Вы не зашли.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722737
Не спорю. Дело не в этой разнице веса. Если бы при прочих равных перешли полностью на металлическую конструкцию - тогда бы вес стал заметным фактором.
Не не стал бы.
Самый большой вклад давал лонжерон, но его и так заменили.
Обшивка же давала уже не очень мног.
Например Як-3У М-82ФН вначале сделали с крылом смешанной конструкции, а затем переделали на металлическую. Снижение массы ожидалось в пределах 50 кг.
В то же время замена деревянных лонжеронов на металлически на Як-1М дала экономию на 150 кг, в 3 раза больше.
СДА написал:
Оригинальное сообщение #722791
Не не стал бы.Самый большой вклад давал лонжерон, но его и так заменили.Обшивка же давала уже не очень мног.Например Як-3У М-82ФН вначале сделали с крылом смешанной конструкции, а затем переделали на металлическую. Снижение массы ожидалось в пределах 50 кг.В то же время замена деревянных лонжеронов на металлически на Як-1М дала экономию на 150 кг, в 3 раза больше.
А фюзеляж?
zombee написал:
Оригинальное сообщение #722780
Простите что вмешиваюсь. Но (имхо) Вы выдаете МАХ мощность Хомаре с водометанолом, но ведь тогда нужно учитывать систему ,аналогичную MW-50, баки с метанолом (ЕМНИП 114л для FW-190A8)
Уже учтен. См. один из постов выше.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722748
Что касается аэродинамики - вы забываете, что фронтальная проекция Хаяте меньше по размеру - диаметр Хомаре - 1180 мм, и движок лучше вписан в планер, чем у Ла-5.
Мысль в слух, может кому сгодится:
- при безциферных оценках аэродинамического сопротивления следует помнить что главный источник сопротивления - это крыло. Всё остальное вместе взятое меркнет на его фоне.
В букварях по самолётостроганию обычно его оценивают в диапазоне: 74-82% от суммарного сопротивления.
Так что, можно отметить разумность товарища СДА:
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722812
Уже учтен. См. один из постов выше.
Не увидел.. Впрочем- что видеть-то? А7м с Вашим любимым Хомару летать отказался, пришлось втыкать МК9. Да и Сиден каи Вы зря нахваливаете- он больше 585 км/ч не выжимал.
Отредактированно zombee (01.08.2013 18:44:09)
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #722817
. Вспомнить про существование такого аэроплана, как Макки M72, которому наличие двух большущих поплавков и расчалок, существенно увеличивавших лобовую проекцию не сильно мешало "рвать" всех своих сухопутных современников целое десятилетие (рекорд скорости в категории "поршневой гидросамолёт абсолютного класса" не побит до сих пор). Виной тому был тонкий профиль крыла и чудовищная нагрузка на несущую площадь.
Да, забавный пипелац.
Помнится как то я высказывал идею о силовой установке из двух двигателей последовательно. с валом одного, пропущенным через полый вал другого.
А ведь на нем это реализовали на практике.
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #722817
Мысль в слух, может кому сгодится: - при безциферных оценках аэродинамического сопротивления следует помнить что главный источник сопротивления - это крыло. Всё остальное вместе взятое меркнет на его фоне.В букварях по самолётостроганию обычно его оценивают в диапазоне: 74-82% от суммарного сопротивления.Так что, можно отметить разумность товарища СДА
Наверняка это очень правильное суждение.
Если возразить в лоб по поводу чистого полагания, что раз площадь крыла (и его размер соотвественно) выше, значит сопротивление выше: берем Р-51А Мустанг с площадью крыла 21.65 кв.м. и берем P-39Q с таким же двигателем (Allison V-1710-81 на Мустанге и Allison V-1710-85 на P-39Q - оба взлетной мощностью в 1200 л.с.) , но площадью крыла 19.86 кв. метра (а заодно еще на полтонны легче при нормальных взлетных весах для обоих самолетов), и получаем 23 км/ч разницы между максимальными скоростями. Удивительное дело, но в пользу Мустанга.
