Физика и аэродинамика в БзС

[SDV_ZoZo]

Центровка на истребителях при выработке топлива меняется?

[=TSG=Virun]

Разрабы неоднократно говорили что да.

[adzyga]

Центровка на истребителях при выработке топлива меняется?

 

Центровка зависит от положения центра масс (ЦМ) топлива относительно ЦМ самолета. Бывает, что ЦМ топлива  смещается в ту или иную сторону по мере его выработки.

[SDV_ZoZo]

Понятно. В итоге получается, что из-за смещения центровки в процессе выработки топлива. Снижение веса самолета по той же причине не всегда окажет влияние на улучшение его разгонных характеристик?

[adzyga]

Понятно. В итоге получается, что из-за смещения центровки в процессе выработки топлива. Снижение веса самолета по той же причине не всегда окажет влияние на улучшение его разгонных характеристик?

 

Влияние изменения центровки на разгонные характеристики, ИМХО, незначительно.

[SDV_ZoZo]

При уменьшении веса самолет способен лететь на той же скорости, но с меньшим углом атаки. Меньший угол атаки создает меньшее сопротивление и по логике должен улучшать разгонные характеристики. Но для удержания самолета в горизонтальном положении необходимо в зависимости от тенденции самолета к кабрированию или пикированию отклонять РВ. Если при изменении центровки угол отклонения РВ для удержания самолета в горизонте увеличится, то РВ будут создавать дополнительное сопротивление набегающему потоку и это, предполагаю, может снивелировать снижение сопротивления от уменьшения угла атаки. Но возможна и обратная ситуация с РВ. Вопрос осложняется изменением моментов с изменением скорости.

В целом как-то так себе это представляю.

[adzyga]

В целом как-то так себе это представляю.

 

 

Четыре года назад делал подобные расчеты для самолета Ан-12. Оппонент утверждал, что при изменении центровки самолета, его аэродинамическое качество претерпевает значительные изменения.

 

Рассмотрим влияние центровки на качество самолета Ан-12

Дано:

Ан-12, 60 тонн, горизонтальный полет на эшелоне с расчетной индикаторной скоростью равной 460 км./час, центровка 25% САХ, Стабилизатор развивает необходимую отрицательную подъемную силу для компенсации пикирующего момента от подъемной силы крыла,

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) = 3.45 м. ( 1% САХ = 3.45 см. )

Предельная передняя центровка для взлетного веса свыше 54 т. = 18% САХ

Предельно задняя - 32% САХ

Расстояние от 25% САХ крыла до 25% САХ оперения = 16.03м.

Вопрос:

Определить потребную величину изменения скорости полета самолета для компенсации увеличения отрицательной подъемной силы на стабилизаторе при смещении центровки самолета вперед до предельной.

Решение:

1) Изменение центровки на 7% САХ даст нам прирост плеча подъемной силы крыла к центру тяжести (ЦТ) самолета порядка 0.24 м.

2) Для парирования дополнительного пикирующего момента от подъемной силы крыла равной 60 т. с плечем в 0.24 м. нам потребуется дополнительная отрицательная подъемная сила на хвостовом оперении (с плечем уже равным 16 + 0.24 м.) в 68 раз меньшая чем подъемная сила крыла, что составляет - 0.9 т. Следовательно, подъемная сила самолета

уменьшилась до 59.1 т.

3) Так как подъемная сила самолета уменьшилась, мы должны восстановить её путем

увеличения скорости. А мы знаем, что подъемная сила пропорциональна квадрату скорости. Следовательно новая потребная скорость горизонтального полета будет равна

прежней с коэффициентом равным корню квадратному от соотношения подъемных

сил самолета до и после изменения центровки:

60/59.1 = 1.015 Корень квадратный из этой величины равен:

1.0076

Следовательно:

Vпотр. = К*V = 1.0076 * 460 = 463.5 км/час.

Ответ:

Для заданных условий смещение центровки вперед до предельной потребует

увеличения скорости полета на 3.5 км/час, или менее 1%

А теперь мой вопрос:

Что такого особенного должно произойти с аэродинамическим качеством

самолета при изменении скорости полета менее чем на один процент?

