Физика и аэродинамика в БзС

[SAS_47]

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)

 

 

 

Для особо упоротых, ещё раз.

Там ошибка.

 

Вместо К=10 должно быть К* Сх(0.1)

Хотел более наглядно показать связь между скоростным напором дующим в лоб и возникающей от дутья в лоб подъёмной силы. Без углублений в глубину. Образ общей зависимости в первом приближении. А вот сжимаемость и удлинение это уже второе приближение (уточнение).

 

Зачем так плотно на цикл встаём?   Я ж признал ошибку.

Изменено 28 июня 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

Проехали.

[adzyga]

Для особо упоротых, ещё раз.

Там ошибка.

 

Вместо К=10 должно быть К* Сх(0.1)

 

Ошибка на ошибке и ошибкой погоняет.

 

При Сх = 0.1, скоростном напоре q = 2500 кгс/м.кв и S кр. = 17 м.кв.

потребная тяга будет равна:

 

Р п = Х = Сх*q*S = 4250 кгс

 

что, на скорости 720 км/ч (200 м/с) в пересчете на потребную мощность составит:

 

Nп = Р*V / 75 = 11330 л/с

 

Ничего личного - практическое занятие по аэродинамике.

 

PS.

А если ещё учесть число Маха, удлинение крыла, сжимаемость воздуха , число Рейнольдса... Что я там ещё забыл? То будет - Мама не горюй!  

Изменено 29 июня 2014 пользователем adzyga

[SAS_47]

Молва не врёт. Лётчики действительно смелые.

 

Ещё раз. Разговор шёл о достаточности площади крыла в разрезе облома части крыла.

Т.е. Для истребителя в 3т  на скорости 720км/ч для ГП достаточно 1.5 кв.м крыла.

 

А таки да. И истребителя типа Як, Ла, Ме планер и вму обеспечивают длительную перегрузку 3-3.5

Изменено 29 июня 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Для примера, малой зависимости веса при полёте на макс скорости, при малых Су.

Атлас профилей НКАП ЦАГИ 1940г.

 

Профиль BS-16. Наименьший Сх при Су=0.1

Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте при меньшем Су (и большем Сх) будет иметь меньшую макс. скорость.

У профилей NACA 230 и CLARK YH это меньше выражено, но тоже присутствует.

[adzyga]

Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте при меньшем Су (и большем Сх) будет иметь меньшую макс. скорость.

 

Если не видите разницы между полярой сечения профиля ( лямбда = бесконечности, см. в правый верхний угол), и полярой реального самолета, у которого коэффициент Схi пропорционален квадрату веса, то постарайтесь хотя бы запомнить:

 

" При увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, а максимальная скорость уменьшается пропорционально корню квадратному из соотношения весов."

[SAS_47]

Вы всё мантрами говорите?  

 

Это было только первое приближение.

Для этого нужна скорость за 620км/ч у земли. Это только Ла-7 где-то рядом пролетает.

 

При втором,если учесть угол заклинивания крыла (установочный угол) и балансировочные потери хвостового оперения результат будет немного другой.

 

 

Изменено 1 июля 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

«О друг мой Аркадий...об одном прошу тебя: не говори красиво».

[SAS_47]

По делу есть что сказать?

 

Или только чсв почесать. 

 

з.ы. Поговорил с сыном о сексе. Узнал много нового.

[adzyga]

Это было только первое приближение.

Для этого нужна скорость за 620км/ч у земли. Это только Ла-7 где-то рядом пролетает.

 

При втором,если учесть угол заклинивания крыла (установочный угол) и балансировочные потери хвостового оперения результат будет немного другой.

 

И что Вы тут предлагаете обсудить?!

Изменено 1 июля 2014 пользователем adzyga

[SAS_47]

И что Вы тут предлагаете обсудить?!

 

Вопрос действително очень интересный.

Пожалуй ничего не смогу вам предложить.

Изменено 1 июля 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

Вопрос действително очень интересный.

Пожалуй ничего не смогу вам предложить.

 

Пожалуйста, не переводите стрелки на углы заклинивания и балансировочные потери. К вопросу о том, в какую сторону будет меняться V max. при уменьшении веса самолета, они отношения не имеют. Хочу знать, Вы по прежнему утверждаете что:

"Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте будет иметь меньшую макс. скорость." ?

