СДА написал:

Оригинальное сообщение #723201
Так на максимальной скорости роль подъемной силы уже мала - она по любому достаточная.

Подъемная сила "достаточна" на любой скорости, на которой возможен горизонтальный полет данного самолета
Но при прочих равных увеличенный вес (если это не вес топлива для случая дальности) снижает дальность полета, увеличивает потребную минимальную скорость (то есть до срыва), вызывает увеличение "потребной" крейсерской скорости (с выходом движков из режима потимального расхода для данного вида крейсерского полета, ибо полет на максимальную дальность и на максимальную продолжительность - это два разных режима, топлива), вызывает снижение максимальной скорости.

СДА написал:

Оригинальное сообщение #723201
Оба самолета с близкой аэродинамикой и одинаковыми движками. Основное отличие размеры крыла. А разница по скорости порядка 30 км/ч.

А может - чуть лучше отделка в массе, сопряжение крыла и фюзеляжа, герметизация? Отсюда и разница.

Отредактированно gorizont (02.08.2013 18:53:19)

roman-3k-hi написал:

Оригинальное сообщение #723056
т.е. каждый квадратный метр крыла Мустанга создаёт в 1.16 раз бОльшую подъёмную силу, чем у Яка и Кобры при РАВНОМ сопротивлении (это мы ещё не трогали ламинарный профиль).

Подъемная сила зависит не от качества, а от площади, профиля крыла и угла установки относительно потока. ЕПНИМ, коэф удлинения играет только роль в снижении коэфа индуктивного сопротивления.

roman-3k-hi написал:

Оригинальное сообщение #723056
На создание одной и той же подъёмной силы каждый  кв.м. крыла Мустанга будет иметь в 1.16 раз меньшее индуктивное сопротивление.

Поэтому, полагаю, так думать неправильно.

Отредактированно gorizont (02.08.2013 18:50:10)

СДА написал:

Оригинальное сообщение #723213
Здесь явно сыграла роль уменьшение размаха и площади крыла.

В принципе, при прочих равных при уменьшении размера крыла сниджается его масса. даже если она остается прежней, безиндуктивное сопротивление уменьшается. Индуктивное - хз, поскольку там увязано в коэфе между собой удлинение, площадь и подъемная сила, потому зависит от того, как изменится соотношение.
Но - если маса снаряженного самолета не уменьшилась, установившаяся скороподьемность по-любому должна хоят бы немного упасть, ибо подъемная сила, создаваемая крылом, уменьшится

Макс. скорость при росте веса уменьшается для самолета одного и того же типа (или для одного и того же самолета). То есть незапланированное увеличение веса планера приведет при прочих равных к уменьшению максимальной скорости, которую на данном самолете, принаджежащем к этому типу, можно выжать, по сравнению с расчетной (или эталонной).

Кстати, у Хаяте удлинение крыла - 6,02, на Ла-5 - 5,49. То бишь коэф индуктивного сопротивления у Хаяте будет ниже.

Отредактированно gorizont (02.08.2013 19:37:29)

gorizont: там действительно линейная зависимость, а не квадратичная.

По поводу нелинейного влияния масс/мощности и пр. на ЛТХ:

Это из: "Справочник авиаконструктора". Том 1 (аэродинамика). 1937 г.

roman-3k-hi написал:

Оригинальное сообщение #723227
gorizont: там действительно линейная зависимость, а не квадратичная.

Это о влиянии удлинения на коэф индуктивного сопротивления? Ну да.

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723237
Не суть . Вернее, так: чтобы рассчитать то, что вы хотели бы подтвердить, нужно совсем немного - знать коэф лобового сопротивления и площадь проекции условного "лба". А для этого - полный коэф безиндуктивного и коэф индуктивного сопротивления и эту самую приведенную площадь.

