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

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

Мало того что скорость на которой достигается максимальное качество в горизонтальном полете вообще скорости виража не относится,
вы еще почему то решили что и "запас мощности" на ней максимальный.
В плане вашего просвящения:
на скорости максимального качества достигается минимальная потребная тяга, минимальная потребная мощность достигается при заметно меньшей скорости.
(потребная мощность зависит не только от потребной тяги но и от скорости полета)
По этой причине скорость для достижения максимальнйо дальности, и скорость для максимальной продолжительности полета разные.
Но к минимальному по времени виражу ни то ни другое не имеет отношения.
Даже при одной и тойже скорости в вираже самолету требуется большая потребная тяга в сравнении с прямолинейным полетом тем более в вираже с углами атаки близкими к максимуму. Поэтому о каком запасе мощности может идти речь не понимаю.

 

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

Слушай "просветитель", ну прочитай хоть вот это:
http://al-chernov.pochta.ru/Avia/AD11.doc
Там есть и о "запасе мощности" (точный термин - избыток мощности), и о предельных виражах (время которых и фигурирует в характеристиках и для которых 0,85*Сумакс уже не есть ограничение), и о том на какой скорости выполняется этот самый предельный вираж.

 

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

Я прост опытаюсь обьяснять доступным вам языком, в ваших же терминах
Что поделаеш если вы не видите разницы между скоростью миниимальной потребной тяги и скоростью минимальной потребной мощности.
И у вас "максимальный запас мощности" вдруг оказывается на скорости максимального аэродинамического качества.

Вы хоть бы сами прочли точто советуете может перестали бы страдать навязчивой идеей о связи скорости "максимального запаса мощности" (или "избытка мощности") и скорости в вираже.
Скорость эта привязана прежде всего к определенному углу атаки.
При наборе высоты она например может быть другой.
Предельный вираж совершается на заметно больших углах атаки потому связывать его скорость со скоростью минимальной потребной тяги в горизонтальном полете, суть глупость.

 

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

Ты прочитал? Или будешь просто сотрясать воздух многословием?

 

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

Если что по делу говори конкретно, а то я тоже могу послать собрание сочинений В.И. Ленина перечитывать
К тому же вопрос не в том что написано там, а в том ты не можеш разобраться в том что там написано до конца.
Попробуй хотя бы обьяснить связь между максимальным качеством крыла и скоростью в предельным вираже, только опираясь на физические законы, а не на вырваные из контекста цитаты.
Тогда может тебе и самому станет очевидна не состоятельность выдвигаемой идеи.

 

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

Еще раз предлагаю прочти текст, посмотри рисунки, графики, формулы. Разберись, а не давай оценки кому либо.

 

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

Еще раз говорю сам разберись сперва, прежде чем утвержать глупости.
А оценку ты сам себе дал, предпочитая заниматься демагогией вместо реального обоснования своих идей.

 

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

Твое нежелание что либо читать и желание поучать просто удручают.
В доке ведь потробно расписано, что потребная мощность на вираже в n^3/2 больше (где n - перегрузка), чем в горизонтальном полете на одной и той же скорости (проиллюстрирована зависимость соответствующим графиком в документе и формулами). И поэтому для поддержания постоянной скорости на вираже нужен избыток мощности относительно потребной для горизонтального полета на такой же скорости. Этот избыток наибольший на скорости соответствующей (близкой) к скорости максимального аэродинамического качества в горизонтальном полете.
Вот отсюда и определяется скорость в предельном вираже.
В доке четко и однозначно написано:
"Вираж, для выполнения которого на заданной высоте и максимальном крене использована вся мощность силовой установки и эксплуатационная перегрузка (лимитированная прочностью самолета и выходом на режим сваливания), называется предельным виражом."
Предельный вираж с минимальной скоростью, радиусом и временем выполняется на экономической скорости.

А в другой доке написано, что скорость полета при наборе высоты равна:
Vпод=Vгп*(cosA)^1/2 - где А - угол подъема.
А подъем опять же обеспечивается избытком располагаемой мощности над потребной для горизонтального полета на скорости подъема. И этот избыток опять же максимален на угле атаки, соответствующем максимальному аэродинамическому качеству в горизонтальном полете. Отсюда опять связь между крейсерской скоростью горизонтального полета и скоростью в наборе высоты.

Приводя в пример Як-3 и Ла-7 можно сделать вывод, что оптимальный угол набора высоты для Як-3 - примерно 20 градусов (крейсерская 280, в наборе - 270). Оптимальный угол набора для Ла-7 видимо выше, близок к 30 градусам. Крейсерская скорость примерно 300 км/ч., в наборе - 270км/ч.

Но ты почему то предпочитаешь давать другм оценки, строя из себя "гуру", вместо простого нормального совместного разбора технических аспектов дела.

 

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

Меня больше удручает твое нежелание анализировать прочитаное, а не
брать первую попавшуюся формулу.

Дак минимальный по времени вираж(речь об устновившихся виражах) на поршневых совсем не при максимальной перегрузке в вираже получается.

А там сказано на какой скорости в горизонтальном полете максимальный избыток мощности, и приходится ли он на скорость при которой достигается максимальное аэродинамическое качество ?
Еще раз повторюсь на всякий случай.
Минимальная потребная тяга достигается на скорости в горизонтальном полете при которой угол атаки соотвествет максимальному аэродинамическому качеству.
Но минимальная потребная мощность достигается на заметно меньших скоростях. Потому как зависит не только от потребной тяги но и от скорости.
Для большей наглядности немного конкретики минимальная потребная скорость для Як-3 у меня получилась на скорости 268 км/ч
минимальная потребная мощность на скорости 204 км/ч.

