ВИФ2 NE: Ветка : Re: Спасибо

От	SSC
К	jazzist
Дата	19.08.2021 09:28:27
Рубрики	WWII; ВВС; 1941;

Re: Спасибо

Здравствуйте!
>
>>Посмотрел бегло, на большее пока нет времени.
>
>>> https://cloud.mail.ru/public/LAiE/iwQwVopS9
>>>цаговская статья 1942 г и рецензия Остославского
>>
>>Переход от (1) к (2) не очевиден, мягко говоря.
>
>от формулы (1) к (2)? производная неявной функции Vmax(p)... (1) дифференцируется по V и р, потом результат делят на dp и приравнивают dVmax/dp к 0, получается (2).

Я в курсе математических правил. По хорошему, в статье должны быть показаны основные этапы вывода конечной формулы, чтобы читатель мог оценить корректность вывода. А то ведь правила математики знают многие, а (например) шестимерный интеграл из 20 знающих человек на практике могут корректно взять 1-2, остальные теряют элементы в процессе многократного переписывания. Это не говоря о том, что dVmax/dp = 0 может случиться далеко не один раз, а ещё и в точке локального минимума )).

>>> https://cloud.mail.ru/public/cC2M/B42ycZmoK
>>>работа Келли Джонсона, на которую ссылаются
>>
>>Ни слова про нагрузку на крыло не заметил.
>
>то есть как? A rapid tendency toward higher wing loadings and lower power loadings can be noted, brought about by the desire for higher speed and greater load carrying ability of the fighter aircraft итд итп

Спасибо, нашёл. И что мы видим у Джонсона:

нагрузка кг/м2 - скорость км/ч
147 660
220 +41
293 +33

Как то уж очень сильно не совпадает с выводами в статье Колосова, не правда ли?

В статье Джонсона кстати есть ещё один интересный момент:
There is no theoretical reason and little practical evidence to show that lower drag per horsepower can be obtained with a liquid-cooled installation than can be obtained with the air-cooled type.
А наша наука, напомню, аргументированно заявила в 1939 о совершенно противоположном выводе, и потом, внезапно, выяснилось, что погорячились. Репутация-с.

>>> https://ntrs.nasa.gov/citations/19930094491
>>>перевод на английский диссертации Гётерта
>>
>>Не открывается.
>
> https://cloud.mail.ru/public/thah/8vXaojBRk

>че-то NTRS насовский себя интересно ведет, дашь тут ссылку и он блокирует доступ, через некоторое время открывает назад. Уже не в первый раз такое произошло.

VPN не помог, будем ждать...

С уважением, SSC

От	jazzist
К	SSC (19.08.2021 09:28:27)
Дата	19.08.2021 11:53:38

Re: Спасибо

>Я в курсе математических правил. По хорошему, в статье должны быть показаны основные этапы вывода конечной формулы, чтобы читатель мог оценить корректность вывода.

там нет этапов, простейшая выкладка. никогда такого в статьях не пишут.

>Спасибо, нашёл. И что мы видим у Джонсона:

>нагрузка кг/м2 - скорость км/ч
>147 660
>220 +41
>293 +33

>Как то уж очень сильно не совпадает с выводами в статье Колосова, не правда ли?

совпадает прекрасно. Вот я взял самолет из статьи Колосова с сигмой 0,14 м2, 650 км/ч на 5 км, нагрузка около 170 кг/м2, посчитал ему по этой расчетной точке (черная на графике) профильное сопротивление, задал колосовский же закон изменения площади ГО и численно решил уравнение (1) для остальных нагрузок. Итог:

[30K]

отличное совпадение с Джонсоном, с учетом того, что сами расчеты на очень приближенных входных данных основаны, а входные данные Джонсона вообще неизвестны. Всё там правильно Колосов пишет на стр. 11, когда описывает свою фиг.3.

>В статье Джонсона кстати есть ещё один интересный момент:
>There is no theoretical reason and little practical evidence to show that lower drag per horsepower can be obtained with a liquid-cooled installation than can be obtained with the air-cooled type.
>А наша наука, напомню, аргументированно заявила в 1939 о совершенно противоположном выводе, и потом, внезапно, выяснилось, что погорячились. Репутация-с.

а где такая публикация есть, что вот именно о совершенно противоположном заявила наука?

https://cloud.mail.ru/public/thah/8vXaojBRk

>VPN не помог, будем ждать...

зачем ждать? я на облако майл.ру выложил. ссылка выше. она работает.

>С уважением, SSC
ша-ба-да-ба-да фиА...

От	SSC
К	jazzist (19.08.2021 11:53:38)
Дата	22.08.2021 02:59:48

Продолжим разбор статьи

Здравствуйте!

>>Я в курсе математических правил. По хорошему, в статье должны быть показаны основные этапы вывода конечной формулы, чтобы читатель мог оценить корректность вывода.
>
>там нет этапов, простейшая выкладка. никогда такого в статьях не пишут.