Можно еще и с як-9 сравнить - у того двигатель примерно такой же мощности (разница на взлетных в 20 км/ч), площадь крыла 17,15 кв.м., взлетный вес примерно 2850 кг, а на высоте 1800 метров он выдает согласно табличке из русской вики 552 км/ч. Мустанг I со взлетным весом в 3850 кг. при мощности на высоте 1700 метров выдает 581 км/ч согласно http://www.wwiiaircraftperformance.org/ … ang-I.html (то, что это в варианте с двумя снятыми пулеметами - учтено при приведении взлетного веса).
Так что - несколько тоньше дела обстоят.
Отредактированно gorizont (01.08.2013 18:53:36)
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722811
А фюзеляж?
Килограмм 20-30 наверное дало бы, и то не факт.
А у Яка наоборот, вес и увеличиться мог - у него то бока вообще из полотна.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722829
Если возразить в лоб по поводу чистого полагания, что раз площадь крыла (и его размер соотвественно) выше, значит сопротивление выше: берем Р-51А Мустанг с площадью крыла 21.65 кв.м. и берем P-39Q с таким же двигателем (Allison V-1710-81 на Мустанге и Allison V-1710-85 на P-39Q - оба взлетной мощностью в 1200 л.с.) , но площадью крыла 19.86 кв. метра (а заодно еще на полтонны легче при нормальных взлетных весах для обоих самолетов), и получаем 23 км/ч разницы между максимальными скоростями. Удивительное дело, но в пользу Мустанга.
Как раз крылом это и объясняется. Точнее ламинарным профилем крыла мустанга.
СДА написал:
Оригинальное сообщение #722839
Как раз крылом это и объясняется. Точнее ламинарным профилем крыла мустанга.
Я в курсе, что у Мустанга ламинарный профиль.
То есть геометрические размеры крыла не все определяют?
Впрочем, я здесь конечно слегка смухлевал: вряд ли профили крыльев у Хаяте и Ла-5 сильно различаются по коэффициенту сопротивления.
У Ла-5 основной профиль - NACA 23016 в корне (такой же у крыла Р-38 Лайтнинг) и NACA 23010 на концах, у японца - профиль Nakajima NN с относительной толщиной в корне 16,5% и на концах 8%. Как различается коэф у них - не представляю.
Отредактированно gorizont (01.08.2013 20:11:58)
Отдельно на тему "деревянные самолеты в тропическом климате" - или шире - о том, с чем сталкиваются при эксплуатации в жарком и влажном климате:
Это из истории эксплуатации Бристоля Бриганд в Малайзии.
Problems with the Brigand became apparent during its operations in Malaya. The first problem to arise were undercarriages failing to lower. This was traced to rubber seals in the hydraulic jacks gradually breaking up because of the hot, humid climatic conditions, for which they weren't suitable...
...The Brigand also had a propensity to shed one propeller blade leading to complete propeller failure, which in turn would lead to the engine being wrenched off the wing, and an inevitable crash. This was found to be caused by corrosion in the propeller locking rings. More frequent maintenance helped alleviate this problem...
...Unfortunately, another design flaw did arise in the leather bellows used to deploy air brake during dives. In the tropical climate in which the Brigand found itself in Malaya, the leather would rot away, causing the brakes to fail. This led to Brigands losing wings in dives due to excessive airspeed or rotation as only one brake deployed. When this problem was discovered, the air brakes of all Brigands were wired shut, decreasing the aircraft's dive bombing capabilities.
Отредактированно gorizont (01.08.2013 20:23:07)
zombee написал:
Оригинальное сообщение #722823
Не увидел.. Впрочем- что видеть-то? А7м с Вашим любимым Хомару летать отказался, пришлось втыкать МК9. Да и Сиден каи Вы зря нахваливаете- он больше 585 км/ч не выжимал.
ясно то, что ты не удосужился прочитать этот короткий топик. Это делает твое мнение чрезвычайно ценным.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722829
Если возразить в лоб по поводу чистого полагания
Не площадью едины.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722861
вряд ли профили крыльев у Хаяте и Ла-5 сильно различаются по коэффициенту сопротивления
Даже если отличается, то:
На основных режимах работы дозвукового крыла соотношение индуктивного, профильного (формы) и сопротивления трения обычно соотносят как:
70, 15, 15% от общего сопротивления крыла (на режимах взлёт/посадка, профильное возрастает).
Если уж совсем докапываться, то индуктивное сопротивление пропорционально квадрату удлинения.
