скоса потока, который ввиду своей малости почти равен величине самого угла в радианах.
Сам же угол скоса потока прямопропорционален опять же самой подъёмной силе и обратнопропорционален удлинению.
Вот отсюда и получается вышеприведённая КВАДРАТИЧНАЯ зависимость индуктивного сопротивления от подъёмной силы.

[Yo-Yo]

А теперь ставим жирную точку в обсуждении Як-3. Есть такая книжка об истории самолетостроения, которая должна (за некоторым исключением, о котором я скажу ниже ) быть у каждого на рабочем столе.
Так вот, если до таблиц многие добираются, то, видимо, специальные главы в конце книги мало кто читает. Каюсь, сам забыл, что там есть...
Так вот там есть любопытная диаграммка. Кривые Жуковского для Як-1 и Як-3. Отличие от классических - в том что они нормированные, т.е. поделены на вес самолета в кГ. ПРи этом потребная мощность по вертикальной оси превращается в вертикальную скорость планирования, а мощность располагаемая - в удельную мощность.

Любой желающий может вычислить, какое там качество...
Методика простая: заботливые руки автора главы провели касательную к кривой потребной тяги. Тангенс угла ее наклона - это как раз 1/Кмакс.
Чтобы определить точнее, можно распечатать рисунок, продолжить прямую и определить катеты треугольника (в м/с, естественно, а не в мм ). Так вот - получается ~12.5. (Кто там про 100 % ошибки Калькулятора что-то говорил?)
Переходим ко второй части марлезонского балета.
Вираж. Барабанная дробь... смотрим на пересечение линии Сy = 1 (Cy max = 1.2 в Калькуляторе брались именно эти значения, полученные из скорости сваливания) и линии располагаемой мощности. Сразу видно, что скорость виража - 350 км/ч, что совпадает с РЛЭ.
Следующее па:
остается определить, какой перегрузке соответствует эта точка. Делить равномерно диапазон между 3 и 3.5 g некорректно. Ордината точки кривой для одного и того же Cy меняется по закону g^1.5. Так вот, если проделать расчет, выясняется, что перегрузка, соответствующая этой точке, не более 3.15, в лучшем случае 3.20.
Или 20.8 с....
Вот так и получается, когда правая рука (писавшая таблицы) не знает, что в этот момент делала левая.

[Benetnash]

Отлично!
Для полной ясности теперь остаётся только доказать, насколько эти диаграммы соответствовали реальным показателям?
На основании каких именно и чьих отчётов они были построены?
В книге наверняка даны ссылки на первоисточники.

[Benetnash]

А Фока без двигла всё-таки бревно

[Yo-Yo]

Небольшое уточнение касаемо индуктивного сопротивления:
Индуктивное сопротивление самолёта обратнопропорционально удлинению крыла в первой степени и прямопропорционально КВАДРАТУ подъёмной силы.
А теперь посмотрим и сравним
Як 3 масса 2695 кг, удлинение 5,64
FW 109 A5 масса 4106 кг (спасибо за Hammer за корректировку), удлинение 6,04
5,64/6,04*(4106/2695)**2=2,167 раза
Получается, что индуктивное сопротивление FW 109 A5 по сравнению с Як 3 больше, чем в два раза по абсолютной величине.

Замечательно... но вообще-то имеет смысл сравнивать именно аэродинамические коэффициенты. Иначе какой-нибудь дельтаплан окажется на порядки более совершенными, чем Ил-62...

[Yo-Yo]

Отлично!
Для полной ясности теперь остаётся только доказать, насколько эти диаграммы соответствовали реальным показателям?
На основании каких именно и чьих отчётов они были построены?
В книге наверняка даны ссылки на первоисточники.

Что-то в этих первоисточниках ничего подобного не припомню... по Якам у Шаврова такой диаграммы не было. У Яковлева - тем более.
Остальное либо до 44 года, либо по тематике не очень...
Видимо, из неназванных источников. Честно говорю, я к этой диаграмме руку не прикладывал

[Benetnash]

Замечательно... но вообще-то имеет смысл сравнивать именно аэродинамические коэффициенты. Иначе какой-нибудь дельтаплан окажется на порядки более совершенными, чем Ил-62...

