Физика и аэродинамика в БзС

[SAS_47]

Не надоело стрелки переводить?

 

Это ответ? Негусто. Увиливаем от простых вопросов, или они слишком сложны? 

Вопросы.

Раз. Так нет принципиальной возможности построить, хотя бы модель, с ГП на Су=0.1 и ниже или есть?

 

Два. Так почему установочный угол крыла на Як,Ла, Ме от 0 до 1.4град а не 2,3,5?

Изменено 2 июля 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

Поляра самолёта И-15бис. Из технического описания.

 

Ему мощности немного не хватает для ГП на Су=0.1 

 

И заметьте. Су макс меньше 1.2

У Миг-1 Су макс 1.32.

А не как не 1.6-1.7

Изменено 2 июля 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

Это ответ? Негусто. Увиливаем от простых вопросов, или они слишком сложны? 

 

Мне самоутверждаться нет необходимости, а продолжать споры с Вами - себя не уважать.

Изменено 2 июля 2014 пользователем adzyga

[SAS_47]

Мне самоутверждаться нет необходимости, а продолжать споры с Вами - себя не уважать.

 

Значит не увиливаете, а вопросы оказались слишком сложными. Сочуствую.

Удачи на форуме тундры.

 

А ответ прост. Приблизительно на этих углах и летают на макс. скорости Як,Ла,Ме. Су около 0.12.

У Ан-24 установочный угол крыла 3град для уменьшения сопротивления фюзеляжа на крейсерской скорости.

Изменено 2 июля 2014 пользователем SAS_47

[Tenzo]

Удачи на форуме тундры.

Точно, видел там adzyga. Все сходится теперь.

[adzyga]

Точно, видел там adzyga. Все сходится теперь.

 

Простите, Вы тут из группы подтанцовки? 

[Zak]

Товарищи и господа. Еще один выпад, и отправитесь в баны.

[Tenzo]

Без обид

[=MG=Dooplet11]

Продублирую вопрос здесь для обсуждения его правомерности:

 

"Вопрос по охлаждению Ла-5. На данный момент не реализовано раздельное управление жалюзи и "совков". Планируется ли введение раздельного управления в дальнейшем для реализации варианта "жалюзи открыты-совки закрыты"?  Будут ли учитываться при этом дополнительные вентилирующие подкапотное пространство: эффект эжекции от выхлопа двигателя через  щель закрытого совка и эффект местного разрежения от уступа между совком и фюзеляжем?  Ведь в жизни жалюзи применялись в основном на планировании и пикировании как защита от переохлаждения, в остальное время они были открыты и тепловой баланс двигателя  обеспечивался регулировкой совков?"

[adzyga]

Summary.

 

При уменьшении веса самолета его максимальная скорость горизонтального полета будет увеличиваться, т.к. ему требуется меньший Су и угол атаки крыла. Это верно для всех профилей крыла, углов их установки и балансировочных потерь. Утверждать обратное равносильно отрицанию Закона сохранения энергии.

[bivalov]

в принципе, ведь есть решение этой штуки - так как у ла-5 никогда не было водорадиатора, можно включить для него эту функцию, которая будет управлять передними жалюзи - правда, это "костыль"...

и, кстати, сейчас еще вспомнилось то что прототип лавки, по сути, лагг-3 м-82 испытывали без жалюзи и с полностью закрытым охлаждающим хозяйством, собственно, потому что тогда жалюзей еще не было... значит, можно сделать еще один вывод о том что горизонтальный полет, видимо, совершался с открытыми жалюзями...

 

или типа того...

[=MG=Dooplet11]

в принципе, ведь есть решение этой штуки - так как у ла-5 никогда не было водорадиатора, можно включить для него эту функцию, которая будет управлять передними жалюзи - правда, это "костыль"...

 

и, кстати, сейчас еще вспомнилось то что прототип лавки, по сути, лагг-3 м-82 испытывали без жалюзи и с полностью закрытым охлаждающим хозяйством, собственно, потому что тогда жалюзей еще не было... значит, можно сделать еще один вывод о том что горизонтальный полет, видимо, совершался с открытыми жалюзями...

 

или типа того...

