О вираж Ki-61,N1J Ki-84

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

"Vertical bank turn" clearly not a sustained turn, which are made at 60-70 degrees bank.

statute mile = 1.60934
Pi = ~3.1416 (3.14159...)


206 * 1.60934 / 3,6 * 16 / 6.2832 = 234.5 meters

for 16 seconds turn

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

Probably same as Type 1 fighter - 1969 feet or 600 meters

Anyway its clearly not a sustained turn as 206 mph speed too high for it even for Type 3, not to mention Type 1

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

Вообще надо-бы залить куда-нить этот РДК-43 для пользования , весит 20 метров , трабл в том что модемом не могу - скорость полное говно , и прямо залить на фтп с офиса не могу - там что-то настроено так что с фтп не дружит совсем , не видит их просто .

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

На работе Вин2к ?

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

Сервер на выделенке на Линухе , что там как никто ни в зуб ногой - настраивал приходящий спец .

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

а логин-пароль есть?

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

Ничего нету , как и доступа к нему до 11 числа .

 

Re: О вираж Ki-61,N1J Ki-84

This is not always true. The best altitude for the turning ability of the Ki-100 (identical wing to Ki-61) was about 6000m. Your statement is mostly accurate, but there are always exceptions to rules.

Badger, I thought that the equation for turn radius (in feet) was: (feet per second)^2/(32*tangent (bank angle))

302.133^2/(32*tangent 75)=764.4 feet=233m

I determined a 75 degree bank angle based upon the only bank angle at 206 mph which would turn 360 degrees in 16 seconds:

http://www.esparacing.com/sport pilot/calculators/turn_calc.htm
-------------------
Русский Переводит (I put this back into the translator for Russian-English and it made no sense.)

Это не всегда верно. Лучшая высота для того, чтобы поворачивать способность Ki-100 (идентичное крыло к Ki-61) была о 6000m. Ваше утверждение главным образом точно, но есть всегда исключения к правилам.

Барсук, я думал, которым уравнение для радиуса поворота (в (foots) было: ((foots) через секунду) ^2 / (32*tangent (угол крыла))

302.133^2/(32*tangent 75) =764.4 feet=233m

Я определил (настроенный) 75 углов крыла степени(градуса) (степень(градус)), базировались на уникальном углу банка в 206 милях в продолжительности, которые вращают 360 степеней(градусов) (степени(градусы)) в 16 секунд:

http: // www.esparacing.com/sport pilot/calculators/turn_calc.htm

 

На высоте падает плотность воздуха.
Это прводит:
1. К снижению подьемной силы при той же скорости TAS.
2. К снижению силы сопротивления воздуха на той же скорости TAS.
В результате, скорость TAS увеличивается, и такаяже перегрузка достигается при большей скорости TAS.
В результате возрастает радиус виража.

Кроме того с увеличением скорости радиус после какого то значения изменяется крайне незначительно несмотря ни на какой рост перегрузки и даже значительное увеличение тяги не приводит к сколь либо заметному изменению радиуса виража.
Это вы можете видеть здесь http://www.fourthfightergroup.com/eagles/spit109turn18.gif кривая (i) AT STALL

Дело в том что получить скорость 206mph (331км/ч) установившемся повороте при перегрузке 3.73g соответсвующей крену 75 градусов
на Ki-61 нереально. Слишком слабый двигатель.

 

A wing with a high aspect ratio (7.2 in Ki-61 compared to 5.6 in Spitfire), will have very low comparative drag even at high angles of attack.

Power is not necessary unless drag is a major factor. In the case of the Ki-61 a "weak" engine is sufficient to overcome the low drag of its wing.

High aspect ratio wings are the most efficient (low drag, high lift). These reasons justify high aspect ratio wings' use on gliders and long range planes.

The only drawbacks of high aspect ratio wings are that the roll rate is decreased and the fact that it is difficult to make a long narrow wing strong enough to withstand fighter aircraft conditions.
-------------------
Крыло с высоким отношением аспекта (7.2 в Ki-61 по сравнению с 5.6 во Вспыльчивом человеке), будет иметь очень низко сравнительным, тянутся даже под высокими углами нападения.

