Аэродинамика, качество ЛА (Серьезный разговор)

[FAB999]

Зачем применять настолько погрессивный:) метод, если можно применить более точные, и менее субьективные методы?

Ну раз необходимо применить субъективные методы, то напомни мне что нужно определить, и я взяв за основу методу расчета из авторитетных изданий рассчитаю требуемое! :)

 

То, есть ты согласен, что при М меньше 0,85(в случае с Миг29) Кмах от скорости не зависит?

Дык я с этим и не спорил! Кmax на αнв при М=0,35 до М=0,85 не изменяется по величине! Настаиваю я лишь на зависимости от высоты полета и скорости!

 

А может ли Миг-29 лететь в ГП на Н=0 и М<0,3 с альфа Кмах? Что-то мне подсказывает, что нет.

Вот и я как бы про то же.

 

Русским же по белому написано: "Максимальное качество соответствует режиму полета на наивыгоднейшем угле атаке". Переводим: для реализации максимального качества режим полета (Н,М) подбираеться так, чтобы альфа был равен альфа Кмах. Т.е. явно указано, что первична именно альфа, и уже по ней подбирают М.

Хорошо спорить не буду пусть для тебя первичны углы, это с одной стороны, поскольку качество напрямую зависит от угла. Но с другой именно скорость определяет требуемые углы для ГП или в наборе или установившемся развороте ,на определенной высоте. Поскольку изменение скорости это более длительный процесс по времени нежели создание необходимого угла.

Кстати вопрос на засыпку имея Кmax будет ли одинакова скорость в наборе и в ГП ? (Рр =Рп)

 

Не ты ли писал, что полет на первом режиме-полет с наивыгоднейшей скоростью и, соответственно углом?

И что не так в этом? Vнв соответствует αнв. Если ты про диапазон первого режима то он от Vнв до Vmax.

 

Если бы это не значило, то написали бы 0,2<M<0,8.

Каждый в праве понимать так как он хочет, что и является причиной многих последствий!

 

Может расскажешь как ты это посчитал? Только для начала повтыкай минут 10-15 в формулу подьемной силы, подставь туда Су=1,4; V=38,9м/с, площадь крыла Миг-29 и плотность воздуха и напиши сколько у тебя получилось.

А какая у тебя формула У ?! (а то мало ли что) мои ,в смысле я ориентируюсь на следующие формулы для ГП:

Y=G=Cy ρV^2/ 2 S; Cy=1∫0 (Pн-Pв)dx.

S= 38,06 +4,71=42,77м2

V=150км/ч =>41,7 м/с

ρ=0,463Р/Т (Р –давление мм.рт.ст., Т –температура по Кельвину)

ρ =1,23 (табличные данные на Н=0, при СА)

G=15 000 кг

Ну так вот при этих условиях Су ну ни как не может быть равен 1,4 ,этот коэффициент составляет менее 0,33 на данном режиме ! (меры направленные на увеличение Су не рассматриваем, я имею ввиду выпуск механизации)

А ты что насчитал !?

 

 

Ты Су,Сх от У и Х отличаешь вообще?

А к чему этот вопрос? Естественно в скалярном виде истинная величина отличается от своего аэродинамического коэффициента. Разве что коэффициенты давления не сильное имеют отличие!

 

А тебе видимо нужно вспомнить про критерий подобия и про такие числа как Рейнольдса, Маха, Струхаля, Кнудсана!

[FAB999]

Да, кстати нужен не Xf, а Хд, но примем их, условно, равными.

Для устойчивого:

Укр=1249,7 кг

Уго=49,7 кг

Хкр=104,14 кг

Хго=49,7 кг

Кусл(без учета сопротивления ненесущих элементов планера)=7,8

Для неустойчивого:

Укр=1150,4

Уго=49,6

Хкр=95,87

Хго=49,6

Кусл=8,25

дельтаКусл=0,45 или 5,8%

Если взять более похожее на правду Кго=5:

Для устойчивого:

Укр=1249,7 кг

Уго=49,7 кг

Хкр=104,14 кг

Хго=9,94 кг

Кусл(без учета сопротивления ненесущих элементов планера)=10,52

Для неустойчивого:

Укр=1150,4

Уго=49,6

Хкр=95,87

Хго=9,92

Кусл=0,82

дельтаКусл=11,34 или 7,8%

Как прокомментируешь?

Замечательно, только мне бы получить У=G=1200 кг надо бы, мы же все же в ГП! А у тебя неуст. ЯК52 в восходящем маневре ,а уст. в нисходящем! Надо бы как то сбалансировать то его!

 

 

И чего я с ними делать буду?

Высчитывать недостающие величины!

 

Я? Даже и не собирался:)

И это к лучшему ;)

[Bobchinsky]

Замечательно, только мне бы получить У=G=1200 кг надо бы, мы же все же в ГП! А у тебя неуст. ЯК52 в восходящем маневре ,а уст. в нисходящем! Надо бы как то сбалансировать то его!