[SAS_47]

Пожалуйста, не переводите стрелки на углы заклинивания и балансировочные потери. К вопросу о том, в какую сторону будет меняться V max. при уменьшении веса самолета, они отношения не имеют. Хочу знать, Вы по прежнему утверждаете что:

"Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте будет иметь меньшую макс. скорость." ?

 

Зачем же так тупить и передёргивать?

 

В оригинале было. При Су меньше 0.1 для крыла с профилем BS-16.

При Су больше 0.1  чем больше вес, тем меньше макс. скорость.

Т.е. оба варианта имеют место быть.

 

Кстати. Великий гуру не подскажет почему установочный угол крыла у Як-9 0град, Ла5/7 1град, Ме-109 1.4град?

И влияет ли это на макс. скорость?

[adzyga]

Зачем же так тупить и передёргивать?

 

В оригинале было. При Су меньше 0.1 для крыла с профилем BS-16.

При Су больше 0.1  чем больше вес, тем меньше макс. скорость.

 

 

 

Вот теперь, выделенное, верно!

Это верно для всех профилей, как и то, что более легкий самолет всегда летит с меньшим Су.

 

 

И не надо врать! В оригинале было:

 

"Профиль BS-16. Наименьший Сх при Су=0.1

Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте при меньшем Су (и большем Сх) будет иметь меньшую макс. скорость."

 

 

 

[SDV_ZoZo]

 " При увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, а максимальная скорость уменьшается пропорционально корню квадратному из соотношения весов."

 

Все это справедливо для потребных скоростей при полетах на углах атаки больше нуля. Если располагаемая тяга самолета недостаточна, чтобы лететь самолету горизонтально с нулевым углом атаки, то положения приведенные Адзугой справедливы и для максимальных скоростей таких самолетов. Расчеты которые я провел полностью это подтверждают. Если спросить меня в такой ситуации: "Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте будет иметь меньшую макс. скорость?" Я скажу: "Нет! Он будет иметь большую максимальную скорость". И теперь уже смогу подтвердить  это расчетами.

 

Но вот если располагаемая тяга позволяет наращивать скорость самолета доже после того как он вышел на нулевой угол атаки, как будет изменяться максимальная скорость? Чем будет ограничиваться максимальная скорость? Лобовым сопротивлением и прочностью конструкции самолета. Постоянно ускоряясь самолет рано или поздно придет к такому углу атаки, когда его лобовое сопротивление будет минимальным и любое отклонение от этого состояния в любую сторону приведет к увеличению его лобового сопротивления.

Можно еще больше упростить пример и представить себе полет ракеты и прикинуть как будет изменяться ее максимальная горизонтальная скорость при изменении массы.

Но в нашем случае есть крыло и если угол атаки обеспечивающий минимальное лобовое сопротивление (условно примем его за 0) будет оставаться неизменным, то с ростом скорости у нас по сути будут изменяться только два основных параметра - лобовое сопротивление и подъемная сила.

Для такой ситуации, как я убедился, формулы, которые приводил Адзуга и которые я использовал для расчета потребных скоростей и построения кривых Жуковского непригодны. Целесообразность их применения ограничивается достижением угла атаки, обеспечивающего минимально возможное сопротивление воздушному потоку (условно принимаемого нами за 0 градусов). К сожалению не подобрал до сих пор формулы описывающие горизонтальный полет при различных скоростях с неизменным минимальным углом атаки. Поэтому дальше могу только рассуждать и строить логические построения.

Итак, что у нас происходит после того когда самолет принял положение в горизонтальном полете, обеспечивающее минимально возможное лобовое сопротивление? Растет подъемная сила, и результатирующая этой силы будет приложена к определенной точке на продольной оси самолета. Если эта точка не будет совпадать с центром масс самолета, то рано или поздно это приведет к возникновению пикирующего или кабрирующего момента, которые с ростом скорости будут расти. Для того, чтобы удержать самолет в горизонтальном полете эти моменты придется компенсировать рулями высоты. Отклоненный руль высоты это дополнительное лобовое сопротивление, которое тем больше, чем больше отклонен руль.