Нет, Я дела ещё проще. Чтобы не считать их, Я сравнивал их отношения, при этом многие коэффициенты можно сократить как несущественные, либо равные.
С сопротивлением проще, чем приводится в вашей книжице для пилотов. Я честно говоря не понял, зачем так сложно им это объясняется (обычно наоборот для пилотов стараются попроще).
Возьмём самолёт целиком. У него есть три значимых параметра: сила сопротивления (полная), сила тяги, подъёмная сила и сила тяготения.
С силой тяготения и тяги (зависит от мощности двигателя и КПД винта, с небольшим вычетом от влияния всего самолёта) вобщем всё понятно.
С подъёмной более-менее тоже (упрощённо пропорциональна плотности воздуха, скоростному напору и площади крыла помноженному на коэффициент подъёмной силы). F=k*Cy*(V^2)*S. (в k засунули все константы и плотность воздуха).
А с сопротивлением поступают следующим образом: членят.
Т.е. рассматриваем отдельно сопротивление фюзеляжа+выступающих частей (в том числе и радиаторов)+хвостовое оперение+крыло+добавка.
С фюзеляжем всё просто. Он хорошо обтекаемое тело его собственный коэффициент сопротивления (для удлинения=10) равен порядка 0.1-0.16. Посчитайте какой должен иметь лоб этот фюзеляж, чтобы он стал значимым. По это причине его вклад в суммарное сопротивление не очень велик, более того - мал.

Хвостовое оперение то же мало - мидель меньше чем у фюзеляжа, форма - ещё лучше.
Самолёт это система и части между собой взаимодействуют это учитывают добавкой к каждой части сопротивления интерференции - как правило константа, как правило не очень большая, зависящая от сопротивления целой части (учитывается константой множителем).

Остались крыло и выступающие части (в первую очередь радиаторы, фонарь).
Выступающие части, не смотря на малый мидель сильно ухудшают аэродинамику, в сумме запросто могут набрать половину сопротивления остального фюзеляжа+хвоста.
//Как правило именно эти части и "притирают" в аэродинамических трубах к уже имеющемуся фюзеляжу и крылу.

Каждая из этих частей имеет сопротивление формы (F=k*Cx*(V^2)*S - площадь здесь миделева сечения, Сx - коэффициент формы), трения (зависит от площади поверхности, слабо зависит от скорости, но может влиять на Cx по характеру обтекания - числа рейнольдса) и интерференции (т.е. взаимодействия с остальными частями).
У крыла также добавляется сопротивление индуктивное (упрощённо, за счёт перетекания воздуха у консоли).
Итоговое сопротивление есть сумма всего этого добра.
По части крыла повторюсь, не смотря на малый мидель (примерно толщина профиля на размах) занимает наиболее существенную часть от суммарного сопротивления - больше всего остального вместе взятого. Сопротивление формы для крыла зовётся профильным сопротивлением (оно же сопротивление давления), сравнительно невелико, т.к. профиль у крыла удобообтекаемый. Для крейсерского режима оценивают в 15% от всего сопротивления крыла. Трения: площадь крыла велика, но коэффициент-множитель ещё меньше, чем для удобообтекаемых тел Cx (второй-третий знак после запятой).
Индуктивное сопротивление: пропорционально квадрату Cy и обратно пропорционально удлинению (НЕ квадрату).

//На больших скоростях ко всем этим радостям добовляется волновое сопротивление.
Т.е. упрощённо сопротивление самолёта есть большая сумма, сравнительно несложных формул.
Именно такие оценки и производятся на начальных (исследовательских) этапах проектирования. Все коэффициенты и приблизительные и не очень формулы найти не проблема.
//К примеру у вышеупомянутого Волкова целая глава про них. Часто встречаются и номограммы.

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
Прочитал. отвечаю сейчас наспех. Но дело хуже, чем вы думаете. Веротяность того, что расчеты на такой базе сойдутся с табличными данными - плюс-минус лапоть.

Именно так и не как иначе. Я же говорил, что это только ОЦЕНКА.
//Хотя раньше именно так и считали. По этой причине и ошибались ой боже. Посмотрите расчётные значения скоростей советских истребителей начала 40-х, даже сделав скидку на недоборы мощности двигателями или же непоявление запланированных вовсе: 50-80 км/ч - регулярное явление даже для опытных зализанных образцов.

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
Краска другой зернистости - минус -20-40 км/ч

Это в абсолютных цифрах много, а разница 50 км/ч для 600 это только лишь 8%.
Километр в километр вы даже численным способом не попадёте (точность порядка единиц процента).

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
Меж тем коэфы для правильного расчета

А что есть правильный расчёт?

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
кстати, зря вы не учитываете размеры фюзеляжа

Я их не неучитываю, только говорю, что начинать нужно с самого значимого (крыло), дальше считать по мере потребной точности.
Примитивный пример: сбрасываем двух парашутистов. Одни спускается быстрее, чем другой. Вы скажите, что "второй спускается медленнее", т.к. у него площадь миделя, пардон, "зада" парашютиста на 9% больше. А Я же пытаюсь указать на то, что у него может быть купол в три раза большей площади. Понятно, что площадь купола будет куда более значимой величиной в суммарном сопротивлении.