 

Это с чего такие выводы, ты случаем Укр с У не перепутал. Попробуй поскладывать, повычитать Укр и Уго, может и получишь 1200кг:)

 

Высчитывать недостающие величины!

 

Устрой мастер класс, насчитай мне качество имея:

площадь, размах, удлинение, сужение, толщину, кривизну, установочный угол

[Bobchinsky]

Ну раз необходимо применить субъективные методы, то напомни мне что нужно определить, и я взяв за основу методу расчета из авторитетных изданий рассчитаю требуемое!:)

Ты там, вроде, Кго от былды взять собирался

Дык я с этим и не спорил! Кmax на αнв при М=0,35 до М=0,85 не изменяется по величине! Настаиваю я лишь на зависимости от высоты полета и скорости!

Дай мне графики зависимости Су, Сх, К от скорости и высоты. Только не для трех точек, и не для Як52, а для сверхзвукового самолета.

Вот и я как бы про то же.

Про что про то же? Если он на альфа Кмах в ГП лететь не может, то это не значит, что на М<0,3 у него Кмах уменьшилось. Кмах в ГП, да, меньше.

Хорошо спорить не буду пусть для тебя первичны углы, это с одной стороны, поскольку качество напрямую зависит от угла. Но с другой именно скорость определяет требуемые углы для ГП или в наборе или установившемся развороте ,на определенной высоте. Поскольку изменение скорости это более длительный процесс по времени нежели создание необходимого угла.

Полет на режиме максимального качества определяется именно углом атаки.

Кстати вопрос на засыпку имея Кmax будет ли одинакова скорость в наборе и в ГП ? (Рр =Рп)

при постоянной в обоих случаях тяге, нет.

И что не так в этом? Vнв соответствует αнв. Если ты про диапазон первого режима то он от Vнв до Vmax.

Полет на первом режиме при V>Vнв, на втором при V<Vнв.

Каждый в праве понимать так как он хочет, что и является причиной многих последствий!

Такие книжки пишутся так, чтобы информация трактовалась однозначно, не зависимо от индивидуума. И тут ни о каких правах речи не идет, только об обязанностях.

А какая у тебя формула У ?! (а то мало ли что) мои ,в смысле я ориентируюсь на следующие формулы для ГП:

Y=G=Cy ρV^2/ 2 S; Cy=1∫0 (Pн-Pв)dx.

S= 38,06 +4,71=42,77м2

V=150км/ч =>41,7 м/с

ρ=0,463Р/Т (Р –давление мм.рт.ст., Т –температура по Кельвину)

ρ =1,23 (табличные данные на Н=0, при СА)

G=15 000 кг

Ну так вот при этих условиях Су ну ни как не может быть равен 1,4 ,этот коэффициент составляет менее 0,33 на данном режиме ! (меры направленные на увеличение Су не рассматриваем, я имею ввиду выпуск механизации)

А ты что насчитал !?

Да собственно такая же. Насчитал 6527 кг. Соответственно, даже с учетом тяги двигателей он в ГП лететь не может. Тот график, кстати, с учетом выпуска носков на альфа больше 9 градусов и для сбалансированного самолета.

А к чему этот вопрос? Естественно в скалярном виде истинная величина отличается от своего аэродинамического коэффициента. Разве что коэффициенты давления не сильное имеют отличие!

А тебе видимо нужно вспомнить про критерий подобия и про такие числа как Рейнольдса, Маха, Струхаля, Кнудсана!

Раскажи на сколько изменятся Сх и Су крыла Миг-29, если его масштабно увеличить на 10%. И как на них повлияют все эти замечательные товарищи.

[FAB999]

Ты там, вроде, Кго от былды взять собирался

Да мне вообще Кго не интересно, в определенном смысле слова, это ты все и вся измеряешь качеством.

 

Дай мне графики зависимости Су, Сх, К от скорости и высоты. Только не для трех точек, и не для Як52, а для сверхзвукового самолета.

Смотри график на ст 23 из приведенного тобой ранее издания для Су! Для Сх смотри графики на ст 31

 

Про что про то же? Если он на альфа Кмах в ГП лететь не может, то это не значит, что на М<0,3 у него Кмах уменьшилось. Кмах в ГП, да, меньше.

Да это значит что Кmax на скоростях ниже М=0,35 ни когда не получить!

 

при постоянной в обоих случаях тяге, нет.

Я же указал что тяга располагаемая равна тяге потребной на соответствующем режиме! И почему нет? Когда больше или меньше?

 

Да собственно такая же. Насчитал 6527 кг. Соответственно, даже с учетом тяги двигателей он в ГП лететь не может. Тот график, кстати, с учетом выпуска носков на альфа больше 9 градусов и для сбалансированного самолета.