Т.е. как ни крути, но ведущую роль играет удлинение, всё прочее гораздо менее существенно.
//Для почитателей элиптического в плане крыла. В сборнике ЦАГИ утверждалось: "с практической точки зрения крыло трапециидальной в плане формы с сужением концевой хорды 1/3-1/4 от корневой в сравнении с элиптической в плане формой с хорошей степенью точности можно считать неразличимыми" (приведено по памяти, но, для особо придирчевых не проблема найти, сборник на полке).
Если сделать прикидку по вышеозначенным цифрам то получим доли от суммарного сопротивления самолёта:
Индуктивное сопротивление крыла=0.7*0.75=0.525, 52.5%
Профильное -//-//-=0.15*0.75=0.1125, 11.25%
Трения -//-//-=0.15*0.75=0.1125, 11.25%
Фюзеляж и всё остальное вместе взятое=25%.
Не сложно заметить, что авиаконструктор в аэродинамике самолёта должен заниматься "ловлей блох".
Эти же цифры легко объясняют почему шнайдеровские гидропланы три десятка лет главенствовали в списке наиболее быстрых ЛА. Ни изобретение убирающегося шасси, закрытой кабины, ни какие другие изыски аэродинамиков (см. Кодрон) не смогли заменить гагантскую нагрузку на крыло (с минимальными несущими способностями, но и таковым же сопротивлением) и длинную водную гладь. И продоложалось всё это бесчинство вплоть до тех пор, пока в обиход прочно не вошла эффективная механизация крыла, спобосная наконец-то и сухопутным аэропланам придать конкурентную способность при приемлемых ВПХ. От претендента к претенденту росла нагрузка на крыло, а с ней и сложность в управлении. По сути, сейчас рост скорости для поршневых самолётов в перую очередь тормозит способность пилота удержать этот болид с минимальной несущей способностью в воздухе.
//Мнение Шилтона - "крайнего", как говорят в авиации - обладателя абсолютного рекорда, с коим мне сложно не согласиться (из интервью о том, сможет ли он ещё улучшить рекорд). В особенности памятуя гибель двух крайних претендетов (творения Рутана и гипермодернизированного Мустанга).
Отредактированно roman-3k-hi (01.08.2013 23:23:25)
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #722947
Даже если отличается, то:
Спасибо. Интересно. Когда то интересовался, но уже все позабыл.
Только вот как ваши прикидки на живое соотношение ложатся - давайте посмотирим.
Три истребителя с одной мощностью двигателя: Мустанг 1, Як-9 и Аэрокобра Q/
У первого размах крыла - 11,27 кв.м., второй - 9,74 м, третий - 10,363 м. А быстрее всех - первый.
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #722987
Только вот как ваши прикидки на живое соотношение ложатся - давайте посмотирим.
Три истребителя с одной мощностью двигателя: Мустанг 1, Як-9 и Аэрокобра Q/
У первого размах крыла - 11,27 кв.м., второй - 9,74 м, третий - 10,363 м. А быстрее всех - первый.
"Не поминайте лихом", ну что-ж, давайте:
1. Площадь крыла (соответственно): 21.64, 17.5, 19.79 кв.м
2. Соответственно удлиннение крыла: (11.27^2)/21.64=5.838; (9.74^2)/17.5=5.421; (10.363^2)/19.79=5.427.
Остальноё стер, как не соответствующее истине.
//Знания нужно иногда освежать.
Отредактированно roman-3k-hi (02.08.2013 19:22:41)
P.S.: проверяйте на ошибки ибо весьма невнимателен.
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #723056
Взлётная масса: 2920 (Р-52А), 2873, 2905 (P-39Q).
Для Мустанга - неверно. Нормальный взлетный вес для удобства подчета - 4000 кг (если быть точным, что-то порядка 4070 кг).
Для Аэрокобры - неверно. Нормальный взлетный вес - 3540 кг (это без заполнения 73 галлонного фюзеляжного бака).