[SDV_ZoZo]

Хороший пример, но для полноты картины необходимо понять насколько уменьшится угол атаки при уменьшении веса самолета при одинаковых скоростях? Соответственно на той же скорости при меньшем весе уменьшится лобовое сопротивление самолета. В целом вопрос сводится к следующему. Сколько времени потребуется самолету на разгон например с 250 до 500 км/ч.? При этом при разном весе на скорости 250 км/ч будет разный угол атаки, а на 500 он будет близок к 0 в обоих случаях.

[CEPbIu]

Раз уж зашла речь о динамике разгона, такой вопрос (скорее хочется просто убедиться):

От каких параметров зависит динамика разгона самолета?

[adzyga]

Раз уж зашла речь о динамике разгона, такой вопрос (скорее хочется просто убедиться):

От каких параметров зависит динамика разгона самолета?

 

Извини! Очень занят. Взгляни пока сюда (пост 320) может найдешь для себя что интересное:

http://forum.warthunder.ru/index.php?/topic/29473-seminary/page-16

[[I.B.]ViRUS]

Я смотрю Вы носитесь с индуктивной составляющей как нищий с писаной торбой. 

Да потому что именно из-за этой величины и меняется скорость.

 

К чему мне ваша индуктивная составляющая если есть кривые потребных и располагаемых тяг (которые Вы шедеврально обозвали "фигурами") Жуковского, одна из которых, потребная, сразу и наглядно дает нам представление о полной силе лобового сопротивления.

Где тут картинка фейспалма...

Возьмем метод Жуковского и внимательнее его рассмотрим.

Картинка №1:

По формуле подъемной силы, введя известные полетные и геометрические данные самолета-истребителя времен второй мировой (скорость полета 500 км/ч, площадь крыла 16 м2, плотность воздуха на нулевой высоте 1,225 кг/м3, вес 3000 кг) имеем коэффициент подъемной силы, соответствующий такому режиму, равным 0,156. Такому коэффициенту подъемной силы соответствует угол атаки, на 2,34 (на основе грубой оценки коэффициента отвала поляры профиля Р-II) больший угла нулевой подъемной силы, что для большинства профилей соответствует небольшому отрицательному углу атаки крыла. Для веса, скажем, 3300 кг, будем иметь необходимую величину коэффициента подъемной силы, равную 0,17 для того же напора (для оценки). Относительно угла атаки нулевой подъемной силы угол составит аж 2,57 градусов, т.е. возрастет на 0,23 градуса. Для чего я это считал - для примерной оценки изменения потребного угла атаки. Т.е. мы видим, что изменение угла атаки носит весьма небольшую величину, и потребная тяга составит практически ту же величину для полета на той же скорости, поскольку наклон поляры в области полета на режиме макс. скорости практически параллелен оси Cy - почему? - потому что индуктивная составляющая сопротивления в общей сумме изменяется очень медленно на малых углах атаки.

 

И это еще кто из нас тут занимается гомо... Нахватались формул, не поняв их сути, и машете.

[adzyga]

PS.

Вот ещё по теме (пост 360):

http://forum.warthunder.ru/index.php?/topic/29473-seminary/page-18

[[I.B.]ViRUS]

Возьмите лагг, лавку, мессер, разгоните его со 100% топлива в горизонте у земли и замеряйте скорость, потом с 5% и снова разгоните и сравните макс скорость, если таких доводов вам мало.

[adzyga]

"Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы:

при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;

с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической;

с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности.

Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются."

 

http://www.aerochayka.ru/disc/teorija/aerodinamica/AD0411.HTM

Возьмите лагг, лавку, мессер, разгоните его со 100% топлива в горизонте у земли и замеряйте скорость, потом с 5% и снова разгоните и сравните макс скорость, если таких доводов вам мало.

 

Я ваши доводы уже не читаю. Сорри!

Изменено 28 мая 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

"Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы:

при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;

с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической;

с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности.

Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются."

Да, взлетные скорости меняются значительно, ввиду своей малости, и потому что углы атаки самолета имеют большую величину, и индуктивное сопротивление на таких режимах имеет значительную величину.

