Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- ;))

Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Не могу обьем слишком большой

Исходные данные
Полетный вес 2667кг
Скорость у земли 570 км/ч
мощность у земли 1290л.с. на высоте 1000м 1220л.с.
Площадь крыла 14,85 м^2
Размах крыла 9,2 м
Cy ман=1,2
e=0,7
КПД на максимальнйо скорости у земли 0,85
в вираже 0,8
Получил
Cx0=0,0019987
Время виража на высоте 1000м 20,9 сек
скорость в вираже TAS=312 км/ч
радиус виража 288м

 

Re: Маневренность N1K1-J

Договорились вроде в другом треде ведь, дабы не портить разговор о маневренности N1K1-J.

По сути о Як-3. Откуда мощность у земли на скорости 570 км/ч 1290 л.с.?А где скоростной напор? Откуда 1220 л.с. на скорости виража на 1000м? Где снова скоростной напор? Из каких расчетов е=0,7? Откуда Суман =1,2?
И пожалуйста в другом треде.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

кпд=0.85 - много! 0,8 максимум! а по тем временам скорее 0,75
Cx0=0.01998 - подозрительно мало!

 

Re: Маневренность N1K1-J

ВК-105ПФ2 мощность у земли 1290 л.с смотрите Степанца А.Т каритинки в конце книги.

Смотрите Степанца А.Т. в конце есть картинка там как раз 1220 л.с на 1000м.

По скоростному напору прироста большого он не даст, а если и даст то Cx0 увеличится и как результат время виража возрастет еще больше кроме того если уж совсем точно то нужно еще и реактивную составляющую тяги от выхлопных патрубков.
Но опять таки это даст только рост времени виража. И в люом случае это не такой большое отклонение чтоб значительно повлиять на время виража.

Из справочников, для трапециевидных крыльев, для эллиптического 0,75 (Спит например)

Самолетостроенние СССР картинка есть где присутсвует значение Cy доп=1,2 для Як-3.
Собственно по известным параметрам виража (радиус время полетный вес) для других самолетов Cy ман в вираже колеблется в пределах 1,18-1,23.

P.S.
Хотелось бы теперь увидеть какие параметры нужны для получения виража в 18 сек.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Смотри в самолетостроении там дано для ВИШ-61 у земли график максимум 84%
на скоростях близких к максимальным. И нужно помнить что на высоте КПД может падать.
Cx0=0,01998 столько получилось кстати у Tempest еще меньше согласно английским замерам у Мустангов еще ниже.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

По графику из РДК-43 максимальный для ВИШ-105 диаметром 3м - 0,855. Для скорости 570 на 2700 об/мин (примерно 1800об/мин винта Кред=0,667) получается примерно Кпд=0,84. На вираже на скорости 285 км/ч - 0,76..0,77.

 

Re: Маневренность N1K1-J

Скоростной напор сдвигает границы высотности и меняет вид графика (сдвигает график в сторону бОльших высот). На скорости 570 км/ч среднее изменение высотности 1100м и мощность у земли примерно 1220...1230 л.с. А на скорости 285 км/ч (270 км/ч приборной) на высоте 1000м - примерно 1280л.с.
А Сх0 уменя получилось несколько больше 0,020.

Из какого справочника?
По моему расчету для Як-3 коэффициент отвала поляры А=0,82.

Это график для Як-3 с мотором ВК-107 весом 2984кг и нагрузкой 201 кг на метр.
А откуда эта цифирь, для какой скорости (Су зависит от скорости, точнее от числа Re)?

Например для Спит 1 при вираже с перегрузкой n=2 - Су=1,52, при n=2,5 - Су=1,47

Суман=1,4...1,45 (примерно), скорость на вираже 290...300 км/ч (истинная, приборная 275..285 км/ч), перегрузка примерно 3,1, время виража между 18 и 17,5 сек, радиус - примерно 235...240м. Это мои расчеты для Як-3 весом 2650кг.


А Вы РДК-43 посмотрите, там глава есть "определение летных данных по приближенным формулам". Если аккуратно подставлять данные (вес геометрию, мощность, максимально точно их определив), то полученные характиристики весьма прилично ложаться на известные данные по самолетам.
По этим данным Як-3 с весом 2650 должени иметь вираж приблизительно 18,3 сек. Но эти формулы для самолетов со средней аэродинамикой. А если сравнивать коэффициенты, подобранные в соответствии с известными данными по скорости и скороподъемности, можно увидеть, что по сравнению с другими самолетами аэродинамика Як-3 по крайней мере выше средних показателей.

 

Re: Маневренность N1K1-J

Почему изменение высотности вдруг среднее ?
И почему такой значительный рост ?
По графику у Степанца А.Т. первая граница высотности на высоте 350м примерно. У вас он выросла на 750м.

