Физика и аэродинамика в БзС

[Tenzo]

Подкину вам корм для спора.

 

 

На этом рисунке даны кривые располагаемой мощности при двух работающих двигателях на номинальном режиме и кривые потребных мощностей для самолета с

полетным весом 20000, 18000 и 16000 кГ при полете у земли в стандартных атмосферных условиях.

Как известно, располагаемая мощность силовой установки не зависит от полетного веса самолета.

Из анализа кривых видно, что при уменьшении веса самолета:

а) теоретическая минимальная скорость самолета также уменьшается, так как при меньшем весе требуется меньшая скорость для получения равенства Y=G

 

б) максимальная скорость самолета увеличивается, так как при уменьшении полетного веса при неизменной подаче топлива возникает избыток мощности, который и расходуется на создание приращения скорости полета (у земли для самолетов с полетным; весом 20 000, 18 000 и 16 000 кГ максимальная скорость соответственно будет 480, 485, 490 км/ч);

 

в) диапазон скоростей увеличивается;

 

г) скорости, соответствующие наивыгоднейшему и экономическому углам атаки, с уменьшением полетного веса уменьшаются;

 

д) избыток мощности на всем диапазоне углов атаки увеличивается.

Кроме того, выше было установлено, что с подъемом на высоту при

полете на том же угле атаки, чтобы обеспечить равенство Y=G, полет будет

происходить на большей скорости, чем у земли.

[[I.B.]ViRUS]

 

Подкину вам корм для спора.

 

Влияние полетного веса.jpg

Эту картинку бы да чуть пораньше, адзюга, похоже, забыл про кривую располагаемой мощности (в случае кривых Жуковского - располагаемой тяги), приняв изменение положения точки, соответствующей полету самолета на различных массах с требованием увеличения потребной тяги/мощности, что не является верным, поскольку при увеличении веса самолета увеличивается и угол атаки, а он его брал неизменным (что, собственно, и стало причиной долгого и нудного спора). Т.е. по его логике 25% росту веса будет соответствовать 25% падение скорости, хотя на тех графиках видно, что скорость лишь слегка уменьшилась.

Изменено 31 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[=PUH=Theo]

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.

 

 

Так случилось в природе, что платформа (любая) с задними управляемыми колёсами (даже самоориентирующимеся) зверски неустойчива по курсу и стремится развернуться. Это связано с возникающими разворачивающими моментами.

И наоборот, платформа с передними управляемыми и самоориентирующимеся колёсами устойчива по курсу. 

 

Именно по этой самой причине управляемые колёса у автомобилей - передние. Именно поэтому большинство современных самолётов имеют трёхстоечную схему с передним управляемым колесом.

[SDV_ZoZo]

Похоже, что кривые потребных мощностей для разных полетных весов при нулевом угле атаки будут совпадать. Максимальные скорости, которые мы видим на рисунке, очевидно достигнуты на углах атаки близких к нулевым, но не нулевых, поэтому мы видим разницу в максимальной скорости. Хоть и небольшую, но разницу. Судя по полетным весам и скоростям, кривые потребных мощностей могли бы быть для Ан-24. Такие самолеты с нулевыми углами атаки не летают в горизонте.

 

Напрашивается один вывод в этой дискуссии: при увеличении веса максимальная скорость уменьшается ПО ПРИЧИНЕ УВЕЛИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ

Иными словами если при увеличившемся весе располагаемой тяги достаточно для поддержания горизонтального полета при нулевом угле атаки, максимальная скорость не изменится.

Изменено 31 мая 2014 пользователем ZoZo

[[I.B.]ViRUS]

Похоже, что кривые потребных мощностей для разных полетных весов при нулевом угле атаки будут совпадать. Максимальные скорости, которые мы видим на рисунке, очевидно достигнуты на углах атаки близких к нулевым, но не нулевых, поэтому мы видим разницу в максимальной скорости. Хоть и небольшую, но разницу.

