Обидно за Як-и, или неверное моделирование от MG.

[Yo-Yo]

У истребителей что в ВМВ, что современных очень большой запас тяги, в отличии от транспортников, в аэродинамике которых вы видимо разбираетесь.

Borneo может быть знает это только для какого-то ОДНОГО конкретного типа самолета, у которого СЛУЧАЙНО в силу определенного характера прохождения кривых располагаемых/потребных тяг эти скорости оказались близки. И ощибочно распространяет на все типы самолетов.

[Borneo]

Я в отличии от вас не "ренген", "насквозь" не вижу, и вообще от книжек где всё на картинках нарисовано уже отвык, а считается запас тяги исходя из поляры элементарно, рис. 24 и рис.25 в Пышнове, если сами посчитать не можете - могу рассказать как это делается по поляре и кривой мощности.

На рисунке 24 я поляры не увидел. Может у меня что не прогрузилось из-за слабого интернета... Приаттачь пожалуйста поляру, где ты ее там разглядел на 24 рис?

Я ведь уже четко сказал что в Пышнове есть поляра, зачем бредить про профильные и индуктыные сопротивления, естественно я брал Cx c неё.

Какой номер рисунка с полярой И-16? На 24 рисунке у меня ее нет... Я тоже хочу посмотреть Сх для И-16...

Я это всё уже 4 года назад внимательнейшим образом и разглядывал и обсуждал со специалистами, так что никаких открытий меня там не ждёт, в отличии от вас.

Ага... Только вот от моих слов о том, что при уменьшении скорости у самолетов растет сопротивление, ты до сих пор с открытым ртом ходишь...

Повторяю ещё один раз - я его нигде не разглядывал.
Запас тяги примитично считается по формулам от поляры и кривой тяги, формулы объяснить ? (хотя если вы действительно пилот вы их конечно знаете, но мне не сложно на самом деле )

Не надо объяснять... Я просто поляры там не увидел самолета И-16. На каком они рисунке? На 24-м их нет...

Глупо подставляетесь.
Возмем простейший пример - Су-27, полетный вес 22500 кг, из них, кстати, 5270 кг горючего, форсажная тяга АЛ-31Ф - 12500 кг, там их два стоит, так что против 25000 кг тяги имеем 22500 кг веса.
Тяговооруженность больше единицы, на малой высоте оно может летать без крыльев вертикально вверх, если газовые рули для стабилизации поставить.
А теперь расскажите мне, как у Су-27, "скорость минимально потребной мощности для ГП" равна ли "минимальной скорости полета" или нет, и кто здесь из нас двоих идиот, причем упорный.

Я для тебя надеюсь не сделаю открытие, когда скажу, что Су-27 во времена ВОВ не летали? http://www.sukhoi.ru/forum/showpost....postcount=1217 Я разговор веду только про винтовые самолеты с ПД.

[Borneo]

Неверно.
Кривые Жуковского для перегрузок, не равных 1, деформируются:
кривые потребных тяг для определенного значения перегрузки получаются из кривой потребной тяги для единичной перегрузки путем умножения абсциссы любой ее точки на (ny)1/2 и ординаты – на ny.

Можно просто сказать, смещаются вверх..

Если рассматривать самолеты с винтовым движителем или с ТРДД с большой степенью двухконтурности, для которых характерно снижение тяги по скорости, то для них предельный вираж выполняется на скорости, на которой пересекаются линии предельных виражей по Альфа доп и по тяге. Т.е., в любом случае такой вираж идет на максимальном угле атаки. Скорость же его впрямую зависит от мощности (тяги)располагаемой, поэтому привязывать ее к характеристике кривой потребной тяги - некорректно в принципе.

А я и не привязывал к тяге... Я к потребной мощности привязал.

[Borneo]

Borneo может быть знает это только для какого-то ОДНОГО конкретного типа самолета, у которого СЛУЧАЙНО в силу определенного характера прохождения кривых располагаемых/потребных тяг эти скорости оказались близки. И ощибочно распространяет на все типы самолетов.

Дык... я же не спорю! Покажите мне график другого самолета с ПД, где это не так, я сразу соглашусь!

[Valabuev]

Ну так я ж не говорил что в этом маневре перегрузка была 5, поэтому не надо кричать и ставить множественные знаки восклицания

Я просто продемонстрировал что говорить про 30% маневрирования на скоростях около 150 км/ч в данном случае некорректно.

...