Этот избыток для горизонтального полета.
Измени условия, например набор высоты, и эта скорость изменится.
По тому что максимальное аэродинамическое качество зависит от угла атаки. В предельном вираже у тебя этот угол будет близок к максимальному. По этой причине о какой либо связи между скоростью на которой получается максимальное качество в горизонтальном полете и скоростью в предельном вираже нельзя.
Если все таки принять

А там сказано что это действительно для всех самолетов ?

Помоему для этого ненужно было лезть в какие либо доки, достаточно элементарных знаний физики и математики.

Дак максимальная скороподьемность на нем и достигается.
Весь избыток мощности при подьеме и тратится на коменсацию составляющей вектора силы тяжести.
Только предельный вираж у поршневиков совершается на гораздо больших углах атаки.

Связь между оптимальной скоростью набора высоты и скоростью для получения максимальной дальности действительно есть.
Но по большей части в теории на практике зависимость расхода топлива от мощности совсем не линейная, и скорость максимальной дальности обычно больше скорости набора высоты, порой весьма заметно.

В мануале Як-3 говорится что скорость 270-280 км/ч при необходимости продержаться в воздухе возможно дольше.
Т.е речь совсем не о скорости максимальной дальности она же крейсерская. А о скорости максимальной продолжительности полета.

.

Я не виноват что вы даже не пытаитесь пронанализировать процессы, всместо вырывания из контекста первых попавшихся формул которые по вашему мнению подтверждают вашу теорию.

В данном случае из того что вы пишите, я например вижу что вы не делаете разницы между избытком мощности и избытком тяги. И сколько бы я не обращал на это ваше внимание не желаете замечать.

Опять таки по тому что вы пишите предельный вираж при максимальном избытке мощности в горизонтальном полете должен быть.
И приводите формулу n^3/2 больше (где n - перегрузка)
Но тут же возникает вопрос почему вы решили что время в предельном вираже тем меньше чем больше перегрузка ? Графики радиус/скорость для Спита I и 109E демонстрируют что это совсем не так.

 

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

Ты ни разу не видел формулу вычисления времени виража через перегрузку
t=0,64*V/(n^2-1)^1/2 !?
На графиках рис. 13 и рис.14 в файле AD11.doc: перегрузка, время и радиус виража для Як-55 и Як-52 в функции от скорости. Там же нельзя не заметить, что наименьшие радиус и время виража при максимальной перегрузке и при минимально возможной скорости.

Считай разницу в располагаемой и потребной мощности.

Ну и у меня получилась минимальная потребная тяга на примерно этой же скорости. А причем здесь минимальная потребная мощность, когда речь шла об максимальном избытке мощности?

И что из этого? Избыток мощности привязан к скорости. И именно он обеспечивает возможность перегрузки больше 1.

Да ты хоть внимательно прочитай "Инструкцию". Там ведь акцент сделан на допустимом снижении оборотов для одиночного самолета для получения максимальной продолжительности, а для перелетов на максимальную дальность - 280 км/ч указано.

 

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

Разумеется только вам доступны эти знания
Могу пециально для вас вывести ее из элементарных уровнений.
t=2*Pi*R/V
R=V^2/a
отсюда
t=2*Pi*(V^2/a)/V=2*Pi*V/a

a=(n^2-1)^0.5*g
отсюда
t=2*Pi*V/((n^2-1)*0.5*g)

2*Pi/g=2*3,14/9,81=0,64

Итого : 0,64*V(n^2-1)^0.5

Не знаю как для вас, но для меня это совсем не новость и без этой ссылки.

Потребная мощность есть потребная тяга для данной скорости на эту скорость. Располагаемая мощность двигателя зависит конечно от скорости но весьма слабо и для разных моделей самолетов эта зависимость может несколько отличаться. Если уже совсем точно.

Разве максимальный избыток мощности это не разность максимальной мощности - минимальная потребная мощность ?
У вас же получается максимальный избыток мощности на скорости где потребная мощность не минимальная. Видимо вы полагаете что на этой скорости, максимальная мощность двигателя превышает максимальную мощность двигателя для скорости минимальной потребной мощности ?
Причем превышает на столько что компенсирует рост потребной мощности в сравнении со скоростью минимальной потребной мощности.

Да и пусть обеспечивает. Почему только вы решили что скорость максимального избытка мощности соотвествует максимальной перегрузке при минимальной скорости ?
Ведь помимом избытка мощности и скорости есть ограничение по углу атаки он не может расти до бесконечности. Вот это ограничение помимо избытка мощности и определяет минимальную скорость в вираже.
Если вы посмотрите на график радиус/скорость для SpitI то увидите что там две кривые одна ограничение по мощности, другая по углу атаки.
И именно на их пересечении находится минимальный по радиусу вираж (для поршневиков и по времени).
Максимальная скороподьемность получается не на предельных углах атаки и ее не ограничивает критический угол атаки, в отличии от виража.
Вы вспомните что Степанец писал про Як-7 после установки предкрылков. Максимальный то избыток мощности при этом практически не изменился но критический угол атаки подрос.
И как результат скорость в вираже уменьшилась. Тоже и с Ла-5 только установка предкрылков позволила довести время виража с 25 сек до 22,6 сек. Опять таки нагрузка на мощность не менялась.

У вас же получается если поставить более мощный двигатель(увеличить избыток мощности) то самолет начнет виражить с меньшей скоростью несмотря на ограничение по углу атаки.

