Физика и аэродинамика в БзС

[[I.B.]ViRUS]

 Да. касячок. Сх не учтён в запале.

 При Сх = 0.1 и К=10, при скорости 720км/ч можно получить 2.5т подъёмной силы с одного кв.м крыла.(а не 25т). 

 Что согласитесь тоже много.

з.ы. Разглагольствования  теоретические, без учёта многих факторов, которые не позволят получить эти 2.5т подъёмной силы с одного кв. м крыла при скорости 720 км/ч.

К=10 на такой скорости соответствует лихому виражу. В полете аэродинамическое качество в разы меньше, причем с увеличением скорости оно становится намного ближе к нулю. Аэродинамическое качество - функция от подъемной силы и сопротивления (их частное). При полете на больших скоростях углы атаки маленькие, коэффициент подъемной силы маленький, а вместе с ним и качество. Истребитель в отличае от бомбардировщиков и транспортников должен обеспечивать и высокую макс скорость (для того чтобы перехватывать бомберов, иметь преимущество над другими истребителями), и высокие маневренные характеристики (для противодействия вражеским истребителям); в режиме маневренного боя крыло должно обеспечивать высокую подъемную силу, максимальному коэффициенту подъемной силы на средних скоростях будет соответствовать предельная эксплуатационная перегрузка (для истребителя 9). Соответственно, на той же скорости горизонтального полета коэффициент подъемной силы будет в 9 раз меньше. Макс скорость будет еще выше, а вместе с ним и коэффициент подъемной силы. То есть, режим полета самолета-истребителя на макс. скорости происходит при крайне низком аэродинамическом качестве. Экономичные же режимы для истребителей соответствуют крайне небольшим скоростям (к примеру 250 км/ч по прибору для Лага), где угол атаки становится намного ближе к тому, при котором аэродинамическое качество самолета имеет максимальную величину.

Изменено 27 июня 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[SAS_47]

Нас уверяют, что на такой скорости можно получить перегрузку за 8 и сломать самолёт "как два пальца об асфальт".

Для 3 тонного истребителя  с площадью крыла 16 кв.м получим.

3т*8=24т 24/16= 1.5 т. подъёмной силы на 1кв.м. крыла.

 

Т

[[I.B.]ViRUS]

ну, во-первых, для истребителя максимальная перегрузка, являющаяся одним из расчетных случаев для определения прочности силовых элементов планера, в полтора раза выше эксплуатационной (1,5*9 = 13,5). Во вторых, при Cy = 1 (грубое значение максимальной величины коэффициента подъемной силы, максимальное значение колеблется от 1,3-1,6 в зависимости от профиля) подъемная сила составит чуть больше 39 тонн, то есть перегрузка составит около 13 единиц.

Изменено 27 июня 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[SAS_47]

Один нюанс.

Эксплуатационная перегрузка большинства истребителей 2МВ и после (Миг-15/21) 6-8.

При перегрузе (бомбы, дополнительный топливный бак) до 4.

Однако массового отлетания крыльев не наблюдается.

Изменено 27 июня 2014 пользователем SAS_47

[[I.B.]ViRUS]

потому и не наблюдается, что расчетная перегрузка (на которой разваливаются лонжероны) порядка 12-15.

[SAS_47]

потому и не наблюдается, что расчетная перегрузка (на которой разваливаются лонжероны) порядка 12-15.

 

Коэффициент запаса для крыла по РДК-43 для сухопутного самолёта 1.5 (металл), 1.6 (дерево).

12-да, 15-нет.

Изменено 27 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Кстати. В АФМ предусмотрен срыв на элеронах при макс. углах атаки.?

Типа. Крутишь вираж, перетянул ручку и кувырк бочку в противоположную сторону.

 

З.ы. Из описания МиГ-15.

Поведение самолёта на режиме макс. перегрузке качественно такое же как и на режиме на мин. скорости.

Изменено 27 июня 2014 пользователем SAS_47

[[I.B.]ViRUS]

 

 

Поведение самолёта на режиме макс. перегрузке качественно такое же как и на режиме на мин. скорости.

 

Это по памяти что ли, или кривая копикаста? Не понятный набор слов.

