Не совсем. Если я выставлю в поток все возможные выступающие детали, оптимальный угол атаки я сохранить не смогу. Он уже будет другим. И режим двигателей будет другим, чтобы просто удержать самолет в ГП. Так что нет, намек не ясен.

1. Непонятно, какие Вы здесь видите проблемы? Ведь и высота полёта у Вас тоже убежит. Но Вы её тут же восстановите. Так восстановите же и угол атаки. (Режим работы двигателей, естественно, потребуется изменить.)

Чтобы не терять курс обсуждения, напомню, что речь шла о нормальном выдерживании заданного угла атаки, которое подразумевает обязательную оптимизацию работы двигателей и движителей на предмет минимального потребления топлива в расчёте на единицу пути.

Таким образом, предлагая Вам выжать из Вашей машины оптимум её аэродинамического качества, я вовсе не призываю Вас наплевать на двигатели и гонять их в неэффективном режиме. Как раз наоборот, заостряю на этом внимание (выдвигая, тем не менее, угол атаки на передний план).

2. Вы писали (не без некоторого удивления), что мильный расход топлива значительно изменился при изменении скорости «всего-навсего» на 2 узла. Yes, это удивление человека, никогда не наблюдавшего за указателем угла атаки. Иначе Вы знали бы цену каждому узлу, и регулировали бы скорость узлами поштучно. Вот так: узелочком больше, узелочком меньше! Потому что сопротивление планера движению изменяется при этом очень значительно (в области углов атаки, близких к оптимуму).

Вы поймите, я не теоретик, я практик, так живется намного проще Теорию я вспоминаю только когда без нее никуда.

А в этой теме все практики, с тысячами часов налёта. Теоретиков не просматривается.

а перед этим указывал обороты: 2050 RPM, все по РЛЭ. В крайних тестах обороты были теми же.

Прошу извинить, прозевала.

Вы писали (не без некоторого удивления), что мильный расход топлива значительно изменился при изменении скорости «всего-навсего» на 2 узла.

Наташа, если бы я эти «два узла» получил за счет, скажем, только наддува, мильный расход на вашем приборе не изменился бы и на 1 gph. Налицо какой-то косяк в реализации двигателей Дугласов от MAAM. Легальный чит, которым я намерен воспользоваться

А при изменении скорости на два узла угол атаки изменился бы на такую ничтожную величину, что ее даже ваш индикатор угла атаки не отобразил бы.

Я ответил на ваше предыдущее сообщение на работе, в полуобморочном состоянии после тяжкого трудового дня, когда даже просто понять смысл сказанного вами было нелегкой задачей Наверное, надо было отложить это до дома. По дороге с работы, немного отдохнув головой, я понял, что вы скорее всего правы, но с одним допущением, о которым чуть ниже.

Итак, есть угол атаки, обеспечивающий максимальное аэродинамическое качество, и есть скорость, всего одна, соответствующая этому углу атаки (так называемая, скорость максимального аэродинамического качества). Само собой разумеется, что на этой скорости нужна минимальная мощность для поддержания самолета в ГП. С этим я согласен, но с одной оговоркой: что КПД ВМГ максимален на этой или близкой к ней скорости. Обычно так оно и есть, во всяком случае, надо быть дураком, чтобы спроектировать самолет иначе Но вот что касается конкретной реализации самолета в симе — может быть и иначе. Если, скажем, КПД ВМГ на какой-то другой скорости V выше КПД на скорости максимального аэродинамического качества VmaxK на 25%, а Cx при этом выше всего на 5%, то выигрыш очевиден. И скорость минимального мильного расхода будет лежать где-то между V и VmaxK, причем ближе к V.

Вот

Наполовину в шутку, наполовину всерьёз: знаете ли Вы, что уменьшение скорости на один (всего на один!) узел может, при определённых обстоятельствах, привести к бесконечно большому изменению потребления топлива на единицу пути?

Второй режим? Но там, вроде, все же не «бесконечный расход».

Непривычная какая то характеристика — мильный расход. А как с ветром поступаете?

Разумеется, при zero wind.

Общая мораль этих графиков такова: при встречном ветре нужно двигаться с меньшими углами атаки (то есть, с большей приборной скоростью, чем оптимальная в штиль), а при попутном ветре — наоборот, угол атаки нужно брать больше, чем в штиль (то есть, двигаться с приборной скоростью меньше, чем оптимальная). Тогда потребление топлива на единицу пути будет минимально возможным (для данной конкретной скорости ветра).

Что, в принципе, понятно и без графиков: при встречном ветре сокращаем время полета, чтоб встречняк смог меньше утащить нас назад; при попутном увеличиваем время полета, дав возможность ветру дольше помогать нам.