я все время пытался донести именно эту мысль.

[adzyga]

 

Подкину вам корм для спора.

 

Влияние полетного веса.jpg

 

 

Кто-то спорил?

Я тут на досуге свой график нарисовал и аргументы привел подобные. Но увы опоздал.

И все равно размещу их в подтверждение ваших слов.

 

А то, что шулерок тут факты подтасовывает, то пусть это останется на его совести.

Ведь писал же ему:

А про вес, автор напоминает нам для того, чтобы мы понимали как перестраиваются кривые потребных тяг с одного веса на другой. Предлагаю еще раз внимательно прочитать весь текст"

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

 

Моя версия.

Максимальная скорость самолетов с различным полетным весом достигается в точках пересечения их потребных и располагаемых тяг (точки 1 и 2 на схеме).

Самолет весом G2 не может достичь скорости самолета весом G1, т.к. в точке 1' его потребная тяга будет превышать максимальную тягу двигателя. А самолет весом G1 в точке 2', соответствующей Vmax самолета G2, будет иметь избыток тяги.

Задача определения величины изменения Vmax при изменении веса самолета аналитическим путем не решается, но в первом приближении на 10% изменения веса приходится до 5% изменения максимальной скорости полета. И чем угол наклона кривой располагаемой тяги больше тем процент изменения скорости меньше.

Изменено 31 мая 2014 пользователем adzyga

[SDV_ZoZo]

Здесь нет никакого противоречия. Просто на схемках взяты произвольные кривые потребных тяг. Полагаю, что в нашем случае верхние части кривых потребных тяг будут перпендикулярны оси абсцисс. Таким образом при перестроении кривой потребной тяги для другого веса она будет смещаться вверх, а вертикальные участки этих кривых по прежнему будут совмещены.

Это подтверждается формулой максимальной скорости, которая зависит от максимальной располагаемой тяги, коэффициента лобового сопротивления (угол атаки), массовой плотности воздуха и площади крыла. Максимальная скорость не имеет непосредственной зависимости от веса самолета. К зависимости от максимальной скорости мы приходим опосредованно через коэффициент лобового сопротивления (Сy), который уже напрямую зависит от угла атаки.

[CEPbIu]

Пока скрины нарезАл тут само собой разрешилось .

 

Напрашивается один вывод в этой дискуссии: при увеличении веса максимальная скорость уменьшается ПО ПРИЧИНЕ УВЕЛИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ

Иными словами если при увеличившемся весе располагаемой тяги достаточно для поддержания горизонтального полета при нулевом угле атаки, максимальная скорость не изменится.

И в игре это отражено. И непонятно об чем был спор.

Ну и немного про игру:

Скрин 1 - полная заправка

Скрин 2 - 25% заправка, разница в скорости 1км/ч (ни Вирус ни Адзига не попали )

Ну и в довесок Скрин 3 (да да, сбросил скорость, но просто так лучше видно) оранжевая область - разница в площади миделя при увеличении угла атаки (Вирус, балансировочное сопротивление это оно? просто этот термин впервые слышу, а гугл молчит как партизан на этот счет) следствие - увеличение лобового сопротивления, большая часть разницы при увеличении веса на этом явлении. Фиолетовые стрелки - индуктивное сопротивление (оно есть еще на задней кромке крыла давящее на верхнюю поверхность крыла но там не нарисовал) меньшая часть разницы в сопротивлении на этом явлении. При увеличении веса это и происходит, чем меньше скорость тем сильнее проявляется, но проявляется в любом случае.

PS Это я так, для наглядности...для простых смертных .

Изменено 31 мая 2014 пользователем CEPbIu

[adzyga]

Скрин 2 - 25% заправка, разница в скорости 1км/ч (ни Ххххх ни Адзига не попали )

 

Обижаешь, я никаких конкретных величин не называл, только пропорции.