Неужели скорость 285 км/ч может повысить наддув и дать прибавку в 60 л.с. ?

Опять таки если вы учтете еще и тягу от выхлопных патрубков он может получится выше.
Но разница между ними в несколько тысячных Cx0 большой разности для скорости в вираже нам не даст.

И кстати как вы узнали что именно 1280 л.с. для 1000м ?
У Степанца А.Т. я так и ненашел какая у него мощность на графике с учетом скоростного напора или без.

Вообще у меня не коэффициент отвала поляры, это коэффициент эффективности ЛА. А отвал поляры зависит еще и от удлинения крыла.
Полностью коэффициент в формуле Cx=Cx0+Cy^2*W
W=1/(e*A*Pi ) e- коэффициент эффективности ЛА.
A-удлинение крыла. Для Як-3 A=9,2^2/14,85=5,7.
W=1/(0,7*5,7*3,14)=0,0798

Найдите хоть одно у поминние на картинке об этом.
К томуже какая разница с каким мотором нас там интересует только Cy доп. Планер то остался тот же.

Cy зависит от скорости но не от Re (потому как принято приводить все к нормальным атмосферным условиям)

Cy ман=1,4 ...1,45 попробуйте что то подобное найти например у Ла-7
Форма крыла в плане таже, нагрузка на крыло тоже рядом при этом еще в наличии автоматические предкрылки.
По тем данным которые у меня у него в вираже Cy ман =1,18..123
и никаких чудесных 1,4..1,45 при том же Cx.
Иначе время виража и радиус у него были бы не 20..21,5 сек и радиус 290..310м ,а всего 15-16 сек с радиусом 250м.

Меня смущает слово "акуратно" смахивает на "подгонку" под результат.
Таким образом можно получить что угодно в каком угодно значении.
С таким подходом мы запросто получим Ла-7 перевираживающий Зеро.

При нагрузке на крыло как у Як-3 у него либо удлинение крыла должно здорово подрости, и тем самым снизить индуктивную составляющую Cx.
Но нам известно что тут у Як-3 ничего чудесного нет, удлинение 5,7 весьма средний показатель на то время.

Опять таки что такое "средняя аэродинамика" это смахивает на субьективную оценку но ни как на то что в данном случае требуется?

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

У Як-3 крыло с большим сужением и отстойнеший профиль Clark-Yh, единственым достоинством которого было то, что его невозможно испортить.
Насколько я помню Cy max для Clark-Yh 14% около 1.3.
С поправкой на не самую несущую форму крыла Cy max крыла может оказаться не более 1,1..1,15.
Наивыгоднейший Cy для виража будет еще меньше.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

И, честно говоря, сильно не верится мне в данные по винтам из РДК-43

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

у мустанга вполне может быть ниже. профиль ламинарный и площадь миделя фюзеляжа относительно площади крыла меньше.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Cy max у NACA230 тоже где о рядом с 1,3
И у планера наверное 1,1..1,15, но есть еще обдув крыла зависящий от скорости. По этой причине 1,2 вполне реальная для Як-3 цифра
У Spit IX например исходя из данных НИИ ВВС в вираже получилось Cy ман=1,18(для Spit V в тесте NACA при наборе высоте на максимальной мощности до Cymax=2,0) у 109G-2 Cy ман=1,23 столько же у Fw.190A-4 у Ла-7 судя по имеющимся данным то же в тех же пределах 1,18..1,23

Но вот 1,4 ..1,45 представляются мне малореальными.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Действительно там ламинарный профиль но у Ла-7 NACA23016 и тем неменее скорость у земли 613км/ч при движке всего 1850 л.с.
и Cx0 менее 0,020

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

-1. а площадь крыла?
-2. NACA 230 - хорошая серия

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

17,59м^2 у Ла-5ФН и 21,92 у P-51D м^2.
При этом у Ла-5ФН нагрузка на крыло несколько меньше.

NACA230 стоял на F6F,F4U,Fw.190A P-38 частично на P-39 и много где еще.
У F4U кстати Cx0 один из самых низких.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

значит у Ла-7 Cx0 около 0.0195.
точнее считать смыселу нет ибо разброс характеристик.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Cx хоть и сказывается на скорости в вираже но весьма незначительно поэтому высокая точность вряд ли особо много сиграет.
По большей части там индуктивная составлющая Cx главную роль играет.

 

Re: Маневренность N1K1-J

Обычно считается что скоростной напор повышает высотность двигателя, а не максимальный наддув, так как ограничение по максимальному давлению наддува для двигателя наличие скоростного напора не отменяет.