А при изменении скорости на два узла угол атаки изменился бы на такую ничтожную величину, что ее даже ваш индикатор угла атаки не отобразил бы.

Агр-р-р-х! (рычит)

Серёжа, вот сейчас Вы рассуждаете, как теоретик!

Ну прилепите, прилепите, ради бога, AOA indicator к Вашему самолёту и погоняйте его в окрестностях оптимальной приборной скорости во всех четырёх «опорных» точках по текущему gross weight (оптимальных скоростей тоже будет четыре штуки). Тогда Вы не будете говорить таких слов, как в приведённой выше цитате.

(Делает страдальческое лицо и зажимает уши руками, чтобы не слышать таких слов, как в приведённой выше цитате.)

Что, в принципе, понятно и без графиков: при встречном ветре сокращаем время полета, чтоб встречняк смог меньше утащить нас назад; при попутном увеличиваем время полета, дав возможность ветру дольше помогать нам.

Графики нужны не для общего понимания, а для того, чтобы определить вполне конкретную оптимальную скорость.

Набор слов какой-то.

Изменяем режим работы двигателей, но не режим горизонтального полёта, как его трактует РЛЭ. Здесь просто получается игра слов на двух различных значениях термина «режим».

В РЛЭ все три вида крейсерского режима обычно обычно привязываются к заданной постоянной высоте. То бишь горизонтальный полёт подразумевается по умолчанию.

Повышенное внимание мильному расходу уделяется потому, что Сергею предстоит лететь на расстояние, близкое к максимальной дальности полёта используемой машины. Именно для таких случаев и предусмотрен режим наибольшей дальности полёта.

Режим наибольшей дальности предусмотрен для полётов в штиль или с попутной составляющей ветра.

Описание к модели MAAM R4D рекомендует:

1. Climb and Cruise MP settings are for a standard day. To find settings for other temperatures and BHP outputs, and the fuel consumption at these settings, see USAF T.O. 1C-47 Flight Manual sections A4 and A5.

Документ, на который они ссылаются, здесь — USAF T.O. 1C-47 Flight Manual

Если КПМ находится от НМП на расстоянии, близком к предельной дальности полёта, то приходится лететь в режиме наибольшей дальности, и соблюдение этого режима, да, тоже становится целью. (Но целью промежуточной, подчинённой главной цели — достижению КПМ.)

Угу, за двумя зайцами…

Не знаю, как там над Северным полюсом, но в Атлантике мне обычно вот такие ветра попадаются на 5-7 тыс.футов.

На Дакоте иногда проще обойти где-то, чем впустую жечь топливо.

Нет. В РЛЭ он не подразумевается по умочанию. Там написано полностью (цитирую): «крейсерские скорости самолёта в горизонтальном полёте«. (Это из РЛЭ Ан-2, которое сейчас болтается у меня на рабочем столе.)

Да это понятно. В наборе и снижении свои крейсерские. Я имел ввиду то, что «режим» подразумевается обычно у двигателя. А набор, снижение, горизонтальный полёт так и называют обычно, своими словами, без добавления «режим«. Хотя, всякое встречается. Но я, в этом обсуждении под режимом подразумевал исключительно режим двигателя.

Сам изобрёл? Если нет, то поделись, пожалуйста, источником. В РЛЭ того же Ан-2 таких ограничений не только нет, но и не может быть в принципе.

Потому что Ан-2 почти ездит, а не летает, такие моменты не учтёшь на нём в принципе

Сам не изобретал, попадалось где-то, название книжки не помню, но распечатки сохранились.

Вот тут про выбор режима (двигателя) для встречного ветра.

«Оптимальный угол атаки» вы сами привели для дефолтного DC-3 пару страниц назад: 2,8 градуса.

Балансируем самолет и находим «оптимальную скорость» для «оптимального угла атаки». У меня получилось 86KIAS. Смотрим +-2kt от нее и внимательно следим за АОА:

<картинки>

Наташа, где катастрофа? В упор не вижу.

Я говорила о какой-то катастрофе? Нет. Зато Вы говорили о том, что указатель угла атаки не отреагирует на изменение приборной скорости на пару узлов. Теперь Вы сами убедились, что отреагировал, и весьма отчётливо. Изменение угла атаки составило, насколько могу разглядеть, 0.4^o. Это не маленькая величина, когда речь об экономии топлива.

В конце эксперимента разобрало любопытство: какой же у нас расход на «оптимальной скорости»? По-бырому, «на ходу» прилепил расходомер (поэтому его и нет на первых двух шотах).