В плане полёта без тяги и посадки вне полосы - безусловно

[Polar]

190 опасен в групповых боях за счет мощного вооружения и высокой скорости при использовании тактики hit&run. Любая попытка втянуться в маневренный бой на средних и малых скоростях для 190 закончится быстро и с весьма плачевным исходом.
Спит был отличным истребителем расчитаным на маневренный бой.
Но из за огромного крыла даже при достаточно хорошей аэродинамике скорость была весьма скромной тоже и с разгоном на пикировании.С A6M таже история фантастическая маневренность на малых и средних скоростях, но скромные скоростные показатели и слабый разгон на пикировании сводят их на нет, если противник имеет преимущества в них, и не отсупает от них вступая в маневренный бой.
Что наглядно и продемонстрировали P-38 F6F и F4U.

Сравнение не очень адекватное, ибо Спит9, да и VLF уступали 190 по скорости незначительно, и далеко не во всем диапазоне высот. А6м проигрывал по скорости своим визави гораздо больше.
Плюс высотные характеристики Спита и А6М менялись сильно по разному, скажем так.
В чем неоспоримо превосходство 190 - разгон на пикировании. run у него получался замечательно.
А вот hit - только в том случае если к началу боя 190 имел изрядный запас высоты. В 42 году они имели такую возможность - статичная линия фронта, посты станционарных РЛС, возможность выбирать условия боя - и все было для немцев шоколадно.
А в 44-м году все уже было по другому.

[Polar]

Ну дык заметь, я ж написал - "отмечено в отчете". Не более и не менее.
Тут ведь не о том имел кто проблемы с Фоками или не имел, а об объективных показателях испытаний. Да и американские отчеты о том же говорят. А именно, в данном случае, о том что слухи о "бревне" несколько преувеличены.

PS. А то, что "девятка" (с увеличением наддува) стала постоянно превосходить "Фоки" - я и не спорю. Ну и вообще, ты ж помнишь, я вовсе не сторонник восторженных взглядов на "Фоку". Просто привел запрошенный отчет об испытаниях.

[RB]

Треки в cтудию !!!

В реале, если постоянно брать РУС плавно на себя при пересечении значения экономической скорости самолёт сначало начнёт просаживаться по траектории, если пилот грамотный, возможно удасться вывести на режим парашютирования, а иначе либо кувыркнётся или клюнет, как Ла. В симе нет этой просадки, если продолжать тянуть РУС, просто валится или сразу переходит на парашютирование.

И на многих самолетах вы делали подобные эксперименты в реальности? По описанию это мне напоминает только один самолет Цессну..На других как рас валиться и очень резко. Например на A-36 Bonanza или SNJ.

[Benetnash]

И на многих самолетах вы делали подобные эксперименты в реальности? По описанию это мне напоминает только один самолет Цессну..На других как рас валиться и очень резко. Например на A-36 Bonanza или SNJ.

Як 52

[Hammer]

Вираж. Барабанная дробь... смотрим на пересечение линии Сy = 1 (Cy max = 1.2 в Калькуляторе брались именно эти значения, полученные из скорости сваливания) и линии располагаемой мощности. Сразу видно, что скорость виража - 350 км/ч, что совпадает с РЛЭ.
Следующее па:
остается определить, какой перегрузке соответствует эта точка. Делить равномерно диапазон между 3 и 3.5 g некорректно. Ордината точки кривой для одного и того же Cy меняется по закону g^1.5. Так вот, если проделать расчет, выясняется, что перегрузка, соответствующая этой точке, не более 3.15, в лучшем случае 3.20.
Или 20.8 с....

Одно замечание высота там не 1000м H=0 на рисунке.
И еще один момент
IMHO скорость в установишемся вираже можно получить опустив прямую
из точки пересечения N/G и Cy=1,2
Для Як-3 получается примерно 312км/ч
Учитывая его полетный вес 2670кг.
q=1,225
S=14,85
g=9,81
Можем получить перегрузку Ny=(Cy*q*S*V^2)/(2*m*g)=3,13g
Что дает нам радиус виража R=V^2/((Ny^2-1)^0,5*9,81)=259м
что дает время виража
t=2*Pi*R/V=18,77 сек
Учитывая что это высота 0 метров ничего удивительного, на 1000м будет как раз 21 сек.