Ну хоть здесь расчеты не расходятся с реальностью :)

 

Раскажи на сколько изменятся Сх и Су крыла Миг-29, если его масштабно увеличить на 10%. И как на них повлияют все эти замечательные товарищи.

Ну вот смотри САХ в реальном масштабе 3,768м ,то есть суммарная длина поверхности соприкосновения с воздухом составляет ≈ 7,837м при С=6%. При этом Cf (коэффициент сопротивления трения) =1,33 / √Re. Получаем для обоих поверхностей Cf=0,0179 на скорости 300 км/ч и Н=0 !

А если 3,768 -10% =3,391м, полная поверхность ≈ 7,053м при С=5,5%. Здесь уже Сf=0,0188 на тех же V и H ! И с сопротивлением давления тоже самое будет происходить ,в смысле будет изменяться!

С уменьшением числа Re растет Cf (и наоборот), вот тут нужно бы вспомнить про числа Re, M, Sh и критерий подобия, поскольку банально уменьшить геометрию это только пол дела!

:)

[FAB999]

Это с чего такие выводы, ты случаем Укр с У не перепутал. Попробуй поскладывать, повычитать Укр и Уго, может и получишь 1200кг:)

 

Нда чет я подзабыл сделать определенные действия :) увидел 1200 кг. Возразить на данном этапе нечего! Но по моему что то не чисто с У и Х горизонтального оперения в случае неуст ЛА, наверное неправильно брать их равнозначными! Будем разбираться не спеша.

 

 

Устрой мастер класс, насчитай мне качество имея:

 

Ок, величины параметров ты мне задашь или позволишь определить их мне самому !?

 

;)

[Bobchinsky]

Да мне вообще Кго не интересно, в определенном смысле слова, это ты все и вся измеряешь качеством.

:)

 

Во-1 не все и не всегда.

Во-2 предложи иной инвариант связи сопротивления и подъемной силы.

 

Смотри график на ст 23 из приведенного тобой ранее издания для Су! Для Сх смотри графики на ст 31

На странице 23 нарисован график ДОПУСТИМОГО Су, почитай на странице 22 из каких соображений он назначается. Вот про Сх согласен, прощелкал)

 

Да это значит что Кmax на скоростях ниже М=0,35 ни когда не получить!

Поправка, на М=0,35 в ГП. А вот в наборе/ снижении, на маневре может быть и получим.

 

Я же указал что тяга располагаемая равна тяге потребной на соответствующем режиме! И почему нет? Когда больше или меньше?

Потребная, на данном режиме, тяга определяется в том числе и скоростью. Если у нас тяги достаточно, чтобы поддерживать в обоих случаях одинаковуу скорость, то таки она и будет одинакова. Определись уже, какая там тяга у них, одинаковая или разная.

 

Ну хоть здесь расчеты не расходятся с реальностью :)

 

Ты вроде утверждал, что с Су=1,4 он в набор полезет. Основания у тебя какие для этого? Циферки показывают, что он посыпется.

 

Ну вот смотри САХ в реальном масштабе 3,768м ,то есть суммарная длина поверхности соприкосновения с воздухом составляет ≈ 7,837м при С=6%. При этом Cf (коэффициент сопротивления трения) =1,33 / √Re. Получаем для обоих поверхностей Cf=0,0179 на скорости 300 км/ч и Н=0 !

А если 3,768 -10% =3,391м, полная поверхность ≈ 7,053м при С=5,5%. Здесь уже Сf=0,0188 на тех же V и H ! И с сопротивлением давления тоже самое будет происходить ,в смысле будет изменяться!

С уменьшением числа Re растет Cf (и наоборот), вот тут нужно бы вспомнить про числа Re, M, Sh и критерий подобия, поскольку банально уменьшить геометрию это только пол дела!

:)

Нда, тут я парнул, конечно. Спасибо за поправку. Пара вопросов:

1 C это что? И почему разное?

2 Вроде САХ в формулу Re подставлять надо без удвоения?

3 Почему рассматриваешь формулу для ламинарного погран слоя плоской пластины?

[Bobchinsky]

Нда чет я подзабыл сделать определенные действия :) увидел 1200 кг. Возразить на данном этапе нечего!

 

Это не может не радовать)

 

Но по моему что то не чисто с У и Х горизонтального оперения в случае неуст ЛА, наверное неправильно брать их равнозначными! Будем разбираться не спеша.

А какие значения брать правильно?))

То, что я насчитал только иллюстрация, что у неустойчивого К больше, и все. Собственно, это и без циферок было понятно из зависимостей на моем рисунке.

Если интересно, подставь в те формулы пяток начений Xт-Хf и график зависимости К от Хт-Хf построй.

 

Ок, величины параметров ты мне задашь или позволишь определить их мне самому !?

;)

 

У тебя вроде все для Як-52 было.

