Даёшь Самолётик!

[Миг-17ф]

Я не могу. Почему? Потому что в таком случае вводных очень мало или они приблизительны.  Потому что я не знаю какую скорость имел ЯК-13 на высоте 4200 метров.(Мы же с ЯК-13 пляшем?) Я не знаю какую мощность имел М-11 ФР на такой высоте.  Я не знаю КПД винта ВИШ-327(На М-11ФР) на такой скорости. Я не знаю какую мощность выдавал М-105 на 4200 метрах. я не знаю КПД его винта ВИШ-61 на различных скоростях. Дайте мне точные данные по КПД применяемых винтов для разных скоростей и мощность СУ по высотам. Я посчитаю. А так, все бедет очень приблизительно.


А что вес? ну и пусть ЯК-13 потяжелее. Не намного.  Но, при том же движке, несмотря на то что он тяжелее, он летал быстрее и дальше. Кстати, площадь крыльев у обоих одинакова-22 м квад

 

[KAA]

И на будущее, старейшина, не надо еропланы мерять по удельной нагрузке на мощность. Винт смотри какой стоит. Махалку М-11 видел? То то.

Конечно,G/N -это не ичерпывающий критерий,но боле-менее оценить вертикальную скорость (на глаз) позволяет.Приведите ДРУГИЕ примеры из нынешней жизни!
Тому же У-2,с теми же 8,4 кг/лс, М- 11 с"махалкой", не более 
3 м/с обеспечил!Махалка,или не махалка,КПД близкие!

 

[Миг-17ф]

Конечно,G/N -это не ичерпывающий критерий,но боле-менее оценить вертикальную скорость (на глаз) позволяет.Приведите ДРУГИЕ примеры из нынешней жизни!
Тому же У-2,с теми же 8,4 кг/лс, М- 11 с"махалкой", не более
3 м/с обеспечил!Махалка,или не махалка,КПД близкие! 

Почему из нынешней? Ничего не изменилось. У У-2 и Як-13 примерно одинаковая удельная нагрузка на мощность. Вы говорите у У-2 3 м/с, а у ЯК-13 4,2 м/с . Не такая уж и огромная разница. Арго при такой же примерно удельной нагрузке и до 2,5 не дотягивает. Все дело в винтах и в аэродинамике. Меньше сопротивление самолета-больше тяги пойдет на "набор высоты". Вы же знаете что набор высоты(максимальный установившийся, не динамический) идет на скорости гораздо меньшей максимальной.

простой пример касаемо аэродинамики,имеем самолет . Наивыгоднейшая скорость набора высоты пусть N км/ч. тяга винта на это скорости пусть X кг.  А теперь берем и портим ему аэродинамику. И что имеем? Чтоб передвигаться с N наивыгоднейшей ему необходима будет больше Х кг. А так их нет, получим снижение наивыгоднейшей скорости и снижение скорости набора высоты. А У-2 аэродинамика хуже чем у ЯК-13. Аэродинамическое качество рассматривается не только в вопросах планирования, но и набора высоты.

Из двух самолетов, с абсолютно одинаковой удельной нагрузкой на мощность, скороподъемность больше будет у того, у которого выше аэродинамическое качество. А оно может олтчаться у них в 1,5-2 и более раз. Отсюда и такая разница в скороподъемности.

 

[KAA]

Всё не так сложно! (Имею в виду приближённый расчёт)
Совершенно не нужно знать мощность М-11 на высоте 4200м,достаточно знать её у земли.Скорость Як -13 с М-11 на высоте 4200м знать также не надо,Сх без учёта сжимаемости воздуха не зависит от высоты!Силу сопротивления вы уже вычислили. Дело за малым!Вычислить Сх при полёте у земли.
КПД хорошего винта на расчётном режиме в то время запросто был 0,8. При меньшем,у вас совсем уж фантастические СХ полезут! Как приближённо расчитывать аэродинамические характеристики хорошо показано в книге В.С. Пышнова "Из истории летательных аппаратов".
Мощность двигателя на расчётной высоте,на номинале,можно взять на 10-15% меньше взлётной. Хотя можно и раскопать поточнее.

 

[Миг-17ф]

КАА поздно уже, не хочу считать

 

[KAA]

Из двух самолетов, с абсолютно одинаковой удельной нагрузкой на мощность, скороподъемность больше будет у того, у которого выше аэродинамическое качество.

Абсолютно верно! Так я и предлагаю найти близкие примеры ,а не Райт Флайер!
Но вот вам пример-Ме-108,самолёт близкий к Як-13 по К.
У него на влётном режиме 5,7 кг/л.с.,а Vу =5,4 м/с.
Всё нормально!

