ZloyPetrushkO

[паспорт] Ла-15 [предварительно настроен в 1.39]

Характеристики двигателя РД-500:

Максимальная статическая тяга двигателя без учета потерь в канале двигателя, кгс:=1590, при: Н=0м, n=14700  об/мин.

Геометрия:

Длина: 9.563 м

Размах крыла: 8.83 м

Высота самолета при стоянке: 3.8 метра

Площадь крыла (с элеронами): 16.167 кв.м

Площадь элеронов: 2.024 кв.м

Площадь ГО: 2.55 кв.м

Площадь РВ: 0.84 кв.м

Площадь ВО: 3.378 кв.м

Площадь РН: 0.89 кв.м

Площадь щитков: 2.089 кв.м

Вес:

Пустого: 2575 кг

Топлива: 900 кг

Взлетный, с полными баками и боеприпасами: 3850 кг

 

Взлетно-посадочные характеристики:

 Взлетная скорость при 3780 кг и n=14700об/мин, закрылок 20 градусов: 225 км/ч

Посадочная скорость при 3020 кг, щитки 58 градусов: посадочная скорость 167км/ч

Максимальные горизонтальные скорости при n=14700 об/мин:

Высота, м       SPD, км/ч

 0           900*       

1000      944*       

2000      992*       

3000      1026       

4000      1025       

5000      1023       

6000      1019       

7000      1014       

8000      1007       

9000      998       

10000    986       

11000    969    

Время набора высоты и оптимальные скорости при n=14100 об/мин(100% в игре)***:

Высота, м        Время, мин       SPD, км/ч

 

0             0       580       

1000      45      560       

2000      90      540       

3000      135    521       

4000      186    501       

5000      234    480       

6000      294    460       

7000      360    440       

8000      435    420       

9000      519    400       

10000    601    380       

11000    726    360    

Характеристики установившегося виража при n=14100об/мин***:

Высота, м      IAS, км/ч      Время, сек       Радиус, м

5000                  500               38                1100

8000                  480                53                 1660

Некоторые характеристики пилотажных фигур:

Приведены в ТО, см. аттач.

Летные ограничения:

*Максимальный допустимый скоростной напор (IAS):  900км/ч

**Максимальное эксплуатационное число М: 0,92

***110% тяги (ручка полностью от себя) соответствует режиму n=14700обм/мин, ограниченному по времени использования t=5мин. 100% в игре соответствует 14100 об/мин.

*Максимальный допустимый скоростной напор (IAS):  900км/ч .Но в книге написано Максимальный допустимый скоростной напор 3900кг на метр квадратный а не 900кмч это очень важно .У вас опечатка или я  ошибся .Паспорт глава 3 страница 16. Спасибо .

Изменено пользователем topgungsxr
medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Там очень интересный момент... это та скорость, при которой у самолета могут начаться вибрации, деформации и тп из за набега потока воздуха. Я считаю на такой скорости не должно быть разрушения самолета. Это вроде-как максимальная предельная скорость, а не предельно допустимая (после которой происходит неминуемое разрушение, или отказ управления Л.А, (отрыв крыльев в игре.)

И самолет эту скорость мог бы преодолеть если бы не эти необратимые последствия. Мог бы так как с высотой он только теряет тягу, но набирает все большую скорость. По таблице выходит что в районе 2-3км самолет набирает свою максмальную приборную скорость.

Максимальный допустимый скоростной напор (IAS):  900км/ч а в книге не 900 кмч Максимальный допустимый скоростной напор 3900кг на квадратный метр.глава3 сраница 16 .

medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

ZloyPetrushkO

 

вы знаете что на ла 174 при 100% без форсажа двигатель перегревается?

 

могли бы вы донести до руководства мое предложение http://forum.warthunder.ru/index.php?/topic/93329-la-15-la-174-letnaia-model139291/page-2#entry2795176

Изменено пользователем Dambaz
medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Максимальный допустимый скоростной напор (IAS): 900км/ч а в книге не 900 кмч Максимальный допустимый скоростной напор 3900кг на квадратный метр.глава3 сраница 16 .

