Krabs

Интересно, значит на Е-3 более продвинутый алгоритм выпуска механизации. Спасибо.

Да, но я прежде всего хотел показать тот наглядный график автоматического режима работы маневренной конфигурации, что справа. А где там заправка? Там только тип топлива и его плотность. Само кол-во топливо различается. Также смотри модификацию - на верхнем графике Е, снизу F (в принципе, даже это может быть основной причиной различия, а не кол-во топлива).

1.Gross Weight дословно переводить не надо. Это просто расчетный полетный вес самолета, из которого считался график. 2. Да, там даже указаны градусы отклонения предкрылков и закрылков через "слэш".

В целом - да, +- лапоть, но это при 20 тоннах и без ракет. Скорость ~0.89М, тяга 2 * ~13700кгс, Сх ~0.021.

Надо здесь сразу заметить, что данное сравнение актуальным не является, т.к. при расчете скороподъемности через известный всем график кривых тяг АЛ-31Ф на Су-27, значения получаются выше, вплоть до +60м/с на пике. Можно также пойти от обратного, взять этот график и тягу, и рассчитать из нее Сх - совсем уж неадекватная зависимость выйдет.

Нет, там везде приборная, если не оговорено. Упирается в одну и ту же эволютивную. Так же можно понять и по максималке.

Из документаций, к сожалению, нет (удача, что эта вообще всплыла на одном из западных авиацонных форумов). Есть расчетная диаграмма для уровня моря Миража 2000 с SNECMA M-53-5, но тяга там чуть пониже (скорость в км/ч на оси х). Для чистоты эксперимента можно попросить кого-нибудь из пользователей модуля на 0.5М выполнить вираж на указанной высоте в 4500м и весе 9480кг и сравнить с диаграммой выше.

Да уж.:doh: ... Для тех, кому интересно, как Мираж все же в жизни летает:

Небольшое замечание: Соответствие модуля реальности не считается по умолчанию истиной и заявление в описании что-то вроде "unmatched flight dynamics" не делает его аксиомой, как нам с ААК уже много раз приходилось выяснять. И сам аргумент о заведомо ложной информации несколько странно выглядит, поскольку в вышеупомянутом посте предлагалось показать хотя бы один самолет, выполняющий: Никто не сомневается, что МиГ-15 может вести себя верно на таких режимах, но делать тесты надо не для опревержения этого, а с точностью до наоборот.

Реализация планируется в "тяжелом" модуле?

Интересно. Скорости вроде были правильные. Хотя есть гораздо более интересные занятия, чем замер расхода на крейсерском режиме, если будет не лень, может я скриптом замерю расходы топлива в ГП и выложу сравнения с часовым расходом в соответствующую тему. Если несоответствия подвтердятся, подозреваю, что дело в настройках дроссельных характеристик движка (с качеством накосячить трудновато).

В даном случае - нет, поскольку при уменьшении массы потребная величина подъемной силы для поддержания горизонтального полета падает, и угол атаки что при массе 30000lbs и скорости 0.69М, что при 55000lbs и скорости 0.83М будет одинаковым. Кривые даны как раз с учетом выполения ГП на УА с максимальным аэродинамическим качеством, в этом и есть смысл крейсерской скорости. Если же ты будешь оставаться на той же скорости, то по мере выработки топлива угол атаки и Су будут отходить от величины Кмакс (красная стрелочка на картинке), сопротивление не будет уменьшаться практически вообще (см. величину Сх), следовательно, потребная тяга и, что самое важное, расход топлива останутся такими же. Итого: При постоянной Vист ты пролетел почти столько же, сколько указано для 55000 фунтов, поскольку крейсерскую скорость не корректировал. При желании потребная тяга для ГП считается по формуле m/K, где m - масса в килограммах, К - значение аэродинамического качества на данном угле атаки горизонтального полета. А если менять скорость полета согласно графику, то по мере выработки топлива на той же величине угла атаки упадут удельный и абсолютный расходы топлива, увеличится дальность (что мы и видим по возрастающим значениям дальности на фунт топлива с уменьшением массы и скорости полета). Можно не выдумывать значения скорости, а просто следовать кривой, указанной в документе, они там оптимальные. На земле с выпущенными ЗУ коэффициент восстановления полного давления у АЛ-31Ф, установленных на Су-27, что-то около 0.7 и тяга там будет чуть ли не меньше, чем у PW-220. Для объективности надо руководствоваться графиками разгона/скороподъемности обоих самолетов и кривыми тяги обоих движков и выполнять тест в воздухе (чтобы исключить влияние ЗУ на Су-27). Кривые высотно-скоростных характеристик Ал-31Ф, установленных на Су-27, лежат в сети уже долгое время (во вложении). Также приложил сравнение с PW-220, тяга которого высчитана через данные энергетических скороподъемностей SAC F-15C.