[Hammer]

В чем неоспоримо превосходство 190 - разгон на пикировании. run у него получался замечательно.
А вот hit - только в том случае если к началу боя 190 имел изрядный запас высоты.

По поводу скоростей 190 это ниско и средневысотный истребитель на больших высотах спиты и мустанги его запинают
А у земли Спит9 LF (Merlin 66) скорость 535км/ч у 190A-5 560 км/ч (согласно мануалу)

Ты IMHO примеряеш ТТХ для дуэльной ситуации. При групповом бое все может быть сильно по другому. Ситуация может быть как в случае
A6M vs F4F в дуэльной ситуации F4F скорей всего ничего не светит.
Но в свалке если F4F действуют согласовано севший на 6 A6M очень быстро оказывается под огнем другого F4F учитывая малую живучесть A6M и достаточно мощное вооружение F4F все будет очень быстро.
Аналогично и с 190 с его залпом достаточно на пересекающихся курсах
короткой очереди чтобы разобрать любой истребитель.
В общем если F4F не пытаются крутится а действуют согласовано
высокая маневренность A6M уже не так актуальна.
Обрати внимание что в отечественных наставлениях говорится о 190 как о действующих в основном на горизонтали в отличии от 109.

В 42 году они имели такую возможность - статичная линия фронта, посты станционарных РЛС, возможность выбирать условия боя - и все было для немцев шоколадно.
А в 44-м году все уже было по другому.

В 44-ом союзники имели уже и численное, а часто и качественное преимущество.

[Yo-Yo]

Одно замечание высота там не 1000м H=0 на рисунке.
И еще один момент
IMHO скорость в установишемся вираже можно получить опустив прямую
из точки пересечения N/G и Cy=1,2
Для Як-3 получается примерно 312км/ч
Учитывая его полетный вес 2670кг.
q=1,225
S=14,85
g=9,81
Можем получить перегрузку Ny=(Cy*q*S*V^2)/(2*m*g)=3,13g
Что дает нам радиус виража R=V^2/((Ny^2-1)^0,5*9,81)=259м
что дает время виража
t=2*Pi*R/V=18,77 сек
Учитывая что это высота 0 метров ничего удивительного, на 1000м будет как раз 21 сек.

Я могу согласится, что это теоретически предельное значение времени, но в реальных условиях выдержать полет на таком угле скорее всего не удастся. Любая турбулентность, любое малюсенькое скольжение и будет срыв, полубочка, вылет из виража и т.п. Не случайно у Пышнова используется 0.85 Cy max. И потом: не случайно в РЛЭ написано 350 км/ч.

[Yo-Yo]

И на многих самолетах вы делали подобные эксперименты в реальности? По описанию это мне напоминает только один самолет Цессну..На других как рас валиться и очень резко. Например на A-36 Bonanza или SNJ.

Еще добавлю, что при пересечении экономической скорости при взятии РУС на себя НЕ БУДЕТ просадки по траектории, т.к. подъемной силы вполне хватает для гор. полета. Просадка (парашютирование) начнется по достижение УА, соответствующего Cy max. Другое дело, что падение скорости на вторых режимах может быть достаточно быстрым и в связи с тем, что граница вторых режимов может проходить недалеко от скорости сваливания пилоту может показаться, что сваливание началось сразу после пересечения этой границы.

[Hammer]

5,64/6,04*(4106/2695)**2=2,167 раза
Получается, что индуктивное сопротивление FW 109 A5 по сравнению с Як 3 больше, чем в два раза по абсолютной величине.

Cx безразмерный коэффициент но он приведен к площади крыла.
Поэтому для получения абсолютных величин нужно его соотносить с площадью крыла соответсвующего самолета. Масса в данном случае совершенно ни причем.