Раз вы начали кидаться ссылками, вместо КОНКРЕТНЫХ доводов, позвольте вам представить вывод, который представлен в книге Остославского по аэродинамическому расчету самолета, стр. 38:

Последние фразы четко дают понять что на этом режиме вес влияет слабо на величину скорости.

Я ваши доводы уже не читаю. Сорри!

Пожалуйста - не слова аспиранта, а взяты из конкретной авторитетной старой книги, проверенной временем.

Изменено 28 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[[I.B.]ViRUS]

Вы вообще зря пытаетесь применять метод тяг, для горизонтального полета лучше подходит метод мощностей. По методу мощностей лучше понять почему масса самолета слабо влияет на величину подъемной силы.

[adzyga]

Пожалуйста - не слова аспиранта, а взяты из конкретной авторитетной старой книги, проверенной временем.

 

Беда в том, что Вы ищите у комара член вместо поисков определяющих факторов.

Вы вообще зря пытаетесь применять метод тяг, для горизонтального полета лучше подходит метод мощностей. По методу мощностей лучше понять почему масса самолета слабо влияет на величину подъемной силы.

 

Распространенное заблуждение инженерной братии!

 

Кривые тяг Жуковского отличная, я бы даже сказал, - изящная иллюстрация

аэродинамических закономерностей и динамических возможностей ЛА.

Но кабинетные халдеи от аэродинамики, с упорством достойным лучшего

применения продолжают подсовывать пилотам кривые мощностей.

Я не имею ничего против кривой располагаемой мощности двигателя, но

место ей, ИМХО, не в аэродинамике, а в теории двигателей.

По поводу кривой потребной мощности я уже высказывался раньше, повторюсь

и сейчас.

Практическая аэроДИНАМИКА" изучает ДИНАМИКУ полета самолета.

А ДИНАМИКОЙ в науке МЕХАНИКА называется раздел, в котором изучается

движение материальных тел под действием СИЛ, а не мощностей.

Потому, при рассмотрении вопросов практической аэродинамики мне необходимо

и достаточно иметь дело с тягой, т.к. она, в отличии от мощности, является СИЛОЙ.

PS.

 

НАБОЛЕЛО!:

 

Зачем пилоту кривые потребных мощностей если есть кривые потребных тяг?

Какие характерные точки, определяемые по "кривым мощностей" нельзя определить по "кривым тяг"?

Назовите мне преимущества анализа динамических характеристик самолета по кривым мощностей в сравнении с кривыми тяг.

Существует ли угроза безопасности полетов из-за отказа от кривых потребных мощностей при изучении вопросов практической аэродинамики?

 

Понимаю, когда они интересуют двигателистов и прочую ученую братию. А может пересчет мощности в тягу (Р=N/V) какие-либо трудности вызывает? Давайте уж тогда и лобовое сопротивление в л.с. пересчитывать. Можно подумать, что у ТВД, вообще, тяги нет, а только мощность.

 

Практическая аэроДИНАМИКА" изучает ДИНАМИКУ полета самолета. А ДИНАМИКОЙ в науке МЕХАНИКА называется раздел, в котором изучается движение материальных тел под действием СИЛ, а не мощностей. Потому, при рассмотрении вопросов практической аэродинамики мне необходимо и достаточно иметь дело с тягой, т.к. она, в отличии от мощности, является СИЛОЙ.

 

На всех схемах сил и моментов действующих на самолет, будь то ТВД или ТРД, на всех этапах полета самолета - тяга, а не мощность присутствует!

 

ИМХО, практическая аэродинамика, без какого либо ущерба для безопасности полетов, может обойтись кривыми потребных тяг. Желающие постичь премудрости кривых потребных и располагаемых мощностей могут заниматься этим факультативно.

 

Пусть простят меня оппоненты, но мотивированного обоснования необходимости кривых потребных и располагаемых мощностей для описания динамических характеристик ЛА я так и не услышал. Как и не услышал о степени их влияния на безопасность полетов в целом.

 

Кривая потребной мощности в практической аэродинамике, ИМХО, это нонсенс. И вместе с тем, я не имею ничего против кривой располагаемой мощности двигателя, но место её не в аэродинамике, а в теории двигателей. Почему нонсенс? Да потому что кривая потребных мощностей показывает величину потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета.