Имеется в виду Гу-82? ИМХО, там применялась юбка, такая же , как на Су-2 и Ту-2(впоследствии).  Катастрофа Чкалова на И-180 (одна из версий) - переохлаждение двигателя на планировании из-за отсутствия жалюзи. 

[bivalov]

Имеется в виду Гу-82?

какой гу-82, вы что? я же говорю что это именно прототип, который достаточно подробно описан в разделе с лтх, из технического описания ла-5 за 42й (оно давно есть в сети, ссылки давались вам в т.ч., и КМК оно появилось именно благодаря нашим разработчикам, словом, стоящая штука, которая частично отражена в сводной таблице ЛТХ лаггов и ла-5/7)... думаю, могу прикрепить вырезку, и не думаю что я прям так уж прав, а в остальном как то давал свое краткое резюме по источникам, из которых явно стоит проверить рлэ за 43й, и что совпадает с вашим постом КМК...

[SAS_47]

И с рулём высоты гуру лоханулся.

 

Для балансировки Як-52 в ГП угол отклонения РВ минус 2 - минус 4градуса. (номинал)

Хоть бы практическую аэродинамику почитал.

[adzyga]

И с рулём высоты гуру лоханулся.

 

Для балансировки Як-52 в ГП угол отклонения РВ минус 2 - минус 4градуса. (номинал)

Хоть бы практическую аэродинамику почитал.

 

Не ищите член у комара!

 

Я не утверждал, что балансировочных потерь нет. Они есть, но изменение этих потерь при изменении веса несравнимо меньше тех положительных изменений, что происходят на крыле.

[SAS_47]

Отрицательный угол установки стабилизатора выбирается таким, что бы на скоростях близких к наивыгоднейшей, при оптимальных значениях центровки и веса, руль высоты находился в положении близком к нейтральному.

 

Як-52, 1290кг, высота 500м.

Минус 2-4 градуса отклонения РВ во всём диапазоне скоростей на номинале (на малом газу ещё больше) и близко к нейтральному.

 

Это ближе к слону, а не к комару.

И не надо вилять этой самой, за что бан обещали.

Изменено 3 июля 2014 пользователем SAS_47

[[I.B.]ViRUS]

Summary.

 

При уменьшении веса самолета его максимальная скорость горизонтального полета будет увеличиваться, т.к. ему требуется меньший Су и угол атаки крыла. Это верно для всех профилей крыла, углов их установки и балансировочных потерь. Утверждать обратное равносильно отрицанию Закона сохранения энергии.

Ошибочное мнение. Взять к примеру щиток Крюгера - на меньшем угле атаки крыло с таким предкрылком в выпущенном состоянии имеет большее сопротивление, нежели чем на чуть большем угле, следовательно и скорость полета станет меньше при уменьшении Cy. Подъемная сила никак не может влиять на скорость, ТОЛЬКО сила сопротивления. Последняя зависит от подъемной через индуктивное сопротивление, которое на малых углах атаки изменяется очень слабо в общей доле сопротивления, из чего и выходит, что при полете на максимальной скорости вес почти не влияет на скорость.

К чему вы приплели закон сохранения энергии и вовсе непонятно.

Изменено 3 июля 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[adzyga]

 Взять к примеру щиток Крюгера

 

Вы бы еще взяли в качестве примера ступу Бабы Яги.

[[I.B.]ViRUS]

Вы бы еще взяли в качестве примера ступу Бабы Яги.

вот только "острить" не надо. Конкретный пример, где ваши доводы не имеют ровно никакого веса. Вы забываете о первопричине явления падения макс. скорости, строите выводы на совершенно левых предположениях. Не задействован никакой закон сохранения энергии в этом явлении, подъемная сила строго перпендикулярна вектору перемещения, и никаким образом конкретно подъемная сила не влияет на величину максимальной скорости. Только опосредованно, только через индуктивную составляющую сопротивления (ну разве что еще и через сопротивление балансировки).

[adzyga]

Минус 2-4 градуса отклонения РВ во всём диапазоне скоростей на номинале (на малом газу ещё больше) и близко к нейтральному.

 

При чем здесь номинал и малый газ?!

Мы сравниваем режимы максимальной скорости на максимальной тяге для различных весов. Так понятно?

И потому, хотите вы этого или нет, вам придется "вес вашего слона" умножить, как минимум, на отношение площади горизонтального оперения к площади крыла: S г.о./S кр.