[SAS_47]

 

Это по памяти что ли, или кривая копикаста? Не понятный набор слов.

 

 

Нармальный набор. Там и там на  Су макс.

Соответственно и поведение похожее.

[SAS_47]

Ок! Значит то потребное усилие для выпуска щитка , что мы посчитаем эти методом, гарантированно откроет щиток (будет избыточно).

 

 Посадочные щитки Як-9.

 Все соединения - болты Ф6мм, Ст45, предел прочности 60-75кг/кв.мм

 ( И пневмоцилиндр к раме и тягам).

Изменено 27 июня 2014 пользователем SAS_47

[[I.B.]ViRUS]

Нармальный набор. Там и там на  Су макс.

Соответственно и поведение похожее.

можно предыдущую страницу. Сильно вырвано из контекста что имелось ввиду под "поведением самолета".

[SAS_47]

можно предыдущую страницу. Сильно вырвано из контекста что имелось ввиду под "поведением самолета".

 

 Добавлено.

[[I.B.]ViRUS]

Понятно стало более менее о чем речь. Поведение - имеется ввиду тряска, а не величина перегрузки.

В игре пока что советсткие самолеты не удается разрушить от перегрузки (по крайней мере я ни разу самолет не доводил до такого состояния, да и не ставил пока что такой цели), а вот мессеры (Г2-й) - крылья отваливались.

[=MG=Dooplet11]

 Посадочные щитки Як-9.

 Все соединения - болты Ф6мм, Ст45, предел прочности 60-75кг/кв.мм

 ( И пневмоцилиндр к раме и тягам).

Спасибо! Теперь понятно устройство шарового шарнира тандера. Теперь бы еще устройство пружинного замка где надыбать?

[=MG=Dooplet11]

С подачи ZoZo проанализировал устройство, провел расчеты по щиткам Яка. Сделал кое-какие выводы. Посмотрите, плиз, верные, или нет:

 

1.       Устройство и работа привода щитков Як ( на примере Як-9).

Привод щитков работает следующим образом:

Шток цилиндра(3) через качалку(5) и тягу(6)  толкает штангу(9), которая, в свою очередь, перемещаясь, через шаровый шарнир воздействует на тандер(10), закрепленный другим своим концом на лонжероне щитка(11) также посредством шарового шарнира. Тандер(10) отклоняет щиток(11) вверх или вниз, в зависимости от направления движения штока. При уборке щитков в крайнее верхнее положение срабатывает пружинный замок(4), фиксирующий щитки в убранном положении. Замок открывается при начале движения штока на открытие. Такая схема привода имеет большие потери при передаче усилия, этим обусловлено применение шарикоподшипников в муфте(7) и направляющих обоймах(8).

      2. Расчетная схема и расчетные формулы.

Кинематическая схема работы приведена на эскизе:

Обозначения элементов совпадают с обозначениями на рисунке выше.

Поскольку угол «гамма» изменяется в процессе работы механизма незначительно, для упрощения расчета принимаем его постоянным и равным 45 градусам. Отношение плеч цилиндра(3) и тяги (6) принимаем равным 1.

Отсюда проекция силы давления цилиндра направленная вдоль тандера(10) равна:

Ft=F*cos (бета)cos(гамма)=0,7* F*cos (бета),

 где F – сила давления цилиндра;

 Проекция силы Ft, направленна по нормали к щитку(11) равна:

Fn=0,7* Ft*sin (бета)=0,7*F*sin(бета)*cos(бета);

Из условия равновесия сил сила напора набегающего потока равна:

Fp=Fn*ctg(альфа)= 0,7*F*sin(бета)*cos(бета) *ctg(альфа);

Зависимость сила напора набегающего потока от скорости v , площади щитков S и угла отклонения щитков «альфа» выглядит следующим образом:

Fp=Сх*S*v*v*1,225*sin(альфа)/9,8*2;

Выразим отсюда F:

F= Cx*S*v*v*1,225*sin(альфа)*tg(альфа)/0,7*9,8*2* sin(бета)*cos(бета);

При этом «бета»=arcsin((h+c(альфа))/a) ; с(альфа)= d*sin(альфа);

Площадь щитков S=1,77м2; плечи (размеры требуют уточнения):

a= d/0,7,

d=0,162м,

h=0,05м;

 

Для расчета Сх на максимальном  угле отклонения щитков в 55 градусов, подставив известные из РЛЭ значения скорости 240 км/ч , усилие цилиндра 628 кг (при диаметре поршня 50мм и давлении 32 атмосферы), получим значение Сх=0,37.