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
У Хаяте с Лавочкой

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
поверхности фюзеляжа 34,92 кв. метра

А теперь умножте площадь на 0.003 (характерные значения для коэфф. трения), много получилось?
Про сопротивление формы:

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
лоб 1180 мм

, не забудьте умножить на коэффициент формы, он тоже невелик.
Теперь посмотрим на индуктивное сопротивление крыла. Коэффициент индуктивного сопротивления Сi=A*Сy^2. Значения А приведены в таблице из сборника ЦАГИ (см. выше). Значения Сy для крыльев дозвуковых самолётов обычно 1.6-3.2 ("Проектирование дозвуковых самолётов", Торенбик - там же по конкретным типам можно посмотреть и подходящее по относительным параметрам крыло).
А ведь у крыла ещё есть своё сопротивление формы (примерно по величине как у фюзеляжа) и трения (будет больше чем у фюзеляжа, т.к. 2S - с обоих сторон).
Вопрос: как будет соотносится сопротивление фюзеляжа и крыла?

Отредактированно roman-3k-hi (02.08.2013 22:39:01)

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723665
В "глобальной" оценке - это замечание справедливо.

А по остальному?

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723271
Меж тем коэфы для правильного расчета в легком дотсупе есть только по части американских истребителей

Хотелось бы узнать источник/ссылку.

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723665
В "глобальной" оценке

"так выпъем же за то, чтобы наши желания, совпадали с нашими возможностями". Сейчас есть доступ к пакетам моделирования обтекания, но у кого из нас для этого достаточный избыток интереса?

Gorizont:

gorizont написал:

Оригинальное сообщение #723163
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.

Смотрел на эту формулу и раз от раза не мог понять чем же она меня так сильно смущает. С первого взгляда всё в порядке, только записана в необычной форме (обычно отделяют относительные коэффициенты - так удобней, для сравнения, да и обозначения, ладно, не суть). В конце-концов дошло.

Напомню, суть вопроса заключалась в том, как индуктивное сопротивление зависит от лямбда (удлинение крыла). Вы привели эту формулу, чтобы показать, что индуктивное сопротивление линейно зависит от удлинения. Однако эта формула не способна быть доказательством, примером или чем угодно для характеристики зависимости индуктивного сопротилвения от удлинения крыла, по той простой причине, что оно не является однозначно выраженным через лямбда. Т.е. содержит переменные, которые в свою очередь так же зависят от лямбда. Такой величиной является подъёмная сила крыла.

roman-3k-hi написал:

Оригинальное сообщение #723330
Именно так и не как иначе

Еще хуже- оценить работу винта на разных режимах применительно к конкретному самолету (а там есть милый ньюанс- в обдуваемых им частях самолета аэродинамика принципиально отличается от обычного представления) в таких рассчетах обычно просто невозможно.

bober550 написал:

Оригинальное сообщение #728953
Чисто в качестве реплики из зала. Насколько я помню более 550км/ч у Ла-5ФН немцы не намеряли.

Там они получили ну очень странные данные, что в общем то наводи на мысли либо о поврежденном самолете, либо о том, что они не разобрались с управлением.

bober550 написал:

Оригинальное сообщение #728953
И я вроде уже постил, что переданные ВВС Северной Кореи Ки-43(вроде IIКАИ) свободно держали строй с советскими Як-9 на всех режимах.

А можно подробностей. Из этого описания сложно что либо понять, т.к. строй держат не на максимальных режимах.

СДА написал:

Оригинальное сообщение #732567
Там они получили ну очень странные данные, что в общем то наводи на мысли либо о поврежденном самолете, либо о том, что они не разобрались с управлением.

Да вроде машина юзанная, плюс, вроде, демонтировали оборудование позволяющее форсированный режим, ну и данные то не по документу, а чисто оценка летчика, т.е. именно спидо/барограммы испытаний нет.

СДА написал:

Оригинальное сообщение #732567
Из этого описания сложно что либо понять, т.к. строй держат не на максимальных режимах.

А понял- он говорил, что пара Як-9 ведущий+ Ки-43ведомый не разваливаясь могла вести воздушный бой.