А графическое решение кубического уравнения, которое например подробно расписывается далее, или там же подробное выписывание расчётов по простейшим формулам - это видимо что-то архисложное, уровень теории струн. Не катит Ваш аргумент.

Двинемся далее. После вывода (где-то глубоко в уме) формулы (2), позволяющей определить величину "оптимальной" нагрузки на крыло p* для максимально возможной (по параметру p*) скорости Vmax*, автор подставляет формулу (2) в формулу (1) и получает формулу (3), которая с разумным приближением применима лишь в окрестностях точки, где p=p* и соответстенно Vmax=Vmax*. Далее, автор производит вычисление p* для более-менее практического самолёта и получает p* = 394 кг/м2. При практических значениях p в диапазоне 150 (имеющиеся ЛА) - 220 (смелые проекты), это означает что формулы (2) и (3) никакого практического значения не имеют, и зачем их выводил автор в контексте его замаха - совершенно не понятно.

Покончив с теорией, автор, несмотря на отсутствие практически полезных теоретических результатов, "замахивается на Уильяма, нашего, Шекспира", то бишь начинает главу с названием "Анализ влияния увеличения нагрузки на крыло на основные лётные и конструктивные данные самолёта". Глава начинается с малополезного словоблудия примерно на страницу, после чего автор начинает анализ влияния нагрузки на крыло типового истребителя (стартовые ТТХ Як-1) и типового бомбера (Пе-2). И здесь автору удаётся удивить вдумчивого читателя следующим заявлением: "Расчёт проводился указанным выше методом." Каким именно? Методом определения оптимальной нагрузки на крыло, которая получается в 2.5 раз выше текущей? Загадка. Разгадать эту загадку по ходу чтения, увы, не удаётся, т.к. автор, ВНЕЗАПНО, опять становится предельно лапидарен, и просто рисует два графика Vmax = f(p) по результатам своих вычислений одному ему известным способом. "Джентльменам верят на слово!". Согласно автору, при повышении нагрузки со 150 до 200 кг/м2, скорость истребителя увеличивается всего на 14 км/ч, а с 200 до 250 - на жалкие 7 км/ч. Автору становится очевидно, что "увеличение нагрузки на крыло... даёт ничтожные результаты".

Сделав революционный вывод, автор переходит к планомерному прикрытию задницы, по другому это трактовать трудно. А именно, вспоминает, что в мире существует не только передовая советская наука, но и ещё более передовая капиталистическая, которая в лице тов. Джонсона, получила несколько другие цифры, а именно (получаем интерполированием данных Джонсона): при росте нагрузки 150->200 прирост скорости современного (1941) истребителя составит 30 км/ч, при 200->250 прирост будет 25 км/ч. И это при стартовых 660 км/ч, когда доля индуктивного сопротивления крыла заметно ниже, чем при стартовых 605 км/ч у Колосова. Объяснение этому находится гениальное - Джонсон описывает неправильный истребитель!, а именно самолёт с "исключительно хорошей отделкой при безукоризненной аэродинамике внешних форм (имеется в виду паро-водяное поверхностное охлаждение по типу самолёта He-100.") Из процитированного тезиса можно предположить, что то ли Колосов по английски очень слаб и статью Джонсона изучал по немногим имеющимся там картинкам, то ли статью Колосов хладнокровно писал для людей, по английски не читающих. Ибо в статье Джонсона совершенно чётко описывается истребитель с обычной радиаторной системой охлаждения ИЛИ с воздушным охлаждением, каковые по мнению Джонсона в аэродинамическом плане эквивалентны.

Короче говоря, эта статья не годится, давайте следующую.

>>В статье Джонсона кстати есть ещё один интересный момент:
>>There is no theoretical reason and little practical evidence to show that lower drag per horsepower can be obtained with a liquid-cooled installation than can be obtained with the air-cooled type.
>>А наша наука, напомню, аргументированно заявила в 1939 о совершенно противоположном выводе, и потом, внезапно, выяснилось, что погорячились. Репутация-с.
>
>а где такая публикация есть, что вот именно о совершенно противоположном заявила наука?

Например, в требованиях на новые типы самолётов от 1939 года.

> https://cloud.mail.ru/public/thah/8vXaojBRk

>>VPN не помог, будем ждать...
>
>зачем ждать? я на облако майл.ру выложил. ссылка выше. она работает.

Не понял сразу, спасибо. Почитаем.

С уважением, SSC

От	jazzist
К	SSC (22.08.2021 02:59:48)
Дата	27.08.2021 04:15:36

Re: Продолжим разбор...

>Здравствуйте!

>>>Я в курсе математических правил. По хорошему, в статье должны быть показаны основные этапы вывода конечной формулы, чтобы читатель мог оценить корректность вывода.
>>
>>там нет этапов, простейшая выкладка. никогда такого в статьях не пишут.
>
>А графическое решение кубического уравнения, которое например подробно расписывается далее, или там же подробное выписывание расчётов по простейшим формулам - это видимо что-то архисложное, уровень теории струн. Не катит Ваш аргумент.