А, понял Вы из тех вирпилов, которые уверены что им бы в 41 год - он бы детишек Харманнов и Покрышкиных научилы бы отжимать по полной программе, при налёте-то своём гиганском вирпильском в мега-реалистичный имитатор


...

про "некорректно" - принял.

про - "А, понял..." - шлабы ты бабушка в билиотеку с такими выводами...

[Yo-Yo]

Можно просто сказать, смещаются вверх..

А я и не привязывал к тяге... Я к потребной мощности привязал.

Вообще-то ВВЕРХ И ВПРАВО. При этом еще и ДЕФОРМИРУЯСЬ. Так что...

А это МОНоФИГСТВЕННО. Вторая получается из первой просто путем умножения на V. Т.е. на аргумент. Т.е. они ЖЕСТКО связаны друг с другом. Речь не о том, МОЩНОСТИ или ТЯГИ, а ПОТРЕБНОЙ и ПОТРЕБНОЙ вместе с РАСПОЛАГАЕМОЙ. Чувствуется разница?

Вопрос на засыпку: Поскольку скорость экономическая зависит только от планера самолета и не зависит от мощности двигателя, то по Вашей логике получается, что скорость предельного виража также от мощности двигателя не зависит. А это , согласитесь, уже нонсенс...

[Borneo]

Вообще-то ВВЕРХ И ВПРАВО. При этом еще и ДЕФОРМИРУЯСЬ. Так что...

Так что, угол атаки не меняется. Просто при росте перегрузки требуется большая скорость на том же угле атаки...

А это МОНоФИГСТВЕННО. Вторая получается из первой просто путем умножения на V. Т.е. на аргумент. Т.е. они ЖЕСТКО связаны друг с другом. Речь не о том, МОЩНОСТИ или ТЯГИ, а ПОТРЕБНОЙ и ПОТРЕБНОЙ вместе с РАСПОЛАГАЕМОЙ. Чувствуется разница?

Интересно... вот... А на какой скорости по твоему летает самолет на теоритическом потолке?

Вопрос на засыпку: Поскольку скорость экономическая зависит только от планера самолета и не зависит от мощности двигателя, то по Вашей логике получается, что скорость предельного виража также от мощности двигателя не зависит. А это , согласитесь, уже нонсенс...

Для меня это не кажется нонсенсом... Просто будут получаться разные радиусы/время виража, но они будут всегда минимальны на данном режиме работы двигателя. И этот нонсенс происходит каждый раз! Мы ведь не весь полет на взлетном режиме гоняем... А то что для уменьшения радиуса/времени предельного виража самолеты ВОВ поддавали газу как раз и говорит о том, что им мощи не хватало...

[Yo-Yo]

Так что, угол атаки не меняется. Просто при росте перегрузки требуется большая скорость на том же угле атаки...

Интересно... вот... А на какой скорости по твоему летает самолет на теоритическом потолке?

Для меня это не кажется нонсенсом... Просто будут получаться разные радиусы/время виража, но они будут всегда минимальны на данном режиме работы двигателя. И этот нонсенс происходит каждый раз! Мы ведь не весь полет на взлетном режиме гоняем... А то что для уменьшения радиуса/времени предельного виража самолеты ВОВ поддавали газу как раз и говорит о том, что им мощи не хватало...

На наивыгоднейшей. На границе между первыми и вторыми режимами.


... Скорость этих виражей на разных режимах будет РАЗНОЙ.
Вот представь себе две кривые для винтовых (или ТРДД) самолетов: одна - это время виража от скорости при заданном УА, к примеру, УА доп. Она, по определению, есть спадающая (до достижения ny max) кривая. А есть, наоборот, кривая для предельного по тяге виража. Она - растущая. ТОчка их пересечения и дает МИНИМАЛЬНОЕ время уст. виража.

Уменьшим мощность - вторая кривая ползет вверх, точка пересечения - вверх ВЛЕВО, т.е. растет время виража и падает скорость. Увеличиваем - ползет вниз и вправо.

[nik406]

RoyalFlush!


я вспомнил несколько источников в интернете, из которых, помимо всего прочего, появляются бустерные махалеты.

использование дайвфлепс для выигрывания угла.
скорее, всего Вы это читали.

"The P-38J25-LO and P-38L's were terrific. Roll Rate? Ha! Nothing would roll faster. The dive recovery flaps ameliorated the "compressibility" (Mach limitation) of earlier Lightnings. An added benefit of the dive recovery flaps was their ability to pitch the nose 10-20 degrees "up" momentarily when trying to out turn the Luftwaffe's best, even when using the flap combat position on the selector. Of course the nose "pitch-up" resulted in increased aerodynamic drag, and must be used cautiously. High speed is generally preferred over low speed in combat situations. Properly flown, the Fowler flaps of the P-38 allowed very tight turning radius."