Спасибо за источник!

Но почему Вы думаете, что опечатка?

Я пересчитал: вроде все ок. Формула:

Q[H]=po[кг/м.куб]*V*V[м/с]/2. Откуда: V=sqrt(2*Q/(po)) [m/s]

3900кгс*9.81=38259 Н

Sqrt(2*38259/1.25)=247.41 м/с=890.6 км/ч

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

RoMu4 сказал(а) 22 Апр 2014 - 15:52:

Всё-равно, ведь бустеры на ла-15 отсутствуют, тяговооружённость кривая, что товарищ объяснил приемистостью движка, правда он не учёл, что на сябре стоял J-47, который приемистостью не отличался, я уже писал об этом. Нужно их историческому консультанту напомнить, что на Ла-15 Британский движок, тогда лавка и полетит )

Много лирики-мало фактов. Конструктивный диалог построить так не получиться.

Про бустера/низкую скорость крена на высоких скоростях:


Цитата
бустера:
а) имеют некоторую конечную силу действия
б) есть основания предполагать, что крыло этого самолета закручивалось на больших скоростях, что снижало эффективность элеронов. Бустеры эту проблему победить не могли


Ответ на пункт Б:

Шавров История Конструкций самолётов в СССР

Ясно написано про супержесткость крыльев ЛА, и откуда она берется:post-1048689-0-49382300-1398234494_thumbpost-1048689-0-74073000-1398234275_thumbpost-1048689-0-82152500-1398234280_thumb

 

КРУЧЕНИЯ НЕ БЫЛО!(с 371 в середине)

Изменено пользователем CoreXX
medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Спасибо за источник!

Но почему Вы думаете, что опечатка?

Я пересчитал: вроде все ок. Формула:

Q[H]=po[кг/м.куб]*V*V[м/с]/2. Откуда: V=sqrt(2*Q/(po)) [m/s]

3900кгс*9.81=38259 Н

Sqrt(2*38259/1.25)=247.41 м/с=890.6 км/ч

Всё точно по паспорту

Народ не лезте больше со скоростью смотрите техпаспорт на первой странице

medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Вот тест J-47, даже если учесть, что его разгоняют постепенно, то приемистость и будет примерно 13-15 сек. Так как тогда сэйбр разгоняется быстрее при полёте по горизонтали ? Тяговооружённость меньше, аэродинамика хуже, приемистость +- такая же, так какого чёрта сэйбр в 2 раза быстрее разгоняется !? Да что сэйбр, пантера F-2 уступает на долю секунды, имея тяговооружённость 0.302 против 0.417 и прямое крыло ! Это ли не бред !?

 

 

 

Поставив разрушение самолета под 1000км/ч, мы получим, что игроки будут летаьь 975-980 км/ч, что не есть исторично и неверно передает отношение лТХ разных саомлетов друг к другу.

Это даже не намёк, вы нам на прямую заявили, что наша миссия - кормить сэйбры, вот только в бой я не полечу и под дулом автомата, только случайно выбрав лавку и нажав "В бой".

Изменено пользователем RoMu4

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Реальным пилотам было запрещено летать на скоростях Vпр>900км/ч. И по понятным причинам пилоты тех самолетов при штатной эксплуатации не летали быстрее.

Товарищи, вы всерьез думаете, что если самолету нельзя было летать с Vпр>900км/ч, то это значило, что все таки можно, но скрестив пальцы?

Вы сами то пробовали нарушать РЛЭ и рисковать своей жизнью? Если так хочется, попросите пилота реального як-52 вас покатать, да чтоб разогнать самолет более 360 км/ч, я думаю популярно объяснят.

Вы действительно думаете, что пилоты в воздушном бою никогда не выходили за ограничения прописанные в инструкциях? Сравниваете гражданского пилота и боевого пилота, который уже поставил свою жизнь на кон, тем что ведёт воздушный бой. Это смешно. Простейший пример с двигателем АШ-82 у которого ограничение по форсажу 5 минут по инструкции, но известно что лётчики гоняли его на форсаже больше 5 минут. И только потом появился М-82Ф у которого ограничение на форсаж было убрано.