 

С таким же успехом мы можем рассматривать кривую потребного расхода топлива для создания... потребной мощности на валу винта необходимой для создания винтом тяги потребной для преодоления лобового сопротивления самолета.

 

 

Вы еще остались приверженцем "Кривых по мощности"? Тогда не забывайте о еще одном их "достоинстве" - они, в отличии от "Кривых по тягам", рассчитаны по истинным скоростям полета и для каждой высоты Вы будете иметь свою особую пару "кривых".

В отличии от кривой потребной мощности, кривая потребных тяг с подъемом на высоту особых изменений претерпевать не будет.

По кривой тяг я легко найду точку - режим полета на угле максимального качества - нижняя точка графика. Наглядно? Вы же, по кривой мощностей, будете искать этот режим в точке касания графика с наклонной прямой проведенной из начала координат. А потом вам долго будут объяснять, почему она (эта точка) не совпадает с искомым режимом.

Из уравнения P = Q я легко выведу формулу максимальной скорости ГП - V мах., "развернув" правую его часть - Q = Cx q S (где q - скоростной напор) и подставив в левую - P мах.

Подобным же образом, зная вес самолета, я определю и другие характерные скорости. Зная вес самолета, я в любой точке кривой найду текущее значение качества K=G/P, а по нему, на поляре, и угол атаки заданного режима.

Имея избыток тяги мы можем приступить к расчету разгонных характеристик самолета, его скороподъемности и т.д.

Ничего этого и многого другого, начиная от разгонных характеристик и кончая скороподъемностью, вы не определите по кривой мощностей, не пересчитав, предварительно потребную мощность в потребную тягу.

Изменено 28 мая 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

Беда в том, что Вы ищите у комара член вместо поисков определяющих факторов.

главным фактором, влияющим на МАКСИМАЛЬНУЮ скорость, является соотношение силы тяги двигателя и сопротивление самолета. Допустим имеем устоявшийся полет на макс скорости самолета с определенной массой. Этому полету, как было сказано выше, соответствует малый угол атаки. Рост веса приводит к потребности увеличения угла атаки. С увеличением угла атаки возрастает подъемная сила и растет сопротивление. Данный рост сопротивления основан именно на росте индуктивной составляющей сопротивления. Т.е. при том же скоростном напоре величина сопротивления изменится незначительно, ввиду малого изменения коэффициента сопротивления. Есть одна показательная картинка в книжке Остославского:

Как можно видеть, в области полета на больших скоростях на преодоление индуктивного сопротивления тратится малая доля мощности двигателя. В режиме полета на больших углах атаки уже гораздо большая доля мощности тратится на преодоление индуктивного сопротивления, поэтому на взлетно-посадочных режимах влияние веса становится заметным, поскольку рост веса приводит к росту индуктивного сопротивления.

[adzyga]

До завтра! Дела.

[-DED-plohish35]

 adzyga [i.B.]ViRUS  вы как встретитесь на форуме, так начинается маленький срач. может хватит вам бисер перед друг другом метать?

[DMdie]

А по мне так только такие дискуссии по-настоящему интересно читать. Столкновение двух разных подходов вокруг одной сути - это почти всегда интересная штука, т.к. участвующие стороны находятся при своих углах зрения, а зрители в качестве независимых наблюдателей имеют возможность видеть обе позиции и получается своеобразный "стерео-эффект" по обсуждаемым явлениям

 

Лично мне это так видится: примерно как спор левой колонки с правой колонкой А в общем-то они меньше противоречат друг другу, а больше дополняют. Выигрывают в любом случае слушатели))

 

Изменено 28 мая 2014 пользователем DMdie

[CEPbIu]

 adzyga [i.B.]ViRUS  вы как встретитесь на форуме, так начинается маленький срач. может хватит вам бисер перед друг другом метать?

Да ладно, мне лично интересно почитать. У меня нет профильного образования, а из этих дискуссий уже кое-что узнал. 2 разных точки зрения на одни и те же процессы. Комплексный подход так сказать .

P.S. "В споре рождается истина".

[[I.B.]ViRUS]

...Кривые тяг Жуковского...

Я попытался изложить свои доводы с точки зрения и этого метода, вы их в упор не хотите понять. Метод тяг Жуковского является вторичным по отношению к анализу поляры. Но вернемся к нашим баранам.