Примем зависимость  Сх от угла «альфа как постоянную ( на самом деле Сх будет уменьшаться с уменьшением угла отклонения щитков,но это значит, что максимально возможная скорость для удержания щитков выпущенными на заданный угол будет больше).

расчет:

Расчет.zip

показывает, что во всем диапазоне скоростей вплоть до околозвуковых возможен выпуск щитков на угол не менее 15 градусов.

Зависимость возможного угла отклонения щитков от скорости полета показана на графике:

    3.Какие выводы с учетом схемы привода щитков и расчета:

3.1. По схеме. Данная схема привода управляется трехходовым краном.

-В положении "Выпуск" одна из полостей цилиндра сообщается с атмосферой, вторая с источником сжатого воздуха. При этом цилиндр выдвигает щитки до угла, при котором сила напора набегающего потока не уравновесит усилие на щитке, развиваемое цилиндром.

-В положении "Уборка" цилиндр убирает щиток принудительно, при этом полости цилиндра меняются местами по отношению к подводящей и дренирующей магистрали.

-В положении "Нейтраль" обе полости цилиндра сообщаются с дренирующей магистралью,магистраль высокого давления, подходящая к крану, заблокирована, щиток прижимается набегающим воздухом до установки на замок(4) .  Кстати, в рекомендациях НИИ ВВС по достижению максимальной скорости на Яке рекомендовалось перед вступлением в бой кратковременно поставить кран "на уборку", чтобы прижать щитки, которые отсасывались набегающим воздухом, т. е. и сам замок имел какой-то люфт, и кинематическая цепь какой-то упругий люфт имела. Кроме того, положение "Нейтраль" имело и еще один смысл, - таким образом сокращалось количество мест возможной утечки воздуха из магистрали высокого давления.

3.2.По расчету. Рассчитывал скорость, на которой при данной кинематической схеме усилие , развиваемое цилиндром Ф50мм, уравновесится напором набегающего потока. По расчету, цилиндр обеспечит выдвигание щитка на угол 55 градусов до скорости 240 км/ч. И выдвинет щиток на угол 15 градусов на скорости, как минимум, 855км/ч.

3.3. Боевое применение. Поскольку, в отличии от схемы с гидроприводом (ЛаГГ) или схемы с ручным приводом (Bf-109), которые самостопорятся  в любом промежуточном положении вне зависимости от скорости, схема с пневмоприводом из-за сжимаемости воздуха, не может обеспечить стопорение щитков в промежуточном положении, то щитки не могут быть использованы как элемент, улучшающий показатели времени виража. При выпуске щитков на скорости, например в 500 км/ч выход щитков приведет к снижению скорости, снижение скорости повлечет увеличение угла отклонения щитков (если кран продолжает находится в положении "Выпуск"), что будет приводить к дальнейшему уменьшению скорости вплоть до выхода щитков на максимальный угол. Таким образом , представляется возможным использование щитков как эффективного воздушного тормоза. При этом, исходя из расчета это возможно во всем диапазоне скоростей полета.

 

Это то, что дал анализ схемы и расчет.

 4.Тестирование работы щитков в игре продемонстрировало следующий порядок работы щитков:

Высота 1200м .На скорости 450 км/ч установил кран на «Выпуск», щитки не выходят, начал снижение скорости, щитки начинают выходить на скорости 290 и полностью выходят на 230-240 км/ч. Полностью дал наддув, щитки оставались выпущенными на максимальный угол до скорости 400 км/ч. Видимо щитки сточли на замке . Поскольку самолет даже в пологом пикировании больше не разгонялся, поставил кран в положение «Уборка», щитки убрались.

Среднее положение крана «Нейтраль» не реализовано. Поэтому уборку щитков набегающим потоком при данном положении крана проверить нет возможности.