Можете ещё прочитать интервью Голодникова, если не читали и я приведу его цитату, которую стоит помнить:

 

Я считаю, что основная разница в оценке боевых возможностей Р-40 идет от того, что мы и союзники совершенно по-разному эксплуатировали самолеты. У них — вот как в инструкции написано, так и эксплуатируй, в сторону от буквы инструкции ни-ни.

У нас же, как я говорил выше, главное правило — взять от машины все, что можно, и еще немного. А вот сколько его этого «все», в инструкции не напишут, часто даже и сам конструктор самолета об этом не догадывается. Это только в бою выясняется.

medal medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Вы действительно думаете, что пилоты в воздушном бою никогда не выходили за ограничения прописанные в инструкциях? Сравниваете гражданского пилота и боевого пилота, который уже поставил свою жизнь на кон, тем что ведёт воздушный бой. Это смешно. Простейший пример с двигателем АШ-82 у которого ограничение по форсажу 5 минут по инструкции, но известно что лётчики гоняли его на форсаже больше 5 минут. И только потом появился М-82Ф у которого ограничение на форсаж было убрано.

Можете ещё прочитать интервью Голодникова, если не читали и я приведу его цитату, которую стоит помнить:

А потом будешь кирпичи доставать, когда на 910 км флаттер начнётся и крылья отлетят?

medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах
я понял вопрос :) в аттаче файлик с частью моих расчетов при настройке ФМ Ла-15, а именно-расчет разгонных характеристик(200-900+км/ч) для высоты 1 км. Расчет выполнен в соответствии с методикой МАИ по дисциплине "динамика полета" и широко используется в динамике полета. К этой цифре нужно еще прибавить 13-15 секунд приемистости двигателя.

Почти 2 минуты до максимальной скорости на 100%? На форсаже он при этом разгоняется вроде бы за минуту с чем то, но на форсаже летать долго не выйдет - перегрев, на 100% кстати тоже, а на 80% его разгонять хоть до какой то скорости я боюсь придется весь бой и не совершая при этом ни каких виражей.

И почему тогда та же пантера имея гораздо меньшую тяговооруженность 0.3 против 0.4 (это я так криво округлил если что :lol: )  у Ла-15, ну и плюс ко всему опять же у пантеры прямое крыло разгоняется гораздо быстрее до 900км/ч, чем Ла-15 и ее наверняка не начинает трясти на 1000км/ч, так сильно как трясет Ла-15. Пример вам выше где то приводили на счет достижения ими 900км/ч.

 

Стреловидность не является достаточным фактором. Пример: у F-104 угол стреловидность ~17-18 град, и ничего, летает на М=2.

Крайне неудачный пример, у ф-104 крылья гораздо более короткие, а мощность двигателя раза в 3 мощнее, чем у Ла-15.

 

Как по мне пример с Ла-174ТК(3314кг) и Ла-174(3708кг) был бы лучше. Они имели один и тот же двигатель, вот только 174ТК весил меньше, а значит и тяговооруженность у него была больше, но его максимальная скорость была 970км/ч на 4000м, а 174 весил уже больше на 400кг, но у него было стреловидное крыло и тот же двигатель, однако летал он уже быстрее, так что стреловидное крыло все таки достаточный фактор...

 

P.S. Это либо Ла-15 не настроен, либо почти все прочие свистки полные уфолеты...

Изменено пользователем JFire
medal medal medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

 Да что сэйбр, пантера F-2 уступает на долю секунды, имея тяговооружённость 0.302 против 0.417 и прямое крыло ! Это ли не бред !?

 

Ты опять за свое, да?

 

У пантеры на милитари тяговооруженность 5000 статики на 14250 веса, это 0.35.

С впрыском воды (WEP) 5750 статики на 14250 веса, это уже 0.403

Изменено пользователем hatatan

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Ты опять за свое, да?

 

У пантеры на милитари тяговооруженность 5000 статики на 14250 веса, это 0.35.