По этим причинам я и говорю что наивыгоднейшая скорость набора высоты не определяет скорость в вираже, и связь между ними надуманая .

Ок, дак еще раз обращаю ваше внимание двигатели на Як-3 и Ла-5/7 разные с отличной зависимостью расхода топлива от мощности.

 

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

Если все не новость и все знаешь, почему утверждаешь, что минимальные время и радиус не при максимально возможной по мощности и Су перегрузке?

Располагаемая мощность - это тяговая мощность винта, и ее зависимость от к.п.д однозначна. А к.п.д. винта в области низких скоростей уменьшается довольно сильно. Поэтому и запас мощности на скорости близкой к минимальной горизонтальной значительно ниже, чем на крейсерской.

Смотри на график. Запас мощности на малых скоростях мал из-за низкого к.п.д винта.

Ну зачем толочь воду в ступе. Это все есть в предложенном тебе документе.

Зачем это повторять, я это уже прочитал, и нигде не утверждал чего то противоположного.

Так предельный Су увеличился, обеспечить максимальную по тяге перегрузку удалось на меньшей скорости. Я что нибудь говорил другое?

То же самое что и с Як-7. К чему это напоминать? Это же ясно.

Где это я такое говорил?!

А вот это неверно. Обе скорости (набора и виража) завязаны на крейсерскую скорость.

Ну и что? Крейсерские скорости, скорость в вираже, скорость в наборе тоже разные.


А свои расчеты по Як-3 покажешь?

Мой - xls (переименовать txt) во вложенном файле.
Расчет виража без учета обдува и фюзеляжа

 

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

Как-то загадочно у вас получается, давайте на конкретном примере - есть самолёт весом 4000 кг и мотором мощностью 1400 л.с. (номинал), скорость максимальной скороподъемности у которого 270 км/ч, тяга винта на такой скорости пусть будет примерно 1100 кг, угол атаки для простоты не будем рассматривать, так как он одинаковый на обоих режимах.

В горизонтальном полете такой самолёт очевидно имеет вертикальную составляющую подъемной силы крыла 4000 кг, теперь он переходит в набор высоты с углом тангажа 30 градусов.

К вертикальной составляющей подъемной силы добавляется часть тяги винта, равная:

Горизонтальная составляющая тяги винта = 1100 кг * cos 30 = 953 кг
Вертикальная составляющая тяги винта = 1100 кг - 953 кг = 147 кг

Однако при этом крыло этого самолёта оказадлось под углом 30 к горизонтали, а поскольку подъемная сила крыла примерно перпендекулярна плоскости крыла то и её вектор оказался отклоненным от вертикали и теперь её вертикальная её составляющая будет 4000 кг * sin 30 = 3464 кг

Итого у нас вертикальная составляющая подъемной силы = 147 кг + 3464 кг = 3611 кг - образовалось почти 400 кг дефицита, поскольку вес самолёта 4000 кг.

 

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

Во-первых, позвольте не согласиться, что увеличение сечения входных патрубков увеличивает скоростной напор. Это может увеличить расход воздуха, но никак не его давление.
Что касается документальных подтверждений о том, что работы по увеличению использования скоростного напора, то вот что написано у Степанца (Истребители Як) в разделе о Як-7Б:

Это, конечно, не газета "Правда", но все-таки...

Если перейти от логического уровня к физике, то получим следующее:
скоростной напор можно определить по формуле:
Рдин = ρW^2/2
ρ - плотность, W - скорость.
При этом это в идеале, т.к. еще нужно учитывать потери при входе в двигатель.
Рассмотрим 2-ю границу высотности Як-3/ВК105ПФ2
Статическая 2100 м (данные двигателя)
Динамическая 4100 м (данные самолета)
Атмосферное давление на высоте 2 км = 0,79495е5 Па
Атмосферное давление на высоте 4 км = 0,61640е5 Па
Плотность воздуха на высоте 4 км = 0,8191 кг/м3
(значения плотности и давления приведены при температуре 288,15К или +15оС, плотность воздуха на высоте 0 км - начальная - равна 1,225 кг/м3)
Таким образом, для того, чтобы двигатель создавал такой же наддув на высоте 4,1 км, как и на высоте 2,1 км, увеличение давления воздуха на входе в двигатель за счет скоростного напора должно составлять около 0,179е5 Па.
Т.е., Рдин = 0.179е5 Па
Если подставить это значение в формулу для определения скоростного напора, то получим, что скорость самолета, обеспечивающая скоростной напор 0.179е5 должна быть около 209 м/с или 752,6 км/ч.
Причем это в идеальном случае (без учета потерь давления при входе в двигатель).
Если принять потери, например, равными 15%, то скоростной напор должен быть равен 0.206е5 Па, а скорость, необходимая для его создания указанного выше напора - 807 км/ч
Как известно, скорость Як-3 на высоте 4,1 км была всего 646-650 км/ч.
Можно сделать вывод о том, что либо высоты, на которых достигались 1-я и 2-я макс. скорости Як-3, завышены, либо расчетные высоты ВК105ПФ2 для 1-й и 2-й скоростей работы нагнетателя занижены.
Второй вариант возможен, например, если график зависимости мощности от высоты был получен при условиях, отличных от нормальной атмосферы (см. приведенные выше данные давления, плотности и температуры), либо не учитывалась высота испытательного стенда над уровнем моря.
В общем, вопрос о причине различия между стаической и динамической границами высотности Як-3 остается нерешенным.
При скорости 650 км/ч на высоте 4 км скоростной напор с учетом 15% потерь мог составить примерно 0,1135е5 Па. В этом случае статическое давление на 2-й границе высотности двигателя должно было составить 0,6164+0,1135=0,73е5 Па, что соответствует высоте примерно 2,75 км.
Т.е. статическая 2-я граница высотности ВК105ПФ2 должна быть равной 2,75 км (при условии 15% потерь). В этом случае разность между динамической и статической высотами = 1,35 км