 

[m.arat]

Я извиняюсь что влезаю без авиационного образования, но мне кажется что сравнение самолётов в выше указанных ссылках не совсем корректно. Даже мне дилетанту понятно что самолёт с убирающимися шасси и сужающимся крылом будет иметь преимущество перед аппаратом с прямым крылом, не убираемым шасси и кучей подкосов.
http://www.airwar.ru/enc/other/yak18t.html
http://www.airwar.ru/enc/la/c195.html
Вот эти самолёты можно былобы сравнить. Почти братья по характеристикам, а если ноги убрать, то вообще американец лучше смотреться будет, плюс почти на 200 кг больше полезной нагрузки. (я так думаю)

 

[Edg]

Далее, лобовое сопротивление растет примерно пропорцианально квадрату скорости, а требуемая мощность увеличивается пропорцианально кубу. итого если вы хотите этот самолет разогнать до 600 км/ч у земли, движок понадобится-2114 л.c. а если поставить ВК-105 (1260л.с)будет около 505 км/ч

Вы так горячо спорите, а сами порой путаетесь в трех соснах - может стоит дать себе самому шанс порой заблуждаться.
Потребная мощность растет пропорционально кубу скорости для просто "тела" разнообразных форм (в каком-то диапазоне скоростей), но НЕ для "тела" с КРЫЛЬЯМИ, коим является самолет.
Доля сопротивления самолета это в точисле значительное индуктивное сопротивление крыла, которое может  не сильно меняться с изменением-ростом скорости, и уж точно никак не растет по квадратичной зависимости от скорости.
Эти ваши выкладки  просто  ошибочны, и это очевидно - может и еще где заблуждаетесь? :

 

[Миг-17ф]

Вы так горячо спорите, а сами порой путаетесь в трех соснах - может стоит дать себе самому шанс порой заблуждаться.
Потребная мощность растет пропорционально кубу скорости для просто "тела" разнообразных форм (в каком-то диапазоне скоростей), но НЕ для "тела" с КРЫЛЬЯМИ, коим является самолет.
Доля сопротивления самолета это в точисле значительное индуктивное сопротивление крыла, которое можетне сильно меняться с изменением-ростом скорости, и уж точно никак не растет по квадратичной зависимости от скорости.
Эти ваши выкладкипростоошибочны, и это очевидно - может и еще где заблуждаетесь

Я знаю и поэтому написал что лобовое сопротивление растет примерно пропорционально квадрату.
Мощность, требуемая для преодоления  сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно-пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность  имеет несколько нелинейную зависимость от скорости

 

[KAA]

Даже мне дилетанту понятно что самолёт с убирающимися шасси и сужающимся крылом будет иметь преимущество перед аппаратом с прямым крылом, не убираемым шасси и кучей подкосов. 

Да не стесняйтесь! Денис-то тоже авиационного образования не имеет,а вот здесь очень ценную информацию выдаёт. Но не всегда самолёты с убирающимся шасси имеют однозначное преимущество (И-16 и Кi-27),а преимущества трапециевидного крыла ещё надо суметь реализовать!
Мои аргументы в споре насчёт Як-13,в основном "антинаучны",и базирутся на интуиции.

 

[igorvnikol]

Доля сопротивления самолета это в точисле значительное индуктивное сопротивление крыла, которое можетне сильно меняться с изменением-ростом скорости, и уж точно никак не растет по квадратичной зависимости от скорости.

Насчет не растет Вы правы, но насчет "не сильно меняться с изменением-ростом скорости" - ?????????
Коэфф индукт сопрот обратно пропорционален 4 степени скорости!!!! Поск индукт сопротивление квадраично зависит от скорости, то получится в резельтате величина индуктивного сопрот квадратично падает с увеличением скорости.

 

[igorvnikol]

При практических расчетах обнаруживается практически точно квадратическая засисимость сопротивления от скорости.

 

[Edg]

Я знаю и поэтому написал что лобовое сопротивление растет примерно пропорционально квадрату.
Мощность, требуемая для преодолениясопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно-пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощностьимеет несколько нелинейную зависимость от скорости 

Без стакана не разберешь. 
Согласно вашим цифрам потребная мощность для самолета у вас пропорциональная квадрату скорости  (ваш пост 579) - при 300л.с скорость 245, при 1260л.с. - около  505м/с (с) - вроде ничего не путаю.
То есть, сопротивление самолета полное  (индуктивное крыла + аэродинамическое) пропорционально первой степени скорости (или просто скорости), а мощность увеличивается соответственно квадратично от скорости - по вашим-же расчетам и цифрам. 
Формулируете Вы как минимум двусмысленно и не точно свои выкладки и оценки, ИМХО .
От соотношения долей индуктивного и полного аэродинамического сопротивления будет зависеть степень зависомости мощности от скорости, и вроде как не постоянная величина этой степени получается для различных диапазонов изменения скоростей, навскидку  - пусть меня поправят если что.