Что касается на сколько конкретно поднимает - достаточно взглянуть на графики скорости и вертикальной скорости Як-3 - первая граница высотности в горизонтальном полете около 1800 метров, истинная скорость около 610 км/ч, в наборе высоты первая граница высотности - 1200 метров примерно, при 270 км/ч.

Статическая же первая граница высотности двигателя ВК-105ПФ2 при этом, как вы уже отметили, около 250 метров.

Графикт:

http://badger.front.ru/102.jpg
http://badger.front.ru/103.jpg

 

Re: Маневренность N1K1-J

По поводу максимальной скорости


Есть график для BMW.801D-2 тот что постил illo. Там пристуствует статическая и динамическая мощнсооть с учетом влияния наддува.
При наддуве 1,42ata в статике граница высотности 850 м и мощность 1820 л.с. , в динамике граница высотности 1400м и мошность 1770 л.с.
Т.е граница высотности сместилась на 550м а мощность на границе высотности снизилась на 50л.с.

Для наддува 1,3 ata в статике 1590л.с на высоте 700 м.
В динамике при том же наддуве 1550 л.с на высоте 1300м.
увеличение высотности на 500м и снижение мощности на 40 л.с на границе высотности.


Т.е следуя этой закономерности. Мощность у земли для ВК-105ПФ2 должна быть заметно ниже 1290 л.c.
А на границе высотности с учетом наддува должно быть не 1310л.с а заметно меньше.
Отталкиваться от высотности 350м и мощности 1310л.с.
Для максимальной скорости высотность 1800м предположим мощность уже не 1310л.с а 1250 л.с.
Если езвестно что увеличение мощности для этого двигателя составляет
(1310-1290)/350=0,0571428 л.с/м
то при высотности 1800 и мощности 1250 л.с получим 103 л.с
или мощность у земли на максимальной скорости составит 1147л.с.

Для набора высоты высотнойсть 1200м примем мощность 1290л.с.
т.е на высоте 1000м мощность составит 200*0,0571428=11,5 л.с
т е получим 1278,5 л.с.

Если посчитаем виража для Як-3 с этими мощностями получим.
Cx0=0,01766

Время виража 20,4 сек радиус 286м и скорость TAS=318км/ч

IMHO разница незначительная. Кроме того не учтено влияние реактивной составляющей от выхлопных патрубков для максимальной скорости, что скорей всего приведет к снижению Cx0 и увеличению времени виража.

Кроме того есть некоторые сомнения по поводу соответсвия максимума по скорости динамическому максимуму по мощности.

И до 18 сек виража Як-3 по прежнему очень далеко.

 

Re: Маневренность Як-3-16 (вынес -exec- )

Ну и что, что с большим сужением. При удлинении 5..6 оптимальное с точки зрения приближения к эллиптическому крылу сужение в районе 2,75..3,3. А в чем отстойность Clark-Yh? Характеристики срыва гораздо лучше чем у 2R1, NACA 230, NACA 22. У тех срыв резкий, практически обвальный, сразу за критическим углом атаки при всех относительных толщинах. Cy max при одинаковом Re (например 3,5х10^6) и относительных толщинах 12% 1,53 - 1,58 - 1,51 у этих профилей. У Clark-Yh 12% - 1,42, разница в 10 %.

Это для Re =2х10^6

Зато обеспечивает самую высокую конструктивную жесткость по сравнению с эллиптическим и трапецивидных крылом малого сужения при сравнимом весе. И на каком основании 1,1..1,15. У внешнего края элерона длина хорды 0,8м, относительная толщина по чертежу 10%, Re =4 на скорости 285 км/ч (истинной на 1000м). Стояночный угол атаки 12,5 градусов (критический 15 для относительной толщины 9%) Сусеч = 1,3 . Дальше по размаху относительные толщины растут, длина хорды растет (следовательно местные значения Re растут), Сусеч растет для этого угла атаки (а проблем с посадкой в отличеие от 109 и Ла-5 у Як нигде не отмечено). Поэтому откуда 1,1...1,15? В добавок к этому оперение на угле атаки 12,5, фюзеляж (при крене 70 градусов это крыло симметричного профиля (борта ведь плоские у Яка) малого удлинения) и обдув. Причем из-за большого сужения и малого по сравнению с другими самолетами размаха (обдувается почти треть размаха крыла) обдуваемая площадь в процентах велика.

.
Наивыгоднейший для предельного виража это максимальный по устойчивости и предельный по тяге. И почему он еще меньше?
Еще раз обратите внимание на расчетные значения Су на высоте 3660м и перегрузке n=3 с графиков для 109Е и Спит 1, 1,45 и 1,49 соответственно.

Это почему? Кстати у ВИШ-61П максимальный к.п.д=0,872