Изменено 31 мая 2014 пользователем adzyga

[pufik]

 

Напрашивается один вывод в этой дискуссии: при увеличении веса максимальная скорость уменьшается ПО ПРИЧИНЕ УВЕЛИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ

Мои 5 коп. Он не напрашивается. Это было ясно с самого начала. Но вирус спорит как раз об этом что его так называемое "балансировочное сопротивление" (кстати тоже покоробило как выражение про "тёплое с мягким") это то что увеличенный угол на кабрирование укладывается в лобовую проекцию и некоторое изменение установки угла у крыла в набегающем потоке не выходит за обрис проекции. А увеличение сопротивления столь мало что им можно пренебречь. ...В целом я бы согласился с этим не глядя не хами он и не выёживайся терминологией. Но видимо не судьба.

Противоречия в споре только одно. Нет точного указания на конкретные условия. Поэтому все его речи сводятся к модели в рамках балансировки массой полезной нагрузки по хорде конкретного ЛА и соответственно для разных ЛА она может сильно отличаться в диапазоне от крейсерской до максимально достижимой скорости в прямом полёте. У остальных речь об более широком диапазоне балансировок уже чисто аэродинамического свойства. Он этого либо не видит либо считает чем то ниже плинтуса для себя поправить собеседников и уточнить общие термины и формулировки... В итоге весь разговор "про Фому и про Ярёму", или как тут уже правильно заметили об "разных сторонах медали". То бишь как либо противоречий нет но собеседники (один как минимум точно  ) не пытается слушать других а только себя.

...В общем поп-корм и пиво приветствуется господа  .

[adzyga]

Максимальная скорость не имеет непосредственной зависимости от веса самолета.

 

Я бы не был столь категоричен. Скорость пропорциональна корню квадратному из тяги. Максимальная скорость - из максимальной тяги. А тяга, как известно, равна:

 

P = G/K (вес/аэр. качество).

 

Замените в формуле скорости тягу на G/K и Вы получите такую зависимость.

Изменено 1 июня 2014 пользователем adzyga

[adzyga]

 

Противоречия в споре только одно. Нет точного указания на конкретные условия. 

 

 

Главным мне видится выявление общей закономерности: "Изменение скорости пропорционально корню квадратному из изменения веса самолета с поправкой на угол наклона кривой располагаемой тяги." То, что кривые потребных тяг для различных весов на больших скоростях имеют тенденцию к схождению относительно оси абсцисс лишь доказывает квадратичность этой пропорциональности.

Но вот утверждать на основе этой сходимости, что истребитель может летать чуть ли не на нулевых углах атаки и, что крылья на максимальной скорости ему практически не нужны - это явное шарлатанство. Вот тут, я согласен, нужна конкретика.

Но конкретика должна быть достоверной, а не такой анекдотичекой точности как у нашего "героя" - 1/5500!

 

Есть знаменитая притча Эммануила Канта о голубе, который, ощущая своими крыльями сопротивление воздуха, думал, что в пустоте он мог бы лететь быстрее.

Изменено 1 июня 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

Балансировочное сопротивление образуется от того, что отклоняя рули, во-первых, вы создаете дополнительное сопротивление на стабилизаторе, плюс из-за увеличившейся аэродинамической силы, направленной вниз на горизонтальном оперении, приходится это уменьшение подъемной силы компенсировать дополнительным увеличением угла атаки крыла, еще больше увеличивая индуктивное сопротивление. Вполне возможно, что величина такого сопротивления окажется выше, чем просто увеличение индуктивного сопротивления, и падение скорости составит намного большую величину, чем 0,1.

Изменено 1 июня 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[adzyga]

"Балансировочное сопротивление" ! 

 

"Сбалансировать самолет в установившемся прямолинейном полете - это значит уравновесить все продольные

статические моменты относительно оси Z."