С впрыском воды (WEP) 5750 статики на 14250 веса, это уже 0.403

С впрыском воды тяговооружённость 0.35, причём данный товарищ гонял меня минут 5, а у пантеры проблемы с перегревом. Причём отставал он только на коротком промежутке времени и меня спасло его решение заклимбится повыше, иначе догнал бы и расстрелял. Правда на это плевать, я попытался его подвесить чуть позже и получилось, но 1 снаряд вскользь зацепил крыло, а эффект был равносилен отрыву части крыла, ибо лавка стала неуправляемой и завалилась на крыло, что бред. Ибо американские свистки выдерживают нереальные попадания от МиГ-15 из 37мм пушек, получают очереди от 23мм и выживают. А тут попадания вскользь под большим углом хватило, причём крыло на месте, а в ДМ крыло чуток порозовело.

 

Готов спорить, что у вас Ла-15 нет и ваше прибывание тут меня озадачило, ибо бросаетесь фактами об американских свистках.

 

Мне плевать, если этот реактив действительно на столько никчёмный, то уберите его из релизной ветки и дайте народу по 8444.4444 орлов за Ла-15 (за Ла-174 чуть меньше). Это ещё не считая испорченных нервов в попытке воевать с сэйбрами A-5, F-2 и F9F. Поскольку пока работает только финансовый отдел, куча машин не настроена и вводятся бесполезные крафты - это решение вполне справедливо и понятно финансовому отделу.

Изменено пользователем RoMu4

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Ах да, раз тут куча таких вот умников, которые рады "настройке" МиГ-15, МиГ-9 и введению лавок, то предлагаю простое решение. Раз авиация СССР на столько убога - вводим МиГ-19, что вполне разумно, ведь сэйбры F на 3 года старше МиГ-15бис, а можно и МиГ-21 ввести. Да и финансовому отделу идея понравится - сразу будут донатить на МиГ-21.

 

И кто считает разумным оставлять поздние сэйбры против ранних МиГов и МиГ-15бис 50г из-за якобы страданий на авиации США - вынужден разочаровать, только Британия может похвастаться таким количеством отличных машин: P-36, P-40, F-2A-3, F6F, P-38G (после настройки вроде ничего), A-20G, F4U-1c, P-47, P-63A-10, F8F, F-80C, F9F, F-86F-2, B-17, B-24. Ещё премиум крафты очень даже достойные, A6M2, который обошли настройкой конечно же не из-за того, что США должны гнуть. Мустанг тоже очень даже ничего и позволяет в любой момент выйти из боя из-за хорошей максималки. У советов пожалуй отличились только Як-1Б, Ла-5Ф, Ла-5ФН, Ла-7Б, Ил-2, Як-3П, И-185. Ну раньше ещё Ту-2 был неуязвим, собственно всё. Причём если у США есть откровенные уфолёты и много самолётов выше среднего, то у СССР на выше среднего претендует только Як-1Б, Ла-5ФН, Ил-2, И-185. Вот где хвалёный баланс? Кстати не понимаю кого гнул И-185, отвоевал прилично боёв против него на Fw190A-5 (Япония). Таки дела, США нагибают, что успешно подтвердилось вчера в боях во взводе.

Изменено пользователем RoMu4

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

50-я секунда, бочка на Ла-15.

 

за 3 секунды вроде получается?

Изменено пользователем CoreXX
medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

за 3 секунды вроде получается?

Вот только высота и скорость не известны...

medal medal medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Вот только высота и скорость не известны...

Высота - т.к ясный солнечный день - 2000-3000, ибо над облаками , а скорость имхо метров 150 в сек = 540км/ч

Много лирики-мало фактов. Конструктивный диалог построить так не получиться.

Про бустера/низкую скорость крена на высоких скоростях:

 

 

 

Это я писал выше. Я считаю, что этого достаточно, чтобы показать, что низкая скорость ролла есть результат недостаточной жесткости крыла, о которой сделан вывод на основании сравнения площадей контура бортовой нервюры. Проблему недостаточной жесткости бустерами не победить.