Edited December 12, 2009 by Bobchinsky

[FAB999]

Во-1 не все и не всегда.

Во-2 предложи иной инвариант связи сопротивления и подъемной силы.

Для тебя К это связь Су с Сх, для меня же это показатель гармоничности крыла для определенных условий!

 

На странице 23 нарисован график ДОПУСТИМОГО Су, почитай на странице 22 из каких соображений он назначается. Вот про Сх согласен, прощелкал)

А нам нужен минимально допустимый Су что ли?

 

Поправка, на М=0,35 в ГП. А вот в наборе/ снижении, на маневре может быть и получим.

И за счет чего же на снижении со скоростью М0,35 мы получим Кmax ?

 

Потребная, на данном режиме, тяга определяется в том числе и скоростью. Если у нас тяги достаточно, чтобы поддерживать в обоих случаях одинаковуу скорость, то таки она и будет одинакова. Определись уже, какая там тяга у них, одинаковая или разная.

А с увеличением высоты и скорость должна меняться или нет в плотную до практического потолка ?!

 

Ты вроде утверждал, что с Су=1,4 он в набор полезет. Основания у тебя какие для этого? Циферки показывают, что он посыпется.

Утверждал и утверждаю что при Су=1,4 Миг29 будет в вертикальном маневре! А если он сыпется ,как ты говоришь, значит там Су не равно 1,4!

Или ты про что вообще ?!

 

Нда, тут я парнул, конечно. Спасибо за поправку. Пара вопросов:

1 C это что? И почему разное?

2 Вроде САХ в формулу Re подставлять надо без удвоения?

3 Почему рассматриваешь формулу для ламинарного погран слоя плоской пластины?

Относительная толщина профиля обозначается буковкой С. При изменении масштаба, она останется прежней. Реальное С крыла Миг29 я не знаю ,думаю что колеблется от 5,5 по концам до 6% у корня!

Скоростной напор не взаимодействует с САХ ! Он взаимодействует с поверхностью крыла, которое имеет характерные размеры! И таки да, данная формула определяет Cf одной стороны пластины! По уму необходимо определить местные скорости на каждом отрезке поверхности профиля, М и Re к ним ,так же точку перехода от ламинарного к турбулентному, и их коэффициенты и далее полную Xf всей верхней (к примеру) поверхности! И тд тп.

Взял ламинарный поток для яркости, то есть Cf в нем ярче выражено по сравнению с турбулентным. Для турбулентного потока свои заморочки, которые ярче показывают влияние на сопротивление давления и изменение силы трения!

[FAB999]

Это не может не радовать)

Пока можешь радоваться ;)

 

А какие значения брать правильно?))

То, что я насчитал только иллюстрация, что у неустойчивого К больше, и все. Собственно, это и без циферок было понятно из зависимостей на моем рисунке.

Если интересно, подставь в те формулы пяток начений Xт-Хf и график зависимости К от Хт-Хf построй.

Как скажешь! Тогда будущий истребитель по твоему, это тандем-план!

 

 

У тебя вроде все для Як-52 было.

Ок, считаем неустойчивый Як52. (не спеша) :)

[Bobchinsky]

Для тебя К это связь Су с Сх, для меня же это показатель гармоничности крыла для определенных условий!

Какой-то нетехнический термин, скорее аэтодинамическое совершенство.

Ну так скажешь как связать Су и Сх иначе, как через качество?

 

А нам нужен минимально допустимый Су что ли?

Разницу между располагаемым и допустимым понимаешь? Критерии по которым эта самая допустимость назначаятся представляешь?

 

И за счет чего же на снижении со скоростью М0,35 мы получим Кmax ?

За счет угла атаки:) Движки глушим и планируем.

 

А с увеличением высоты и скорость должна меняться или нет в плотную до практического потолка ?!

Как карта с балансом тяг ляжет. Можно всю дорогу с постоянной приборкой вверх лезть вплоть до потолка, если эта приборная скорость будет равна наивыгоднейшей.

 

Утверждал и утверждаю что при Су=1,4 Миг29 будет в вертикальном маневре! А если он сыпется ,как ты говоришь, значит там Су не равно 1,4!

Или ты про что вообще ?!

 

Расчетом подкрепить сможешь? Я тебе уже показал, что У у него в этом случае будет чуть больше 6000 кг. И как он будет вверх лезть?

 

Относительная толщина профиля обозначается буковкой С. При изменении масштаба, она останется прежней. Реальное С крыла Миг29 я не знаю ,думаю что колеблется от 5,5 по концам до 6% у корня!

 

А чавой ты в одном случае 5,5 подставил а в другом 6%.

Скоростной напор не взаимодействует с САХ ! Он взаимодействует с поверхностью крыла, которое имеет характерные размеры! И таки да, данная формула определяет Cf одной стороны пластины!

На сколько я помню пластина всегда считалась двухсторонней.