 

Ну, а то что наш герой моменты считает силами я узнал из его учебного ролика "Основы полета":

 

http://forum.il2sturmovik.ru/topic/1047-kursantskaya-shkola/page-4

 

[SDV_ZoZo]

Я бы не был столь категоричен. Скорость пропорциональна корню квадратному из тяги. Максимальная скорость - из максимальной тяги. А тяга, как известно, равна:

 

P = G/K (вес/аэр. качество).

 

Замените в формуле скорости тягу на G/K и Вы получите такую зависимость.

Из учебника я понял, что это выражение используется для определения потребной тяги. В формуле, которую имел ввиду я, используется значение располагаемой максимальной тяги.

Мною потребная тяга воспринимается как необходимый минимум для поддержания горизонтального полета в определенной конфигурации ЛА, а располагаемая максимальная тяга - это все, что есть в наличии. Поэтому этот нюанс мне кажется существенным. Не уверен, что можно располагаемую максимальную тягу подменить потребной тягой в формуле для определения максимальной скорости.

[[I.B.]ViRUS]

придираетесь к мелочам. Ваших роликов я чего то не видел, а на то видео у меня ушел целый месяц работы, интересно было бы посмотреть, на сколько у вас терпения бы хватило

[adzyga]

Из учебника я понял, что это выражение используется для определения потребной тяги. В формуле, которую имел ввиду я, используется значение располагаемой максимальной тяги.

Мною потребная тяга воспринимается как необходимый минимум для поддержания горизонтального полета в определенной конфигурации ЛА, а располагаемая максимальная тяга - это все, что есть в наличии. Поэтому этот нюанс мне кажется существенным. Не уверен, что можно располагаемую максимальную тягу подменить потребной тягой в формуле для определения максимальной скорости.

 

О чем спор?! 

 

Максимальная скорость горизонтального полета достигается в точке пересечения кривых потребных и располагаемых тяг, 

там где Р потребная  = Р располагаемой

[SDV_ZoZo]

Все верно. Ждал этой фразы от вас. Мне это представляется следующим образом:

Выражение P = G/K справедливо для всех значений кривой Жуковского (можно так называть кривые потребных тяг?), а выражение Vmax=SQRT(2Pр max/CxрS) справедливо только для одной точки на этой кривой. Если аэродинамическое качество одного и того же самолета зависит только от угла атаки, то К при нулевом угле атаки будет всегда неизменно. Изменяя в формуле  P = G/K вес самолета мы получаем для каждого веса свою потребную тягу. Но в случае с максимальной скоростью при изменении веса потребная тяга=максимальной располагаемой тяги и по логике изменяться не должна. Возникает противоречие. Вижу только одно решение этой ситуации - когда К=0 и выражение само по себе потеряет смысл.

Вот с этого момента мне не хватает информации поэтому утверждать наверняка не берусь. Придется разбираться еще и с полярами.

[adzyga]

придираетесь к мелочам. Ваших роликов я чего то не видел, а на то видео у меня ушел целый месяц работы, интересно было бы посмотреть, на сколько у вас терпения бы хватило

 

Ни хрена себе мелочи!

Вы ни одной схемы сил, ни на одном режиме полета, не изобразите правильно без знания этих мелочей. Я вам уже говорил, что анимация у вас отличная, но Вы испохабили её своими бездарными комментариями. Озвученные вами тексты местами были толковые, но так как Вы надергали их из различных источников терминология изобиловала скажем мягко - излишествами. Вот и получилось, что одно и тоже понятие Вы "обзывали" то центром тяжести, то центром масс, а то и центром инерции...

 

Чего стоит один ваш посыл о том, что статическое давление не является характеристикой потенциальной энергии воздушного потока.

Про устойчивость и управляемость вообще молчу, т.к. объяснять эти вопросы используя фокус крыла - моветон.

 

Мой Вам совет, не рядитесь в тогу аэродинамика. Возьмите себе хорошего помощника и будет Вам счастье. Или...я читал, что Вам

предлагали  скооперироваться с Мартефи, имхо, дельное предложение. 