5. Что ,ИМХО, неправильно в реализации работы посадочных щитков Яка:

5.1. Не реализовано положение крана «Нейтраль», которое присутствовало в конструкции и являлось необходимым элементом в схеме управления щитками и использовалось для плавной уборки щитков при взлете.

5.2.  Не реализовано поджатие щитков при увеличении скорости и установка щитков на угол ,соответствующий условию равновесия сил , при положении крана «Выпуск»

5.3   Пружинный замок запирает щитки в убранном положении, а не в выпущенном, как реализовано в игре.

[SAS_47]

Спасибо! Теперь понятно устройство шарового шарнира тандера. Теперь бы еще устройство пружинного замка где надыбать?

 

Замок щитков.

ТО Як-1. 42г.

Изменено 27 июня 2014 пользователем SAS_47

[=MG=Dooplet11]

Замок щитков.

ТО Як-1. 42г.

Спасибо еще раз. А может, сразу ссылку на это ТО? Будет третье спасибо!

[SAS_47]

Можно попробовать.

http://propjet.ucoz.ru/forum/2-71-6

[=MG=Dooplet11]

Спасибо! Скачал . Буду полистать на досуге.

[adzyga]

 Да. касячок. Сх не учтён в запале.

 При Сх = 0.1 и К=10, при скорости 720км/ч можно получить 2.5т подъёмной силы с одного кв.м крыла.(а не 25т). 

 Что согласитесь тоже много.

з.ы. Разглагольствования  теоретические, без учёта многих факторов, которые не позволят получить эти 2.5т подъёмной силы с одного кв. м крыла при скорости 720 км/ч.   

Где-то 1.0 - 1.5 т.

 

"Сх не учтен в запале" - Не Сх, а Су. И не просто "не учтен", а заменен К аэр. (?!)

 

PS.

С Каэр = 10 самоль летит на скоростях близких к V нв., а не 720 км/ч

[adzyga]

...в режиме маневренного боя крыло должно обеспечивать высокую подъемную силу, максимальному коэффициенту подъемной силы на средних скоростях будет соответствовать предельная эксплуатационная перегрузка (для истребителя 9).

 

Предельная эксплуатационная перегрузка достигается на скоростях близких к максимальным.

На средних скоростях мы выйдем на Су мах доп. (максимально допустимый) раньше, чем на

предельную перегрузку.

[SAS_47]

"Сх не учтен в запале" - Не Сх, а Су. И не просто "не учтен", а заменен К аэр. (?!)

 

PS.

С Каэр = 10 самоль летит на скоростях близких к V нв., а не 720 км/ч

 

Согласен на Су без Сх и К.

А какой макс Су и перегрузку можно получить на скорости 720км/ч на самолёте типа ФВ-190, Ла-5/7 с крылом NACA-230?

 

з.ы. Этот мой пост (с ошибкой) был к теме о неодходимой и достаточной площади крыла для полёта.

       Без уточнения других факторов (возможность управляемости при отломе части крыла). 

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Добавлено.

 

з.з.ы. Посчитать подъёмную силу  через К совсем не возбраняется.

 

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Предельная эксплуатационная перегрузка достигается на скоростях близких к максимальным.

На средних скоростях мы выйдем на Су мах доп. (максимально допустимый) раньше, чем на

предельную перегрузку.

 

И я уточню.

На графиках перегрузки МиГ-15 (выше) макс. перегрузка не на макс. скорости, а на скорости 700км/ч (+/-).

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[=MG=Dooplet11]

   Пока сейчас ездил, катал жену, пришел в голову пример модели работы посадочных щитков Яка .  Крышка багажника на газовых пружинах.  Один в один. Открем на стоянке ( посадочный режим щитков), она открылась и замерла на упоре. А теперь поедем  с набором скорости. Крышка ,раскачиваясь по куче разных причин, будет все же поджиматься потоком. Пока не закроется на замок. Если скорости хватит для этого

