|
От
|
jazzist
|
|
К
|
All
|
|
Дата
|
06.08.2021 10:35:52
|
|
Рубрики
|
WWII; ВВС; 1941;
|
|
Re: про удельную нагрузку и Vmax самолета
>...ддя Вас утверждения "зависит и "не зависит" - это одно и то же. О чем тут еще можно дискутировать?
я с Вами не дискутирую, дискутируют люди с примерно равными знаниями.
>Меня не интересуют Ваши очередные бессмысленные "простыни" текста, где Вы будете арифметическими упражнениями пытаться выдать чёрное за белое. Ваш авторитет для меня околонулевой (со списком публикаций я ознакомился, ежличе, комментировать не буду, если не продолжатся личные наезды).
моя персона так заинтересовала? А меня Ваша - нет. У меня с 2003 г нет публикаций. Не то, чтобы вообще, а почти нет общедоступных. Не индексируются. Как же ты мог посмотреть даже на названия отчетов, в которых я участвовал? Никак. А их штук 30-40, я даже не помню сколько точно... А остальную бадягу - да комментируй сколько хочешь. Там даже книжка есть с моей фамилией на обложке. Это для чиновников. Угрожаешь что ли, ноль без палки?
>Хотелось бы выслушать мнение иных сведущих участников.
есть участник gull, может поправить, если что не так
перейдем к элементарному:
удельная нагрузка и ее влияние на Vmax
[742K]
сх0 - коэффициент сопротивления самолета при нулевой подъемной силе, т.е. отсутствует сопротивление, связанное с генерацией подъемной силы Y. Но это не значит, что отсутствует сопротивление органов генерации Y. Далее я изложу в терминах 30-40-х прошлого века.
Из cx0 выделяют вредное сопротивление. В те годы его любили характеризовать площадью эквивалентной плоской пластинки, которая стоит против потока и имеет то же самое сопротивление. Книжки Пышнова в помощь. Эта площадь (на листочке - сигма) является сопротивлением, вообще не связанным с созданием подъемной силы никак. Это вредные шероховатости, торчащие в поток элементы, волны по обшивке частей самолета, всякие радиаторы, щели, интерференция etc. Это и есть уровень технологии, говоря современным языком.
Еще есть профильное сопротивление крыла, это сопротивление давления и трения. Оно зависит от его площади, конечно. Да и то - так считалось в практике расчетов в 30-40-х, когда его брали из атласов профилей. А если сравнить два подобных крыла разной площади, но с разным качеством поверхности, то может статься, что крыло большей площади будет иметь меньшее сопротивление из-за лучшего качества поверхности. Это тоже уровень технологии.
А вот сопротивление фюзеляжа почти не зависит от площади крыла.
Что написал Иродов? Если для гонок в Рино обрежут крыло по размаху, то, конечно, сх0 вырастет. Просто на меньшую площадь крыла поделится почти та же сила сопротивления. А если мы возьмем в качестве характерной площади мидель фюзеляжа, то сх0 при этом практически не поменяется. Вот и всё.
В том разговоре с SSC интересовало влияние на Vmax нагрузки на крыло. На листочке выше в рамке в явном виде приведена простая формула, на основе которой в 1942 г и велась дискуссия. Эта формула дана прямо в том виде 1942 года, не в каком-нибудь современном, только нагрузка как-то иначе там была обозначена. Нагрузка влияет очень слабо только через члены индуктивного и профильного сопротивления. А вот вредное сопротивление на Vmax влияет огромным образом. На что Н.Н.П. и указывалось.
[507K]
из этой элементарной выкладки легко видеть, что в первом приближении Vmax от нагрузки не зависит, а зависит от мощности на м2 крыла. Аэродинамикам в вопросе Vmax нагрузка не нужна, они будут воевать за вредное сопротивление, за сх0. Если для конструкторских задач требуется, например, оценить плотность компоновки и прочие такие вещи, то в выражение можно ввести вес, умножив на него числитель и знаменатель. Но в этом случае нагрузка на крыло будет неразрывно связана с нагрузкой на мощность.
ша-ба-да-ба-да фиА...