 

PS.

Надеюсь, тема вашей будущей диссертации к аэродинамике отношения не имеет.

Удачи!

[[I.B.]ViRUS]

"Балансировочное сопротивление" ! 

 

"Сбалансировать самолет в установившемся прямолинейном полете - это значит уравновесить все продольные

статические моменты относительно оси Z."

 

Ну, а то что наш герой моменты считает силами я узнал из его учебного ролика "Основы полета":

 

http://forum.il2sturmovik.ru/topic/1047-kursantskaya-shkola/page-4

Я много переводил тексты по проектированию ЛА с английского, там встречался термин "Trim drag", которое мультитран переводил как "балансировочное сопротивление". У пендосов есть много терминов, на которых они делают особый акцент, и которым порой на русском языке нет четкого термина, и этот термин один из них. К тому же нам на курсах аэродинамики про такую штуку рассказывали, только ввиду давности я точно назвать термин не могу.

Если вернуться обратно от обсуждений того труда, который я сделал, то мы приходим к тому что от увеличения веса на 300кг у нас скорость уменьшилась на 1-2 км/ч. Такое изменение в скорости довольно мизерно и сложно заметить на фоне изменившихся динамических характеристик самолета, поэтому можно прийти к выводу что изменение веса практически не влияет на макс скорость, что вызвало у вас многостраничный дискус, в котором вы в итоге и сами признали слабое изменение скорости, после стольких эпитетов, начиная от "совокуплений" (я привел ваши фразы в более культурный вид) до "придурка". Но извинений от вас так и не проследовало.

PS.

Надеюсь, тема вашей будущей диссертации к аэродинамике отношения не имеет.

Удачи!

тема моей диссерртации посерьезнее, чем у большинства докторов, хотя, наверное, в науке не останусь и пойду в инженеры.

[adzyga]

Знатоку англиЦкого:

 

"You can talk till all is blue but I shan't believe you." (с) 

Изменено 1 июня 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

знатоку препираться на ровном месте:

Вы в споре ничего не доказали, плавно слив дискуссию в конце; вы сами делали огромное количество ФАКТИЧЕСКИХ ошибок и неточностей (к примеру уменьшение аэродинамического качества в ГП при росте веса), при этом поливая меня всякий раз за неточное знание каких-то терминов; позволяли себе надменный тон в коллективной переписке, которую начал мартефи, да и в этой ветке практически с самого начала вашего в ней участия; откровенно хамили местами - как вас только студенты переносят.

[adzyga]

Все верно. Ждал этой фразы от вас. Мне это представляется следующим образом:

Выражение P = G/K справедливо для всех значений кривой Жуковского (можно так называть кривые потребных тяг?), а выражение Vmax=SQRT(2Pр max/CxрS) справедливо только для одной точки на этой кривой. Если аэродинамическое качество одного и того же самолета зависит только от угла атаки, то К при нулевом угле атаки будет всегда неизменно. Изменяя в формуле  P = G/K вес самолета мы получаем для каждого веса свою потребную тягу. Но в случае с максимальной скоростью при изменении веса потребная тяга=максимальной располагаемой тяги и по логике изменяться не должна. Возникает противоречие. Вижу только одно решение этой ситуации - когда К=0 и выражение само по себе потеряет смысл.

Вот с этого момента мне не хватает информации поэтому утверждать наверняка не берусь. Придется разбираться еще и с полярами.

 

Кривая располагаемой тяги не зависит от веса, а кривая потребной тяги для каждого веса своя ( см. рисунок, пост 3809). Вот и получается, что при изменении веса точка пересечения кривых будет смещаться вдоль оси абсцисс, по которой мы определяем значения скоростей полета.