Вопрос о скоростных данных Bf109G2 довольно сложный из-за отсутствия полных данных.
Скорее всего, говоря о немецких испытаниях Вы имеет в виду данные Kennblatt Bf109G-1 (525 км/ч у земли, 649 км/ч на высоте 6,4 км).
Эти данные относятся к марту 1943 г., то есть к самолету, у которого уже было неубирающееся хвостовое колесо, которое снижало скорость у земли на 12 км/ч (опять таки по немецких данным) а на высоте - до 15 км/ч.
В НИИ ВВС испытвался самолет выпуска 1942 г., с убирающимся хвостовым колесом (это указано в книге НИИ ВВС об испытаниях немецких самолетов).
Кроме того, в инструкциях по эксплуатации Bf109G, относящихся к этому времени, указано, что включение форсажного режима 1.42/2800 блокировано (нет оговорки, что только по наддуву). В ряде источников есть информация о том, что обороты 2800 были разрешены к использованию в конце 1942 г., но скорее всего на G-2, испытывавшемся в НИИ ВВС использовали только 2600 об/мин.
"Горб" на кривой можно обяснить скорее всего некорректной аппроксимацией полученных значений скорости.

 

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

Прошу прощения, забыл вставить цитату из Степанца.
Вот она:

Для более полного использования скоростного напора и по-
вышения границ высотности самолета улучшены всасывающие пат-
рубки двигателя. Вход в патрубки выполнен заподлицо с по-
верхностью зализов крыла и слегка отогнут вниз. Сетка
наклонена и утоплена внутрь. Произведена герметизация кана-
лов.

 

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

Согласно закону Бернулли (на основании которого вы и проводите расчеты ниже, кстати), уменьшение диаметра трубы увеличивает скорость протекающего в этом участке трубы потока газа/жидкости:

http://ru.wikipedia.org/wiki/Закон_Бернулли

Так вот сужая воздуховод за воздухозаборником элементарно получаем увеличение скорости потока уже в воздуховоде, а дальше усё согласно вашим расчетам - давление увеличивается за счет увеличения расхода.

Похоже элементарно устранение глюков, поскольку заметного увеличения границы высотности на примере Як-7Б не заметно.

Такие же проблемы были и других, вот напрмиер английский отчет касательно P-38:

http://www.spitfireperformance.com/p-38/p-38-13563.html

В общем было бы замечательно, если бы все вопросы касательно истории авиации решались столь же просто.

Гм, я не встречал данных, где бы Bf109G-1/2 имел бы 649 км/ч на высоте 6.4 км и боюсь такая цифра могла быть получена только на режиме 1.42 ата при 2800 об/ мин.

Финские и немецкие данные, которые я встречал давали около 630 км/ч на этой высоте.

Наличие прямого управления шагом винтом на Bf 109 G2 эта блокировка не отменяет совершенно.

прирост высотности в 0.5 км и скорсоти на 20 км/ч вы тоже "некорректной аппроксимацией" объясняете ?

 

Ну радует что вас хоть что-то устраивает...

Я читаю, но и память у меня тоже в порядке и я точно помню что не нанимался к вам отвечать на вопросы, если вам

интересно чем вызвана неустойчивость - откройте РДК ваш любимый и почитайте что там написано по этому поводу.

Мы же разбираем вопрос чем неустойчивость отличается от сваливания - на этот вопрос я уже ответил.


Если же вас так интересует неусточивость именно - то возникает она вследствии нессиметричности самолёта, начало

срыва на отдельных участках крыла в случай его полной симметричнсти было бы тоже симметрично, не вызывая

неусточивости.

А у нас стоит такая задача?

Я в курсе Поэтому и добавил фразу про то что ждем дальнейших предположений(кторую вы поскипали в цитирвании

Трёп в данном случае имеет место быть с вашей стороны, поскольку разговор начинался с того что я указал на то что

качество у предлагаемого вами Як-3 ВК-107А будет ниже 8 на разбираемой диграмме из "Самолётостроения", смотрим

развитие беседы для понимания:


Originally Posted by alexzp
А если это Як-3(105ПФ) то для того же Судоп и соответственно Суmax минимальные скорости 158..164 км/ч, скорость же

для Судоп не есть ни скорость сваливания, ни минимальная скорость горизонтального полета.



badger> Соответственно на графике НЕ Як-3 ВК-107А, потому что ему кривая Ny=1 на графике не подходит по скорости.

Более того - вы аккуратно забыли про то что я указывал также и на слишком большой Сх, получающий при расчете для

1500 л.с. номинала ВК-107А.

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=488386&postcount=137



Originally Posted by badger
Более того - вы аккуратно забыли про то что я указывал также и на слишком большой Сх, получающий при расчете для

1500 л.с. номинала ВК-107А..


alexzp> Где указывал? Покажи.

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=489968&postcount=138




Originally Posted by alexzp
Где указывал? Покажи.


badger> Здесь:
http://forum.wbfree.net/forums/showp...&postcount=115


http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490038&postcount=139




Quote:
badger> Здесь:
http://forum.wbfree.net/forums/showp...&postcount=115


alexzp>И что если ниже 8? А потеря мощности за счет скоростного напора где?