 

Поляра на малых углах атаки имеет почти вертикальную линию. Величина коэффициента Cg при этом будет изменяться очень слабо, как и величина потребной тяги. По этой причине относительное изменение скорости будет крайне малым. В случае взлета и посадки, будем иметь другую ситуацию, поляра на взлетно-посадочных углах имеет уже значительный угол с осью Cy, величина потребной тяги окажется намного выше, как и величина коэффициента Cg, и скорость на взлете и посадке возрастет намного больше.

Но не имея конкретных диаграмм, взывать к этому методу будет ошибочно. Поэтому,

Из уравнения P = Q я легко выведу формулу максимальной скорости ГП - V мах., "развернув" правую его часть - Q = Cx q S (где q - скоростной напор) и подставив в левую - P мах.

Подобным же образом, зная вес самолета, я определю и другие характерные скорости. Зная вес самолета, я в любой точке кривой найду текущее значение качества K=G/P, а по нему, на поляре, и угол атаки заданного режима.

будьте добры, сделайте подобный анализ для случая полета на макс. скорости.

Я этот анализ давно провел и представляю вам результаты. Во-первых, как я уже не раз упоминал, угол атаки полета на макс скорости соответствует малым значениям угла атаки. Изменение угла атаки для увеличения подъемной силы будет иметь еще меньшее изменение угла атаки, чем величина этого угла атаки для случая полета. Я уже привел подобный анализ углов атаки по имеющимся оценочным данным истребителя времен Второй Мировой войны. Вы не сможете подобрать точно величину качества, поскольку в районе этих углов атаки качество имеет довольно значительное относительное изменение, тем самым при наличии погрешности в определении угла атаки вы будете иметь большую погрешность в определении качества, из-за чего не сможете уравнять эти величины. Поэтому, вам следует обратиться к конкретной величине коэффициента сопротивления на угле атаки, соответствующему новому значению подъемной силы.

Мы имеем увеличение индуктивного сопротивления всего на 5% при изменении веса на 10%. Мы имеем посчитанный угол атаки на величине прежнего напора, но можем ли мы использовать ту же величину этого напора? Можем, поскольку квадрат относительно изменения скорости на определенную величину (скажем 5 км/ч для примера) для скорости 500 км/ч будет иметь меньшую величину, чем для скорости 150 км/ч, соответственно относительное изменение скоростного напора будет иметь меньшую величину для больших скоростей, чем для малых. Т.е. мы в итоге возвращаемся к величине относительного изменения индуктивного сопротивления. Величина индуктивного сопротивления имеет малую величину в сравнении с суммой вредного сопротивлением самолета (являющегося практически константой на малых углах атаки). А сама индуктивная составляющая меняется на 5% от этой небольшой составляющей сопротивления. К чему это приводит? Это приводит к тому, что общее изменение сопротивления имеет второй порядок малости по сравнению с общим сопротивлением на режиме полета на макс. скорости. Это приводит к тому, что при увеличении веса самолета на 10%, изменение скорости будет иметь величину нескольких км/ч. В чем можно легко убедиться, задав в игре сложность с неограниченным количеством топлива (масса топлива не будет меняться) и включим галку автопилота (для ровного полета). Я тестировал полет на закрытых радиаторах на бреющем полете на лагге, и вышло что с полными баками скорость составляет 542-544, с 10% (вес практически точно меньше на 300 кг) скорость в горизонтальном полете составила 544-546. Изменение скорости составило всего 2 км/ч и лежит в пределах погрешности, связанной с балансировкой самолета в режиме горизонтального полета, что и сходится с выводом о величине второго порядка малости выше.