Власть(Мощь) не необходима, если не тянутся - главный фактор. В случае Ki-61 "слабый" двигатель достаточен, чтобы преодолеть низок, тянутся из его крыла.

Высокие крылья отношения аспекта самые эффективные (низко тянутся, высоко поднимаются). Эти причины оправдывают высокое использование крыльев отношения аспекта на планерах и долго располагаются самолеты.

Единственные недостатки(препятствия) высоких крыльев отношения аспекта состоят в том, что норма(разряд) рулона(ведомости) уменьшена и факт, что трудно делать длинное узкое крыло достаточно сильным, чтобы противостоять условиям(состояниям) самолета борца(истребители).

 

it's not quite correct.
just input 260mph and 89°bank, and you will get 360°/1s with radius 82.8.
this formula is worth only for building solid tracks, such as mototrack.

this formula is reversed from calculation of hanged mass descline from centre.
it means that with the cord length 82.8 you must propulse the mass up to 260mph so it can raise to 89°.

 

Spitfire = hot-tempered man (rus.)

 

Крыло с большим удлинением не дает преимуществ в увеличении угла атаки или Clmax. Но при большем удлинении крыла снижается индуктивная составляющая коэффициента аэродинамического сопротивления -C drag. Что приводит к увеличению скорости в устновившемся повороте. При менее мощном двигателе и лиш немного уступая по площади крыла Ki-61 имеет скорость в установившемся вираже почти как у Spitfire IX.

Для уменьшения времени виража нужно либо увеличить скорость в повороте либо уменьшить радиус поворота. Первое достигается увеличением мощности двигателя либо снижения сопротивления.
(И большое удлинение крыла Ki-61 здесь играет положительную роль)
Уменьшение радиуса виража достигается снижением нагрузки на крыло и увеличением C Lift max.
Но увеличение Cl Lift max приводит к быстрому росту коэффициента аэродинамического сопротивления в вираже Cdrag=Cdrag0+CdragInductiv
CdragInductive=Clift^2/(Pi*A*e)
Pi=3.14
A-удлинение крыла WingSpan^2/WingSquer
e- коэффициент эффективности летательного аппарата 0.7..0.75

Отсюда видно что увеличение Cl max приводит к быстрому росту Cdrag
и снижению скорости в вираже.
Уменьшение времени виража при этом очень незначительно
V~Clifmax^(2/3)

Увеличение удлинения крыла приводит к уменьшению сопротивления на больших углах атаки. Но для уменьшения радиуса виража нужно снижать нагрузку на крыло либо увеличивать Clmax.
Увеличение Cl не безгранично, и не превышает 1.2-1.6 для планера.

Конечно.

 

Critical angle of attack is related to air speed. The angle of attack an aircraft needs is also related to air speed - and force on it in a turn. Drag increases with angle of attack because lift increases with angle of attack.

If the "Spitfire" needs an angle of attack of 12 degrees to sustain a turn then it, having a wing with more drag proportionally (less efficient) will produce more drag than the Ki-61 in a 12 degree angle of attack (assuming their wing sizes are the same). In this instance, both aircraft are producing drag from the process of lift. On the other hand, the "Spitfire" has more air spilling over to the top of the wingtip, producing drag with no lift to show for it - unnecessary drag. The Ki-61 can therefore produce a great quantity of lift before its speed begins to drop. It is difficult to explain, but I am essentially saying that the Ki-61 can sustain a higher angle of attack than the "Spitfire." Higher angle of attack - more lift for the Ki-61.

We now factor in wing loading. Depending on several factors, the wing loading of the "Spitfire" compared to the Ki-61 can vary from the "Spitfire" having 96% of the wing loading of the Ki-61 (4% less) to equal wing loading.

However, other factors exist. The Ki-61 has a thicker airfoil (as previously detailed). Lift is greater for thicker airfoils. The Ki-61's wing can sustain higher angles of attack than the "Spitfire's" wing. These two factors which weigh heavily in the Ki-61's favor can easily make the 4% gap in wing loading effectively disappear. In fact, the margin of effective lift for sustained angle of attack is most likely in the Ki-61's favor.