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490056&postcount=141





Quote:
Originally Posted by alexzp
А потеря мощности за счет скоростного напора где?



badger>О, от скоростного напора уже потеря мощности бывает?
Приехали... Пару страниц назад всего-то разбирался вопрос...

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490463&postcount=143





Quote:
Originally Posted by badger
О, от скоростного напора уже потеря мощности бывает?
Приехали... Пару страниц назад всего-то разбирался вопрос...


alexzp>Ну а как назвать изменение мощности связанное с изменением границ высотности вызванное скоростным

напором?

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490796&postcount=146





Quote:
Originally Posted by alexzp
Ну а как назвать изменение мощности связанное с изменением границ высотности вызванное скоростным напором?




badger>Так и называется - потеря мощности в связи повышением температуры смеси из-за доп. давления на входе в

нагнетатель.Но к ВК-107А это не относится, у него лопатки Поликовского в нагнетателе, которые это изменение

компенсируют просто меньшим наддувом в самом нагнетателе.

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=492657&postcount=156




Quote:
Так и называется - потеря мощности в связи повышением температуры смеси из-за доп. давления на входе в

нагнетатель.Но к ВК-107А это не относится, у него лопатки Поликовского в нагнетателе, которые это изменение

компенсируют просто меньшим наддувом в самом нагнетателе



alexzp>. Лопатки Поликовского на АШ-82 есть? Зачем этот треп?

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=492805&postcount=159




Так, я надеюсь, очевидно?
Продолжения тупости в стиле "Як-3 без фюзеляжа" не будет ?



даже если вы хотите услышать по тому же вопросу о АШ-82 - объясняю:

Скоростной напор, а следовательно и потери мощности от него пропорциональны квадрату скорости, и будучи

небольшими на максимальной скорости, на скорости виража будут близки к незначительным - 1-1.5 процента от

мощности.

О, вы уже нашли ссылки на чертежи Як-1М и Як-3 на wunderwaffe?
А страницу из РДК где рассказно о учете влияния скорости на Cymax?

Или может наконец нашли в себе смелось что признать что просто трепали языком?

Если нет - то "чья бы корова мычала", я ваши вопросы, в отличии, не игнорирую.

Дык бред написали. Сказали что типа скорость в источнике с 18,5 сек виража для Ла-7 - не приборная, а истинная, но

даже в этом случае она 340 км/ч против 310 км/ч в ваших "расчетах"...

Или вы уже настолько отупели от упорного чтения РДК что не видите что 310<>340 ?

Можно и конкретные:

АШ-62ИР из:



В качестве практическиого, так сказать примера, u-образный вид характеристки хорошо заметен


График из:

Бочаров В. Е., Гутман Л. Д.
Авиационный мотор АШ-62ИР
Описание конструкции и эксплуатация

http://www.amyat.narod.ru/theory/ash_62ir/index.htm


Страница 18









По АШ-82 у меня тех. описания нет, но есть вот такой график:



Увы, не указано прямо название, но по оборотом и наддуву двигатель угадывается элементарно.




График из двигателя из учебника:

Рыбальчик Валентин Степанович,
Поляков Сергей Васильевич,
Герасименко Василий Федорович
Теория поршневых авиационных двигателей

http://www.amyat.narod.ru/theory/teoriya_porshevyh_dvigateley/index.htm

Страница 186


Ну а конкретные режимы придется взять, за отсутсвием приложения к РЛЭ Ла-5ФН опять-таки из РЛЭ Ла-5:

обороты - 1600-1860 об/мин
Наддув - 400-500 мм рт. ст.

Страница 15.


Как можно видеть из приведенного выше графика удельного к мощности расхода - при режиме 500 мм рт. ст. при 1800

об/мин удельный расход составляет

280 гр/л.с. час вместо 220 гр/л.с. час минимального расхода и при дальнейшем уменьшении наддува несмонненно

вырастет ещё выше.

Дело в том что радиус виража для самолтов с высокой тяговооруженностью - читай истребтелей, зависит только от

удельной нагрузки на крыло и Cy крыла, смотрим график:



"Самолётостроение", страница 368


А поскольку Cy запороть очень сложно - для этого надо профиль крыла уж совсем испоганить, то и радиус виража у

великолепных и ужастных по исполнению самолтов одного типа отличается очень незначительно, несмотря на

заметную разницу по времени виража между этими самолётами. И ваш радиус от указанного в "Самолётосроении" ну

очень далек, а ссылки на то что это из-за того что там время меньше - бредовы по вышеописанным причинам.

Кстати, заметно на данном графике что для истребителя ВМВ на Cyдоп минимальное время не на максимальной

распологаемой перегрузке получается.

Забавно что мой "фонарный расчет" вписывается в известные данные испытаний и по радиусу и по скорсотям, а ваш

"нефонарный" по всем этим параметрам пролетает как фанера над Парижем...

Видимо у меня даже фонари такого качества что вам и не снилось

В вашем расчете с Kман ниже 9 - естественно

А для Як-3 Cyман тоже из таблицы этой возмем ?
Чей-то вы его в этом списке забыли указать, постеснялись ?

Вам уже демострировалось в этой ветке что практические цифры виража И-16 можно получить взяв 0.85 Cymax от

поляры, использование же цифр из талблицы ведет к И-16 с виражем в 16 секунд(на что вы сами с возмущегние

указывали ).

Но вы продолжаете заниматься демагогией.

И в чём у вас проблема?
1.1 < 1.2 < 1.4

РДК право на 100 %, а у вас какой-то застой мозга очередной.