все подчеркнутое всего лишь тезисы, в цифрах это сколько? Плохая приемистость-это сколько? Для двигателя Ла-15го приемистость была например 13-15 секунд,это больше или меньше плохой приемистости и на сколько?

 

Разрушение конструкции  зависит в первую очередь от самой конструкции. Грубо перефразируя, можно сделать крыло со стреловидностью в 45 град по ПК, но из 3х алюминиевых прутиков и фольги, а можно прямое, но залить сталью 30ХГСА. Что отвалиться быстрее-думаю очевидно.

Про жесткость крыла-писал выше.

Про штопор: нет, к сожалению, не уверен, ибо источников найти не удалось, рассчитать этот момент крайней сложно. если найдете видео-буду очень благодарен.

Я выше про жесткость крыльев и управляемость документ вставил, прошу исправить флайтмодель

medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

почему ла-15 на скорости 400км/ч выполняет предельный вираж намного медленней чем тандербол? он тяжелей, нагрузка на крыло больше, тяга впереди, (я так понял у всех поршневых самолетов летная модель занижена, они должны летать более плавно) 

medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Спасибо за источник!

Но почему Вы думаете, что опечатка?

Я пересчитал: вроде все ок. Формула:

Q[H]=po[кг/м.куб]*V*V[м/с]/2. Откуда: V=sqrt(2*Q/(po)) [m/s]

3900кгс*9.81=38259 Н

Sqrt(2*38259/1.25)=247.41 м/с=890.6 

Спасибо .я просто не разобрался и подумал что  потерялась цифра 3 с этого(Максимальный допустимый скоростной напор 3900кг ) предложения и вышло 900кмч да смешно получилось .Так-что прошу прощения .

medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

но все-же печалит отрыв крыльев при скорости 890 кмч и невозможность крена(рола )или как там его. 

medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

RoMu4 сказал(а) 22 Апр 2014 - 15:52:

Всё-равно, ведь бустеры на ла-15 отсутствуют, тяговооружённость кривая, что товарищ объяснил приемистостью движка, правда он не учёл, что на сябре стоял J-47, который приемистостью не отличался, я уже писал об этом. Нужно их историческому консультанту напомнить, что на Ла-15 Британский движок, тогда лавка и полетит )

Много лирики-мало фактов. Конструктивный диалог построить так не получиться.

Про бустера/низкую скорость крена на высоких скоростях:

Цитата

бустера:

а) имеют некоторую конечную силу действия

б) есть основания предполагать, что крыло этого самолета закручивалось на больших скоростях, что снижало эффективность элеронов. Бустеры эту проблему победить не могли

Ответ на пункт Б:

Шавров История Конструкций самолётов в СССР

Ясно написано про супержесткость крыльев ЛА, и откуда она берется:attachicon.gif10.jpgattachicon.gif11.jpgattachicon.gif12.jpg

 

КРУЧЕНИЯ НЕ БЫЛО!(с 371 в середине)

если это правдивая документация (а я думаю нет смысла байки кому-то писать)-тогда у нас (в игре)совсем другой самолет по лтх получается .Имею в ангаре и ла15 и ла174 .воевать можно -НО на скорости до 500-550 кмч и то с ботами. что как минимум странно к сожалению.(((((((ИМХО)

Изменено пользователем topgungsxr
medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

ZloyPetrushkO

последний вопрос.

будет ли ла-15 и ла-174 исправленная ФМ в связи с выше изложеной информацией (видео полета и документацией )

спасибо.

Изменено пользователем topgungsxr
medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Это к вопросу об ограничениях на скорость

 

Приборная (индикаторная) скорость, соответствующая определенному, максимально допустимому значению скоростного напора, ограничивается для того, чтобы гарантировать статическую прочность самолета, отсутствие реверса элеронов, «валежки» на больших индикаторных скоростях, а также вибраций типа флаттер, ограничение же допустимого числа М полета имеет своей целью исключить затягивание самолета в пикирование и опять-таки крен («валежку» при больших числах М), а также обеспечить сохранение должной эффективности органов управления.

