Спасбо за высокую оценку моих усилий. Можно я смайлик поставлю всё-таки? Спасибо! Скажу прямо - я так и не понял в чём там такая гигантская разница в этих двух определения. Ну да бог с ним... И что же по вашему мешало её сделать ? Учитывая что: Важные результаты дал облет самолета. Все летчики облета отмечали исключительно высокие пилотажные качества самолета. По общему мнению, И-26-2, имея скорость на 100 км/ч больше, чем И-16, оказался значительно проще его по технике пилотирования, что явилось в то время настоящим открытием, обещавшим повышение безопасности и доступность для освоения летным составом. Это открывало перед И-26 широкие перспекти- вы. Правда, А.И.Филин еще в 1939 г. писал, что теория о том, что чем более скоростной самолет, тем труднее на нем летать, должна быть окончательно разбита. Hо А.С.Яковлев впервые ре- ализовал это на практике. Это уже И-26-2 показал, что проще значительно в пилотировании, нежели И-16, не И-26-3. Вы сперва скажите что за причина А то я пока причин не каких не вижу - отрабатывал пилот просто фигуру пилотажа, это на форуме, на словах всё просто, а в жизни далеко не всё с первого раза получаеться. От 300 км/ч и до максимальной. Проблема была в устойчивости, которая ещё от ИЕН осталась в наследство, а не в том что у нас тут "заговор против Яков". Что мешает-то "слабоманеврирубщий" удержать? Или речь о слабоманерирующем Ки-43? А так до 300 км/ч - почему нет. В два раза? Вы уверены? На ролл очень сильно перегрузка влияет, чем выше - тем ниже ролл, мож вы с разной перегрузкой меряли? Ну и ок.
Для Як-3 нет не знаю. Нельзя измерить то чего нет на графике. Линий перегрузки нет, масштаба Ny нет. Беру отношение удельных тяговых мощностей для известной и неизвестной перегрузок, возвожу в степень 2/3, умножаю результат на значение известной перегрузки, в результате получаю значение располагаемой перегрузки для удельной тяговой мощности при которой хочу знать располагаемую перегрузку. Все это для выбранного значения Су. Это значит тяговые мощности, расчитываются по формуле N=P*V/75 где P и V соответственно тяга и скорость. Вот она и падает со скоростью, тяга. А при скорости равной 0 тяговая мощность равна 0. Вот и получается кривая похожая на параболу. Кусочек ее и представлен дугой удельных тяговых располагаемых мощностей на рисунке в "Самолетостроении". Про к.п.д. это коряво выразился типа при скорости 0 к.п.д. равно 0 и на высокой скорости (пикирование например) к.п.д. равно 0. Да коряво, неграмотно получилось. При том, что решил, что провал между 700м и 2000м (как у 105ПФ) устранили гидромуфтой. А была бы гидромуфта на 106П - возможно границу высотности можно было сделать как у 105П то есть 4,5 км а не 2км.
Разрушилось не само крыло, на 67%, разрушился "носок крыла". Если его испытывали как отдельную деталь - то понятно что прочность самого крыла в "сборе" выше нежели прочность конкретной ослабленной детали, при условии что остальные обладаютрасчетной прочностью. Тем не менее 7,37 - это не 6,5. Более того, врядли дали такое ограничение в 6,5 единицы с запасом менее 1 G. А тут вообще фантастика у Стеанца начинаеться Фактический вес взлётный И-26-1 - 2600 кг, но испытания проводят с полётным весом 2446 кг из-за недостаточной прочности. Вес взлетный И-26-2 офицально - 2803 кг, но из-за недостаточной прочности испытания проходили при полётном весе 2700 кг. 2. Самолет И-26-2 предъявлен на госиспытания в недове- денном состоянии. а) Hесмотря на произведенные ОКБ усиления конструкции самолета, прочность его осталась недостаточной. Hосок крыла слаб. Hа статических испытаниях носок крыла после усиления выдержал всего 67% нагрузки по нормам прочности самолетов редакции 1939 г. Общая прочность самолета недостаточна, так как расчет на прочность произведен на массу 2300 кг, а дейс- твительная масса самолета (по заводским испытаниям) состав- ляет 2700 кг. По этой причине самолет имеет 11-кратный запас прочности вместо 13-кратного, положенного по нормам прочнос- ти. (По этой причине и госиспытания проводились при массе 2700 кг, хотя фактическая масса И-26-2 составляла 2803 кг.) Дальше на И-26-3 самолёт ещё раз усиливаеться, добавляються некоторые вещи не связанные с прочностью и ... взлетный вес опять 2801 кг Полетная масса И-26-3 по сравнению с И-26-2 увеличилась с 2700 до 2801 кг, центр тяжести самолета сдвинулся назад с 23,85 до 24,4% САХ (средней аэродинамической хорды), проти- вокапотажный угол остался практически без изменений. Увеличение полетной массы произошло за счет: увеличения боезапаса и количества масла - на 26,5 кг; установки в носки крыла и руля высоты грузов для повышения критической скорос- ти флаттера - на 16,0 кг; усиления носка крыла, обшивки кры- ла, замков шасси и устранения дефектов - на 58,5 кг. Всего на 101 кг. Вот такие вот загадки
2 badger Какой "простой" И-26-1 в пилотировании А летчик-испытатель не молжет выполнить на нем бочку, смех просто. Я этот бред даже коментировать не буду.