108gph на 101kt => 1.07g/nm

Кошмарный сон.

…

А теперь давайте-ка попробуем «по-нашему, по-бразильски».

…

54gph на 121 kt => 0.45g/nm

Ну и у кого из нас режим оптимальнее?

Угол атаки «.28», который Вы выставили в своём первом полёте, это угол атаки, равный 5.6^o. Я же об’ясняла, рекомендуя прибор, что он проградуирован в единицах, равных 20 градусам.

Таким образом, пред’явив Ваши «данные по-бразильски», Вы только подтвердили правильность моих данных. Правда, ошиблись на 0.2^o, но это можно об’яснить и усталостью, и спешкой, и желанием спать. Я не в претензии.

А результат Вашего первого полёта, ясное дело, полностью аннулируется как грубая ошибка эксперимента.

Наташа, ваша первая ошибка: АОА показывает ни фига не угол атаки крыла, а угол атаки самолета. Это мне стало совершенно очевидно, едва я увидел что он показывает

Это что-то меняет? По существу рассматриваемого вопроса? Речь шла и идёт не об измерении углов атаки крыла как таковых, а об использовании этого прибора для определения экономичной приборной скорости и о поддержании оптимального угла атаки в процессе полёта. Обе эти задачи прибор позволяет решить просто, быстро и правильно.

Все, что он может — это показывать приближение к критическим углам атаки. Причем, именно для Лирджета, с его полярой крыла. Для любого другого самолета, с другим крылом, этот прибор бесполезен вообще.

Прибор прекрасно показывает приближение к критическому углу атаки на любом самолёте. Для этого нужны всего две вещи: (1) не быть ребёнком и не смотреть на «красненькое» и (2) знать и помнить наизусть критический угол атаки того самолёта, на котором Вы летите.

А режим максимального аэродинамического качества эмпирически прекрасно определяется без всяких углов атаки — просто по скоростям.

А кто спорит? Способы есть разные.

Я описала тот способ определения выгоднейшей скорости как один из простейших, и если Вы сумеете предложить что-то ещё более простое и быстрое в исполнении, то я буду Вашей первейшей ученицей.

И имея скорость максимального качества, уже можно подбирать к ней режим двигателей.

Слава богу, наконец Вы отвязались от режима (как доминирующего фактора) и стали мыслить, в первую очередь, категориями аэродинамики. Это реальный сдвиг.

Только учтите, что наиболее выгодную скорость нужно периодически пересчитывать (по мере уменьшения gross weight), а вот оптимальный угол атаки пересчитывать не нужно, он — константа. Поэтому если на борту есть указатель AOA, то в пять раз проще работать с углом атаки, чем со скоростью.

Если дать самолету возможность «спускаться вниз, как ему заблагорассудиться», он выйдет на балансировочную скорость, а не на скорость максимального аэродинамического качества.

Перечитайте тот мой пост, и Вы ясно увидите, что приписали мне слова, которых я не говорила.

Когда прочтёте, Вам станет ясно, что планирование в том методе — это всего лишь способ быстро поймать одно-двух градусную окрестность оптимального угла атаки для её дальнейшего быстрого «прощупывания». Всего-навсего.

АОА показывает ни фига не угол атаки крыла, а угол атаки самолета. Это мне стало совершенно очевидно, едва я увидел что он показывает (если хотите, потом в XML-код могу заглянуть, но сейчас просто сил нет). А самолет проектируется так, чтобы на крейсерских режимах создавать наименьшее лобовое сопротивление. То есть, фюзеляж при нормальной загрузке и на крейсерской скорости должен быть ориентирован по потоку, АОА при этом в идеале должен показывать ноль.

Если фюзеляж ориентирован по потоку в горизонтальном полёте, то ноль покажет указатель тангажа, а не указатель угла атаки. Указатель УА указывает, всё таки, угол атаки крыла, ибо никого внутри разрешённых режимов не волнует срыв потока с фюзеляжа; а вот с крыла — очень даже. И дальнемагистралы в крейсерском полёте идут с небольшим положительным тангажом, что и отображается на авиагоризонте. На указателе УА при этом другое значение.

Я говорила о какой-то катастрофе?

В то же время на изменения угла атаки (в окрестностях оптимального угла атаки) самолёт всегда реагирует очень болезненно (особенно в направлении бОльших углов).

Здесь сразу две ошибки.

1) Не «в окрестностях оптимального угла атаки», а «на скоростях, близких к скорости сваливания». Вы по своей методе, полностью ошибочной (но об этом ниже), определяете не угол атаки максимального аэродинамического качества, а что-то близкое к углу атаки на скорости минимального снижения, а в этих режимах полета угол атаки действительно реагирует довольно «болезненно» на любое изменение скорости, особенно в сторону «больших углов», сиречь «низких скоростей». Все верно, там у поляры как раз резкий перегиб, так и должно быть. А на скорости макс. качества поляра почти линейна, и разницы там нет почти никакой.

