От Bigfoot Ответить на сообщение
К jazzist Ответить по почте
Дата 06.08.2021 12:33:04 Найти в дереве
Рубрики WWII; ВВС; 1941; Версия для печати

Опять сумбур вместо музыки. (+)

>я с Вами не дискутирую, дискутируют люди с примерно равными знаниями.
То, что уровень Ваших знания ниже плинтуса, для меня не секрет. :)

>моя персона так заинтересовала? А меня Ваша - нет.
Исключительно в плане доказательства тезиса о Вашем непрофессионализме.

>У меня с 2003 г нет публикаций. Не то, чтобы вообще, а почти нет общедоступных.
А другие не канают.

>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...
Мне, честно говоря, на отчеты глубоко плевать. В них чаще всего пишут много всякой фигни. Единственное, что может предъявить ученый - статьи в приличных журналах. А отчеты... Это обычно имитация деятельности.

>Угрожаешь что ли, ноль без палки?
Хотел проявить гуманизм, дятел. Но, видимо, не в коня корм, отчетописец.

>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.
Как я и предположил - опять попытка заболтать суть.

>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.
Сколько бессмысленного пустомельства, когда влияние параметра рассматривается ПРИ ПРОЧИХ РАВНЫХ УСЛОВИЯХ. Отчетописателям такие вещи, видать, в новинку?

>А вот сопротивление фюзеляжа почти не зависит от площади крыла.
Глубокая мысль. Прям, что ни абзац - то откровение.

>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.
Вот Иродов и написал корректно. А Вы - нет. Вы написали чушь, которая противоречит написанному у Иродова. Кроме того, Вы не знаете, чем отличается функция, заданная явно, от функции, заданной неявно. Cx0 _ЯВНО_ зависит от площади крыла. Уравнения можно посмотреть, например, в книге Э.Торенбика "Проектирование дозвуковых самолетов", 1983, стр.160, ур-ние 5.13. В общем, кругом одна лажа.

>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.
Читаем снова Иродова:
"Дальнейшее увеличение нагрузки на крыло, необходимое для повышения максимальных скоростей полета, оказалось возможным только после разработки новых несущих профилей и эффективной механизации крыла — щитков, закрылков и предкрылков.
...
Следующий рекорд (1935 г.) был установлен на самолете с ВИШ и закрылками, что обеспечило не только увеличенную тягу винта на взлете, но и позволило существенно увеличить нагрузку на крыло, т. е. снизить лобовое сопротивление самолета на максимальной скорости при обеспечении приемлемых взлетных и посадочных характеристик...
...
Рис.21 показывает, что в предвоенные годы увеличение скорости истребителей (и рекордных самолетов) после реализации скоростей F=400 км/ч обеспечивалось увеличением нагрузки на крыло до G/S = 150...200 кгс/м^2, после чего оно стало достигаться уменьшением c_x0 и увеличением энерговооруженности.
...
Следует иметь в виду, что увеличение нагрузки на крыло (т.е. уменьшение относительных размеров крыла), сопровождавшее увеличение скорости, приводило к замедленному уменьшению c_x0 средствами аэродинамики (из-за увеличения относительных размеров фюзеляжа) и возрастанию N/S, опережающему реальное увеличение энерговооруженности."

>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.
Аэродинамические характеристики определяет нагрузка на крыло. О чем и пишет Иродов.

Итого: с_x0 зависит от площади крыла, а v_max зависит от нагрузки на крыло при прочих равных. Что и т.д.