знатоку препираться на ровном месте:

Вы в споре ничего не доказали, плавно слив дискуссию в конце; вы сами делали огромное количество ФАКТИЧЕСКИХ ошибок и неточностей (к примеру уменьшение аэродинамического качества в ГП при росте веса), при этом поливая меня всякий раз за неточное знание каких-то терминов; позволяли себе надменный тон в коллективной переписке, которую начал мартефи, да и в этой ветке практически с самого начала вашего в ней участия; откровенно хамили местами - как вас только студенты переносят.

 

Без комментариев!

[Tenzo]

Вирус, забей. Спор уже давно не продуктивный. И вспомни когда он был закрыт форумчанами, и кем и для чего был открыт заново. Троль.

[CEPbIu]

Обижаешь, я никаких конкретных величин не называл, только пропорции.

Ну так об этих пропорциях я и говорил.

 

.....

Увеличение веса самолета, например, на 10% от первоначального, приведет к тому, что максимальная скорость  уменьшится на корень квадратный из 1.1 т.е. на 5% 

Масса 3160кг, масса топлива 340кг, скорость с полной заправкой 532км/ч и с заправкой чуть менее 20% (минус ~272кг, 8.6% массы) 533км/ч, разница 1км/ч. Тут даже 1% нет (тут 0.18%).

 

 

Балансировочное сопротивление образуется от того, что отклоняя рули, во-первых, вы создаете дополнительное сопротивление на стабилизаторе, плюс из-за увеличившейся аэродинамической силы, направленной вниз на горизонтальном оперении, приходится это уменьшение подъемной силы компенсировать дополнительным увеличением угла атаки крыла, еще больше увеличивая индуктивное сопротивление. Вполне возможно, что величина такого сопротивления окажется выше, чем просто увеличение индуктивного сопротивления, и падение скорости составит намного большую величину, чем 0,1.

Опять индуктивное...индуктивное давит на верхнюю поверхность крыла испоганивая обтекание. Ты все время забываешь о давлении на нижнюю поверхность крыла из-за угла атаки (только не могу найти что это за сопротивление конкретно, вредное или лобовое - это слишком комплексно, но применимо)

[pufik]

Если Вы про это то тоже индуктивное.

[[I.B.]ViRUS]

Кривая располагаемой тяги не зависит от веса, а кривая потребной тяги для каждого веса своя ( см. рисунок, пост 3809). Вот и получается, что при изменении веса точка пересечения кривых будет смещаться вдоль оси абсцисс, по которой мы определяем значения скоростей полета.

Нафига вам вообще сдались эти кривые, если по сути нужен небольшой участок сверху справа? Ни тяга, ни мощность там практически не изменяются, а значит и смысла их применения нету, мы же не широкий диапазон скоростей рассматриваем, или характеристики сваливания. Рисуете всякие схемы, "объясняете". Только толку от этих рисунков 0, поскольку посадочная скорость истребителя слабо зависит от того, полные баки или почти пустые (скорости 140-150 для лага), а уж тем более разница в скоростях на режиме максимальной скорости, где разница в скоростях падает сильнее. Графики свои вы можете провести как угодно, без фактического расчета цена им - плюнуть и растереть. Вы долго выдавали перенос кривой потребной мощности за изменение скорости (по крайней мере это следует из того злосчастного рисунка, из-за которого обратились к модераторам, поскольку там ни единого слова об располагаемой тяге не было, как и ваших "формул" в начале темы, в контексте спора выходило что качество/угол было неизменным, либо ошибочно полагали уменьшение качества - везде в ваших рассуждениях были ляпы), "профессор" по специальности "рисовальщик графиков".

[adzyga]

"Основы полета":

 

(27:10) "...наивыгоднейшая скорость полета соответствующая максимальному аэродинамическому качеству."

(27:17) "Есть еще экономичная скорость соответствующая минимальному сопротивлению." ?!

 

"Минимальному сопротивлению соответствует максимальное аэродинамическое качество."

 

PS.

Несмотря на свое название лошадиная сила (л.с.) силой не является.

[[I.B.]ViRUS]

"Минимальному сопротивлению соответствует максимальное аэродинамическое качество."