Вот тут необходимо опять вернуться к формулам потребных скоростей из которых мы увидим, что более легкий самолет сможет лететь горизонтально с нулевым углом атаки на меньшей скорости чем более тяжелый. При дальнейшем росте скорости, на одной и той же скорости, разница между силой тяжести, действующей на самолет и подъемной силой будет больше у более легкого самолета, а значит и возникают большие моменты, которые нужно компенсировать РВ. Больше момент, больше отклонение РВ. Больше отклонение РВ, больше лобовое сопротивление. Больше лобовое сопротивление, меньше макс. скорость при одинаковой располагаемой тяге.

И если спросить меня снова применительно вновь сложившейся ситуации: "Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте будет иметь меньшую макс. скорость?" Я скажу: "Да! Он будет иметь меньшую максимальную скорость"

Но неплохо бы подтвердить мои выводы расчетами. Повторюсь, пока я этого не сделал.

[adzyga]

Постоянно ускоряясь самолет рано или поздно придет к такому углу атаки, когда его лобовое сопротивление будет минимальным и любое отклонение от этого состояния в любую сторону приведет к увеличению его лобового сопротивления.

 

Не путайте лобовое сопротивление и его коэффициент, плиз!

[adzyga]

Итак, что у нас происходит после того когда самолет принял положение в горизонтальном полете, обеспечивающее минимально возможное лобовое сопротивление? Растет подъемная сила, и результатирующая этой силы будет приложена к определенной точке на продольной оси самолета. Если эта точка не будет совпадать с центром масс самолета, то рано или поздно это приведет к возникновению пикирующего или кабрирующего момента, которые с ростом скорости будут расти. Для того, чтобы удержать самолет в горизонтальном полете эти моменты придется компенсировать рулями высоты. Отклоненный руль высоты это дополнительное лобовое сопротивление, которое тем больше, чем больше отклонен руль.

 

Извините, Уважаемый, но у Вас каша в голове - В горизонтальном полете подъемная сила должна оставаться постоянной.

[[I.B.]ViRUS]

 

 

у которого коэффициент Схi пропорционален квадрату веса

 

 

При увеличении веса самолета ... а максимальная скорость уменьшается пропорционально корню квадратному из соотношения весов

 

Это было бы правдой ТОЛЬКО при условии, что полное сопротивление самолета состоит ТОЛЬКО из индуктивного. На практике же есть еще сравнительно большая доля вредного (прошу не бить камнями из-за неточности в терминологии), на фоне которого изменение индуктивной составляющей будет крайне мало (что и происходит в случае самолета истребителя времен ВМВ), поэтому изменению веса будет соответствовать изменение скорости, НАМНОГО меньшее корня соотношения весов.

[adzyga]

Но в нашем случае есть крыло и если угол атаки обеспечивающий минимальное лобовое сопротивление (условно примем его за 0) будет оставаться неизменным, то с ростом скорости у нас по сути будут изменяться только два основных параметра - лобовое сопротивление и подъемная сила.

Для такой ситуации, как я убедился, формулы, которые приводил Адзуга и которые я использовал для расчета потребных скоростей и построения кривых Жуковского непригодны. Целесообразность их применения ограничивается достижением угла атаки, обеспечивающего минимально возможное сопротивление воздушному потоку (условно принимаемого нами за 0 градусов). К сожалению не подобрал до сих пор формулы описывающие горизонтальный полет при различных скоростях с неизменным минимальным углом атаки. Поэтому дальше могу только рассуждать и строить логические построения.

 

Зачем нужны ваши условности?!

Есть нулевой угол атаки. Разумеется, он равен 0 гр. Но есть и угол атаки нулевой подъемной силы. У несимметричного профиля он отрицательный (порядка минус 2-5 гр). Вот на этом угле коэффициент лобового сопротивления минимален, т.к. теория гласит - при нулевой подъемной силе Схi равно нулю.

[SDV_ZoZo]

 

Извините, Уважаемый, но у Вас каша в голове - В горизонтальном полете подъемная сила должна оставаться постоянной.

Берете формулу Y=Cу*S*р*V²/2, подставляете различную скорость, смотрите как изменяется подъемная сила, Су неизменный, ведь угол атаки у нас не меняется. Докажите, то что вы сказали расчетами.