[adzyga]

вот только "острить" не надо.

 

Вы просили меня не "засорять" вашу ветку. Я вашу просьбу выполнил. Имейте совесть!

[SAS_47]

Горизонтальный стабилизатор самолетов  классической схемы предназначен для их балансировки в прямолинейном полете путем создания кабрирующего момента необходимого для компенсации пикирующего момента крыла и фюзеляжа. Руль высоты служит для создания управляющих моментов при маневрировании. Отрицательный угол установки стабилизатора выбирается таким, что бы на скоростях близких к наивыгоднейшей, при оптимальных значениях центровки и веса, руль высоты находился в положении близком к нейтральному. При значительных отклонениях: скорости полета, веса, центровки...от расчетных, может возникнуть необходимость создания дополнительного балансировочного момента для стабилизации полета, путем отклонения руля высоты. Набегающий воздушный поток будет пытается вернуть руль высоты в нейтральное положение. Появятся нагрузки в продольном канале управления. Вот тут нам на помощь придёт триммер руля высоты.

 

И с памятью хреново?

Это более ранний глюк на мой пост о РВ, макс.скорость это другой, более поздний, глюк.

[[I.B.]ViRUS]

Вы просили меня не "засорять" вашу ветку. Я вашу просьбу выполнил. Имейте совесть!

я вам привел конкретный пример, конкретный довод, когда с уменьшением угла атаки растет Cx. Правило уменьшения сопротивления с уменьшением угла атаки - правило в кавычках. Никакой закон сохранения энергии не учтет возникновения каких-либо местных возмущения потока, особенностей изменения ламинарно-турбулентных переходов. Выше вам показывали пример профиилей, которые на поляре имеют рост коэффициента сопротивления с уменьшением подъемной силы, а вы по прежнему глухо все воспринимаете. У вас какая-то своя аэродинамика, с блекджеком и фурсетками.

[adzyga]

Никакой закон сохранения энергии (ЗСЭ) не учтет возникновения каких-либо местных возмущения потока, особенностей изменения ламинарно-турбулентных переходов.

 

После того, как Вы отказали мне в праве считать скоростной поток воздуха кинетической энергией, а статическое давление воздуха - потенциальной...у меня пропало всякое желание дискуссировать  с Вами о ЗСЭ.

(пост 111;  http://forum.il2sturmovik.ru/topic/1047-kursantskaya-shkola/page-3 )

 

После того, как  в приведенном мною рисунке, Вы, к Кривой потребной тяги дорисовали Кривую потребной мощности (?!), стало ясно, что и о аэродинамике у нас серьезного разговора не получится. Сорри!

( пост 3784;  http://forum.il2sturmovik.ru/topic/122-fizika-i-aerodinamika-v-bzs/page-95 )

[adzyga]

"Горизонтальный стабилизатор самолетов  классической схемы предназначен для их балансировки в прямолинейном полете путем создания кабрирующего момента необходимого для компенсации пикирующего момента крыла и фюзеляжа. Руль высоты служит для создания управляющих моментов при маневрировании. Отрицательный угол установки стабилизатора выбирается таким, что бы на скоростях близких к наивыгоднейшей, при оптимальных значениях центровки и веса, руль высоты находился в положении близком к нейтральному. При значительных отклонениях: скорости полета, веса, центровки...от расчетных, может возникнуть необходимость создания дополнительного балансировочного момента для стабилизации полета, путем отклонения руля высоты. Набегающий воздушный поток будет пытается вернуть руль высоты в нейтральное положение. Появятся нагрузки в продольном канале управления. Вот тут нам на помощь придёт триммер руля высоты." / adzyga/

 

И с памятью хреново?

Это более ранний глюк на мой пост о РВ, макс.скорость это другой, более поздний, глюк.

 

Спасибо за мою, приведенную вами, цитату. С удовольствием под ней подписываюсь.

А глюк это или не глюк, думаю, пользователи разберутся и без Вас.

 

PS.

Жаль, что Вы не привели ту, Вашу, ахинею, которую мне пришлось опровергать этой цитатой.

 

Дальнейшую дискуссию с Вами прекращаю. В игнор!