ошибаетесь, "профессор". Минимальное сопротивление соответствует точке нулевой подъемной силы поляры (за исключением случаем применения выдвижных предкрылков, особенно щитка Крюгера). При максимальном качестве сопротивление больше.

 

Несмотря на свое название лошадиная сила (л.с.) силой не является.

я в курсе

[adzyga]

ошибаетесь, "профессор". Минимальное сопротивление соответствует точке нулевой подъемной силы поляры (за исключением случаем применения выдвижных предкрылков, особенно щитка Крюгера). При максимальном качестве сопротивление больше.

 

я в курсе

 

Не крутите попой, "аспирант".  Временные метки и цитаты взяты из вашего ролика, раздел 1.5: "Метод мощностей в оценке летных характеристик."

 

В очередной раз убеждаюсь, что Вы не видите разницы ни между аэродинамическими силами и их коэффициентами, ни между силами и мощностями.

[CEPbIu]

Если Вы про это Рисунок1_cr.jpg то тоже индуктивное.

Рисунок 20. Отклонение воздушного потока вниз вызванное вихревым шнуром. И ни слова про то что я имел ввиду.

 

Но все таки я нашел то что искал, это все таки профильное сопротивление. http://aviaciaportal.ru/lobovoe-soprotivlenie-kryla-profilnoe-i/

Получается:

лобовое сопротивление крыла = профильное сопротивление(трение + давление) + индуктивное сопротивление.

Изменено 2 июня 2014 пользователем CEPbIu

[adzyga]

"Основы полета" (раздел 15, "Метод мощностей...)

 

(27:17) "Есть еще экономичная скорость соответствующая минимальному сопротивлению." ?!

------

Вирус, не путайте поляру и кривую потребных мощностей!

Рассматривая кривые мощностей мы должны оперировать мощностями, а не силами и, тем более, не их коэффициентами.

 

Минимальная мощность на кривой потребной мощности  соответствует экономической скорости, а минимальное сопротивление и соответствующее ей максимальное аэродинамическое качество мы находим в точке пересечения этой кривой с касательной из начала координат. Эта точка соответствует наивыгоднейшей скорости полета и тяговой мощности винта при которой тяга винта минимальна. Ничего личного: P = N / V

Вот такая она грустная фигня.

[[I.B.]ViRUS]

В очередной раз убеждаюсь, что Вы не видите разницы ни между аэродинамическими силами и их коэффициентами, ни между силами и мощностями.

При полете на угле атаки нулевой подъемной силы, самолет будет иметь наименьшее сопротивление, но лететь при этом будет снижаясь, из-за чего будет расти скорость, поскольку сила тяжести будет придавать дополнительное небольшую добавочную силу. Если взять модель самолета в трубе и поставить его в поток с постоянной скоростью.на разных углах атаки, наименьшее сопротивление будет создаваться на угле атаки нулевой подъемной силы, только самолет будет при этом держаться только за счет опор в самой трубе.

 

Если резко уменьшить вес самолета в полете, то для возвращения в балансировочное положение летчик уменьшит угол атаки, чтобы уменьшить подъемную силу крыла. Это приведет к уменьшению силы сопротивления самолета, и как следствие к возрастанию скорости полета до величины скоростного напора, при котором сила сопротивления сравняется с силой тяги.

Преимущество метода мощностей в том что мощность, в отличие от силы, сравнительно постоянна. Это сила тяги падает, поскольку произведение силы на скорость дает мощность.

 

Это у вас какая-то каша в голове, перемешанная с отрывочным знанием терминологии.

[adzyga]

Повторяю!

 

Не путайте поляру и кривую потребных мощностей!

Рассматривая кривые мощностей мы должны оперировать мощностями, а не силами и, тем более, не их коэффициентами.

