Интересно получается: у 190 скорость сваливания должна быть меньше, чем у Ла-5. Может тут еще вес надо как-то присобачить? В духе: скорость сваливания = масса/коэфф.*удлиннение.? Хммм.... Разделил вес самолетов (по первым ссылкам), на удлиннение, данное экзеком. Интересно получается: Фв-190 4000 / 6.23 = 642 П-38Ф 7210 / 8.26 = 873 Ла-5ФН 3230 / 5.49 = 595 Як-9 2660 / 5.53= 481 Если считать мой предыдущий пост верным: У Як-9 и Ла-5 скорость сваливания гораздо ниже Фв-190, у которого скорость сваливания опять же сильно ниже П-38. Странно это все.. Немного подумав, я решил: удлиннение крыла прямо влияет лишь на аэродинамическое качество. А оно как раз влияет на способность самолета держать Е. Так может Лайтнинг лучше держит Е? Хммм. Думаем дальше. Интересно, у Б-24 удлиннение: 11.54. ) Похоже, что все что я написал раньше, не обоснованная чушь. Единственно, что можно скзать однозначно, самолет с большим удлиннением улетит гораздо дальше с той же мошностью двигателей или спланирует гораздо дальше с заданной высоты. Кстати, по-английски удлиннение крыла будет: wing aspect ratio Пока удалось лишь выяснить: малое удлиннение - хорошая маневренность, большое удлиннение - лучшее поддержание скорости и экономичность. В этом сходятся все. Т.е. удлиннение влияет на способность держать Е.
....posted from - Lets see you ugly faces - ... The P-38 is my ride, yes Being aware of my surroundings and picking my fights are what I have learned for the past 5 years. Mainly flying the P-38 because of all it's great qualities. As is now in WB, it was changed with the 1.5 version to be very difficult to fly and maneuver in a dogfight. The lack of performance due to speed and ecceleration require you to fight it out not by Boom N' Zoom, but turn fighting and scissor fighting. Turn fighting and scissor fighting is no longer possible in a practical sense in WB. It's a matter of luck now
Верно. Верно, но опускать профиль крыла не стоит. Не знаю. Не знаю. Неверно по определению, чем выше скорость - тем больше радиус. Верно. Странный вывод, скорость сваливания зависит в первую очередь от удельной нагрузки на крыло(от площалди крыла короче). Нагрузку на крыло сравни. Опять - таки - нагрузка на крыло. Мух, комаров, тараканов, блин. С какой стати? Противоречие. У P-38 противовращающиеся пропеллеры, отсюда и рекомендации такие. На скорость сталла влияет нагрузка на крыло.
Лучше вес на площадь крыла подели, получишь намного более информативный параметр. Скорость сваливания зависит от нагрузки на крыло. Если вспомнить что у крыло с большим удлиннением характерно для планеров - вывод очевиден. Маневренность зависит от площади крыла и тяговооруженности в первую очередь, а чем больше удлиннение - тем лучше и для маневренности и для экономичности. Можно конечно и так сказать.
2 badgr: Минуточку,плз! Сначала сообщи, что у тебя за образование. (terror прямо говорит, что его пост - это догадки неспециалиста) Хотелось бы также знать, как связано образование -exec-'a с авиацией. Всем: просьба представляться (в смысле образования/подготовки), публикуя постинги на сугубо технические темы, поскольку оно (образование) - это хоть какая-то гарантия от ошибки, а "изобретать самолет" заново не стОит. ------------ Специалисты, ау!
моё официальное образование - прикладная математика. дипломирован. неофициальное образование - изучение ФМ в игровых симуляторах на уровне статей в инете о крыльях, закрылках, об аэродинамике, о силовых установках, об атмосфере, о динамике и сырья открытых разработок. не дипломирован, не сертифицирован. выводить новую арифметику, вяжущую удлинение с виражом и площади крыла с экономичностью у меня сейчас не очень времени.
Кулинарный техникум тфу Авиамодельный клуб лет 7 занимался копиями, таймерками и резиномоторками. Приборостроительный техникум, ну он ни каким образом с авиацией не связан. ЛИАП, но кафедра была ВКСС, так что аэродинамики было крайне мало. По поводу вашего спору. При одинаковой нагрузке на крыло, в более выгодной ситуации окажется вамолет имеющий большее удлинение крыла. У P38 в ВБ не смоделированы винты с противовращением, это не есть гуд. Мне кажется, что из всех истребителей в ВБ, Р38 должен иметь самое высокое аэродинамическое качество. Кстати указываемый тот при расчете П38 вес, это максимальный взлетный, который включает бомбовую нагрузку из ДВУХ тонных бомб.