    А эта мысль  привела к следующим уточняющи выводам:  в игре реализация работы щитков яка выполнена через ж..., простите. В РЛЭ скорость выпуска щитков обозначена в 240 км/ч . РЛЭ  обычно говорят как надо делать, но почти всегда, в них не пишется почему, для облегчения запоминания информация минимизируется. Делай так и не рассуждай! Просто на этой скорости обеспечивался выход щитков на максимальный угол с запасом по усилию выпуска. Если же выпустить щитки на большей скорости, то при положении крана на "выпуск" мы получаем колебательный контур между усилием в цилиндре и  напором/тягой, попытка держать скорость постоянной приведет к раскачке, и не факт, что не на резонансных режимах. А это опасно. Поэтому и нет свидетельств использования щитков яка иначе, как на посадке. Пилоты знали устройство своего самолета, а кто не знал, те свидетельств не оставили. И еще. Наличие положения "Нейтраль"  имеет смысл. Запас сжатого воздуха в самолете получается отбором мощности компрессором на двигателе, и зачем его тратить на уборку, когда можно на халяву набегающим потоком убрать, надо только давление из полостей цилиндра стравить. И это плюс к тому, что с "нейтральным" положением уборка происходит плавнее, чем принудительное закрытие.  Но то , что щитки могли выйти и на 400, и на 500, и на 600, однозначно, вопрос , на какой угол  ( расчет в моем верхнем посте  на это приблизительно дает ответ), и с какими последствиями? А на это ответит просчет АФМ плюс расчет колебательного контура.  А пока в игре щитки Яка отображены неправильно, ИМХО.  Не по порядку управления, ни по порядку работы. 

[adzyga]

А какой макс Су и перегрузку можно получить на скорости 720км/ч на самолёте типа ФВ-190, Ла-5/7 с крылом NACA-230?

 

Вопрос я бы поставил несколько иначе:

Как определить предельно допустимую перегрузку при выполнении маневров на скорости 720 км/ч

без превышения Су мах. доп. (без срыва в штопор)?

 

Решить эту задачу можно двумя способами:

1. Зная минимально допустимую скорость горизонтального полета, значение предельной

перегрузки находим по формуле:

 

n = V маневра в квадрате  / V мин. доп. г.п. в квадрате.    (1)

 

 

2. Значение предельной перегрузки можно найти и по формуле:

 

n = Y маневра / G       (2)

 

подставив в ур. (2) Y г.п. вместо веса самолета (G) и произведя необходимые сокращения мы опять придем

к формуле (1)

 

Если нам не известна V мин. доп. г.п. конкретного самолета, нам придется определить её самостоятельно.

Для этого потребуются данные:

G - вес самолета

S - площадь крыла

Су мах. доп. 

 

Су мах. доп. = k*Су мах.

В различных источниках значение коэффициента (k) варьируется в пределах 0.85 - 0.95

 

Су мах. для набора профилей NACA-230 достигает значений 1.52 - 1.72

http://www.reaa.ru/yabbfiles/Attachments/naca230.PNG

Изменено 28 июня 2014 пользователем adzyga

[=MG=Dooplet11]

 

 

 

 

Получается, на лавке перегрузку можно получить побольше, т к V мин. доп. г.п у нее пониже ?

Изменено 28 июня 2014 пользователем =MG=Dooplet11

[DeadlyMercury]

Ответ был - тыц

[adzyga]

Аэродинамика сильнее механики.

 

Шутку оценил.

[adzyga]

Добавлено.

 

з.з.ы. Посчитать подъёмную силу  через К совсем не возбраняется.

 

Кто-то спорил?

Если хорошо постараться, то и правое ухо левой ногой почесать можно.

[=MG=Dooplet11]

Кстати, об этом писалось мною еще на прошлой неделе, комментариев от разработчиков по моему не было:   http://forum.il2sturmovik.ru/topic/1607-obsuzhdenie-68-j-chasti-dnevnikov-razrabotchika/?p=172832

 

Положение "Нейтраль" полезно не только тем, что приходится что-то тратить, но и тем, что при уходе на второй круг с набором скорости закрылки убираются сами, что уменьшает просадку самолета в связи с уменьшением подъемной силы при уборке закрылков.

Об этом и говорится в учебном фильме по Яку.

Ну как это не было ? именно там, чуть раньше,22-го в 00 с чем-то Хан ответил, что с чего мол вы взяли, что у крана щитков три положения и что это мы их учим, какое право имеем?

[[I.B.]ViRUS]

PS.