 

Минимальная мощность на кривой потребной мощности  соответствует экономической скорости, а минимальное сопротивление и соответствующее ей максимальное аэродинамическое качество мы находим в точке пересечения этой кривой с касательной из начала координат. Эта точка соответствует наивыгоднейшей скорости полета и тяговой мощности винта при которой тяга винта минимальна. Ничего личного: P = N / V

Вот такая она грустная фигня.

[adzyga]

Предлагаю для ознакомления мою статью:

"Между мощностью и тягой. "Кривые" Н.Е. Жуковского."

 

 

http://global-katalog.ru/item31503.html

Изменено 2 июня 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

Вирус, не путайте поляру и кривую потребных мощностей!

Рассматривая кривые мощностей мы должны оперировать мощностями, а не силами и, тем более, не их коэффициентами.

 

Минимальная мощность на кривой потребной мощности  соответствует экономической скорости, а минимальное сопротивление и соответствующее ей максимальное аэродинамическое качество мы находим в точке пересечения этой кривой с касательной из начала координат. Эта точка соответствует наивыгоднейшей скорости полета и тяговой мощности винта при которой тяга винта минимальна. Ничего личного: P = N / V

Вот такая она грустная фигня.

Я выразился не до конца точно, памятуя Остославского, в котором было сказано, что "наивыгоднейший и экономичный режимы несколько отличаются". Не стал особо акцентировать на этом внимание ввиду того что это мелочи.

Вы постоянно цепляетесь к мелочам, сами производя в своих выводах довольно значимые ошибки, даже не признавая этого. Учите школьников, мне ваши наставления (даже не советы и поправки, пожелания и пр.) и тон уже осточертели, поскольку ни дискуссии вести культурно вы не умеете, ни прислушиваться к тому что говорит оппонент.

[adzyga]

Вирус, Вы мои посты (146) читаете? 

 

http://global-katalo.../item31503.html

 

Или Вы "...писатель, а не читатель." (с)

Изменено 2 июня 2014 пользователем adzyga

[Tenzo]

И всеми нелюбимое "волновое".

[SDV_ZoZo]

Вопрос оказался намного сложнее чем преполагалось. Сделал небольшие расчеты попытался построить кривые Жуковского для разных весов (кому интересно могу поделиться файлом, пишите в личку) и пришел к следующему выводу. Классически кривые Жуковского строятся по формулам которые в свою очередь основаны на условии Y=G. Подъемная сила = весу самолета. Таким образом использовать эти формулы мы можем до тех пор пока выполняется данное условие. В нашем случае этого недостаточно при дальнейшем росте скорости и неизменном угле атаки условие примет вид Y>G. Более того возникающий кабрирующий момент необходимо компенсировать РВ, что может негативно сказаться на аэродинамическом качестве самолета в целом. Теоретически возможна ситуация когда меньший вес приведет к уменьшению максимальной скорости за счет большего отклонения РВ для компенсации кабрирующего момента по сравненибю с более тяжелым самолетом.

Но опять же придется учитывать интерференцию, которая (как я вычитал) с ростом скорости может менять знак и снижать лобовое сопротивление, также учитывать индуктивное сопротивление.

[[I.B.]ViRUS]

Мне в данный момент нет времени на вашу статью. А тон убивает желание даже смотреть туда. По спору с вами видно, что вы слишком долго летали на транспортниках, результатом которого стали иные базовые принципы определения характеристик. Я привык определять те или иные характеристики по поляре, поскольку, во-первых, она является первоосновой для любого анализа, в котором фигурирует аэродинамика. Вы этого момента в упор не просекаете. Следствием этого является ваше заблуждение об важности роли веса истребителя для случая полета на макс скорости. Другое дело бомбардировщики, там углы атаки другие совершенно.

Во-вторых, я два года занимался численной аэродинамикой, продувками самолетов в CFD. Моя дальнейшая работа по теме диссертации, скорее всего, также будет с использованием этого инструмента. А теперь извольте подождать пару дней, у меня завал. Все на сегодня.