то, что можно было не юзать закрылки, а только щитки - оставим пока на моей совести. в качестве бреда.

вот еще линк

"WBL: Did you ever fly a P-38 with the dive recovery (compressibility) flaps (on late J's and all L's)? (If so, please comment on how they were used generally and in combat situations. How did they affect normal flight?

GG: Yes. We were approaching the speed of sound in a dive from high altitudes, and unless the pilot cut the power and started pulling out in time, the nose would start to tuck under, causing a loss of control. I later learned (from Lockheed's Chief Test Pilot) that many P-38 pilots lost their lives that way, mostly in training accidents. With the "L" model, Lockheed installed dive flaps under the wing tips to help us recover from those steep dives. What a wonderful invention. The dive flaps also made it possible for us to make a square turn in our P-38's."

вопрос - мог летчик лайтнинга (моделей, начиная с J25) использовать щитки для ведения боя на виражах?


далее - все радости (ну, почти все, автоматического радиатора нет и кое-чего другого) модели L на моделях J15.

во-первых - сбитый мальками транспортник.

"The complaints were relayed to the Lockheed factory, and design changes were incorporated in the P-38L. Prior to the arrival of the "L's" at Wormingford, many modification kits were shipped to Langford Lodge, North Ireland, for field modifications of the "J" model Lightning then arriving in the theater. Unfortunately, an early shipment aboard a DC-4 was lost at sea when the Brits shot the cargo plane from the sky. It took several months to replace the lost modification kits. Early P-38J-5-LO's were modified at Langford Lodge by the addition of the replacement kits. The kits added dive recovery flaps under the wings, outboard of the engines, and a 3000psi hydraulically boosted aileron system. The P-38L's were now coming down the production line with the aileron boost and "speed boards" installed."


с английским у меня не очень, но, подозреваю, что на J5 (если там не опечатка - J15) киты ставились после того, как самолет был сбит рафовцами, но не ясно были ли уже на твд J25.

и там же, но ближе к концу страницы -

"These were hydraulically boosted ailerons which decreased control forces by a factor of six, and electrically actuated dive flaps under the wings which cured the dive compressibility problems. The latter were fitted standard from the P-38J-25-LO, sadly almost all retrofit kits intended for earlier P-38J subtypes were lost in a friendly fire incident in early 1944, thereby delaying the introduction of this important modification to theatre units by several months. Curiously, the modification entered production as a kit in late 1943, yet was not incorporated into production aircraft for another six months, until the P-38J-25-LO, although some P-38J-10/15-LO aircraft were retrofitted in the field."

вопрос. на какой скорости производили лайтнинги штурмовку нашей колонны, как Вы думаете? 300 миль\час? 250 м\ч?
на какой скорости 07.11.44 вообще мог происходить бой?

вопрос. существовало ли ограничение у самолетов лайтнинг моделей G, H, J, L по использованию закрылков в боевом положении?

вопрос. представьте, что 07.11.44 в штурмовке и прикрытии учавствовали P38H. бустеров нет, щитков нет. есть только боевое положение закрылков. как Вы думаете, написали бы наши в отчете, что лайтнинги имеют превосходство на вираже над як9?

про чувствительность управления (при включенных бустерах) на малых скоростях тоже пока не помню где читал, поэтому - оставим в порядке моего бреда.

[Borneo]

На наивыгоднейшей. На границе между первыми и вторыми режимами.

На наивыгоднейшей, это для реактивных. У них и граница 1-2 режимов, тоже на ~Vнв...

... Скорость этих виражей на разных режимах будет РАЗНОЙ.
Вот представь себе две кривые для винтовых (или ТРДД) самолетов: одна - это время виража от скорости при заданном УА, к примеру, УА доп. Она, по определению, есть спадающая (до достижения ny max) кривая. А есть, наоборот, кривая для предельного по тяге виража. Она - растущая. ТОчка их пересечения и дает МИНИМАЛЬНОЕ время уст. виража.
Уменьшим мощность - вторая кривая ползет вверх, точка пересечения - вверх ВЛЕВО, т.е. растет время виража и падает скорость. Увеличиваем - ползет вниз и вправо.

Проблема заключается в том, что кривая предельного по тяге виража не совсем всегда растет... А растет она только на углах атаки больших наивыгоднейших... Поэтому, это еще бабушка надвое сказала, что куда ползет и в какую сторону...