смотри: Code: аппарат парамN1 парамN2 парамN3 парамN4 Spitfire-5 8 Spitfire-9 9 Spitfire-14 -11 Yak-9 -9 BF.110G-2 4 4 P-38F -10 10 P-38J -10 10 P-38L -10 10 Mosquito 6 6 B-17G 0:0:0:0 :-) похоже на моменты винтомоторов?
Думаю что лучше это будет звучать так: При одинаковой площади крыльев крыло с большим удлинением имеет меньшее аэродинамическое сопротивление. Распространять это правило на самолеты не корректно, так как неизвестно, во что обошлось получение крыла большего удлинения. Не факт. п-38 как известно не из одного крыла состоит, все что за крыло выступает увеличивает аэродинамическое сопротивление. Если у одномоторного самолета из крыла торчит только один фуз, то у 2х моторного еще два двигателя. Лобовое сопротивление почти в три раза выше. P.S. Давайте wortman`а позовем, он точно должен знать, ему аэродинамику читали.
2 exec, спасибо, просто я видел таблице старую, там моменты вращения по самолетам были, в ней он был у лайтнинга. Видимо я сделал не правельный вывод. 2 hamstr Цифр у меня нет, так что чисто эмпирически, если аэродинамическое сопротивление и выше то не в 3, а максимум в 1,5 раза. По краеней мере именно такая величина обычно отличает одномоторный самолет от двухмоторного. В случае с Лайтнингом это число должно быть даже меньше, тк длинна мотогондол больше чем у просто двухмоторных самолетов, а основной фюзеляж не обдувается потоком воздуха от винтов как у одномоторных. Но это все только на максимальнуе скорости влияет, мы тут о минимальных спорим.
Экономическое. И он прав Гарантии дают только в банке Вообще на форуме есть челодвек пять закончивших авиастроение Если докричишься - они тебе подтвердят что удельная нагрузка на крыло есть очень важный параметр. С дипломами, с гарантиями.
ИМХО надо ждать специалиста Я сильно сомневаюсь, что лайтинг имеет всего в полтора раза большее, чем 109ый лобовое сопротивление.
Ну я в целом и не претендовал особо. После долгих и тяжелых размышлений и прочтений разной литературки в Интернете прояснилось, что кавалерийским наскоком удлиннение не возмешь. Т.е. понять, что оно примерно значит можно, но к маневренности его однозначно с наскока не присобачить. 2 badger Я согласен, что нагрузка на крыло очень важный параметр, особенно при разборе маневренности, но вот поясни, как она по твоему соотносится со скоростью сваливания? Т.е. я согласен, что влияет неким образом, но вот как?
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/foil2.html Вот ссылка, которая очень наглядно дает ответы на все вопросы по поводу скорости сваливания и влиянию на нее удлиннения, площади и пр. Просто введите параметры крыла и все встанет на свои места. Напомню, что сваливание наступит тогда, когда вес самолет превысит максимально возможную подъемную силу крыла. Ну вот и изучите это на практике для 190, п-38 и пр. самолетов. Очень интересно и наглядно! Не забудьте включить "Stall model" и "AR correction on". У меня получилось для высоты 2000футов, камбер - 0, толщина 12.5, длина, площадь и удлиннение (aspect ratio) - из таблички exec'a: Для взлетного веса П-38 (около 14000 фунтов) - 120 миль в час Для взлетного веса Фв-190 (около 7600 фунтов) - 116 миль в час и т.д. Отсюда выводы: 1) удлиннение конечно на сталл влияет, хотя и не супер сильно. 2) скорость сваливания п-38 сильно завышена. 3) удлиннение влияет на маневренность, хотя тоже не очень сильно (напомню, маневренность определяется подъемной силой крыла) 4) удлиннение, очевидно, наибольшее влияние оказывает на удержание Е и характеристики разгона, особенно в пикировании. 5) удлиннение в вопросах маневренности игнорировать, вероятно, НЕ следует, но излишне большого значения ему придавать не стоит. Для влияния удлиннения на подъемную силу можно использовать данную модель, я думаю, нам ее за глаза хватит.