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #723056
Возьмём Мустанг: если 839.622 это 52.5% от сопротивления, то 100%->839.622/52.5*100=1599.280Як: 946.085/52.5*100=1802.067Кобра: 966.624/52.5*100=1841.1896. А теперь то же самое, но в попугаях Мустангах:100.000%; 112.680%; 115.126%.Змечу, что это всё выведено наплевав на ламинарный профиль Мустанга, на удачно расположенный воздухозаборник и прочее прочее прочее.//Напомню, что это ОЧЕНЬ грубое приближение, учитывали только удлинение крыла и не учитывающее ничего больше!!! Т.е. даже выведенных цифр строго говоря мало, чтобы обосновать преимущество Мустанга в скорости, но эти цифры являются одними ИЗ множества тех, что его обеспечивают.
Здесь я полагаю неверная экстраполяция. Если аэродинамическое качество крыло изменяется, то должна изменяться и ее доля в общем аэродинамическом сопротивлении. Поэтому в вашем расчете есть на мой взгляд приниципиальная неточность. Хотя... вы же его аэродинамического качества в связи с изменением профиля не учитывали.
Кроме того, сопротивление фюзеляжа так же в долевом отношении гуляет - в зависимости от его диаметра и длины.
Мустанг крупнее и Яка, и Аэрокобры, и теоретически, исходя просто из его размеров, сопротивление должно быть выше - при прочих равных. А "неравные" ваш расчет не учитывал.
Что-то не так.
ЗЫ. В связи с тем, что Мустанг геометрически более крупный самолет, и более тяжелый, то "наплевав" на аэродинамическе ухищрения, вы должны были получить более медленный самолет, поскльку при равной мощности он больше и тяжелее, и расчет сопротивления должен был показать большую величину сопротивления. А у вас получилось что-то странное.
ЗЫ2. Ламинарный профиль крыла дает меньший коэф сопротивления, но в то же время и меньший коэф подъемной силы.
Отредактированно gorizont (02.08.2013 13:33:12)
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #723056
Между делом:- обратите внимание, что на скорость слабо влияют всякого рода "малые геометрические размеры" (Яку они нисколько не помогают) и напротив сильно влияет удлинение (Мустанг, Ta-152H и даже несмотря на гигантский вес P-38 и P-47),
Как я уже написал - слабое влияние размеров на скорость при прочих равных - это заблуждение. Уверен, что точные расчеты укажут на влияние размеров (и веса самолета - при прочих равных более крупный самолет будет тяжелее).
Просто "прочие" неравны, особенно мощность двигателя (меньший вес этого фактора для Мустанга, чем для остальных).
Более того, отсутсвие изменений в аэродинамике даже при резкой добавке мощности скорости нередко не прибавляет (правда, надо понимать, что рост мощности обычно связан с некоторым ростом веса, если он связан с установкой более мощного, но более тяжелого движка). Для примера можно найти в сети сравнение данных для Корсара (епним, -1D и -4) с "Суперкорсаром" - FG-2 с "Уосп Мейджор2 в 3000 л.с.. Скорость практически не выросла, хотя заметно подросла скороподьемность.
И фактор веса - на испытаниях Мустанга 1 скрость на высоте порядка 6000 метров с полным вооружением при взлетном весе в 4070 кг была - 390 миль в час. А вот с двумя снятыми пулеметами и пустыми патронными ящиками под них - уже 396 миль в час.
Отредактированно gorizont (02.08.2013 14:28:04)
По взлётным весам согласен - не в ту графу у Гугли глянул. По остальному отпишу чуть позже.
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #723056
- с ростом удлинения крыла быстро растёт вес самолёта в целом, самолёт становится инертным, но заметно более скоростным. Несложно заметить, что истребители от поколения к поколению прибавляют в весе - это не случайно. Рост удлинения крыла ограничен тем, что истребитель - это не гоночный самолёт, а многофункциональная машина, а также ограниченной прочностью материалов (в особенности тех частей, которые воспринемают большое плечо действия силы - лонжероны).
Опять же - если при прочих равных, то вывод очевиден. Но прочие не равны. Мустанг на больших скоростях был маневреннее многих более легких истребителей на горзонталях, если говорить о неустановившихся маневрах. Если я не ошибаюсь, причина в том, что у него элероны с весовой компенсацией. Но для того, чтобы все это впихнуть в крыло - потребовалось именно такое, достаточно большое крыло + смещение точки наибольшей толщины профиля "взад", ближе к задней кромке.
Плюс более крупный самолет менее чувствителен к увеличению абсолютного веса, чем меньший по размерам самолет, и потому всяческая механизация, в том числе "маневренная", менее сказывается на ТТХ.
