Shturman - full-real навигация + калькулятор бомбера

[Мотылёк]

От чего зависит граничная скорость, на которой график переламывается (в районе 300 км/ч)? Она постоянна для определенного конкретного бомбера или меняется в пределах самолета? Очевидно, приходится подставлять две функции для вычисления УТ: слева от переломной точки, и справа.

Вроде не может, весь его облазил нигде не нашел.

На построенном графике LMB -> добавить линию тренда -> закладка "параметры" -> показывать уравнение на диаграмме
В закладке "Тип" указываешь степень полинома. Вот только тригонометричкские функции эксель не знает - только линейную, степенную, показательную, экспоненциальную и полином.

[Borneo]

От чего зависит граничная скорость, на которой график переламывается (в районе 300 км/ч)? Она постоянна для определенного конкретного бомбера или меняется в пределах самолета? Очевидно, приходится подставлять две функции для вычисления УТ: слева от переломной точки, и справа.

В реальной жизни смещение графика влево-вправо вызывает изменение массы. Вверх-вниз и наклон графика это крыло, его форма в плане, профиле, удлинение, удельная нагрузка и т.д. В игре у всех бомберов наклон абсолютно одинаковый, следовательно мы все летаем на одинаковых самолетах. Различна только масса, площадь крыла и мощность силовой установки. Граничная скорость, это скорее всего игровая фенечка. Автопилот сам начинает уменьшать угол атаки на определенной скорости, чтобы не выйти на режим сваливания. ИМХО такого в ВОВ не было. Эта скорость как и весь график смещается при изменении массы (выработке топлива) по линейному закону. У разных самолетов она естественно различна. С экселем сейчас попробую... Интересно, что нам скажет фирма Микрософт, по поводу этих зависимостей? С умножением коофициентов графики не сходятся, значит, тут умножение и сложение, а не 2 умножения, первый вариант был правильным, только с Арадо неувязочка...
ЗЫ: Все... Разобрался. Там это можно завязать на максимальную скорость. Т.е. у Арадо она больше и следовательно изменение коофициента должно происходить дольше. Получилось, все работает. Зависимость квадратичная, а коофициенты уменьшаются с 0.03 до 0.02 при росте скорости, поэтому приближено смотрится как прямая. Только как теперь объяснять народу про тесты самолетов не знаю... А с переломом графика в граничной точке решил просто менять знак коофициента и график пойдет вниз. Но на таких скоростях лучше не летать, поэтому в Штурмане сделал предупреждения о граничных режимах. Завтра попробую применить все это, если время будет...

[Er:YLF]

А вы пробовали искать зависимость в виде
УголТангажа=A+B/(V*V),
где V - скорость, A и B - константы?
Я попробовал для Пе-2, использовав прикреплённые экселевские файлы -
вроде бы, получается линейно интерполировать зависимость угла тангажа от квадрата обратной скорости.

Borneo, ты можешь выложить такие же экселевские файлы для арадо?
Просто самому интересно стало - что там с ним не так

[Borneo]

А вы пробовали искать зависимость в виде
УголТангажа=A+B/(V*V), где V - скорость, A и B - константы? Я попробовал для Пе-2, использовав прикреплённые экселевские файлы -
вроде бы, получается линейно интерполировать зависимость угла тангажа от квадрата обратной скорости. Borneo, ты можешь выложить такие же экселевские файлы для арадо? Просто самому интересно стало - что там с ним не так

У него просто диапазон скоростей больше, из-за реактивных движков. Поэтому на скоростях 490 и более мой график опять расходится. Я просто увеличил диапазон изменения коофициента и все заработало. Твою функцию я пробовал, что-то мне она не понравилась, сейчас повнимательней ее рассмотрю. Может, что путное выйдет. Арадо я выкладывал выше, сейчас посмотрю... Вот здесь: http://www.sukhoi.ru/forum/showpost....&postcount=492
PS: Попробовал твою функцию, вроде правда работает... Сравню с квадратичной и выберу ту, что точнее... И квадратичная в плане коофициентов, удобней. Но на первом месте стоит точность!

Я так понял, что это график для полета на автомате горизонта? Я так понимаю, что правее точки перегиба автомат уменьшает угол атаки, но при этом самолет начинает снижаться. Точка - гранца вторых режимов?..По графикам - "будем посмотреть".