Изменено 3 июля 2014 пользователем adzyga

[SAS_47]

Тогда даже Ме-109Г2 смотрит на вас  с недоумением.

Даже на нём нет " близко к нейтральному".

Изменено 3 июля 2014 пользователем SAS_47

[SAS_47]

PS.

Жаль, что Вы не привели ту, Вашу, ахинею, которую мне пришлось опровергать этой цитатой.

 

Дальнейшую дискуссию с Вами прекращаю. В игнор!

 

Пакажите пальчиком на мою ахинею.

Пока что наблюдается ровно наоборот.

 

Игнор это очень хорошо,если не будете отсвечивать на мои посты.

А я соответственно на ваши. Пустое.

Изменено 3 июля 2014 пользователем SAS_47

[[I.B.]ViRUS]

После того, как Вы отказали мне в праве считать скоростной поток воздуха кинетической энергией, а статическое давление воздуха - потенциальной...у меня пропало всякое желание дискуссировать  с Вами о ЗСЭ.

(пост 111;  http://forum.il2sturmovik.ru/topic/1047-kursantskaya-shkola/page-3 )

 

После того, как  в приведенном мною рисунке, Вы, к Кривой потребной тяги дорисовали Кривую потребной мощности (?!), стало ясно, что и о аэродинамике у нас серьезного разговора не получится. Сорри!

( пост 3784;  http://forum.il2sturmovik.ru/topic/122-fizika-i-aerodinamika-v-bzs/page-95 )

Начнем с того что подход с мощностями является очень сильным УПРОЩЕНИЕМ одного из уравнений Навье-Стокса, в нем не фигурирует теплота. Подобные упрощения удобны, но не отражают полной картины. Они не позволяют считать с достаточной точностью рядовые инженерные задачи. Сейчас бьются над решением "какой-то там" вязкости, модели турбулентности строят, дабы в CFD расчетах можно было получить более менее похожие данные в каком-то определенном случае (модель турбулентности, работающая в одном случае не работает при других условиях).

В вашем случае закон сохранения в общем работает, если в него включить недостающие составляющие уравнения. Потенциальной и кинетической энергии просто не достаточно, и это не тот случай, когда переменную можно просто отбросить.

 

По второму случаю я пытался Вас вразумить, поскольку вы неверно трактовали некоторые уравнения переноса поляр, обращал внимание на самый хвост графиков, в котором наглядно видно было что скорость изменяется слабо при изменении веса. Да, я неверно в черновом варианте нарисовал линию в пеинте, но суть улавливалась. Сами графики потребных тяг и мощностей выглядят качественно схоже (по крайней мере для случая полета на макс. скорости, интересует лишь левый верхний конец графика), а поскольку никаких конкретный численных величин для конкретных типов ЛА от вас не последовало (вы ограничились рисованием картинок вместо расчетов), я тоже начал "рисовать картинки". С любой точки зрения выходит что вес влияет на макс скорость слабо, это подтверждается и в игре (величину уменьшения скорости найти сложно ввиду того что она сравнима с порядком величины погрешности определения).

 

Ни одного конкретного расчета по теме спора. Упрямство мнения перед конкретными фактами, говорящими об обратном.

[adzyga]

"РВ никогда не находится в нейтральном положении.

Горизонтальное оперение всегда в полёте давит вниз с силой зависящей от скорости, центровки и т.п."

============================================================

Типичный пример подмены понятий - говорим о РВ, а подразумеваем стабилизатор.

[SAS_47]

"РВ никогда не находится в нейтральном положении.

Горизонтальное оперение всегда в полёте давит вниз с силой зависящей от скорости, центровки и т.п."

============================================================

Типичный пример подмены понятий - говорим о РВ, а подразумеваем стабилизатор.

 

Прикольный игнор. Всё остальное такое же?

 

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты, которые работают вместе создавая  силу, которая у отрицательного стабилизатора направлена вниз. Умножив на плечо получим момент ГО.

Как сказано в практической аэродинамике на Як-52, его РВ на всех скоростях ГП направлен вниз на 2-4град (до 8), что не является нейтральным положение ( угол отклонения РВ 0 град относительно стабилизатора).

 

Неужели даже этого нет в вашей аэродинамики для чайников?