Превышение каждого из указанных параметров полета, независимо от превышения или соблюдения второго, влечет за собой опасные последствия и является категорически недопустимым. Поэтому, в отличие от полета на винтомоторном самолете, на самолете реактивном или турбовинтовом летчик должен контролировать не только индикаторную скорость полета по широкой стрелке указателя скорости УС-1200, но и истинную скорость по тонкой стрелке того же указателя и особенно по индикатору числа М.

На рис. 27, слева, приведен график зависимости допустимых скоростей от высоты полета. Этот график имеет достаточно сложную форму. Если бы ограничения по скоростному напору и числу М отсутствовали, зависимость максимальной скорости горизонтального полета реактивного самолета от высоты имела бы форму плавной выпуклой кривой с максимумом в области высот 4—8 км.

Подобная форма определяется тем, что изменение максимальной скорости реактивного самолета с высотой представляет собой результат взаимодействия трех факторов: с одной стороны, уменьшения тяги силовой установки и роста волнового сопротивления, действующих в сторону уменьшения скорости, а с другой стороны, падения плотности воздуха, способствующего росту скорости. {83}
post-1048689-0-28293400-1398316618_thumb

Рис. 27. График допустимых истинных и приборных (индикаторных скоростей полета по высотам



У разных типов реактивных самолетов взаимодействие этих трех факторов может протекать различно, но форма, показанная на рисунке, является наиболее распространенной.

На практике реализовать данную максимальную скорость бывает в большинстве случаев невозможно или точнее, возможно лишь в ограниченном диапазоне высот, близких к потолку, так как на меньших высотах максимальная скорость оказывается связанной ограничениями, о которых упоминалось выше.

На том же рис. 27 показано изменение с высотой максимальной скорости, соответствующей постоянному максимально допустимому значению скоростного напора q, а также соответствующей постоянному максимальному значению числа М.

Первая из этих ограничительных линий представляет собой пологую (близкую к прямой линии) кривую. Вторая линия имеет более сложный характер: ниже стратосферы, пока температура воздуха изменяется с высотой линейно, она имеет постоянный наклон, но в стратосфере, где температура воздуха, а следовательно, и скорость звука постоянны, превращается в вертикальную прямую.

На рис. 27, справа, та же область допустимых скоростей полета показана не в истинных, а в более наглядных для летчика приборных (индикаторных) скоростях. Как видно из рисунка, значение минимально допустимой {84}
post-1048689-0-19151400-1398316623_thumb
Рис. 28. Особый случай потолка реактивного самолета (невозможность поддержания наивыгоднейшей скорости из-за условий ограничений по числу М)
приборной скорости, а также приборной
скорости, максимально допустимой по скоростному напору, уходит с высотой несколько вправо с небольшим наклоном от вертикальной оси. Это вызвано тем, что на больших высотах показания указателя скорости за счет влияния сжимаемости воздуха несколько искажаются в сторону завышения по сравнению с истинными значениями. Поэтому постоянная индикаторная скорость на больших высотах соответствует несколько большим значениям приборной скорости, чем на малых. Существование ограничений по скорости и особенно числу М может в отдельных случаях повлечь за собой и ограничения высоты полета. Представим себе самолет, обладающий высокой энерговооруженностью, но сравнительно низким значением предельно допустимого числа M. У такого самолета график возможных скоростей полета по высотам протекал бы приблизительно так, как показано на рис. 28. Точка пересечения кривой наивыгоднейших скоростей и кривой скоростей, соответствующих горизонтальному полету с номинальной тягой, т. е. потолок в обычном понимании этого слова, в данном случае лежит вне разрешенного диапазона чисел М и является, следовательно, недостижимым. «Потолком» самолета пришлось бы считать точку пересечения кривой скоростей полета с номинальной тягой и кривой скоростей, соответствующих максимально допустимому числу М. Разумеется, существование серийного самолета, у которого подобное положение имело бы место в прямолинейном полете, маловероятно. Такой самолет представлял бы собой своеобразного технического «урода», у которого энерговооруженность и способность к полету в области больших скоростей и чисел М явно не соответствовали бы друг другу. Однако в криволинейном полете {85} (при наличии перегрузки), в котором имеет место, с одной стороны, повышение минимальной скорости, а с другой — некоторое снижение допустимого числа М, самолет, ранее летевший прямолинейно ниже потолка и начавший какой-то маневр, например вираж, может внезапно оказаться как бы «выше своего потолка», т. е. попасть на такой режим полета, на котором одновременно будут иметь место и срыв из-за превышения максимального угла атаки, и явления волнового кризиса из-за превышения критического числа М.