Взял ламинарный поток для яркости, то есть Cf в нем ярче выражено по сравнению с турбулентным. Для турбулентного потока свои заморочки, которые ярче показывают влияние на сопротивление давления и изменение силы трения!

А если принять поток турбулентным то разницы почти не будет, ибо там корень пятой степени. И влияние Re будет микроскопическим.

[Bobchinsky]

Пока можешь радоваться ;)

Как скажешь! Тогда будущий истребитель по твоему, это тандем-план!

А по существу если? Или по твоему будущее за утюг-планами?

 

 

Ок, считаем неустойчивый Як52. (не спеша) :)

Дык я вроде уже посчитал. От того что ты мне насчитаешь реальное Кго(в чем я сильно сумлеваюсь) качественно картина не изменится.

[FAB999]

Какой-то нетехнический термин, скорее аэтодинамическое совершенство.

Ну так скажешь как связать Су и Сх иначе, как через качество?

Совершенство тоже не плохо звучит :)

Правильная связь Су с Сх это графическое построение ПОЛЯРЫ крыла !

 

Разницу между располагаемым и допустимым понимаешь? Критерии по которым эта самая допустимость назначаятся представляешь?

Ой нет, не знаю! Поясни!

 

За счет угла атаки:) Движки глушим и планируем.

Напоминаю что М0,35 на Н=0 куда планировать то, до высоты Н=-1000 !? ;)

 

Как карта с балансом тяг ляжет. Можно всю дорогу с постоянной приборкой вверх лезть вплоть до потолка, если эта приборная скорость будет равна наивыгоднейшей.

Ну вроде так и нужно бы делать

 

Расчетом подкрепить сможешь? Я тебе уже показал, что У у него в этом случае будет чуть больше 6000 кг. И как он будет вверх лезть?

На той скорости ни как ! Собственно, что и получить Су =1,4 на той же скорости ни как не получится!

 

А чавой ты в одном случае 5,5 подставил а в другом 6%.

Да чтоб разница по более была :)

 

На сколько я помню пластина всегда считалась двухсторонней.

По какой формуле? Которую я привел это для одной стороны!

 

А если принять поток турбулентным то разницы почти не будет, ибо там корень пятой степени. И влияние Re будет микроскопическим.

Если не надо!

На крыле Миг29 у нас смешанный поток над и под крылом, точка перехода для каждой поверхности своя!

Если ты мне расскажешь от чего она (точка перехода) еще и зависти ,зауважаю прям оч сильно. :)

[FAB999]

А по существу если? Или по твоему будущее за утюг-планами?

 

По моему будущее за максимально сбалансированным планером для крейсерских и маневренных режимов полета!

 

Дык я вроде уже посчитал. От того что ты мне насчитаешь реальное Кго(в чем я сильно сумлеваюсь) качественно картина не изменится.

То есть ты мне говоришь что я могу не считать ?!

На счет сомнений не заморачивайся, что не осилю своими силами, то обсудим за кружечкой хорошего напитка с друзьями-товарищами которые практикуют это дело кажный день!

[Bobchinsky]

По моему будущее за максимально сбалансированным планером для крейсерских и маневренных режимов полета!

 

Таки кто сказал, что прибавка к качеству от неустойчивости негативно скажется на маневренности?

 

То есть ты мне говоришь что я могу не считать ?!

На счет сомнений не заморачивайся, что не осилю своими силами, то обсудим за кружечкой хорошего напитка с друзьями-товарищами которые практикуют это дело кажный день!

Можешь и не считать, реальную цифирку ты врятли получишь, а нереальных итак уже две есть:) Да и на качественную оценку это не повлияет. Итак уже все видно.

 

Надоело мне из пустого в порожнее уже переливать. ЗАДАЧА решена, тему ветку можно закрыть.

Edited December 28, 2009 by Bobchinsky

[Bobchinsky]

Совершенство тоже не плохо звучит :)

Правильная связь Су с Сх это графическое построение ПОЛЯРЫ крыла !

 

Каждая точка на поляре- суть качество на данном УА.

Ой нет, не знаю! Поясни!

А самому прочитать никак? Там же на предыдущей странице про это написано.

С

Напоминаю что М0,35 на Н=0 куда планировать то, до высоты Н=-1000 !? ;)

Есть на шарике места где пониже 0. А еще, бывает, давление выше 760 мм.рт.ст. Тогда если приводится к СА Н=0 получится над землей:)

Ну вроде так и нужно бы делать

Это по ситуации.

И снова ты о своем вопросе забыл уже. Так какие тяги у тебя?

На той скорости ни как ! Собственно, что и получить Су =1,4 на той же скорости ни как не получится!