Третье - в пику вам. Эксперимент по "набиванию" обрезинки на кромки секций капота Доры показали, что скорость самолета возрастает при прочих равных ЕПНИМ на 19 км/ч. Не знаю, как ваши формулы учитывают такие "мелочи". Расчет на основе массы и геометрии не показывает всего. Сх нередко опредляют (или определяли) поэтому экспериментально - на основе данных испытаний или обдува в аэродинамической трубе.
Хотя
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #723056
повторял, повторяю и буду повторять: наука это инструмент, но как и любой инструмент, её нужно уметь применять (область применимости теорий, предположений) и помнить, что её возможности ограничены (точность). Наука как молоток, можно забить им гвоздь, а можно зазвездюлить по пальцу. Но, глупо в этом обвинять молоток, коли руки растут из задницы. И уж точно не следует винить молоток в том, что им невозможно починить телевизор.
В целом с этим спорить не стану.
Отредактированно gorizont (02.08.2013 15:14:34)
Головной пост поправил, чуть позже его продолжу.
roman-3k-hi написал:
Оригинальное сообщение #722817
- при безциферных оценках аэродинамического сопротивления следует помнить что главный источник сопротивления - это крыло. Всё остальное вместе взятое меркнет на его фоне.
Решил поизучать на досуге и нашел другие варианты переложения по "развесовке".
Например, в книге "Динамика полёта и пилотирование самолётов" (издание Монино-1976 года) дана следующая пропорция:
если говорить о безиндуктивном сопротивлении, то крыло создает 50% этого вида сопротивления - а "остальное" - вторую половину (оптяь же - должно по факту зависеть от соотношения площади крыла и площади фюзеляжа и оперения, если вдуматься, просто обычно не бывает каких-то резко отличающихся от какой-то усредненной практики соотношений, если не брать в выбору "Оки" и планеры ).
Далее - безиндуктовное сопротивление складывается из сопротивления трения (70-90%) и сопротивление давления (10-30%) - это для дозвуковых самолетов.
Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы L, и обратно пропорционально плотности среды ρ, площали крыла S, его удлинению A и квадрату скорости v:
Коэффициент k показывает степень отклонения от навыгоднейшего эллиптического распределения подъёмной силы по размаху крыла, и обычно находится в районе 1.05—1.15.
То есть индуктивное сопротивление крыла - величина переменная (впрочем, и безиндуктивное - то же), но похоже изменяются они не в одинаковой пропорции с безиндуктивной в зависимости от изменения скорости.
Кстати, отсюда же видно, что в связи с тем, что у Мустанга несущие свойства крыла относительно ниже и соотвественно подъемная исла, создваемая крылом, относительно ниже - его индуктивное сопротивление при прочих равных будет меньше (особенно с учетом несколько большей скорости при прочих равных). Что касается площади крыла - его "вклад" в уменьшение индуктивного сопротивления кажущийся. Дело в том, что что большее крыло при этом создает и большую подъемную силу, и по сути эти два параметра связаны прямой связью и пропорцией.
Отредактированно gorizont (02.08.2013 17:20:48)
Продолжая - чтобы без прикидок, а для расчета.
Коэффициент индуктивного сопротивления Схи=А*Су2 (коэффициент подъемной силы в квадрате, то бишь).
Где А -показатель индуктивности
А=1/π*λэфф, где λэфф - эффективное удлинение крыла.
λ=L2/S
λэфф=λ*k
Итого общий коэф. сопротивления Cx=Cxo+А*Су2 , где Cxo=коэф. безиндуктивного сопротивления.
Сила сопротивления Х=Cx*S*pV2/2
Отредактированно gorizont (02.08.2013 18:09:26)
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #723079
И фактор веса - на испытаниях Мустанга 1 скрость на высоте порядка 6000 метров с полным вооружением при взлетном весе в 4070 кг была - 390 миль в час. А вот с двумя снятыми пулеметами и пустыми патронными ящиками под них - уже 396 миль в час.
Это скорее следствие заклейки отверстий под пулеметы, возможно снятие каких то выступающих деталей и т.п. Вес такого дать не мог.