Изменено 3 июля 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

Начнем с того что подход с мощностями является очень сильным УПРОЩЕНИЕМ одного из уравнений Навье-Стокса, в нем не фигурирует теплота. Подобные упрощения удобны, но не отражают полной картины. Они не позволяют считать с достаточной точностью рядовые инженерные задачи. Сейчас бьются над решением "какой-то там" вязкости, модели турбулентности строят, дабы в CFD расчетах можно было получить более менее похожие данные в каком-то определенном случае (модель турбулентности, работающая в одном случае не работает при других условиях).

В вашем случае закон сохранения в общем работает, если в него включить недостающие составляющие уравнения. Потенциальной и кинетической энергии просто не достаточно, и это не тот случай, когда переменную можно просто отбросить.

 

 

У меня по данной теме одно высшее (летное училище), и два академических образования (Монино заочно и Жуковка экстерном - Динамика полета на кандидатский минимум). Но я никогда, слышите, - никогда не завожу с пилотами разговоров об уравнениях Эйлера, Навье-Стокса или Навье-Ламе.

Не умеете объяснять принципы науки летания "на пальцах" - не занимайтесь словоблудством. Нет ничего забавнее, чем уязвлённое самолюбие невежды. Как и всякого дилетанта Вас выдаёт отсутствие "правильной", общепринятой авиационной терминологии и основ классической Механики.

 

Практическая аэродинамика присоединенными вихрями не оперирует. Точки стагнации на профиле крыла не ищет. Подъемную силу по Циркуляции Жуковского не считает. Все это привносится в нее халдеями от теоретической аэродинамики не имеющими ни малейшего представления о специфике летной работы.

 

Вирпилам!

Практическая аэродинамика простая и стройная наука летания. Вам достаточно знать её базовые основы - "Будут кости, мясо нарастет". Меньше слушайте теоретиков и доморощенных халдеев. Один совет, до тех пор пока Вы не изучите общие принципы полета самолета, не слушайте знатоков пытающихся блеснуть знанием каких-то особенностей или нюансов. Черт в деталях! И помните, кто ясно мыслит, тот ясно объясняет.

Успехов!

[[I.B.]ViRUS]

Вам ясно объясняют то, почему вы совершаете ошибку, вы начинаете копаться в терминологии, вам доказывают в более строгом стиле, вы отшучиваетесь. На ваших же картинках это превосходно видно. Это легко проверяется в игре. Вы сами занимаетесь словоблудством и в упор не видите фактов.

[SAS_47]

В моем посте 4076 есть одна очень существенная неточность (ошибка).

Интересно великий гуру найдёт её?

Изменено 3 июля 2014 пользователем SAS_47

[Zak]

Закрываю, пока не прекратятся разборки. 

[SAS_47]

Нашёл просто обалденную практическую аэродинамику.

"Практическая аэродинамика учебных реактивных самолётов Л-29"

http://scilib-avia.narod.ru/L-29aerodynamics/contents.htm

 

Практически по всем параметрам подходит под 3т истребитель 2МВ.

Ближе к американцам.

Вес - 3.3т

Площадь крыла - 19кв.м

Крыло прямое NACA 64А200

Мощность 1000-1600л.с.(от скорости).

Скорость ГП у земли -620км/ч, пикирования до 790км/ч

Ограничения по перегрузке +8,-4.

 

Разжёвано много интересных моментов.

Например. Почему нельзя резко выйти на большую перегрузку.

Изменено 5 июля 2014 пользователем SAS_47

[adzyga]

Вам ясно объясняют то, почему вы совершаете ошибку, вы начинаете копаться в терминологии, вам доказывают в более строгом стиле, вы отшучиваетесь...

 

Когда Вы согласитесь, что скоростной напор есть кинетическая энергия, когда момент силы Вы перестанете обзывать силой, когда Кривые Жуковского перестанут быть для вас кривой располагаемой мощности и кривой потребной тяги одновременно, когда критику ваших суждений Вы перестанете  считать оскорблением, а модераторы - разборками..., тогда и поговорим серьезно. Извините!