Так. Сначала ты говоришь, что Миг-29 на 150 км/ч и Су=1,4 полеззет вверх(расчетом не подтвердив). Теперь ты от этой темы легонечко отошел и говоришь что он на альфу (около 23) соответствующую Су=1,4 не выйдет. Ты уже определись к чему хочешь придратся и или дожимай до конца или признавай свою неправоту. Это значит было раз. Два- про режимы сваливания и штопора ты наверное не слышал? Три - может раскажешь на какой УА может выйти Миг-29 с пересиливанием СОС?

 

 

Да чтоб разница по более была :)

Подтасовками занимаешся? :)

По какой формуле? Которую я привел это для одной стороны!

Вродя для Re формула одна, что для крыла, что для пластины, что для парохода. И ЕМНИП туда линейный размер без двоек ставится. Хотя спорить небуду, надо, значит надо.

Если не надо!

На крыле Миг29 у нас смешанный поток над и под крылом, точка перехода для каждой поверхности своя!

Вот именно, а ы все в одну кучу, да еще и с самым неблагоприятными последствиями.

Если ты мне расскажешь от чего она (точка перехода) еще и зависти ,зауважаю прям оч сильно. :)

Температура, давление, местная скорость, угол атаки, прямота рук рабочих на заводе?

[FAB999]

Каждая точка на поляре- суть качество на данном УА.

Замечтательно, я предпочитаю смотреть на график поляры и видеть углы атаки, значения Су и Сх, минимальный угол качества, ты же предпочитаешь смотреть на цифру качества. И при этом высчитывать истинные аэродинамические силы.

 

А самому прочитать никак? Там же на предыдущей странице про это написано.

Да чего то не получается понять, разъясни!

 

Есть на шарике места где пониже 0. А еще, бывает, давление выше 760 мм.рт.ст. Тогда если приводится к СА Н=0 получится над землей:)

Какое ∆Н на 1 мм.рт. ст.? Поясню с изменением высоты на 65-75 метров давление изменяется на 1% и ты еще температуру забыл! ;)

Рассмотрим обратное действие набор на скорости М0,3 с Н=0 до Н=5000 м. и как нам получить Кmax при этом ?!

 

Это по ситуации.

И снова ты о своем вопросе забыл уже. Так какие тяги у тебя?

Разные.

 

Так. Сначала ты говоришь, что Миг-29 на 150 км/ч и Су=1,4 полеззет вверх(расчетом не подтвердив). Теперь ты от этой темы легонечко отошел и говоришь что он на альфу (около 23) соответствующую Су=1,4 не выйдет. Ты уже определись к чему хочешь придратся и или дожимай до конца или признавай свою неправоту. Это значит было раз. Два- про режимы сваливания и штопора ты наверное не слышал? Три - может раскажешь на какой УА может выйти Миг-29 с пересиливанием СОС?

Если не затруднит процитируй меня где же я утверждаю:

Миг-29 на 150 км/ч и Су=1,4 полеззет вверх

или что он на альфу (около 23) соответствующую Су=1,4 не выйдет

!?

 

Подтасовками занимаешся? :)

Ни корысти ради токма для наглядности :)

 

Вродя для Re формула одна, что для крыла, что для пластины, что для парохода. И ЕМНИП туда линейный размер без двоек ставится. Хотя спорить небуду, надо, значит надо.

Спорить и не надо, потому как приближенные формулы следующие:

Cfлам=1,33/ √Re;

Cfтурб=0,455/(InRe)^2,58;

Cfпер= Cfтурб-(Cfтурб- Cfлам)x/b

 

Вот именно, а ы все в одну кучу, да еще и с самым неблагоприятными последствиями.

От жеж не гоже все в одну кучу да по одному критерию то мерить :)

 

Температура, давление, местная скорость, угол атаки, прямота рук рабочих на заводе?

Твердая тройка, забыл про плотность ну и к тому же форма самого профиля ,а не только его поверхность (которая напрямую зависит от кривизны рук, не только тех кто строит но и тех кто эксплуатирует), про сверхкритические профили наверное слышал !?

[FAB999]

Таки кто сказал, что прибавка к качеству от неустойчивости негативно скажется на маневренности?

Неужели я это сказал ?

 

Можешь и не считать, реальную цифирку ты врятли получишь, а нереальных итак уже две есть:) Да и на качественную оценку это не повлияет. Итак уже все видно.

Посчитаем не спеша, потому как твоя качественная оценка сулить целых 20% прироста аэродинамического качества! Причем путем совершенно не сложных мероприятий. :)

[Bobchinsky]

Неужели я это сказал ?

Ты сказал:

По моему будущее за максимально сбалансированным планером для крейсерских и маневренных режимов полета!

Прямо противопоставил качество и маневренность.

Посчитаем не спеша, потому как твоя качественная оценка сулить целых 20% прироста аэродинамического качества! Причем путем совершенно не сложных мероприятий. :)

Мои оценки сулят "всего" 5,8 и 7,8% для разных Кго. И достигается это "всего лишь" прямым нарушением РЛЭ:).