Your statement that a long wing has the same critical angle of attack as another wing is correct. A long wing, however, allows the aircraft to reach higher angles of attack before the drag becomes too great. If the "Spitfire" is at its critical angle of attack for sustained speed, then the Ki-61 would probably be accelerating at the same angle of attack.

Oh well, enough talk from me for awhile...

------Enter the terrible translation------

Критический угол нападения связан с воздушной скоростью. Угол нападения, в котором самолет нуждается, также связан с воздушной скоростью - и силой на этом в повороте. Тяните увеличения с углом нападения, потому что подъем(лифт) увеличивается с углом нападения.

Если "Spitfire" нуждается в угле нападения 12 степеней(градусов), чтобы выдержать поворот, тогда это, имея крыло с больше тянется пропорционально (менее эффективный), произведет, больше тянутся чем Ki-61 в 12 углах степени(градуса) нападения (предполагая, что их размеры крыла те же самые). В этом случае, оба самолета производят, тянутся от процесса подъема(лифта). С другой стороны, "Spitfire" имеет больше воздуха, проливающего к вершине законцовки крыла, создание тянется без подъема(лифта), чтобы показать для этого - ненужный, тянутся. Ki-61 может поэтому произвести большое количество подъема(лифта) прежде, чем его скорость начинает понижаться. Трудно объяснить, но я по существу говорю, что Ki-61 может выдержать более высокий угол нападения чем "Spitfire". Более высокий угол нападения - большего подъема(лифта) для Ki-61.

Мы теперь фактор в погрузке крыла. В зависимости от нескольких факторов, погрузка крыла "Spitfire" по сравнению с Ki-61 может измениться от "Spitfire", имеющего 96 % погрузки крыла Ki-61 (4 % меньше), чтобы равняться погрузке крыла.

Однако, другие факторы существуют. Ki-61 имеет более толстое крыло (как предварительно детализировано). Подъем(лифт) больше для более толстых крыльев. Крыло Ki-61 может выдержать более высокие углы нападения чем крыло "Spitfire". Эти два фактора, которые весят тяжело в пользе(покровительстве) Ki-61, могут легко делать 4%-ый промежуток в крыле, загружающем, эффективно(фактически) исчезают. Фактически, край эффективного подъема(лифта) для поддержанного угла нападения наиболее вероятен в пользе(покровительстве) Ki-61.

Ваше утверждение(заявление), что длинное крыло имеет тот же самый критический угол нападения как другое крыло, правильно. Длинное крыло, однако, позволяет самолету достигать более высоких углов нападения прежде, чем тянущийся становится слишком большим. Если бы "Spitfire" - под его критическим углом нападения для поддержанной скорости, то Ki-61 вероятно ускорился бы под тем же самым углом нападения.

О хорошо, достаточный разговор от меня некоторое время...

 

@Exec, what you say is correct.

But isn't it reasonable to have a turn radius of 233m at 332 km/h with a turn time of 16 seconds?

The reason that the turn data for high bank angles is so ridiculous is because they assume that the aircraft can take that much stress and retain its speed.

With technology, designs can come close to some of these parameters. Just look at the Su-27.

 

reasonable from circular kinetics, but you cannot involve bank into this kinetics. notice, it's kinetics, not dynamics.

have you played OCEAN "Retalliator" arcade sim back ago?
it used the formula for overg like you mentionned, so when one takes bank near to 90° he immediatedly get over-g blacking him out.

but actually the air won't provide enough support for such g's. it's not the question of structure strength and speed loss. it's AIR, not RAILS.

no matter how brilliant the design of sukhoi is, the air is the same as 50-60 yeas ago. high-g maneuvers could not be obtained through air, but through energy loss.

(don't refer entering atmosphere from orbit with cosmis speeds. over-g provided by the air is from apparatus energy-loss too )

 

sorry for offtopic.
let's get back to correct turn time of spit 9, ki-61 and a6m5...

 

don't refer entering atmosphere from orbit with cosmis speeds. over-g provided by the air is from apparatus energy-loss too
Кстати, такой оффтопичный вопрос, а сколько спускаемый аппарат теряет в скорости до выпуска парашютов ?

 

грубо говоря - одну космическую скорость.

 

Нет, это слишком грубо. Мне бы с зависимостью от высоты/времени. И, как я сказал, только для "свободного падения".