Больше именно по причине большей массы FW, чем у Як 3 (а значит и большей потребной подъёмной силы) и это не компенсируется даже большим, чем у Як удлинением.

Т.е. движку FW приходится бороться не только с большим, чем у Як лобовым сопротивлением, но и с большим почти в два раза индуктивным сопротивлением. Резонно, что если тягу обрубить, FW должен в горизонте терять скорость намного интенсивнее, чем Як - отсюда и рекомендации пилотам FW бороться за жизнь, а не за машину, т.к. на вынужденной без тяги аэродинамика у него никакая.

Беда в том что вы пытаетесь делать выводы только на умозрительных построениях в пошаговом режиме, что чаще всего в случае взаимодействия многих факторов малоприменимо.
И в этом случае очень легко попасть в логическую ловушку типа той про
обгон Ахилесом черепахи.
Но вернемся к нашим баранам.
Применительно к данному случаю одинаковое значение Cy при прямолиненом полете у Як-3 и 190 будет на разных скоростях.
У 190 эта скорость будет выше плюс площадь крыла у него больше.
Отсюда и абсолютные величины сопротивления будут разные.
Кроме того и скорости с наименьшим его значением будут разные у 190 эта скорость будет несколько выше хоть и не сильно.
Вот отсюда и разница в абсолютных величинах
Расчетное наименьшее сопротивление для
Як-3 2152Н на скорости 268 км/ч
Fw.190A-5 3358Н на скорости 290км/ч

[Hammer]

Я могу согласится, что это теоретически предельное значение времени, но в реальных условиях выдержать полет на таком угле скорее всего не удастся. Любая турбулентность, любое малюсенькое скольжение и будет срыв, полубочка, вылет из виража и т.п. Не случайно у Пышнова используется 0.85 Cy max. И потом: не случайно в РЛЭ написано 350 км/ч.

В смысле 1,2 больше Cyдоп ?
Помоему вполне реальное значение с учетом влияния обтекания крыла струей от винта на этиз скоростях.

Например расчетное значение Cyдоп для данных по SpitIX полученых на испытаниях при взлетном 3292кг
и вираже радиусом 235м и времени 17,5 сек получается 1,18
Тоже для Bf.109G-2 290м и 20 сек вираже Cyдоп=1,24

Для Ла-7 расчетный Cyдоп 1,18 и 1,24 для левого и правого виражей.

Хотя насчет 350 км/ч в РЛЭ сказать ничего не могу

[Yo-Yo]

В смысле 1,2 больше Cyдоп ?
Помоему вполне реальное значение с учетом влияния обтекания крыла струей от винта на этиз скоростях.

Например расчетное значение Cyдоп для данных по SpitIX полученых на испытаниях при взлетном 3292кг
и вираже радиусом 235м и времени 17,5 сек получается 1,18
Тоже для Bf.109G-2 290м и 20 сек вираже Cyдоп=1,24

Для Ла-7 расчетный Cyдоп 1,18 и 1,24 для левого и правого виражей.

Хотя насчет 350 км/ч в РЛЭ сказать ничего не могу

Насчет обдува на скорости 350 км/ч - не думаю, что это сильно увеличит Су (а что такое доп?). Прирост скорости в струе на уровне крыла 7-8 м/с на этой скорости, причем обдувается центроплан, т.е. малая часть площади.

Ла-7 имел предкрылки.

[Hammer]

Насчет обдува на скорости 350 км/ч - не думаю, что это сильно увеличит Су (а что такое доп?). Прирост скорости в струе на уровне крыла 7-8 м/с на этой скорости, причем обдувается центроплан, т.е. малая часть площади.

Cyдоп Cy допустимое или 0,85Cymax
Ивестный ресурс по спитам
http://www.fourthfightergroup.com/ea...pit109turn.gif

Обрати внимание на Clmax у спита при 6g Clmax=1,38
Чтоб при таком Clmax и указаном весе 6000lb получить 6g
нужно разогнаться почти до 400км/ч

Для 109E-3
аналогично при 6g Clmax=1,44
скорость нужна порядка 437км/ч

При скорости сваливания 1g Сlmax доходит до значений 1,87 для спита и
1,95 для 109E-3


Установившийся вираж у обоих при перегрузке около 3g
Clmax 1,45 и 1,48 соответственно.
Т.е
Сyдоп для спита 1,23
и для 109E 1,258

Ла-7 имел предкрылки.