Edited December 18, 2009 by Bobchinsky

[Bobchinsky]

Замечтательно, я предпочитаю смотреть на график поляры и видеть углы атаки, значения Су и Сх, минимальный угол качества, ты же предпочитаешь смотреть на цифру качества. И при этом высчитывать истинные аэродинамические силы.

 

Ну посмотрев на поляру ты сразу качество не увидишь. И что это за минимальный угол качества?

 

ты же предпочитаешь смотреть на цифру качества. И при этом высчитывать истинные аэродинамические силы.

 

А в чем проблемы? Есть альфа Кмах и соответствующее ему Су и Сх.

 

Да чего то не получается понять, разъясни!

 

Чего там понимать? Написано русским языком: "На скоростях полета, соответствующих числам М менее 1 ... допустимый угол атаки назначается из условия предотвращения потери поперечной управляемости".

 

Какое ∆Н на 1 мм.рт. ст.? Поясню с изменением высоты на 65-75 метров давление изменяется на 1% и ты еще температуру забыл! ;)

 

А на сколько реальные давление и температура могут отличатся от СА?:)

 

Рассмотрим обратное действие набор на скорости М0,3 с Н=0 до Н=5000 м. и как нам получить Кmax при этом ?!

 

Держим УА равный альфа Кмах и лезем вверх. Кстати, умная книжка говорит, что наивыгоднейшая скорость у земли соответствует М=0,3-0,35. О как:book:

 

Разные.

 

Ну и ответ соответствующий: разные-может одинаковые а может и нет.

 

Если не затруднит процитируй меня где же я утверждаю:

Миг-29 на 150 км/ч и Су=1,4 полеззет вверх

или что он на альфу (около 23) соответствующую Су=1,4 не выйдет

!?

 

Да пожалуйста:

 

Надеюсь ты не будешь утверждать что согласно этому графику с α=24° на V=150кмч двадцать девятый получит Су=1,4 !?

 

Вот елки палки при Су=1,4 у нас двадцать девятый лез бы вверх ,а он вообще то парашютирует на таких скоростях!

 

Собственно, что и получить Су =1,4 на той же скорости ни как не получится!

 

 

 

Ни корысти ради токма для наглядности :)

Таки для наглядности можно было в формулу для турбулентного погран. слоя подставить и искать разницу с микроскопом:)

 

Спорить и не надо, потому как приближенные формулы следующие:

Cfлам=1,33/ √Re;

Cfтурб=0,455/(InRe)^2,58;

Cfпер= Cfтурб-(Cfтурб- Cfлам)x/b

 

Да не спорю я за формулы. Слушай, тыкни плиз носом в комментарий к формуле Re где написано, что САХ надо на два домножать.

 

От жеж не гоже все в одну кучу да по одному критерию то мерить :)

Ну почему не гоже? Тут ведь выжно критерий правильно подобрать, да еще под него все подвести потом надо:)

Твердая тройка, забыл про плотность ну и к тому же форма самого профиля ,а не только его поверхность (которая напрямую зависит от кривизны рук, не только тех кто строит но и тех кто эксплуатирует), про сверхкритические профили наверное слышал !?

 

А книжка сказала, что не от плотности а от вязкости. А вязкость для вполне определенной смеси газов зависит как раз от температуры с давлением и не зависит от плотности. За профиль, ясен перец, что от него вообще все зависит:)

[FAB999]

Ты сказал:

Не могет такого быть, промежуток должен быть! Процитируй меня.

 

Мои оценки сулят "всего" 5,8 и 7,8% для разных Кго. И достигается это "всего лишь" прямым нарушением РЛЭ:).

Да действительно почти 6 и 8 процентов, ну тож не мало, с учетом того что уже стоит бороться за 3-4%.

[FAB999]

Ну посмотрев на поляру ты сразу качество не увидишь. И что это за минимальный угол качества?

Минимальный угол качества соответствует максимальному качеству, а так же αнв и все это хорошо видно на правильно построенной поляре!

 

А в чем проблемы? Есть альфа Кмах и соответствующее ему Су и Сх.

Ну да не проблема, К=12 скажи мне Су и Сх ?! Или тебе еще чего понадобиться?

 

Чего там понимать? Написано русским языком: "На скоростях полета, соответствующих числам М менее 1 ... допустимый угол атаки назначается из условия предотвращения потери поперечной управляемости".

И как это расходится с располагаемым, приведи определение!

 

А на сколько реальные давление и температура могут отличатся от СА?:)

Максимальные изменения по давлению не превышает 5-6%, по температуре гораздо больше 200-300%

 

Держим УА равный альфа Кмах и лезем вверх. Кстати, умная книжка говорит, что наивыгоднейшая скорость у земли соответствует М=0,3-0,35. О как:book:

Кmax с углом αнв на скорости меньше М0,35 не получить разве что наилучшее качество для той скорости!