Изменено 28 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[Dy6ACuM]

Я всё читаю и ничегошеньки не понимаю, но у Вируса получается убедительнее

[[IB]Zulu]

Я всё читаю и ничегошеньки не понимаю, но у Вируса получается убедительнее

Вирус тоже ничего не понимает. Потому он тебе и доступен  :)

Изменено 29 мая 2014 пользователем [I.B.]Zulu

[=MG=Dooplet11]

Может масса и не влияет на максимальную скорость(для конкретного планера с конкретным двигателем). Но сможет ли этот планер с этой массой взлететь и как долго он будет разгоняться до максимальной скорости. Вот в чем главный вопрос. Дадут вам на это время в бою? "Крылья,крылья,- главное хвост!" (с)

[pufik]

Может масса и не влияет на максимальную скорость(для конкретного планера с конкретным двигателем). Но сможет ли этот планер с этой массой взлететь и как долго он будет разгоняться до максимальной скорости. Вот в чем главный вопрос. Дадут вам на это время в бою? "Крылья,крылья,- главное хвост!" (с)

+1 Вчера читая эту тему так же подумал.

1. Вообще вес (масса) ограничивает высоту полёта конкретного ЛА.

2. На разной высоте максимально достижимая скорость (не теоретическая в вакууме) для такого ЛА будет разная из-за разности в плотности среды в которой он движется.

3. Теоретически ЛА имеет одну максимальную скорость но так как с разной массой он не сможет двигаться прямолинейно на одной и той же высоте с одной и той же скоростью то возвращаемся к нашим баранам, условиям задачки про транспортёр "взлетит или не взлетит"  . А там известно что "условия задачки заданы не корректно".

ЛА не шароконь в вакууме а значит постоянство скорости с разной массой в реальной атмосфере ему не грозит.

4. Логический вывод масса ЛА влияет на его максимально достижимую скорость в естественных условиях.

[Voi]

Есть еще один прикол, с которым сталкивался в реале. Тяжелый ЛА, луца больше жреть, но луц, из всей массы в разных типах тоже занимает значительную ее часть. Пока заберемся на высоту, уже значительно полегчает

[ROSS_Wespe]

Вирус не устал объяснять упёртым, что 2х2=4, молодец.  Я вот уже вышел давно из этой дискуссии. В самое первое обсуждение этого вопроса были приведены цитаты и формулы из классических учебников по аэродинамике и было доказано(не пользователями, авторами учебников), что макс. скорость практически неизменна при увеличении веса истребителя ВОВ.

Но некоторые похоже на лекциях спали, да ещё и читают только себя

Рассматривать нужно конкретные самолёты, а не теоретизировать общими рассуждениями, т.к. макс. скорость может находится на разных участках поляры для разных самолётов. Конкретно про истребители ВОВ Вирус очень грамотно по 10му разу всё разжевал.

+1 Вчера читая эту тему так же подумал.

1. Вообще вес (масса) ограничивает высоту полёта конкретного ЛА.

2. На разной высоте максимально достижимая скорость (не теоретическая в вакууме) для такого ЛА будет разная из-за разности в плотности среды в которой он движется.

3. Теоретически ЛА имеет одну максимальную скорость но так как с разной массой он не сможет двигаться прямолинейно на одной и той же высоте с одной и той же скоростью то возвращаемся к нашим баранам, условиям задачки про транспортёр "взлетит или не взлетит"  . А там известно что "условия задачки заданы не корректно".

ЛА не шароконь в вакууме а значит постоянство скорости с разной массой в реальной атмосфере ему не грозит.

4. Логический вывод масса ЛА влияет на его максимально достижимую скорость в естественных условиях.

Логика, извините, на уровне детского сада. На макс высоте полёт проходит на предельных углах атаки, так что не в тему.

[pufik]

 

Логика, извините, на уровне детского сада. На макс высоте полёт проходит на предельных углах атаки, так что не в тему.

Не извиню - логика доступным обывателю языком. Профессорским извольте излагать на кафедре, а на хате за тот же слог могут и по роже съездить . Там знаете ли местные профессора на фене ботают. Тут же как я уже раньше писал тыкают за грамматику итп школота и снобы с завышенным ЧСВ . 

"Предельные углы атаки" = предельное сопротивление (уж извините за "детскую логику") и пофигу все ваши научные измышления а жрать такое криво летящее чудо будет слегка побольше чем при минимальной проекции. Это практика а с ней спорить бесполезно. 

[SDV_ZoZo]

Пока из всего, что здесь обсуждается сделал один вывод. Если максимальная скорость достигается на углах атаки близких к нулевым, то вес самолета не влияет на максимальную скорость. В противном случае максимальная скорость будет увеличиваться с уменьшением веса.