Совершенно верно указывает. Будете доказывать что И-16 был очень устойчивым самолётом?

Страница в РДК на которой указано сколько от Cymax должно быть?

Страница ?

Да вы что ? Ну тогда вас очевидно не затруднит представить цитату, так ведь ?

А я, простите, говорил о фюзеляже в целом, а не о "подфюзеляжной части крыла". И на отсутсвия влияния чего на что я

указывал, простите?

Вранье очередное, цитаты не было, был пересказ собственными словами максимум...

У вас проблемы с чтением, там только про это и пишеться практически:


Лишь 27 сентября 1940 г., после неоднократных напоминаний руководства ВВС, самолет совершил посадку на

аэродроме НИИ на станции Чкаловская. К этому времени сотрудники завода №240 уже многое поняли в поведении

своего первенца, поэтому взлетная и посадочная масса машины была ограничена (из-за недостаточной прочности

колес основных стоек, лопнувших при посадке 7 августа, самолет едва не был разбит). С большой взлетной массой,

превышавшей 11300 кг, полеты разрешались только с бетонной полосы длиной не менее 1000 м. Пробег машины также

оказался великоват, в этом случае вина возлагалась на недостаточно эффективные тормоза.


Решение Технического Совета было для судьбы самолета настолько важным, что стоит привести довольно длинную

цитату.

"Предъявленный на ГИ опытный самолет ДБ-240 с 2М-105 (из-за отсутствия М-106) производства завода №240 в

результате испытаний показал, что:

а) самолет с большой длиной разбега в перегрузочном варианте. Требует аэродромов с размерами 2500x2500 м,

наличия взлетной дорожки с длиной 1200-1300 м;




Трудностью в доводке этих машин является исключительно небрежная и спешная сборка самолетов. Кроме того, завод

№18 испытывает трудности с рабочей силой, т.к. все силы завода брошены на изготовление самолетов Ил-2".

В числе наиболее крупных недостатков Ер-2 с моторами М-105 генерал Жаров отмечал:

При нормальном полетном весе 11300 кг самолет имеет разбег 580 м, а в перегрузочном варианте (13550 кг) разбег

увеличивается до 1200-1300 м. Благодаря этому свойству самолет требует для его эксплуатации аэродрома размером

2500x2500 м.
...

Ввиду недостаточных размеров аэродрома для этой машины, самолет Ер-2 облетывается с полетным весом примерно

9750 кг вместо нормального полетного веса 11600 кг. В этом случае длина разбега и пробега не превышает тех же

данных самолета ДБ-ЗФ..."



Еще 6 августа 1941 г. ведущий инженер НИИ ВВС военинженер 2 ранга Н.К.Кокорин в докладной записке командованию

института обратил внимание на необходимость сокращения длины разбега и взлетной дистанции Ер-2.




Кардинальным способом улучшения взлетных свойств Ер-2 могло стать использование реактивных ускорителей, в то

время именовавшихся "реакторами", с которыми еще в 1936 г. летал опытный ТБ-3. 8 октября 1941 г. начальник НИИ ВВС

бригадный инженер Федоров доложил генералу Петрову об окончании предварительных исследований в НИИ-3

наркомата боеприпасов, где прорабатывался облик ускорителей для облегчения взлета Ер-2 2М-105. В частности,

предлагались два варианта ускорителя: жидкостный (компоненты топлива - керосин и азотная кислота) с тягой 2250 кг и

твердотопливный (пакет из шести ракет) с тягой 3500 кг. В первом случае продолжительность работы ускорителя

составляла 12 с, во втором - всего 6 с, но и этого было достаточно для уменьшения длины разбега бомбардировщика с

максимальной взлетной массой 14000 кг до 600 м.


Пилотировал машину летчик М.А.Самусев. Следует отметить, что этот вариант испытывался позднее, чем

считавшийся более перспективным "Ер" с АМ-37. По мнению старшего военпреда, к началу июня "завод №240 потерял

интерес к доводке Ep-2 2AM-35A". Отношение к машине "наверху" также стало прохладным. Шахурин считал, что уж если

на самолете с АМ-37 не удалось улучшить взлетные характеристики "Ера", то с менее мощными, но столь же

тяжеловесными серийными "движками" эта затея вообще не имела перспективы.


Другим крупным недостатком машины являлись плохие взлетно-посадочные характеристики. Моторы стали мощнее

почти на 30%, но и масса пустого самолета увеличилась на 1800 кг.


Вместе с тем, отмечались и недостатки Ер-2 2М-30Б - малая скороподъемность, большая взлетная дистанция,

неспособность лететь без потери высоты на одном моторе при полетной массе более 14200 кг
...

В надежде на улучшение взлетных свойств во второй половине июля 1943 г. на самолет установили опытные

четырехлопастные винты АВ-9ЕЛ-116, но ожидания не оправдались.



Между тем, командование АДД требовало, чтобы летные данные машины в серии, по крайней мере, не ухудшились. Оно

снова хотело от Ермолаева чуда и прежде всего - нормальных, по тогдашним представлениям, взлетных качеств. А ведь

они и так были "на пределе" даже у более легкого опытного самолета. В общем, как и следовало ожидать, госиспытания

серийного Ер-2 2АЧ-30Б закончились оглушительным провалом.