По скорости, это и было видно из самого первого графика.

 

Да пожалуйста:

 

И где же я сказал что полезет вверх, и не выйдет на угол атаки в 23° !

Что то складывается впечатление у меня что ты полагаешь если Мигу стоящему на земле задрать нос и создать угол относительно земли и хорды в 23° то получим Су=1,4 :)

 

Да не спорю я за формулы. Слушай, тыкни плиз носом в комментарий к формуле Re где написано, что САХ надо на два домножать.

А и не надо САХ умножать на два! Первая формула дает Cf ОДНОЙ стороны плоской пластины, а как известно у пластины две стороны :)

 

А книжка сказала, что не от плотности а от вязкости. А вязкость для вполне определенной смеси газов зависит как раз от температуры с давлением и не зависит от плотности. За профиль, ясен перец, что от него вообще все зависит:)

Зашибись, по твоему, с изменением давления не меняется плотность !?

А при плотности 1,22 и 0,62 у тебя одна и та же вязкость !?

[Bobchinsky]

Минимальный угол качества соответствует максимальному качеству, а так же αнв и все это хорошо видно на правильно построенной поляре!

То-есть минимальный угол качества-суть и есть анв?

Ну да не проблема, К=12 скажи мне Су и Сх ?! Или тебе еще чего понадобиться?

Я тебе за альфаКмах, ты мне за К. Если альфаКмах есть, то с той же поляры можно Су и Сх весьма просто снять. А вот как ты Кмах запросто по поляре без кулькулятора или НЛки снимишь это вопрос.

Максимальные изменения по давлению не превышает 5-6%, по температуре гораздо больше 200-300%

Ну и на сколько сможет высота уйти от МСА.

Кmax с углом αнв на скорости меньше М0,35 не получить разве что наилучшее качество для той скорости!

По скорости, это и было видно из самого первого графика.

А книжка говорит М=0,3-0,35:):book:

И где же я сказал что полезет вверх, и не выйдет на угол атаки в 23° !

Что то складывается впечатление у меня что ты полагаешь если Мигу стоящему на земле задрать нос и создать угол относительно земли и хорды в 23° то получим Су=1,4 :)

Я тебе выше цитаты из твоих постов привел. Что уж ты в них имел ввиду сам разбирайся. Я лишь полагаю, что у него Су по числу М не меняеться до М=0,85.

 

А и не надо САХ умножать на два!

А тутоньки ты её запросто удвояешь:

 

Ну вот смотри САХ в реальном масштабе 3,768м ,то есть суммарная длина поверхности соприкосновения с воздухом составляет ≈ 7,837м при С=6%. При этом Cf (коэффициент сопротивления трения) =1,33 / √Re. Получаем для обоих поверхностей Cf=0,0179 на скорости 300 км/ч и Н=0 !

А если 3,768 -10% =3,391м, полная поверхность ≈ 7,053м при С=5,5%. Здесь уже Сf=0,0188 на тех же V и H ! И с сопротивлением давления тоже самое будет происходить ,в смысле будет изменяться!

С уменьшением числа Re растет Cf (и наоборот), вот тут нужно бы вспомнить про числа Re, M, Sh и критерий подобия, поскольку банально уменьшить геометрию это только пол дела!

:)

Edited December 26, 2009 by Bobchinsky

[Bobchinsky]

Не могет такого быть, промежуток должен быть! Процитируй меня.

Я тебя выше процитировал.

Да действительно почти 6 и 8 процентов, ну тож не мало, с учетом того что уже стоит бороться за 3-4%.

Когда Ту-144 проектировали прибавку к качеству в 0,1 считали достижением. Это при том, что её и померять не всегда могли.

[FAB999]

То-есть минимальный угол качества-суть и есть анв?

Минимальный угол качества есть угол атаки наивыгоднейший в прямом смысле слова только в случае равноисчисления Су и Сх!

Я тебе за альфаКмах, ты мне за К. Если альфаКмах есть, то с той же поляры можно Су и Сх весьма просто снять. А вот как ты Кмах запросто по поляре без кулькулятора или НЛки снимишь это вопрос.

Хех как раз Кмах легко определяется по поляры крыла путем построения касательной к поляре, а дальше уже смотрим соответствующие этой точке Су и Сх!

Ну и на сколько сможет высота уйти от МСА.

На две три сотни, сможет!

Я тебе выше цитаты из твоих постов привел. Что уж ты в них имел ввиду сам разбирайся. Я лишь полагаю, что у него Су по числу М не меняеться до М=0,85.

Может ты имел виду ЗНАЧЕНИЕ Кмах ,а не Су !? А за счет изменения Су он и летает ,и взлетает ,да и падает!

А тутоньки ты её запросто удвояешь:

Вовсе нет ,я лишь складываю Cf верхней поверхности и нижней и получаю Cf всего профиля (упрощенного до двояко выпуклой пластины)!