rgreat, ты прости, я немного погорячился. Я честно говоря не знаю, завышена она или нет, и если завышена, то насколько. Я, значит, исследования при помощи этой программы проводил как: 1. Устанавливал размах крыла и площадь интересующего крафта. Заодно проверял, что включено учитывание удлиннения и модель у нас не идеальная, а срывная. 2. Проверял преусловутое удлиннение, сверяя его с указанным exec'om. 3. Задавал высоту 2000 футов 4. Угол атаки ставил при котором максимальна подъемная сила Очевидно, что если пилот хочет лететь с меньшей скоростью - он пытается еще задрать нос - подъемная сила падает (см. график подъемной силы) и крыло проваливается - начинается сталл. Я полагаю, что 10.4 градуса, указанные там, очень подходящий угол атаки для самолетов ВМВ2 5. Подбирал такую скорость, при которой подъемная сила крыла равна взлетному весу (т.е. получал ситуацию, при которой если еще задрать нос или уменьшить скорость - самолет провалится) - эту скорость и принимаю равной скорости сваливания. Мое основное предположение: сталл начинается тогда, когда крыло при данной скорости уже не может держать самолет в воздухе. Очевидно, что если пилот задерет нос и еще, хотя бы на полградуса, увеличит угол атаки - крыло резко потеряет подъемную силу и самолет просто провалится. Так как это происходит не одновременно на обоих полуплоскостях - получаем штопор. А крыло имеет максимальную подъеную силу, когда поток начал отрываться от крыла. но еще не на всей поверхности крыла. Т.е. когда он отрываться при угле атаки 10.4, при дальнейшем увеличении угла атаки подъемная сила будет расти, а потом на угле атаки, где-то около 15 градусов достигнет максимума и при дальнейшем увеличении угла атаки резко упадет. Это ясно видно из графика например вот тут: http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/incline.html (вторая половина страницы). Я не знаю, какая у нас скорость сваливания у П-38, но я слышал, около 200миль в час - при полученных мною результатах это слишком большая скорость.
у нас около 80mph с закрылками и тягой на ~30% у земли при 50% топлива. И 125mph без закрылок на высоте 500м.
I read all your guys posts up to now. It's kinda tricky, but I get the gist of what's going on. I had a question: If a P-38 is flown now, can it be tested reliably? Maybe this one?...... http://www.p38lessonplan.com/recoverH.html http://www.thelostsquadron.com/ggg.html http://www.kazoku.org/xp-38n/articles/ggfirstflight.htm
От площади крыла напрямую зависит подъемная сила, соотношение подъемная сила/ вес есть перегрузка доступная данному самолёту на данной скорости(характеризующая его маневренность кстати также), скорость сваливания - это скорость на которой самолёту доступна перегрузка 1g. Это правда без учета обдува потоком от собственного винта, для планера так сказать(на малых скоростях влияние потока от винта заметно). Вообще если интеренсно - рекомендую Пышнова по вопросам аэродинамики почитать(сам правда ещё на добрался ). Это вес П-38Ф(хотя я видел 15.900 фунтов цифру в основном), для более поздних моделей взлётный вес(и соответственно удельная нагрузка на крыло заметно выросли). Хм, вот этого я не понял. Всё-таки и на характеристики разгона в пикировании влияет в первую очередь нагрузка на крыло и тяговооруженность, а затем уже удлиннение. Что имеется в виду под удержанием Е мне тоже не совсем понятно. Если аэродинамическое качество - то да, конечно влияет.