С Каэр = 10 самоль летит на скоростях близких к V нв., а не 720 км/ч

неверно. Вы путаете установившиеся режимы с динамическими. Самолет МОЖЕТ лететь на скорости 720 и иметь Cy=0,8 - дерните ручку резко, самолет выйдет на большой угол атаки, подъемная сила возрастет резко (а с ней и коэффициент), затем уменьшится ввиду развития отрыва.

[adzyga]

неверно. Вы путаете установившиеся режимы с динамическими. Самолет МОЖЕТ лететь на скорости 720 и иметь Cy=0,8 - дерните ручку резко, самолет выйдет на большой угол атаки, подъемная сила возрастет резко (а с ней и коэффициент), затем уменьшится ввиду развития отрыва.

 

Коэффициент аэродинамического качества - это характеристика аэродинамического совершенства самолета. И использовать его для оценки неустановившихся режимов полета нет необходимости. Для этого имеются другие параметры, вернее их производные, в системе дифференциальных уравнений управляющих функций описывающих движение летательных аппаратов по криволинейным траекториям. Вам ли этого не знать.   

А то, что SAS_47 перепутал Су и К аэр. и пытается сейчас с помощью достижений аэродинамической науки начала прошлого века доказать обратное - медицинский факт.

[SAS_47]

Су мах. для набора профилей NACA-230 достигает значений 1.52 - 1.72

http://www.reaa.ru/yabbfiles/Attachments/naca230.PNG

 

Очень замечательный Cу мах.

Правда он не учитывает удлинение крыла (около 5) и сжимаемости воздуха на скорости 720км/ч (М больше 0.4).

Что значительно уменьшает критический угол атаки и Су макс от указанного модельного.

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

 

А то, что SAS_47 перепутал Су и К аэр. и пытается сейчас с помощью достижений аэродинамической науки начала прошлого века доказать обратное - медицинский факт.

 

К= Су/Сх, следовательно имею полное право выразить Су=Сх*К.

 

Надеюсь это не запрещено в самой современной аэродинамике.

Вы очень однобоки и невнимательны. Это тоже медицинский факт.

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

 

 

Очень замечательный Cу мах.

Правда он не учитывает удлинение крыла (около 5) и сжимаемости воздуха на скорости 720км/ч (М больше 0.4).

Что значительно уменьшает критический угол атаки и Су макс от указанного модельного.

 

Задача решена в общем виде. Можете решать её для любых конкретных условий с любой

степенью точности или допущениями. Даже с учетом влияния света Луны на аэродинамическое качество.

Один вопрос. Почему в собственных расчетах Вы пренебрегли вышеперечисленными факторами?

 

PS.

"Всегда помните, что у вас никогда не будет второго шанса произвести первое впечатление."

[SAS_47]

Я далёк от идеала, ошибаюсь, короткое редактирование не даёт исправить помарки,

а также контрольные неточности для профи типа вас.

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Света Луны у меня нет, толко ЦАГИ 1973г. Прошлый век.

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

 

Скоростной напор при скорости 720 км/ч на уровне моря 2500 кгс/м.кв.

При к=10  25тонн подъёмной силы при крыле в 1м.кв.

----------------------------------------

К= Су/Сх, следовательно имею полное право выразить Су=Сх*К.

Надеюсь это не запрещено в самой современной аэродинамике.

 

Не крутите попой, Уважаемый!

 

"25 тонн подъёмной силы при крыле в 1м.кв." // - означает ни что иное как:

 

Y/S = 25 т.   или  Y = 25т.*S          (1)

 

Произведение скоростного напора (q = 2500 кгс/м.кв.) у Вас, умноженный на

аэродинамическое качество (К = 10) тоже равно 25 т.:

 

K*q = 25 т.            (2)

 

Подставив выражение (2) в формулу  (1) получим:

 

Y = K*q*S   (3)

 

А теперь вспомним формулу подъемной силы:

 

Y = Су*q*S  и сравним её с  формулой (3): Y = K*q*S

 

На месте Су у Вас оказалось аэродинамическое качество К:

 

К = Су

 

Приплыли. Занавес!

[adzyga]

Света Луны у меня нет, толко ЦАГИ 1973г. Прошлый век.

 

Без комментариев. Я все сказал.