[=MG=Dooplet11]

макс. скорость практически неизменна при увеличении веса истребителя ВОВ.

С важным уточнением:

Рассматривать нужно конкретные самолёты, а не теоретизировать общими рассуждениями

И еще уточнение: Если увеличение веса не связано с изменением геометрии планера (подвесы, доп. обтекатели и тп) .

Сделайте Месс или ЛаГГ из монолитного куска стали , а потом попробуйте достигнуть расчетной максимальной скорости. И про учебники. Обычно на стадии проекта рассчитывают и максимальную скорость. По учебникам. Часто потом она соответствует реально достигнутой? Дело, конечно не только в весе. Но любой расчет ,любой классический учебник, - это попытка смоделировать жизнь с разной степенью приближения. А так тут все правы, и Вирус, и adzuga ( оба уважаемые!) , но, по-моему, описывают разные стороны одной медали.

[=MG=Dooplet11]

И к фразе "макс. скорость практически неизменна при увеличении веса истребителя ВОВ" я бы добавил "в диапазоне от веса пустого самолета до максимального взлетного веса".

И вопросы к спорящим: а для чего весь спор? Часто вы пользуете максимальную скорость установившегося горизонтального полета в бою? Зависит время достижения максимальной скорости от веса самолета и тяги мотора? Думаю, если ответите на эти вопросы( а вы люди грамотные и легко ответите!), актуальность спора упадет ниже плинтуса.

[adzyga]

Теория гласит, что индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы, и обратно пропорционально квадрату скорости.

 

В нашем случае, при ограниченной скорости по тяге (Vmax), индуктивное сопротивление будет зависеть только от квадрата приращения веса.

 

Увеличение веса самолета равносильно увеличению перепада давления на нижней и верхней поверхностях крыла, а увеличение перепада давления без увеличения скорости полета неизбежно приведет к росту индуктивного сопротивления.

Увеличение потребного угла атаки для компенсации прироста веса самолета равносильно уменьшению скорости полета и, как следствие, так же приведет к росту индуктивного сопротивления.  

 

Выделить индуктивное сопротивление из полного сопротивления на практике весьма затруднительно. Потому и теоретизировать на эту тему сложно.

Что касается аэродинамического качества, то тут меня терзают смутные догадки. Дело в том, что мы рассматриваем как бы два разных самолета, у которых лобовое сопротивление одно, а подъемные силы разные. Но тогда и поляры у них должны быть  разные.

И что мы тогда друг другу докажем если коэффициенты и углы  будем  брать сразу из обоих.

 

Должен отметить, что сам вопрос , ИМХО, гумно. Дискуссия протекает с КПД паровоза.

Двадцать лет прослужил  на "грузовиках" и такими вопросами не заморачивался.

 

Пока остаюсь при своих:  

"...при уменьшении полетного веса потребная скорость уменьшается пропорционально квадратному корню из отношения весов."

 

 http://www.aerochayka.ru/disc/teorija/aerodinamica/AD0411.HTM 

 

 

[adzyga]

PS.

 

Академический учебник (Монино) стр . 123-124:

 

http://scilib-avia.narod.ru/Mednikoff2/Mednikoff.pdf

[adzyga]

Вирус не устал объяснять упёртым, что 2х2=4, молодец.

 

Но некоторые похоже на лекциях спали, да ещё и читают только себя

Вирус очень грамотно по 10му разу всё разжевал.

 

 

Вам "...всё разжевал". Разжуйте и мне, убогонькому, ну хотя бы это, пожалуйста!:

 

Вирус:

"Изменение угла атаки для увеличения подъемной силы будет иметь еще меньшее изменение угла атаки, чем величина этого угла атаки для случая полета."

[ROSS_Wespe]

Вам "...всё разжевал". Разжуйте и мне, убогонькому, ну хотя бы это, пожалуйста!:

 

Вирус:

"Изменение угла атаки для увеличения подъемной силы будет иметь еще меньшее изменение угла атаки, чем величина этого угла атаки для случая полета."

При всём уважении. Нет уж увольте. Я не лектор, объяснять что и почему.

Вопрос подробно обсудили и закрыли, как только появилась тема о влиянии веса на макс скорость истребителей из БЗС.