Да, это данные которые писались прогой UDPGraph, при изменении скорости от минимальной до максимальной. Граница вторых режимов для Пе-2 будет где-то на скоростях 200-250, а не 300. Граничная точка это просто игровая фенька, просто разрабы сделали ее тут и все! И на нее влияет отклонение триммера, в жизни граница 2-х режимов постоянна, если не менять конфигурацию крыла (закрылки, щитки, предкрылки, интерцепторы и т.д.) Наоборот, правее критической точки автомат уменьшает угол атаки для создания подъемной силы равной весу самолета, ведь при росте скорости она увеличивается. А левее критической точки, он уменьшает УА с целью предотвращения сваливания самолета, но получается дисбаланс Y<G и самолет начинает снижение. Да критическую точку автомата смотреть будем по данным с проги UDPGraph так ИМХО проще всего. Еще надо посмотреть как она себя ведет на различных высотах и картах... От массы зависимость вроде найдена, слава богу линейная. Изменяется только критическая скорость, УТмах остается постоянным.

[Er:YLF]

Для арадо, вроде бы, тоже зависимость УТ от 1/v^2 получается линейной:

[Borneo]

Для арадо, вроде бы, тоже зависимость УТ от 1/v^2 получается линейной:

Ага... Сходится. И она наиболее точная. Посмотрим как для других загрузок и самолетов. Попробуй еще глянуть как смещается график при разном топливе. Просто в сторону, или у него меняется угол наклона? Я сейчас в Брянске. Обратно на следующей неделе поеду.

[Er:YLF]

Попробуй еще глянуть как смещается график при разном топливе. Просто в сторону, или у него меняется угол наклона?

Попробовал на примере G4M1 (см. вложенние).
По идее, если УТ=B/v**2+A, то коэффициент B должен быть прямо пропорционален массе самолёта, а коэффициент A должен представлять из себя угол тангажа, при котором крыло самолёта создаёт нулевую подъёмную силу (т. е. должен являться характеристикой самолёта и не зависеть от высоты, скорости и массы).
Но это если считать, что Fподъёмн=Ro * fподъёмн(альфа) * Vист**2,
где Ro - плотность воздуха,
альфа - угол атаки.
Но судя по графикам, в иле используется более близкая к реальности формула.
Может кто подскажет, как, по современным представлениям аэродинамики должна выглядеть зависимость Fподъёмн(альфа, Vист)?

[Borneo]

Попробовал на примере G4M1 (см. вложенние).
По идее, если УТ=B/v**2+A, то коэффициент B должен быть прямо пропорционален массе самолёта, а коэффициент A должен представлять из себя угол тангажа, при котором крыло самолёта создаёт нулевую подъёмную силу (т. е. должен являться характеристикой самолёта и не зависеть от высоты, скорости и массы).
Но это если считать, что Fподъёмн=Ro * fподъёмн(альфа) * Vист**2,
где Ro - плотность воздуха,
альфа - угол атаки.
Но судя по графикам, в иле используется более близкая к реальности формула.
Может кто подскажет, как, по современным представлениям аэродинамики должна выглядеть зависимость Fподъёмн(альфа, Vист)?

Не... В реале по другому все. Приеду домой скину сканы графиков. Зависимость Y от альфа, линейная до альфа тряски. Потом она искривляется. Формула такая: Су=Су по альфа*(альфа тек-альфа нулевой подъемной силы). Су по альфа это производная Су по углам атаки. Поляра крыла (зависимость Су от Сх) вообще выводится эмпирически в результате продувок в аэродинамической трубе. Уравнение поляры такое: Сх=АСу^2. Где А - это коофициент индуктивности или коофициент отвала поляры. В игре заменили это зависимостями наиболее похожими на реальные. Графики посмотрел. Супер! Смотри личку...

[Er:YLF]

Не... В реале по другому все. ...

Да я понимаю, что в реале всё сложнее, и экстраполировать полученные зависимости в область бесконечных скоростей, как это сделал я, мягко говоря, некорректно.
Но, пока, рабочая гипотеза о том, что
Fподъёмн=Ro * fподъёмн(альфа) * Vист**2
и что fподъёмн(альфа) в игре задана таблично с линейной интерполяцией между точками, вполне пригодна для наших целй.
У нас ведь альфа изменяется в пределах 2&#176;-3&#176;.

Сейчас (начитавшись http://aeroclub.msk.ru/class/aerodyn/AD_Toc.HTM)
принял, что Fподъёмн=Ro * fподъёмн(альфа) * Vист**2 / sqrt(1-M**2).
И получилось, что если искать зависимость в виде УТ=B*sqrt(1-M**2)/Vприб**2+A,
где M=Vист/C, C - скорость звука,
то, по предварительным прикидкам, получается, что A не зависит ни от высоты ни от массы самолёта,
а B зависит только от массы.
Причём наилучшее совпадение графиков, построенных для разных высот, получается, если считать что скорость звука не зависит от высоты.

При пересчёте Vприб -> Vист пока считаю, что T0=15 &#176;C, P0=760 мм рт. ст.
Borneo, на какой карте ты летал, когда создавал выложенные на форуме таблицы для G4M1, арадо и пе-2?