[Yo-Yo]

ПРи чем тут реактивные и поршневые? Граница первых и вторых режимов определяется кривой ПОТРЕБНЫХ тяг (мощностей), а кривая располагаемой тяги (мощности) никаким боком тут не сидела. Вот планирование без двигателей, например?? Тут вообще располагаемая тяга = 0.
А (в который раз намекаю) ТРДД с большой двухконтурностью - это что, реактивный или поршневой?

У поршневых как раз кривая предельных по тяге виражей РАСТЕТ при уменьшении УА от УАдоп. Монотонно. Не надо забывать, что с уменьшением скорости растет не только сопротивление, но и тяга винта.

Пышнов и Бочкарев всем помогут...

[Borneo]

ПРи чем тут реактивные и поршневые? Граница первых и вторых режимов определяется кривой ПОТРЕБНЫХ тяг (мощностей), а кривая располагаемой тяги (мощности) никаким боком тут не сидела. Вот планирование без двигателей, например?? Тут вообще располагаемая тяга = 0.
А (в который раз намекаю) ТРДД с большой двухконтурностью - это что, реактивный или поршневой?

Реактивный.

У поршневых как раз кривая предельных по тяге виражей РАСТЕТ при уменьшении УА от УАдоп. Монотонно. Не надо забывать, что с уменьшением скорости растет не только сопротивление, но и тяга винта.

Это да, только вот УАдоп для них почему равен УАэк.

Пышнов и Бочкарев всем помогут...

Я освоил не один ЛА, и у меня скопилось дома много их практических аэродинамик по которым я сдавал зачеты. Так вот в них написано, что у винтовых самолетов предельный вираж выполняется на экономических углах атаки, а на реактивных на чуть меньших наивыгоднейших... Пока я не увижу графики которые показывают, что у винтовых самолетов это не так, я не поверю...

[SJack]

2 Борнео.
Как-то мне непонятно насчет экономических углов атаки. Если на той же скорости увеличить УА до предельно допустимого, мы однозначно получим бОльшую перегрузку. Ну а если тяги не хватает, чтобы компенсировать возросшее сопротивление - значит мы уже уперлись в ограничение по тяге, соответственно, предельный вираж нужно выполнять на меньшей скорости.
Или ты хочешь сказать, что вираж с экономическим углом атаки на некой скорости можно выполнить быстрее, чем с предельно допустимым углом атаки на некой меньшей скорости (на которой нам впритык хватает тяги)? Может быть так оно и есть, не спорю, тут считать надо.

[Yo-Yo]

Так вот в них написано, что у винтовых самолетов предельный вираж выполняется на экономических углах атаки, а на реактивных на чуть меньших наивыгоднейших... Пока я не увижу графики которые показывают, что у винтовых самолетов это не так, я не поверю...

Радиостанция НА БРОНЕТРАНСПОРТЕРЕ?

Кстати. На экономической скорости все-таки или на экономическом УА, как в предыдущем посте? Определиться бы... а это же совсем разные вещи при перегрузке > 1.

А насчет графиков для винтовых - это к Пышнову. Просто дать себе труд ВНИМАТЕЛЬНО прочитать одну-две главы.

[Borneo]

2 SJack & Yo-Yo
О! Я тут подумал... А может срыв потока на вираже происходит на экономическом угле атаки? Ведь под перегрузкой скорость растет на данном угле и следовательно числа Рейнольдса тоже...

[Yo-Yo]

Не множьте сущности без нужды...
(Бритва Оккама.)

[Borneo]

Не множьте сущности без нужды...
(Бритва Оккама.)

Ну я тогда не знаю... Ладно б если для одного самолета... А то ВО ВСЕХ УЧЕБНИКАХ написано что предельный крен на вираже достигается на экономическом угле атаки... Даже графики рисуют и формулы пишут в доказательство. Поэтому пока нет обратных данных для винтовых самолетов, остаюсь при своем мнении...

[Yo-Yo]

А попробуй задать себе вопрос: почему? И ответа не найдешь...

[Yo-Yo]

Ну я тогда не знаю... Ладно б если для одного самолета... А то ВО ВСЕХ УЧЕБНИКАХ написано что предельный крен на вираже достигается на экономическом угле атаки... Даже графики рисуют и формулы пишут в доказательство. Поэтому пока нет обратных данных для винтовых самолетов, остаюсь при своем мнении...