Условности нужны потому, что установочный угол крыла не всегда равен нулю и для разных ЛА угол атаки при минимально возможном лобовом сопротивлении будет разным.

[adzyga]

Берете формулу Y=Cу*S*р*V²/2, подставляете различную скорость, смотрите как изменяется подъемная сила, Су неизменный, ведь угол атаки у нас не меняется. Докажите, то что вы сказали расчетами.

Условности нужны потому, что установочный угол крыла не всегда равен нулю и для разных ЛА угол атаки при минимально возможном лобовом сопротивлении будет разным.

 

Без комментариев.

[SDV_ZoZo]

 

У несимметричного профиля он отрицательный (порядка минус 2-5 гр). Вот на этом угле коэффициент лобового сопротивления минимален, т.к. теория гласит - при нулевой подъемной силе Схi равно нулю.

Правильно, а каким образом вы заставите самолет лететь с точно заданным отрицательным углом атаки? При наличии пикирующего или кабрирующего момента.

[adzyga]

Правильно, а каким образом вы заставите самолет лететь с точно заданным отрицательным углом атаки? При наличии пикирующего или кабрирующего момента.

 

Вы будете смеяться, но я буду тупо выдерживать высоту, а необходимый угол установится сам. Искать потери от триммирования продольных моментов все равно что - у комара член.

...у которого коэффициент Схi пропорционален квадрату веса

 

При увеличении веса самолета ... а максимальная скорость уменьшается пропорционально корню квадратному из соотношения весов

 

Обратите внимание, в первой цитате я не говорю о скорости, а во второй - о индуктивном сопротивлении.

 

Гугл Вам в руки!

Изменено 2 июля 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

гугла мне не надо, поскольку я уже приводил пример прикидки, сколько скорости съест рост веса на 10% для подобных самолетов. Конечно, я не учел влияние интерференции, сопротивления балансировки, но тут я пас.

[SDV_ZoZo]

Вы будете смеяться, но я буду тупо выдерживать высоту, а необходимый угол установится сам. Искать потери от триммирования продольных моментов все равно что - у комара член.

Так вы пилотировали хоть раз самолет или нет? С помощью чего вы "тупо" будете выдерживать высоту?

[adzyga]

гугла мне не надо, поскольку я уже приводил пример прикидки, сколько скорости съест рост веса на 10% для подобных самолетов. Конечно, я не учел влияние интерференции, сопротивления балансировки, но тут я пас.

 

Теоретически, до 5% скорости для случая горизонтального расположения Кривой располагаемых тяг. У поршневых движков эта "кривая" имеет наклон до 45 гр. и потому, реально, порядка 3% скорости.

[adzyga]

Так вы пилотировали хоть раз самолет или нет?

 

Вы будете просто хохотать!:

Як-18У, Як-18Т, Як-52, Ил-12, Ил-14, Ан-12, Ил-76 и ещё с пол дюжины мелкокопытных...

Изменено 2 июля 2014 пользователем adzyga

[SDV_ZoZo]

Просто ухахатываюсь как вы ловко избегаете ответов на вопросы. Если вы так прекрасно разбираетесь в аэродинамике может уже начнете подтверждать свои утверждения расчетами?

Сколько уже обсасывается этот вопрос, но еще никто не привел расчетов описывающих поведение самолета на максимальных скоростях при минимально возможном лобовом сопротивлении. Один расчет, правильно описывающий поведение самолета, и спорам конец. Только не надо приводить расчеты потребных тяг, не тот случай.

[adzyga]

Просто ухахатываюсь как вы ловко избегаете ответов на вопросы.

 

На 99 стр. висят три мои поста к Вам, вами же проигнорированных.

 

И о каких расчетах Вы здесь толкуете? Расчетов уравнений с одним неизвестным?

Для таких случаев достаточно простого анализа зависимостей.

Горе от ума в чистом виде.

Изменено 2 июля 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

Теоретически, до 5% скорости для случая горизонтального расположения Кривой располагаемых тяг. У поршневых движков эта "кривая" имеет наклон до 45 гр. и потому, реально, порядка 3% скорости.

для як-52 - возможно. Для самолета вроде ЛаГГ-3 - нет.