Насчет не растет Вы правы, но насчет "не сильно меняться с изменением-ростом скорости" - ?????????
Коэфф индукт сопрот обратно пропорционален 4 степени скорости!!!! Поск индукт сопротивление квадраично зависит от скорости, то получится в резельтате величина индуктивного сопрот квадратично падает с увеличением скорости. 

Готов верить - не возражаю

При практических расчетах обнаруживается практически точно квадратическая засисимость сопротивления от скорости

Это у самолету в целом ?! - тогда мощность возростала бы в кубе от скорости.
Или Вы просто про аэродинамическое сопротивление "тела"? - тогда согласен, если к звуку и сверхзвуку не подбираться.

.

 

[igorvnikol]

Это у самолету в целом ?! 

Самолета конечно. Ну скажем, в диапазоне режимов полета когда Суа= 0.8-0.2 (рабочий диапазон скоростей 99% маленьких самолей). Ну и на малом дозвуке конечно.
Прикидка на пальцах:
М=400 кг
S=10 sqm
лямбда около 7
Сх0=0.025

Су             0,8          0,2
V , м/с       28.28   56.57          56,57/28,28=2
X , Н         123,8     490,0         490,0/123,8=3,95

Примитивно конечно, но все же наглядно.
Понятно, что колебания в ту или иную сторону могут быть достаточно большими (лиминарное обтекание, наличие/отсутствие всяких нежелательных/желательных отрывов и тд и тп). Но для рассуждений того уровня кот идет на ветке - тенденцию можно брать по примитивному примеру.

 

[Миг-17ф]

Без стакана не разберешь.
Согласно вашим цифрам потребная мощность для самолета у вас пропорциональная квадрату скорости(ваш пост 579) - при 300л.с скорость 245, при 1260л.с. - около505м/с (с) - вроде ничего не путаю

Путаешь Я плясал от 145 л.с, а не 300.
На ЯК -13 стоял М-11ФР , и рассуждали мы  о нем.
Есчо раз повторяю, мощность меняется примерно  пропорционально кубу скорости.

ЗЫ. И не 505  метров в секунду а километров в час. Отнесу к  субботе

 

[Edg]

Самолета конечно. Ну скажем, в диапазоне режимов полета когда Суа= 0.8-0.2 (рабочий диапазон скоростей 99% маленьких самолей). Ну и на малом дозвуке конечно.
Прикидка на пальцах:
М=400 кг
S=10 sqm
лямбда около 7
Сх0=0.025

Су 0,80,2
V , м/с 28.28 56.5756,57/28,28=2
X , Н 123,8 490,0 490,0/123,8=3,95

Примитивно конечно, но все же наглядно.

Вопрос: доля индуктивного сопротивления при 28,3 и 56,6 ?

Путаешь Я плясал от 145 л.с, а не 300.
На ЯК -13 стоял М-11ФР , и рассуждали мыо нем

Да, перепутал.

Есчо раз повторяю, мощность меняется примернопропорционально кубу скорости.

Вернулись к тому, что было изначально - и против чего я возразил. Если бы самолет был просто "телом" без крыльев (и без индуктивного сопротивления), то потребная мощность была бы примерно (и даже почти точно) пропропорциональна кубу скорости - не возражаю.

Но куда подевалась доля индуктивного сопротивления, которая в общем квадратичном росте полного сопротивления не участвует? - возьму тайм-аут. :

ЗЫ. И не 505метров в секунду а километров в час. Отнесу ксубботе 

Точно

Добавлю
Все несколько банальнее и проще. Чтобы не залезать в дебри составляющих полного сопротивления и доли индуктивного, берем поляру качества самолета, которая  имеет  максимум при определенном угле атаки и эксплуатационной скорости. Этот максимум  где-то в промежутке между мин-макс эксплуатационных скоростей, на которые и расчитан самолет - соответственно на минимальной и максимальной скорости, упрощенно, качество  может быть примерно сопоставимо и заметно меньше максимального.
Если брать рост мощности при переходе от скорости на максимальном качества к максимальной скорости, то потребная мощность возрастает более чем в кубе от скорости. И если вместо 140л.с. воткнуть в тот-же Як13 мотор 1260л.с., то скорость ну никак не возрастет пропорционально корню кубическому из роста мощности и вместо 245 не получить 505 - будет гораздо меньше, так как качество самолета упадет очень существенно против расчетного диапазона скоростей.
От минимальной до скорости максимального качества потребная мощность будет соответственно расти заметно меньше третьей степени от скорости (а полное сопротивление меньше второй степени от скорости).