Ну вот тебе обратные:
http://www.lib.ru/NTL/AVIA/PISHNOW/pishnoff_183.gif

чтобы избавить от необходимости читать, могу сообщить, что ограничение в левой части - это ограничение по Cy доп = 0.85Cy max. Если посмотреть на поляры
http://www.lib.ru/NTL/AVIA/PISHNOW/pishnoff_178.gif
http://www.lib.ru/NTL/AVIA/PISHNOW/pishnoff_163.gif

то сразу станет понятно, что 0.85 cy max намного больше не только экономического, но и наивыгоднейшего угла.

Кстати, в той же работе видно, что для макс. угла атаки заметно некоторое ухудшение параметров виража. Поэтому я и писал везде "доп".

[Borneo]

А как ты на поляре определил экономический угол атаки? Про наивыгоднейший объяснять не надо...

[Yo-Yo]

Да просто... крейсерский меньше в 1.73, экономический - больше.

Для И-153 Су наив = 0.6, Су эк = 1.038, 0.85Су макс = 1.55*0.85 = 1.32.

[Borneo]

Да просто... крейсерский меньше в 1.73, экономический - больше.

А вот это уже интересно... Я такого способа не знал. А этот коофициент 1.73 он для всех самолетов, или только для И-16? ща попробую на других самолетах...

Для И-153 Су наив = 0.6, Су эк = 1.038, 0.85Су макс = 1.55*0.85 = 1.32.

Т.е. все равно, не на критическом угле с Су=1.55...

PS: Не получилось у меня с коофициентом 1.73... на всех самолетах он разный. Самый маленький 1.27... Как ты узнал, что он для И-16 равен 1.73?

[Yo-Yo]

Про критический не говорилось. Говорилось именно про доп.
1.73 - это из аппроксимации поляры параболой выводится чистой математикой. Корень из 3.
А 1.27 - это ты, случаем, не скорости сравнил?



Я, кажется, понял, как это объяснить на пальцах.

Как известно, в районе экономических УА кривая потребной мозности имеет экстремум, т.е. значение 1-ой производной там близко к нулю, иными словами - мощность сравнительно слабо меняется по скорости.

Предположим, что для некоего значения перегрузки n_y_0 мощность в точке с УА = эконом равна располагаемой. Если теперь НЕЗНАЧИТЕЛЬНО уменьшив перегрузку, перейти на кривую для n_y_1<n_y_0 , лежащую чуть ниже, точка пересечения с располагаемой мощностью перейдет левее.
А вот теперь следите за руками:
если при небольшом уменьшении перегрузки получается достаточно большое изменение скорости виража, тогда радиус и время уменьшаются и предельный вираж получается не на эконом УА.

Охх... в принципе, для квадратичной поляры можно написать аналитически функцию для времени виража по УА и ее продифференцировать. Но лень...

[Borneo]

Про критический не говорилось. Говорилось именно про доп.
1.73 - это из аппроксимации поляры параболой выводится чистой математикой. Корень из 3.
А 1.27 - это ты, случаем, не скорости сравнил?

Не-е.. Я просто брал кривые НЕЖ по мощностям, смотрел там УАэк. Потом на поляре смотрел его Су и делил на Су нв... У всех самолетов он оказался разным... Видно это потому что, у всех самолетов разные поляры.

Я, кажется, понял, как это объяснить на пальцах.

Как известно, в районе экономических УА кривая потребной мозности имеет экстремум, т.е. значение 1-ой производной там близко к нулю, иными словами - мощность сравнительно слабо меняется по скорости.

Предположим, что для некоего значения перегрузки n_y_0 мощность в точке с УА = эконом равна располагаемой. Если теперь НЕЗНАЧИТЕЛЬНО уменьшив перегрузку, перейти на кривую для n_y_1<n_y_0 , лежащую чуть ниже, точка пересечения с располагаемой мощностью перейдет левее.
А вот теперь следите за руками:
если при небольшом уменьшении перегрузки получается достаточно большое изменение скорости виража, тогда радиус и время уменьшаются и предельный вираж получается не на эконом УА.

Охх... в принципе, для квадратичной поляры можно написать аналитически функцию для времени виража по УА и ее продифференцировать. Но лень...

Но уменьшая перегрузку, мы уменьшаем и крен! Это ведь во всех учебниках написано: ny=1/cos(УК). А следовательно и увеличиваем радиус виража. Радиус, там уже по тангесу пойдет...

[Yo-Yo]

Радиус и время еще и от скорости зависят. А ny и скорость - переменные независимые.
Или уж совсем просто:

w = g*sqrt(n_y^2-1)/V

V изменилось больше, чем n_y. Что будет с w?