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.Сообщение от Er:YLF
Ну и что же? Это губернатор острова Борнео? (с) Ильф & Петров
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...
Ну и что же? Это губернатор острова Борнео? (с) Ильф & Петров
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°-3°.
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 °C, P0=760 мм рт. ст.
Borneo, на какой карте ты летал, когда создавал выложенные на форуме таблицы для G4M1, арадо и пе-2?
Крайний раз редактировалось Er:YLF; 10.06.2007 в 03:54.
Все правильно, по большим изменениям альфа нам париться не стоит. Все равно автомат горизонта на них не даст летать. А до тех УА на которых начинает развиваеться срыв потока, зависимости можно экстраполировать, довольно точно. Коофициент А это УА нулевой подъемной силы, он зависит только от крыла. В - это масса и есть... При увеличении массы самолета, ему необходимо увеличить подъемную силу, чтобы уравновесить свой вес. Следовательно увеличить скорость при том же УА. Приеду обратно, попытаюсь обойтись без числа Маха. Скорости в принципе не такие уж большие... Летал на карте сетевая 11б. Там t0=17 °C, P0=744
Ну и что же? Это губернатор острова Борнео? (с) Ильф & Петров
Тут выяснилось (см. вложение), что учёт числа Маха приводит к независимости коэффициентов от высоты.
Т. е. , при тестировании бомбера, не нужно будет проводить несколько тестов с одинаковой загрузкой и разными высотами. А это позволит уменьшить количесто тестов вдвое.
Есть правда один нюанс:
например, для арадо надо учитывать зависимость скорости звука от высоты,
а для G4M1 - нет.
Так что пару тестов на разных высотах с одинаковой загрузкой всё же прийдется сделать.
Ваши права
Ответить с цитированием