Как пример:
Як-9У ВК-107А (серийный выпуска 1945) на режиме боевой мощности у земли 575 км/ч и на 2-й границе высот-
ности 5000 м - 672 км/ч
Як-9УТ:
Максимальная скорость у земли - 578 км/ч и на 2-й границе высотности 4900 м - 671 км/ч ;
А разница по весу более 100 кг.
Конечно может здесь данные для Як-9УТ опытного, но можно сравнить данные по серийным более ранним Якам примерно одного периода выпуска.
Испытан самолет ЯК-7 N 4594 июньского выпуска. Получены данные:
Максимальная скорость у земли 524 км/час
Максимальная скорость на II гр. высотности 587 км/час
Основные дефекты с-та июньского выпуска:
1) Плохая подгонка щитков шасси и крыльевых зализов;
2) Недостаточная герметизация туннелей;
3) Ухудшение покрытия.
К-9 з-да 153.
Испытан с-т ЯК-9 N 0254 июньского выпуска. (если выпуск июня 1943 - то на 166 заводе это должен быть обычный Як-9 не Д)
Получены данные.
Максимальная скорость у земли 527 км/час
Максимальная скорость на II гр. высотности 588 км/час
Основные дефекты с-та июньского выпуска:
а) Плохая подгонка щитков шасси.
б) Недостаточная герметизация туннелей радиаторов.
в) Большая щель у фонаря.
Проведены испытания самолета ЯК-7 N 821023 с М-105ПФ и винтом ВИШ-61П апрельского выпуска завода N 82.
Получены данные:
ЯК-7 з-да N 82.
Максимальная скорость у земли 503 км/час
Максимальная скорость на 2-й гр.
высотности (3800 м) 560 км/час
Система охлаждения масла и воды не обеспечивают нормальное охлаждение мотора.
Потеря в скорости самолета Як-7 N 821023 по сравнению с самолетом N 4101 производства з-да N 153 (на 30 км/час) объясняется неудовлетворительной внешней отделкой самолетов и невыполнением рекомендации ЦАГИ и ЛИИ по улучшению туннелей водо и маслорадиаторов. Работа электро и аэронавигационного оборудования - удовлетворительная.
Вот кстати хороший пример потери скорости - отделка внешней поверхности и туннели радиаторов.
Проведены контрольные испытания серийного самолета Як-9Т N 0624 производства завода N 153 выпуска сентября 1943 г. Получены данные:
Максимальная скорость у земли 524 км/час
Максимальная скорость на II
границе высотности (4100 м) 593 км/час
Время набора высоты 5000 м 6 мин.
Як-9Т оказался даже быстрее чем Як-9.
правда это может объясняться и флуктуациями в высотности и мощности двигателей - у земли скорость не выше.
По самолету Як-1.
Контрольные испытания серийных самолетов Як-1.
Проведены контрольные испытания серийного самолета Як-1 N 12150 производства завода N 292 выпуска сентября. Получены данные:
Максимальная скорость у земли 528 км/час
Максимальная скорость на II
границе высотности Н=3400 м 598 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,4
Температуры воды и масла на режиме набора высоты в РАТУ находятся в пределах нормы.
Основные дефекты:
1. Отсос посадочных щитков в полете при кране, установленном нейтрально.
2. На входе в канал всасывающего патрубка имеется уступ.
3. Сопряжение зализа крыла с каналом всасывающего патрубка имеет волнистость.
4. Отсутствует герметизация куполов шасси вследствие плохого качества замков "молния" (шов замка в закрытом положении расходится).
5. На входной части туннеля маслорадиатора вмятины и уступы по всей поверхности.
6. Уступ (5 мм) между коком винта и кольцом каркаса моторных капотов.
7. Плохая и небрежная подгонка лючков.
Як-1 - он легче чем 9ки, а скорость почти та же.
Контрольные испытания серийных самолетов Як-7.
1. Проведены контрольные испытания самолета Як-7 М-105ПФ N 5017 производства завода N 153 сентября месяца. Получены данные:
максимальная скорость у земли 526 км/час
Максимальная скорость на II границе высотности (4100 м) 594 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,9 мин.
2. Проводятся испытания самолета Як-7 N 821530 М-105ПФ производства завода N 82 сентябрьского выпуска. Получены данные:
максимальная скорость у земли (при положении крана щитков "убрано") 520 км/час
Основные дефекты:
1. В полете отсасывает посадочные щитки, вследствие чего при положении крана щитков "нейтрально" максимальная скорость у земли равна 498 км/час.