Эх, badger, а зря ты до Пышнова не дошел. Вот он на твой вопрос отвечает: "При маневрировании, в зависимости от характеристики энерговооруженности самолета N/G, его аэродинамического качества на режиме маневра КА (которое может и не быть максимальным) и от перегрузки, которую летчик создает, действуя рулем высоты nу, мы можем получить положительное или отрицательное изменение энергии, т. е. nx будет положительным или отрицательным."(с) Ессно, мы все понимаем, что аэродинамическое качество напрямую зависит от удлиннения крыла. Из вышенаписанного становится ясно, что саомлет с бОльшим удлиннением крыла будет лучше удерживать энергию. Теперь по поводу ускорения в пикировании. Я думаю наши все споры прояснит небольшой экскурс в теорию индуктивного споротивления. Итак (будем рассуждать предельно просто и на пальцах): Представьте себе крыло простейшего профиля в полете: на него налетает поток воздуха. Налетая он создает подъемную силу крыла. Я уверен, что все присутствующие прекрасно осведомлены, как в соответствии с законом Бернулли возникает подъемная сила крыла. Итак наш поток налетает на крыло и разделяется на две части: один поток идет сверху крыла, другой - снизу. В результате, за счет профиля крыла, образуется разность давлений над и под крылом. Так как у нас все стремиться к энтропии, то и поток наш стремиться неким образом уравнять эту разность давлений. Для этого ему надо неким образом перенести часть своей массы с нижней поверхности крыла на верхнюю, как это можно сделать? Возьмем, для понятности, нижнюю часть потока: у этого потока есть четыре пути: два вдоль крыла: к законцовке крыла, к фюзеляжу, и два поперек: к передней и к задней кромкам. Очевидно два пути поперк отпадают: сам против себя поток идти не может, значит вперед ему нет пути - назад? Но тогда за задней кромкой он снова соединится с верхним потоком, сбегающим с верхней поверхности, и будет унесен назад до того, как ухитрится проникнуть на верхунюю половину. Возьмем два продольных пути нижнего потока: к фюзеляжу? нет, не годится, фюзеляж преградит путь нашему потоку и он будет унесен опять же до того как успеет проникнуть на нижнюю половину. Значит остается один путь - к законцовке. туда-то и устремляется наш поток. Достигнув законцовки, он начинает перетекать с нижней поверхности на верхнюю, уменьшая таким образом разность давлений и, соответственно, нашу подъемную силу. Это первый нежелательный эффект, который вызвал наш коварный поток. Перетекая, поток создает циркуляцию вещества вокруг законцовки крыла направленную по часовой стрелке на правом крыле и против часовой стрелки на левом крыльях. Прибавляя к этой циркуляции поступательное движение самолета получаем вихрь, "присоединенный" к законцовке крыла. Самолет вынужден протаскивать за собой два (для моноплана) вихря, тратя на это свою энергию (напр. двигателя или кинетическую). Вот это явление и называются индуктивным споротивлением, т.е. сопротивлением, вызванным созданием подъемной силы крылом. Итак мы имеем два негативных явления на крыле: снижение подъемной силы и индуктивное сопротивление. Оба этих эффекта вызваны "перетеканием" потока. Как же с ним бороться? Есть два наиболее распостраненных и очевидных способа: создать преграду на пути потока, это достигается разными путями, например устанавливают шайбы на концах крыльев или устанавливают на законцовках "крылышки" (как, напр. на Ил-96-300), или ставят аэродинамические "гребни" на крыльях, как например на МиГ-19. Но есть еще один способ. Представим: мы создали крыло бесконечной длины и конечной ширины. Тогда наш поток никогда не сможет достигнуть конца крыла за то время пока он проходит его ширину. Тогда мы разом избавимся от всех проблем перетекания, но, есть большое но - мы не сможем создать крыло такой длины . Но мы же хитрые, мы тогда будем делать наше крыло как можно уже - тогда большая часть потока будет уноситься с крыла до того как достигнет его законцовки. Конечно малая часть потока все равно будет перетекать, но чем уже наше крыло - тем меньшая. Однако тут мы упремся в другую проблему, необходимо поддерживать нужную площадь крыла, тогда мы будем делать наши крылья как можно длинне и как можно уже и таким образом мы и приходим к нашему удлиннению, как показателю "длинности и узкости" крыла. Отсюда же мы приходим к набору скорости в пикировании: самолет с меньшим индуктивным сопротивлением будет быстрее набирать скорость. Я вот что хочу сказать, да, площадь крыла в купе с мощностью двигателя, конечно, есть первый и решающий фактор при оценке маневренных скоростных и иных качеств самолета, но отрицать влияние аэродинамического качества на эти свойства тоже не следует. Как пишет тот же Пышнво: "Увеличение аэродинамического качества хотя и способствует улучшению маневренности, но в слабой степени."(с) Для решения всех этих вопросов разработчикам, видимо, следует использовать программку на сайте НАСА.