Вы не думайте, я вчера провел целую серию испытаний, в том числе и на скоростях 120 и 130 kt, которые я лично считаю более близкими к скорости максимального качества. Я просто не стал публиковать результаты этих экспериментов. Так вот, на этих скоростях стрелка АОА отклонялась на столь малую величину, что заметить это можно было только быстро-быстро щелкая слоями в фотошопе. Там и десятой долей градуса не пахло.

Самолет вел себя именно так, как и должен себя вести на скоростях вблизи скорости максимального качества — весьма стабильно. Любой планерист знает, что диапазон скоростей максимального качества можно считать равным +- 5% от реальной скорости максимального качества. То есть, если скорость максимального аэродинамического качества планера равна 85 км/ч, то качество можно считать примерно равным в диапазоне 80-90 км/ч. В этом диапазоне качество планера практически не изменяется, равно как и угол атаки. А вы мне про какие-то «фатальные последствия» при разнице в скоростях 2%.

А вот если планер «загнать» на 70 км/ч (при скорости сваливания 60 км/ч), то там да, каждые 2 км/ч будут существенно влиять на аэродинамическое качество. Ибо режим уже близок к критическому, и поляра изгибается довольно круто.

Угол атаки «.28», который Вы выставили в своём первом полёте, это угол атаки, равный 5.6^o. Я же об’ясняла, рекомендуя прибор, что он проградуирован в единицах, равных 20 градусам.

1) Где вы это написали? Еще раз перечитал тред, не нашел.

2) С чего вы решили что именно 20 градусам? Потому что красная зона должна начинаться с примерно 15 градусов?

Наташа, солнышко, это справедливо только для профилей старика Жуковского. Ламинарные профили, один из которых используется на Лирджете, срывается НАМНОГО раньше!

И АОА отградуирован именно в ГРАДУСАХ, а не в килопопугаях.

Это что-то меняет? По существу рассматриваемого вопроса? Речь шла и идёт не об измерении углов атаки крыла как таковых, а об использовании этого прибора для определения экономичной приборной скорости и о поддержании оптимального угла атаки в процессе полёта. Обе эти задачи прибор позволяет решить просто, быстро и правильно.

Напротив: медленно и долго. Короче, это способ для тех, кто любит стоя и в гамаке.

Я описала тот способ определения выгоднейшей скорости как один из простейших, и если Вы сумеете предложить что-то ещё более простое и быстрое в исполнении, то я буду Вашей первейшей ученицей.

Я не только предлагаю, я его буквально НАВЯЗЫВАЮ вам третий день. А вы упорно не хотите слушать

Ну, не хотите — не надо, оставайтесь в плену своих убеждений.

Когда прочтёте, Вам станет ясно, что планирование в том методе — это всего лишь способ быстро поймать одно-двух градусную окрестность оптимального угла атаки для её дальнейшего быстрого «прощупывания». Всего-навсего.

Наташа, ну какой смысл в этой «окрестности», если вы даже ее определяете неправильно?

1) Планировать надо с заглушенными двигателями. Любой аэродинамик знает, что лобовое сопротивление пропеллера(-ов) на ХХ равно лобовому сопротивлению тонкой пластины площадью, эквивалентной площали ометания пропеллера(-ов). Переводя этот набор букв на человечий язык — предствьте на минуту, что блестящие полупрозрачные диски вращающихся винтов материализовались и стали металлическими пластинами. Посмотрите на самолет, и вы сами поймете, что это сопротивление будет больше, чем сопротивление от выпущенных шасси, механизации крыла и створок капотов вместе взятых.

Итак, макс. аэродинамическое качество определяется ТОЛЬКО при остановленных пропеллерах.

2) Вы спутали скорость макс. аэродинамического кач-ва и балансировочную скорость, я вчера уже об этом писал. Это примерно такая же разница, как между закатом и ужином. И то, и другое вечером, но вещи между собой никак не взаимосвязанные.

3) Определять экстремум кривой по трем точкам — точность ниже плинтуса. Через три точки можно провести бесконечное кол-во разных кривых. Точек надо иметь минимум пять.

Каждая из этих ошибок, уже сама по себе, приводит к неверному результату. А когда они влияют на результат все вместе — бог знает что получается на выходе.

Сергей, какая наивыгоднейшая скорость горизонтального полета на твоем самолете? Она известна из источников?