Изменено 8 июля 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

 

 

когда критику ваших суждений Вы перестанете  считать оскорблением

когда вы называете меня придурком, это совсем даже не критика суждений

Я вас просил представить расчеты, а не заниматься словесными баталиями. Проявите свои знания/таланты/умения (нужное подчеркнуть) и представьте расчеты величин значений максимальной скорости хотя бы для ЛаГГ-3 с полными и пустыми баками. Спор велся вокруг утверждения о том что вес слабо влияет на величину максимальной скорости. Вы считаете что это не так, вот и представьте конкретные расчеты, а не оторванные от конкретики "профессиональные" мнения и т.п.

[adzyga]

Фокус аэродинамического давления = отрезок между двух точек...

 

"Горе от ума." В чистом виде.

 

Нет более темной темы в аэродинамике, чем пресловутый "фокус".

Первое, что надо четко уяснить - есть два фокуса: фокус  крыла и фокус самолета. Мало кто знает, что момент аэродинамической силы крыла считается не относительно ЦТ самолета, а относительно передней кромки крыла, точнее - относительно координаты САХ% = 0

Фокус крыла никакого отношения к устойчивости и управляемости не имеет. Изолированное крыло объект неустойчивый в принципе.

 

Самолет - система состоящая из крыла и хвостового оперения - совсем другое дело. Понятие "фокус самолета" в западной литературе применяется наравне с нейтральной центровкой - Neutral Point (NP).

 

Фокус крыла - мнимая точка, жестко "зафиксированная" на хорде крыла. В следствии линейности функции Су крыла по альфа, определяется эта точка математическим путем и используется для упрощения расчетов величины момента тангажа вызываемого подъемной силой крыла. "Фокус самолета" такой точкой назвать нельзя, математически найти невозможно. Потому и определяется он экспериментальным путем. Вернее, определяется не он, а нейтральная центровка. И называть её фокусом не совсем верно, т.к. фокус - это ТОЧКА, а нейтральная центровка, в следствии нелинейности функции Су самолета по альфа, имеет ДИАПАЗОН.

 

Дело в том, что нейтральную центровку сначала обозвали фокусом самолета (по аналогии с фокусом крыла), а затем уже наделили её свойствами этого самого фокуса. Свойствами, которые не были присущи ей изначально.                                   

ИМХО, не какой-то там мифический "фокус самолета", а "нейтральная центровка" - именно то название, которое следовало бы употреблять при рассмотрении вопросов устойчивости и управляемости самолета.

 

Еще пару слов о центре давления.  Довольно часто устойчивость и управляемость самолета связывают со взаимным расположением ЦТ и ЦД самолета ... и даже крыла.

Точка приложения центра давления крыла, как и фокус крыла определяющего значения в вопросе устойчивости самолета не не имеет. Имеет значение только взаимное расположение ЦТ и фокуса самолета -  Neutral Point (NP) по забугорному.

 

И совершенно верно отмечает Dim_177 в посту 3090, стр.78:

"Центр давления ЛА в установившемся полете абсолютно совпадает с центром масс (иначе ЛА получит вращательный момент)."

 

"Когда самолет находится в равновесии, его центр давления совпадает с центром тяжести." / Практическая аэродинамика, Г.С. Аронин. 1962 г.стр. 284/

 

От себя добавлю: Точка приложения подъемной силы сбалансированного самолета всегда находится в центре его тяжести. Достигается это  триммированием руля высоты.

 

Будут вопросы, можем продолжить...

[adzyga]

когда вы называете меня придурком, это совсем даже не критика суждений

Я вас просил представить расчеты, а не заниматься словесными баталиями. Проявите свои знания/таланты/умения (нужное подчеркнуть) и представьте расчеты величин значений максимальной скорости хотя бы для ЛаГГ-3 с полными и пустыми баками. Спор велся вокруг утверждения о том что вес слабо влияет на величину максимальной скорости. Вы считаете что это не так, вот и представьте конкретные расчеты, а не оторванные от конкретики "профессиональные" мнения и т.п.

 

Опять разводите срач. Почему бы Вам не использовать ЛС. Там бы вам и объяснили кого и за что назвали придурком.

Общаться на форуме с Вами ПРЕКРАТИЛ.

 

 

п.7, 3 суток РО

Изменено 8 июля 2014 пользователем BlackSix

[Tenzo]

Adzyga, еще раз при всем уважении, но срач разводите Вы, и уже говорили каким образом.