В отчете было специально подчеркнуто: "На самолете Ер-2 с установкой опытных моторов АЧ-30БФ впервые

достигнуты удовлетворительные взлетные свойства с нормальным и перегрузочным полетным весом". Отмечалось, что

моторы на форсированном режиме работали вполне удовлетворительно, обладали хорошей приемистостью


Но сроки, как это уже не раз было с "Ером", оказались сорваны. В качестве причин руководством завода выдвигались

несвоевременная передача чертежей главным конструктором и неготовность "доработанных" моторов. Проект Ер-2ММ

предполагал использование более мощных дизелей АЧ-31 с флюгерными винтами АВ-7Е-18К. Это мероприятие обещало

устранить два самых главных недостатка бомбардировщика - невозможность полета без снижения на одном моторе и

неприемлемо большую длину разбега.


http://www.airwar.ru/enc/bww2/er2.html

Не заметить такое количество упоминаний ИМХО невозможно, так что видимо имеем дело с очередным вашим дешёвым

враньем.

Как раз наоборот - для прерывания вашего дешёвого трепа про

"А такая форма была выбрана для максимального использования экранного эффекта на взлете и посадке."

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490796&postcount=146

Пытался объяснить вам популярно что не являются для рекордных самолётов ВПХ важными, но до вас даже разжеванное

похоже не доходит...

Название коэфициента ( а не "сомножителя") имеет значение для понимания смысла фразы.
Хотя видимо вы это вставили действительно "для увеличения объема трепа" и сами никакого смысла не закладывали...

Это очевидно из радиуса виража и скорости на которой у вас происходит вираж.

Максимальный запас мощности, что совершенно очевидно, будет на скорости 0 на земле.
Или если брать условием обязательно полет - на скорости сваливания у земли.

Я думаю вам проще назвать было, чем мне спецально смотреть... или стесняетесь ?

Впрочем несложно и прикинуть, скорость у вас там 310 км/ч получилась, время у нас по условию 18.5 сек итого - 310/3.6 *

18.5 / 6.28 = 254 метра примерно.
А в "Самолётостроении" приводиться радиус виража 295 метров для Ла-7.

Ассиметрией подъемной силы - машину вращать начинало после открытия одного предкрылка на вираже. Когда пытались

выпонить вираж, постепенно уменьшая его скорость скорость разница в подъемной силе между крылом с открывшимся

предкрылком и крылом с неоткрышимся получалсь очень велика из-за значительного угла атаки.

И где это вы его считали ?
Опять сказки про ваши мифические расчеты, которые вы почему-то каждый раз забываете приводить

А диапазон 24-30 сек отлично характеризует "точность" ваших расчетов

Это не предельный установившийся вираж, он не на Cymax однозначно получен

Что бы вы хоть немного поняли что бред считаете.

Комедиант всё же вы, потому что одноверменно две противоположные точки зрения отстаиваете.

Смотрим график для ВИШ-61П из "Самолётостроения", странца 374:





На скорстях от 300 км/ч до 600 км/ч коэфициент превоходить 0.8

А отнюдь не на "570 км/ч"


Далее, смотрим Пышнова:

http://lib.ru/NTL/AVIA/PISHNOW/pyshnov.txt

кривые тяги для И-16 у него на рис.25:



На скорости 100 м/с на высоте 0 метров имеем около 500 кг тяги, мотор М-62 имеет мощность около 800 л.с. у земли:

500 / 75 * 100 / 800 = 0,83

Можете ещё поделить на свой коэфициент для самолётов "с движком воздушного охлаждения" - будет ещё больше

При том что мой расчет на 0,85Cymax. При том что реальные цифры снимались на 0.85 Cymax примерно. При том что всю

ветку шло обсуждение виража на 0,85 Cymax.
Достаточно ?

А что там показывать, примерное равенство Kmax между Ла-7 и Як-3 следует из их примерно равной скороподъемности,

сравнивая конкретную машину с 18.5 времени виража - у неё 20 м/с у земли на номинале, у Як-3 у земли 20-21 м/с.

У Як-3 при этом вес полетный 2660 кг при мощности у земли 1290 л.с. : 2660/ 1290 = 2.06 кг/л.с.
У Ла-7 вес полетный 3275 кг при мощности у земли 1530 л.с. на номинале : 3275 / 1530 = 2.14 кг/л.с.

А у Як-3 согласно вашей же завяке 13

Млин, тупица, покажите мне цитату, где бы я утверждал что 11 это качество на Cymax ?
Вам "все дорогу" долбилось в тупую башку что говорим о 0,85Cymax.

На Cymax у меня примерно такая же разница, но я о качестве на Cymax ничего и не говорил.

Вы расчёт сперва покажите...

А то у вас бесконечный треп про расчеты, но самих расчетов что-то не видно, как и номеров страниц из РДК в котором

вы постоянно находите "спецэффекты", повышающие Cy по самым разнообразным поводам...

Уж по крайней мере не ваш " уже считал ведь время виража по инструкции для Як-3. От 24 до 30 сек. "...

Для ОСОБО ТУПЫХ повторюсь - говорим о вираже на 0.85 Cymax, оно же может называться Cyдоп.

О предельном вираже не говорим, посольку и 21 сек для Як-3 и 18,5 сек для разбираемого Ла-7 - на Cyдоп получены,

который примерно 0.85 Cymax

Причем вам это демонстрировались не раз в ходе обсуждения в данной ветке, на примере И-16, к которому у вас были

претензии по поводу малого времени виража у Пышнов - было объяснено что практические цифры, как у Маслова в

таблицах, будут на 0,85Cymax, вы видели что в расчетах по Ла-7 я использую Суман = 1.2, вы даже выдвигали пару постов

назад претензии по этому поводу - почему де я для всех самолётов беру Cyман=1.2. Более того - прямо в начале поста

на который я отвечаю вы высказали улетворение от осознания что по вашему мнению Cymax у Як-3 составлял около 1.5,

а Cyдоп = 1.275.