Обсуждались конкретно истребители из игры БЗС с приличным избытком тяги от необходимой для горизонтального полёта на наивыгоднейших режимах.

Для этих самолётов полёт на максимальной скорости осуществляется на околонулевых углах атаки, где поляра практически параллельна оси Су, т.е. увеличение Су при увеличении угла атаки практически ничтожно увеличит Сх.

Для самолётов АОН, с которыми я имею дело или, возможно АН-12, увеличение веса безусловно скажется на макс скорости заметно, т.к. полёт на максимальной скорости у этих самолётов проходит ближе к наивыгоднейшим режимам полёта, где увеличение Су заметно увеличивает Сх. 

На этом всё.

Изменено 29 мая 2014 пользователем ROSS_Wespe

[Antimesser]

Кстати, о развороте Ла-5 и ЛаГГ-3 на пробеге. На днях на работе покатал трёх-колёсную тележку с костылём как у самолётов, разворачивает её не слабо, постоянно кидает то вправо, то влево. Положил на неё два трёх-киловатных электродвигателя (около 30-35 кг каждый) ближе к задней части тележки (считай нагрузил костыль), так тележку на развороте кидает ещё хлеще, постоянно нужно прикладывать усилия чтоб не разворачивало, удивился  очень похоже на ЛаГГ-3 на пробеге   Попробовал отпустить - сразу развернуло на 180 градусов

Изменено 29 мая 2014 пользователем Antimesser

[[I.B.]ViRUS]

Пока остаюсь при своих:  

"...при уменьшении полетного веса потребная скорость уменьшается пропорционально квадратному корню из отношения весов."

 

 http://www.aerochayka.ru/disc/teorija/aerodinamica/AD0411.HTM 

Як-52 сильно не дотягивает до истребителей второй мировой по скоростям и мощности двигателя, имеет меньшую мощность движка.

Далее, вы привели какой-то там график, теперь скажите, к какому самолету относится этот график? Опять промах, это не может быть истребитель времен ВМВ.

 

Выделить индуктивное сопротивление из полного сопротивления на практике весьма затруднительно. Потому и теоретизировать на эту тему сложно.

Есть примеры поляр. Можно высчитать потребный угол атаки и взглянуть на график поляры, оценить изменение величины Cx.

 

PS.

 

Академический учебник (Монино) стр . 123-124:

 

http://scilib-avia.narod.ru/Mednikoff2/Mednikoff.pdf

"Увеличение веса не влияет на аэродинамическое качество при заданном угле атаки"...

Вес не влияет на аэродинамику на ФИКСИРОВАННОМ угле атаки, поскольку вес в принципе не влияет на внешние обводы. Зато рост веса приводит к тому, что для балансировки нужно будет иметь значение коэффициента подъемной силы большее, а следовательно изменить сам УГОЛ. Если совершать полет на одном единственном угле атаки, то самолет с расходом топилва постепенно будет иметь тенденцию к увеличению высоты. Вы носитесь с этим своим правилом Жуковского как курица с яйцами, при этом не удосуживаетесь провести конкретный анализ сил с конкретными известными величинами.

Изменено 29 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[Antimesser]

А что удивительного, когда тяжелая "жопа" обгоняет легкий перед?

У нас то ситуация обратная, когда легкий зад стремится обогнать нагруженный перед.

 

Да и тележка у вас наверняка была без вертикального оперения...

 

P.S. А еще такие тележки обычно очень неустойчивы в поперечном направлении и то и дело норовят перевернуться...

На самолете такого эффекта обычно нет, или он очень мал.

 

Когда отпускал руку разворачивало как пустую, так и гружёную одинаково. И у нас как раз таки такая же ситуация, если бы перед был тяжелее, то самолёт бы капотировал, не так ли? На заднее колесо нагрузка как раз таки выше, а если одинаковое, то получилось бы как в один из РД, когда ЛаГГ капотировал при малейшем притормаживании. Вертикальное оперение не при чём, т. к. у всех ЛаГГ делает циркуль уже перед остановкой. И тележка была очень устойчива, хоть залезай и танцуй на ней))) эт Вам не садовая, а промышленная всё таки