Предкрылки IMHO особого прироста не дают побольшей части дают большую устойчивости на малых скоростях если конечно работают правильно.

Кстати по поводу РЛЭ там для виража указаны параметры скорост 350-360 по прибору крен 65-70 градусов.
Если судить по крену перегрузка максимум 2,75g
Если пересчитать скорость 350км/ч на 1 км в истинную 373км/ч
что при известной перегрузке дает следующий вираж
радиус 427 м
и время 25,9 сек.
Многовато для пределного по времени и радиусу виража.
Хотя в РЛЭ вообще и не говорится что это предельный вираж.

[Gugens]

Прям читаю и слезы текут.
Какой фока хороший самалет, и качество аэродинамическое, и фигуры высшего пилотажа, и спиты боялись, и скорость максимальная огого, ну вооружение ясное дело.
а як3 тот вообще какойто некачественный на ее фоне.

Не остонавлевайтесь господа, не остонавливайтесь!

[Hax-Hax]

Прям читаю и слезы текут.
Какой фока хороший самалет, и качество аэродинамическое, и фигуры высшего пилотажа, и спиты боялись, и скорость максимальная огого, ну вооружение ясное дело.
а як3 тот вообще какойто некачественный на ее фоне.

Не остонавлевайтесь господа, не остонавливайтесь!

Одно её подводит, пушки не назад, а вперед повернуты))))))))

[MG-13]

Насчет обдува на скорости 350 км/ч - не думаю, что это сильно увеличит Су (а что такое доп?)...

Исходя из того, что вы не знаете, что такое Су доп, можно предположить, что вы никогда не работали в авиапромышленности и не имели отношения к проектированию авиационной техники. Я угадал? Если да, то тогда откуда весьма обширные познания в аэродинамике? Если, конечно, это не секрет. Или я вообще все неправильно понял?..

[Yo-Yo]

Cyдоп Cy допустимое или 0,85Cymax
Ивестный ресурс по спитам
http://www.fourthfightergroup.com/ea...pit109turn.gif

Обрати внимание на Clmax у спита при 6g Clmax=1,38
Чтоб при таком Clmax и указаном весе 6000lb получить 6g
нужно разогнаться почти до 400км/ч

Для 109E-3
аналогично при 6g Clmax=1,44
скорость нужна порядка 437км/ч

При скорости сваливания 1g Сlmax доходит до значений 1,87 для спита и
1,95 для 109E-3


Установившийся вираж у обоих при перегрузке около 3g
Clmax 1,45 и 1,48 соответственно.
Т.е
Сyдоп для спита 1,23
и для 109E 1,258



Предкрылки IMHO особого прироста не дают побольшей части дают большую устойчивсот на малых скоростях если конечно работают правильно.

Я знаю эти диаграммы. При 1 же скорость сваливания Спита 140 км/ч, т.е. 39 м/с. Индуктивная же скорость на крыле (добавка от струи) 25-26 м/с. Немудрено. Так что УНВП...

Предкрылки именно дают увеличение Су за счет продления линейной части зависимости на бОльшие УА.

[Hammer]

Я знаю эти диаграммы. При 1 же скорость сваливания Спита 140 км/ч, т.е. 39 м/с. Индуктивная же скорость на крыле (добавка от струи) 25-26 м/с. Немудрено. Так что УНВП...

Естественно Cymax =1,87 а при 6g Cymax=1,34.
Но все равно больше чем 1,29 что полагается для профиля NACA 2212
чт оу Спита (для планера наверняка будет еще меньше)

Предкрылки именно дают увеличение Су за счет продления линейной части зависимости на бОльшие УА.

В смысле скажем всместо Cy доп=0,8Cymax при наличии предкрылков будет Cy доп=0,85Cymax ?