Естественно он будет завышен, если вы на одной и той же Vист при уменьшающейся массе летите. Чтобы самолет при полете оставался на величине Кмакс и оптимальном абсолютном расходе топлива, по мере уменьшения массы самолета крейсерскую скорость надо уменьшать как на графике, тогда самолет пролетит дальше. Vист при массе 30к фунтов должна быть уже ~700км/ч при несброшенных ПТБ или ~760км/ч при сброшенных. Да и не надо себя так мучать, можно попробовать методику, описанную мною выше, либо если интересен конкретно сам расход, воспользоваться рядом таблиц ниже High Altitude Cruise, где указан часовой расход топлива (естественно, час лететь совершенно необязательно: достаточно минут 10, затем замерить разницу остатка).

А ничего, что там морская миля и коэффициент перевода в км уже не 1.6, а 1.852?:) Скорость в тесте держалась постоянной - 900км/ч истинная? Надо число маха уменьшать по ходу уменьшения массы в тесте (как на графике), чтобы было честно. Для массы 30к фунтов при DI = 40 я вижу 0.1 nm / фунт топлива, а не 0.13. И сам индекс для 3-х ПТБ кстати будет ~23, а не 40. Чтобы облегчить себе жизнь и иметь возможность скинуть трек, порекомендую замерять короткими вылетами пройденное расстояние и расход топлива для выбранного ряда масс с соответствующими поправками крейсерской скорости в каждом вылете.

Еще немного исправлений:). стр.7: Agile скорее лучше интерпретировать как маневренный, а не подвижный, поскольку последнее может скорее охарактеризовать разве что подвижность во время буксировки.:) стр.7: Предлагаю такой вариант (пояснения снизу с соответствующей нумерацией): (1) Cambered profile в западной терминологии означает профиль с некой величиной относительной кривизны (как правило, положительной), в русскоязычной же терминологии применяют обычно просто термин "несимметричный". Термина дугообразное сечения в аэродинамике нет. (2) Area-ruled - соблюдение трансзвукового правила площадей (прощей говоря, когда физеляж "поджат" в точке максимального размаха крыльев). (3) "Аэродинамический гребень" это перегородки на крыле вдоль его оси симметрии (как на МиГ-15, к примеру), canard-wings это либо ПГО, либо небольшие пластины впереди основного крыла (иногда именуются strakes) для повышения управлемости и путевой устойчивости, сдвига фокуса вперед. У Бюшгенса они именуются узкими ребрами, также подойдет термин "пластины-вихрегенераторы". (4) В leading-edge slats слово "leading" не переводится как "ведущий", а обозначает переднюю кромку крыла. Также количество этих самых предкрылков на одном крыле принято называть "секциями". (5) Neutral point в западной терминологии обозначает точку приложения аэродинамических сил (в продольном канале, если другое не оговорено), т.е. "Аэродинамический фокус". Результатом его расположения впереди Цт есть статическая неустойчивость (т.е. не "лучшая стабильность"), что улучшает балансировочную поляру самолета и, как следствие, маневренность. (6) неустойчив "в канале" тангажа звучит несколько правильнее. (7) В оригинале также говорилось о "taller tailfin", т.е. киль большего удолинения (чем у Миража 3, если сравните), что позволяет иметь несколько больший запас путевой устойчивости. Про гребни писал уже выше. Если интересно, то они засчет вихрей позволяют несколько затянуть полное затенение киля на больших УА, однако при этом на малых и средних УА немного понижают эффективность киля (что компенсируется бОльшим удлинением). стр.23: Я бы перевел так: Сейчас объясню, почему такие сильные отличия. Во-первых, мне категорически не нравится трактовка преимущества двухвальной схемы в оригинальном мануале. Смысл двухвальной схемы не в поддержании работоспособности комрпессора после срыва с одной/нескольких его ступеней, а наоборот в приведении углов атаки на них к расчетному режиму работы, чтобы большие значение осевой скорости на одной ступени не приводили к срыву на другой. КВД и КНД как раз таки очень друг на друга влияют, поэтому зачет смены частоты вращения на одном можно привести отношение объемных расходов воздуха в них к расчетному и предохранить от срыва. Если интересны подробности, почитать можно в Практической Аэродинамике МиГ-29 на страницах 49-51. Ну и во-вторых, конечно же, термин "глохнет" к компрессорам не применяется.:) ------------------------- Указанную тягу также стоит править. Вместо 14500кгс и 21400кгс должно быть 6600 кгс и 9700кгс соответственно. lbf - не килограмм-сила. Удачи!