РЛЭ, Пышнов, график из "Самолётостроения" обсасываемый как раз. Линий помеченных Ny нет? Обозначений Ny=1, Ny=2, Ny=3, Ny=3,5 на графике нет? Или это для вас "не маштаб" ? Для скорости 340-350 км/ч посчитайте будьте добры по вашей методике располагаемую перегрузку? Я вас давно об этом прошу Вот по этой формуле и будет расти всё время мощность для тяги Тяги всегда падает, посмотрите Пышнова Мощность соответственно при этом в параболу превращаться никак не должна Но в общем это всё пока ваши неубедительные измышления, потому как у Жуковского именно тяги Простите, границу высотности как у 105П можно было сделать тем же метододм как у 105П- второй скоростью нагнетателя просто Зачем же воротить для этого гидромуфту, да ещё и столь неэффективную - немцы вон 5,7 км получили с гидромуфтой, а наши - 2 км ?
У Степанца было сказано, что для статиспытаний был сделать отдельный самолет. Про отдельные носки крыла не слова, хотя исключить этого нельзя. Правда смысл такого испытания для меня будет загаткой. Все это гадание на кофейной гуще. С остальным полностью согласен.
Ну вы видимо простым в пилотировании И-16 считаете... Действительно, жаль что вас там не было, вы бы ему быстро показали как надо правильную бочку крутить.
Hа статических испытаниях носок крыла после усиления выдержал всего 67% нагрузки по нормам прочности самолетов редакции 1939 г. То есть его отдельно усиливали, и вполне возможно отдельно испытывали после усиления. Соответственно и ваши выводы про "на 6,5 оно должно было давать дуба." - гадание на кофейной гуще
Линни N/G для указанных значений пререгрузки есть, линий перегрузки нет. Это не одно и тоже. Обозначения есть, но это не масштаб конечно. 3,23 для Су=1 Нет, тяга падает со скоростью. Проблема с арифметикой? Тяга падает до 0 при увеличении скорости. Скорость тоже может принять значение 0. То есть крайние значения произведения тяги на скорость равны 0. Ну про измышления эт понятно С тем же провалом на высоте переключения? И нахрена это делать, когда можно плавно регулировать скорость нагнетателя сделав характеристику близкую к линейной? 2 км лучше 5,7 км?
Это вовсе не означает, что испытывался только носок. Лично я уже сказал, что слабо себе представляю зачем, кроме экономии древесины надо изготавливать один носок. Я указанную фразу понимаю так, на имеющееся крыло наклели дополнительный слой шпона или фанеры доведя его до 5мм, как это было сделано для И-26-2. За лонжероном обшивку не утолщали. Возможно были проведены еще какие то работы. И при этом при испытании крыла носок все равно не выдержал 67%. Как именно он не выдержал не говориться, совсем сломался или тольк возникли необратимые деформации, или даже обратимые, но достаточные, что бы нарушить несущие свойства крыла на этой перегрузки. Цыфру 6,5 назвали Вы, я не знаю откуда Вы ее взяли и относился к ней как к предельной разрушающей перегрузки. Вообще тутнемерянная область для гипотиз. Вполне возможно, что 67% или 7,2 G это для усиленного крыла обазца И-26 для стат испытаний, но для расчетного веса в 2300кг. Если это так, то совершенно не удивительно почему разбился И-26-1 и почему так летал И-26-2, так как это могло означать, что для первого разрушающая перегрузка могла быть в районе +4,5
а также как насчет сравнения эталонных летающих крыльев, имеющих массу целого самолета, с текущей флайт-моделью Яков в WBFH, и c некими мифическими рекомендациями "вести маневренный бой на Яках на высоких скоростях"?
На самом деле не такой уж и бред. Не кто ведь не пытается эти цифры вставить в ФМ. Так же можно спорить и по исходным данным, но сама таблица достаточно показательна и не плохо иллюстрирует некотрые особенности воздушного боя. Например возможность самолетов довернуть или выйти из аттаки при одинаковй скорости. Очень показательна высокая перегрузка достикаемая на Спитфаере, особенно в свете многочисленных жалоб на легко достигаемый блекаут. Что касается того, что поляра джля крыла, а не для самолета. Это конечно проблема, но не такая большая. В "Советском самолетостроении"на странице 371 (363.jpg) есть поляра для профиля NACA-0012 в варианте свободного крыла, крыла с фюзеляжем, с двигателем и с закопотированым двигателем. На нем видно, что Cy для крыла от самолета с закопотированным двигателем не отличается, только происходит увеличение Cx.
Как же не отличается?! Для поляры крыла с фюзеляжем завал резкий начинается на Су=1,1 и дальше характеристики просто нет, в отличие от остальных кривых.
их пытаются напрямую сравнивать, что весьма близко по смыслу. Я ценю хорошие шутки Приложи, пожалуйста, вертикально линейку к точке, в которой cy=0 для поляры "крыло, фюзеляж, мотор, капот" и посмотри, сколько cy имеет поляра чистого крыла при этом же cx.
А можно узнать, нах Cx? В таблице используется только Cy. Можно попросить приставить Вас горизонтальную линейку с максимальному значению Cy и оценить насколько они отличаются для крыла и самолета?
Александр прочитай внимательно какие именно графики я сравниваю. Мы тут о самолетах говорим, а не планерах, так что смотреть надо на 1 и 3 график. А у них Cymax одинаковый.
скрипач не нужен (с) действительно - зачем??? зачем, если две поляры рано или поздно достигнут одного и того же значения Cy? а какое при этом будет лобовое сопротивление - а нах оно нам вообще нужно-то?
Угу. Все именно так. Никто эти цифры в ФМ не использует. И таблица именно "иллюстрирует некоторые особенности воздушного боя". Bobby, спасибо, хорошо сказал.