При рассмотрении рис. 27 на первый взгляд может показаться, что при пилотировании реактивного самолета летчик вынужден чуть ли не непрерывно пользоваться подобными графиками или же держать в уме большое количество цифр, соответствующих различным ограничениям на разных высотах полета. В действительности помнить наизусть следует, хотя и очень твердо, сравнительно небольшое количество цифр, а именно:

— максимальное и минимальное значения приборной скорости, определяемые соответственно наибольшим значением угла атаки и наибольшим допустимым значением скоростного напора при данном полетном весе. Эти скорости читаются по показаниям широкой стрелки указателя скорости. При этом упомянутая выше поправка на сжимаемость может учитываться на глаз;

— максимально допустимое значение числа М полета.

К тому же одновременное приближение обоих указанных контрольных параметров к своим предельным значениям почти никогда не может иметь места. В самом деле, в области малых высот предельное число М полета ни при каких условиях не может быть получено, так как раньше наступит ограничение по скоростному напору, на которое и должно быть направлено внимание летчика.

В области же больших высот, наоборот, нет необходимости специально уделять внимание соблюдению ограничения по скоростному напору, так как оно с избытком перекрывается ограничениями по числу М. Последний случай является наиболее характерным при полете на рабочих режимах современного реактивного самолета.

Одновременно дойти до ограничений как по скоростному {86} напору, так и по числу М можно на той единственной высоте, на которой пересекаются кривые, соответствующие ограничениям максимальной скорости по обоим указанным параметрам. Вероятность полета на этой высоте в практике, конечно, не исключена, но весьма мало вероятна. Тем не менее при проведении летных испытаний самолет специально выводят на этот режим — предельный по q и по М одновременно.

Изменено пользователем CoreXX
medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

- Почему такая плохая скорость ролла на больших скоростях, ведь у данного самолета стояли бустера?

- бустера:

а) имеют некоторую конечную силу действия

б) есть основания предполагать, что крыло этого самолета закручивалось на больших скоростях, что снижало эффективность элеронов. Бустеры эту проблему победить не могли

 

На понкт "Б" надеюсь ответил выше, Отвечаю на пункт "А":

у нас в ТУ самолёта на стр. 12 аэродинамическая компенсация 46% и целиком гидроусилительное (бустерное) управление :

 

Источник:

 

М. Л. ГАЛЛАЙ

ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

 

47. ШАРНИРНЫЕ МОМЕНТЫ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
И ИХ ЗАВИСИМОСТЬ ОТ РАЗМЕРОВ САМОЛЕТА
И СКОРОСТИ ПОЛЕТА

С ростом скоростей полета и особенно после появления реактивных самолетов проблема поддержания величины усилий на рычагах управления в приемлемых пределах становится все более сложной.

Равнодействующая аэродинамических сил, приложенных к рулю или элерону, создает некоторый момент относительно шарнира, вокруг которого поворачивается руль или элерон. Этот момент называется шарнирным, и летчик вынужден преодолевать его при отклонении органов управления от их равновесного положения. Величина шарнирного момента, как известно, определяется по формуле:

Mш = mш · Sp · q · вp,

где mш — безразмерный коэффициент шарнирного момента, зависящий от угла атаки (скольжения), угла отклонения руля, числа М, отклонения триммера и т. д.;

Sр и вр — площадь и хорда руля;

q — скоростной напор.