Величина отсоса щитков - 45-50 мм.
2. Недопустимо высокие температуры масла на наборе высоты (до 120 градусов), не допускающие возможности набора на оборотах 2700 об/мин.
Проведены летные испытания самолета ЯК-9Д N 0818 производства завода N 153 ноябрьского выпуска.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 537 км/час
Максимальная скорость на 2-й границе высотности (Н=3800 м) 595 км/час
Время набора высоты 5000 м 6,1 мин.
По самолету ЯК-7.
Контрольные испытания серийных самолетов ЯК-7.
Проведены летные испытания самолета ЯК-7Б N 52 производства завода N 153 выпуска октября.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 522 км/час
Максимальная скорость на 2-й границе высотности (Н=4100 м) 593 км/час
Время набора высоты 5000 м 6,3 мин.
1. Контрольные испытания серийных самолетов Як-7.
1. Проведены испытания самолета Як-7Б N 54110 производства завода N 153 выпуска ноября 1943 года.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 543 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=4000 м) 601 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,6 мин.
2. Проведены испытания самолета Як-7Б производства завода N 82 выпуска ноября 1943 года.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 525 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=3600 м) 580 км/час
По самолету Як-9.
1. Контрольные испытания серийных самолетов Як-9.
1. Проведены испытания самолета Як-9Т N 0901 производства завода N 153 выпуска декабря 1943 года.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 532 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=3850 м) 591 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,5 мин.
2. Проведены испытания самолета Як-9Т N 13036 производства завода N 166 выпуска декабря 1943 года.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 544 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=3650 м) 603 км/час
Время набора высоты 5000 м 6,1 мин.
Охлаждение воды и масла недостаточно.
Примечание: Обработка результатов испытаний проведена по средней тарировочной кривой ряда самолетов, поэтому величины максимальной скорости приведены до 6 км/час.
По самолету Як-1.
1. Контрольные испытания серийных самолетов Як-1.
1. Проведены контрольные испытания серийного самолета Як-1 N 12163 производства завода 292 ноябрьского выпуска.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли при n=2700 об/мин. 522 км/час
Максимальная скорость у земли при n=2555 об/мин. 527 км/час
Максимальная скорость на 2-й границе высотности (Н=4050 м) 589 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,8 мин.
Основным аэродинамическим дефектом, ухудшающим летные данные самолета, является плохая отделка поверхности крыла - выступает строение перкаля, вследствие чего крыло шероховатое.
Предъявленные заводом самолеты N 17162 и 20162 испытания не выдержали из-за плохой работы ВМГ.
Здесь вообще забавно - самый медленный это Як-1, он же самый легкий, а самый быстрый Як-9Т.
1. Проведены контрольные испытания самолета Як-9Т N 1028 производства завода N 153 выпуска января 1944 г.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 537 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=3700 м) 598 км/час
Время набора высоты 5000 м 5,8 мин.
2. Проведены контрольные испытания самолета Як-9 N 1088 производства завода N 153 выпуска января 1944 г.
Получены данные:
Максимальная скорость у земли 537 км/час
Максимальная скорость на 2-й
границе высотности (Н=3700 м) 595 км/час
Время набора высоты 5000 м 6 мин.
В целом видно, что у Яков выпущенных примерно в один период разница по скорости была небольшой.
Влияния веса на нее почти не заметно.
А вот влияние кривых рук очень даже заметно - по крайней мере Яки 82 завода по ЛТХ явно проседали, по сравнению с остальными..
gorizont написал:
Оригинальное сообщение #723163
Что касается площади крыла - его "вклад" в уменьшение индуктивного сопротивления кажущийся. Дело в том, что что большее крыло при этом создает и большую подъемную силу, и по сути эти два параметра связаны прямой связью и пропорцией.
Так на максимальной скорости роль подъемной силы уже мала - она по любому достаточная.
а вот сопротивление крыла роль играет.
Собственно хороший пример Як-1М и Як-9У ВК-105ПФ2.
Оба самолета с близкой аэродинамикой и одинаковыми движками. Основное отличие размеры крыла. А разница по скорости порядка 30 км/ч.