[[I.B.]ViRUS]

подход с этими кривыми в корне неверен, поскольку на углах атаки, соответствующих полету на макс. скорости, шаг между углами крайне велик, а данные поляры часто даются через 2 градуса. Вы соединяете произвольными кривыми между точками на сравнительно большой дистанции между ними, что вносит огромную погрешность.

Проще и точнее оценивать величину роста индуктивного сопротивления через аналитические зависимости, благо на углах атаки, близких к углу нулевой подъемной силы, квадратичная зависимость хорошо ложится к графику поляры. Графики не дадут сравнимой точности с аналитическими выкладками, как ни крути, тем более что в конкретно этой задаче они и вовсе бесполезны.

Изменено 2 июля 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[adzyga]

для як-52 - возможно. Для самолета вроде ЛаГГ-3 - нет.

 

Мир, дружба, жвачка!

[adzyga]

подход с этими кривыми в корне неверен, поскольку на углах атаки, соответствующих полету на макс. скорости, шаг между углами крайне велик, а данные поляры часто даются через 2 градуса. Вы соединяете произвольными кривыми между точками на сравнительно большой дистанции между ними, что вносит огромную погрешность.

Проще и точнее оценивать величину роста индуктивного сопротивления через аналитические зависимости, благо на углах атаки, близких к углу нулевой подъемной силы, квадратичная зависимость хорошо ложится к графику поляры. Графики не дадут сравнимой точности с аналитическими выкладками, как ни крути, тем более что в конкретно этой задаче они и вовсе бесполезны.

 

Вы не поверите, сначала я даже подумал, что этот пост ZoZo наваял.

[SDV_ZoZo]

На 99 стр. висят три мои поста к Вам, вами же проигнорированных.

 

И о каких расчетах Вы здесь толкуете? Расчетов уравнений с одним неизвестным?

Для таких случаев достаточно простого анализа зависимостей.

Горе от ума в чистом виде.

Вот видите, вы опять уходите от ответа. Обсуждение по вопросу, на который вы сослались, в основном велось в личке, но ваши комментарии мы видели и приняли в расчет, хоть некоторые из них и были мимо цели.

Так вы можете расчетами обосновать ваши высказывания относительно поведения самолета на максимальных скоростях при минимально возможном лобовом сопротивлении?

[adzyga]

Прошу прощения. Перерыв. Иду спать.

 

Так вы можете расчетами обосновать ваши высказывания относительно поведения самолета на максимальных скоростях при минимально возможном лобовом сопротивлении?

 

Никаких расчетов! Никаких обоснований! Вы мне взорвали мосК. 

[SDV_ZoZo]

Сожалею, так как от взорванного мосКа пользы ни на грошь.

Без расчетов и обоснований в таких вопросах, это разговор базарных бабок на завалинке под лузгание семечек. Абсолютно контрпродуктивно.

[SAS_47]

Вот теперь, выделенное, верно!

Это верно для всех профилей, как и то, что более легкий самолет всегда летит с меньшим Су.

 

 

И не надо врать! В оригинале было:

 

"Профиль BS-16. Наименьший Сх при Су=0.1

Более лёгкий самолёт, летящий в горизонтальном полёте при меньшем Су (и большем Сх) будет иметь меньшую макс. скорость."

 

Ха-ха. Разжёвывать гуру каждую букву. Увольте.

Ведь понятно, что разговор идёт около Су=0.1

Или не понятно?

 

Сх при Су=0 больше мин Сх для данного профиля.

Такова проза жизни.

 

На установочный угол крыла у гуру времени уже не хватило?

Или он на макс скорость не влияет?

Отчего такая избирательность и односторонность вопросов?

Изменено 2 июля 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

 а максимальная скорость уменьшается пропорционально корню квадратному из соотношения весов."

 

Это соотношение верно для всех скоростей?

Это был вопрос.

[[I.B.]ViRUS]

Это соотношение верно для всех скоростей?

Это был вопрос.

это соотношение просто неверно, поскольку взято что называется "из воздуха"

[adzyga]

На установочный угол крыла у гуру времени уже не хватило?

Или он на макс скорость не влияет?

 

Не надоело стрелки переводить?