Из формулы видно, что если линейные размеры оперения возросли в два раза (т. е. площадь в 4 раза), а скорость полета в 2,5 раза, как это имеет место, например, {179} при переходе от самолета Ил-14 к самолету Ту-104, то шарнирные моменты возрастают почти в 50 раз. Естественно, что преодолевать их с помощью одних лишь мускульных усилий летчика стало невозможным уже давно на еще сравнительно небольших по размерам и тихоходных самолетах. В течение длительного времени эта задача — уменьшение усилий на рычагах управления — с успехом разрешалась при помощи аэродинамической компенсации. Принципиально при помощи аэродинамической компенсации можно уменьшить шарнирный момент до сколь угодно малой величины и даже изменить его знак на обратный (что имеет место при так называемой перекомпенсации), но практические возможности применения аэродинамической компенсации имеют свои пределы. Дело в том, что в производстве неизбежны какие-то отклонения в форме руля и компенсатора, а также в их размерах. Поэтому фактическая степень компенсации у разных экземпляров самолетов данного типа будет неизбежно колебаться, причем чем больше абсолютное значение шарнирного момента (т. е. иными словами, чем выше скорость полета и больше размеры самолета), тем эти относительно небольшие колебания будут соответствовать большим абсолютным колебаниям усилий, приходящихся на долю летчика.

Кроме того, даже у одного определенного экземпляра самолета коэффициент шарнирного момента руля или элерона не остается постоянным при разных величинах отклонения на разных углах атаки (скольжения) и, что особенно существенно для скоростных самолетов, при разных числах М. Эти колебания также влекут за собой изменения величины усилий на рычагах управления, причем в тем большей степени, чем больше размеры самолета и скорость полета.

В результате все существующие виды аэродинамической компенсации — осевая, роговая, сервокомпенсация и даже наиболее эффективная из них, так называемая внутренняя — могут обеспечить уменьшение шарнирного момента руля или элерона лишь в некоторых определенных пределах.

Следует попутно заметить, что под выражением «процент осевой аэродинамической компенсации» имеется в виду не что иное, как положение оси вращения руля {180}

post-1048689-0-20183000-1398319675_thumb

Рис. 59. К объяснению понятия о «процентах» осевой аэродинамической компенсации
на хорде оперения. Не следует поэтому думать, что если в техническом описании самолета
говорится, например, что руль высоты имеет 25-процентную аэродинамическую компенсацию, то это означает, что 25% шарнирного момента принимает на себя компенсатор, а 75% остаются на долю летчика. При существующих профилях рулей и элеронов 25-процентная аэродинамическая компенсация обеспечивает уравновешивание аэродинамическим компенсатором около 90% шарнирного момента, а передается на рычаги управления и преодолевается физическими усилиями летчика соответственно менее 10% (рис. 59).

Таким образом, возможности аэродинамической компенсации на скоростных самолетах в настоящее время близки к своему полному исчерпанию, в связи с чем начинают широко применяться гидроусилители (бустеры) в системах управления, принимающие на себя основную долю усилий, потребных для преодоления шарнирных моментов рулей и элеронов.

Самолеты Ту-104, Ан-10, Ил-18, находящиеся на эксплуатации в Гражданском воздушном флоте, еще имеют ручное управление, но на самолете Ту-114 обойтись средствами аэродинамической компенсации оказалось уже невозможным и пришлось применить гидроусилители для обеспечения приемлемых усилий на штурвале от элеронов и на педалях от руля направления.

Современные реактивные истребители и бомбардировщики имеют, как правило, целиком гидроусилительное (бустерное) управление. Такое же управление, как это известно из печати, будут иметь и сверхзвуковые гражданские самолеты, в настоящее время проектируемые во многих странах и ожидающиеся в нормальной эксплуатации через несколько лет.

Изменено пользователем CoreXX
medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Теперь про гидроусилительное (бустерное) управление:post-1048689-0-53994800-1398365183_thumb

А есть формула, как скорость углового вращения высчитать?

medal medal medal medal

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

  • Сейчас на странице   0 пользователей

    Нет пользователей, просматривающих эту страницу