И внезапно, после всех этих длительных обсуждений, в конце этого поста вы вдруг завляете что де считаем-то мы

предельный вираж...

К чему такое тупое передергивание, спрашивается?
Вы действительно такой рафинированный идиот, или это просто попытка использования для вашей любимой демагогии

любого подходящего, неподходяшего и даже АБСОЛЮТНО неподходяшегго случая?

Давал я вам уже расчёт Ла-7:

http://forum.wbfree.net/forums/showpost.php?p=490463&postcount=143



Могу и по Як-3 дать, но то же самоё будет, так как вы демагогией здесь занимаетесь...

К считать вообще смысла не вижу - хватает практических данных вполне...
Не поддается аэродимика вот такому, на коленке, расчету, иначе не стоили бы гигантских аэродинамических труб, что бы в них продувать самолёты целиком.

 

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

Вы ошибаетесь. Вы находите вертикальную составляющую подьемной силы используя потребную подьемную силу для горизонтального полета 4000 кгс.
Сперва необходимо найти потребную подьемную силу для полета под углом 30 градусов к гоизонту (пикирование или кабрирование без разницы). Это cos(30)*4000кгс=3464 кгс.
Т.е у нас уменьшилась сама потребная подьемная сила а не только ее составляющая.
Идя вашим путем мы должны найти теперь составляющую подьемной силы направленую вертикально относительно земли.
А это cos(30)3464 кгс=3000кгс
Отсюда вертикальная оставлющая векторая силы тяги должна быть 4000кгс -3000кгс=1000кгс
нам известно что вертикальна составляюща вектора тяги Fтяги*cos(60)=1000 кгс отсюда Fтяги=1000/cos(60)=2000кгс.

Опять таки это без учета сопроивления воздуха.

Более простой путь найти потребную силу тяги винта для подьема под углом 30 градусов зная что между вектором подьемной силы и вектором силы тяги 90 градусов, и рассматривая вертикально действующую силу (относительно земли) как сумму векторов подьемной силы и тяги винта.

Отсюда сумма этих векторов должна быть 4000кгс
Потребная подьемная сила при наборе высоты под углом 30 градусов
cos(30)*4000кгс.

Теперь найдем полный вектор тяги винта
(4000^2-3464^2)^0.5=2000кгс
Т.е чтобы самолет весом 4000 кгс начал набирать высоту под углом 30 градусов тяга винта без учета сопротивления воздуха должна быть не менее 2000 кгс.
С тягой 1100 кгс устойчиво набирать высоту с таким углом набора он не сможет.
С такой тягой он может набирать высоту с меньшим углом.

P.S.
Если коротко- то гораздо наглядней, и удобней рассматривать векторную сумму этих сил. Тогда все становится гораздо ясней.

 

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

А где я это утверждал ?
А вообще максимальная мощность и максимальный Cyман подразумевают наилучший вираж. Пересечение кривых и происходит в этой точке.
Я же говорил о том что максимальная перегрузка в установившемся вираже != наилучший вираж.

Вы опять хватаитесь за один параметр но забываете о другом. А именно скорости. Я уже устал вам обьяснять что потребная мощность помимо потребнй тяи зависит еще и от скорости. Осознайте наконец это.
Даже если бы КПД не падоло на малых скоростях. Все равно минимальная потребная мощность была бы на скорости ниже чем скорость минимальной потребной тяги.

Потому что вы не понимаете даже прочитаное в этих документах.
А без этого двигаться дальше вообще бесполезно.

К тому что вы упорно твердите про связь скорости максимального избытка мощности (или тяги ? определитес) и скорости в вираже.
Логично предположить что раз изменилась скорость в вираже по вашей теории должна была упасть и скорост ьнабора высоты. Но степанец нчего такого не говрит почему то.

Сотрите про Як-7м там крейсерская скорость и скорость набора высоты изменлась по вашему ?

Давно уже ведь уже говорил 20,5 сек минимум на 1000 м и радиус 290м
TAS=318км/ч. Cyдоп=1,2

 

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

А что - в наборе высоты самолёт стал меньше весить вдруг?

А для полета под углом 90 градусов - потребная подъемная сила 0 будет такми макаром.

Только это не самолёт уже будет, а ракета, у которой именно тяга больше чем вес

Что бы самолёт весом 4000 кг начал набирать высоту по углом 30 градусов достаточно придать ему тангаж 30 градусов. На это способен даже планер. Если же речь о установившемся наборе высоты - то да, под 30 не сможет на скорости максимального качества точно.

У вас при любом угле дефицит будет подъемной силы. Потому что для истребителей ВМВ подъемная сила крыла на максимальном качестве на скорости максимальной скороподъемности однозначно будет в разы больше чем тяга винта. А множитель - косинус угла - одинаковый, поскольку угол для оси винта и для крыла одинаковый будет при изменении тангажа. То есть вертикальная составляющая тяги винта будет расти, а вертикаьлная составляющая подъемной силы крыла - падать в равной пропорции, вот только подъемная сила крыла значительно больше, чем тяга винта.

В векторном - не в векторном - разницы никакой не будет. Вы пытаетесь "вычесть" из необходимой подъемной силы её часть, но таким образом в наборе высоты можно вообще необходимую подъемную силу объявить отрицательной - поскольку у истребителей ВМВ с высокой скороподъемностью вполне для этого её хватит.