как уже указывалось недавно, Вы теряете временной контекст. Речь идет о времени, когда арифмометр был в дефиците. В те годы было важнее показать как вычислить, чем приводить выкладки, тем более элементарнейшие. Хотите верьте, хотите нет, от формулы (1) к (2) у Колосова я перешел в уме. Гетерт, кстати, в своей работе тоже не счел нужным выводить эту формулу (2), он её просто написал. Считается, что читатель аналитические выкладки в состоянии проделывать сам. А вот показать как графически решал автор кубическое уравнение, да, это стоило сделать (миллиметровка и карандаш не столь дефицитна, как арифмометр). И показать, как пользоваться формулами с минимумом вычислительных затрат тоже стоило. Там дело не в том, что формулы элементарные, а в том, что они означают и как ими пользоваться.

>Двинемся далее. После вывода (где-то глубоко в уме) формулы (2), позволяющей определить величину "оптимальной" нагрузки на крыло p* для максимально возможной (по параметру p*) скорости Vmax*, автор подставляет формулу (2) в формулу (1) и получает формулу (3), которая с разумным приближением применима лишь в окрестностях точки, где p=p* и соответстенно Vmax=Vmax*.

(3) применимо только в точке р*, и ни в какой её окрестности.

>Далее, автор производит вычисление p* для более-менее практического самолёта и получает p* = 394 кг/м2. При практических значениях p в диапазоне 150 (имеющиеся ЛА) - 220 (смелые проекты), это означает что формулы (2) и (3) никакого практического значения не имеют, и зачем их выводил автор в контексте его замаха - совершенно не понятно.

это делается для того, чтобы проиллюстрировать тот факт, что для самолета в примере (Vmax=660) даже дикая нагрузка, которая, тем не менее, оптимальна по Vmax, дает только 682 км/ч. А заодно продемонстрировать, как можно это быстро оценить с минимумом затрат времени.

>Покончив с теорией, автор, несмотря на отсутствие практически полезных теоретических результатов, "замахивается на Уильяма, нашего, Шекспира", то бишь начинает главу с названием "Анализ влияния увеличения нагрузки на крыло на основные лётные и конструктивные данные самолёта". Глава начинается с малополезного словоблудия примерно на страницу,

Вы снова потеряли временной контекст. Механизация единственное средство повышать нагрузку на крыло, если всё остальное остается неизменным. На 1942 г это сравнительно новая технология, ей в широкой практике менее 10 лет, хотя заниматься ею начали почти сразу после ПМВ. Отказ щитков, например, на И-185 М-71 даст посадочную скорость 187 км/ч. На Ла-5 при отказе щитков она была 170 и проблем с этим у летного состава была масса (там гидравлика и это оказалось достаточно частым явлением, у И-185 и Як-1 пневматика). Так погиб Клубов, емнип.

Колосов правильно пишет, что придется засовывать шасси в крыло тоньше. Ваша едкость совершенно неуместна, Вы просто не понимаете про что он пишет и для кого.

>после чего автор начинает анализ влияния нагрузки на крыло типового истребителя (стартовые ТТХ Як-1) и типового бомбера (Пе-2). И здесь автору удаётся удивить вдумчивого читателя следующим заявлением: "Расчёт проводился указанным выше методом." Каким именно? Методом определения оптимальной нагрузки на крыло, которая получается в 2.5 раз выше текущей? Загадка.

Графическим решением уравнения уже не (3), а (1). С заданным законом изменения площади ГО и в предположении постоянного веса. Он писал для людей втянутых в работу, а не для пикейных жилетов. Чертится та же кубическая парабола и прямая удельной мощности с коэффициентами. Под прямой рисуют уже гиперболу вида к/V.

>Разгадать эту загадку по ходу чтения, увы, не удаётся, т.к. автор, ВНЕЗАПНО, опять становится предельно лапидарен, и просто рисует два графика Vmax = f(p) по результатам своих вычислений одному ему известным способом. "Джентльменам верят на слово!". Согласно автору, при повышении нагрузки со 150 до 200 кг/м2, скорость истребителя увеличивается всего на 14 км/ч, а с 200 до 250 - на жалкие 7 км/ч. Автору становится очевидно, что "увеличение нагрузки на крыло... даёт ничтожные результаты".

>Сделав революционный вывод, автор переходит к планомерному прикрытию задницы, по другому это трактовать трудно. А именно, вспоминает, что в мире существует не только передовая советская наука, но и ещё более передовая капиталистическая, которая в лице тов. Джонсона, получила несколько другие цифры, а именно (получаем интерполированием данных Джонсона): при росте нагрузки 150->200 прирост скорости современного (1941) истребителя составит 30 км/ч, при 200->250 прирост будет 25 км/ч. И это при стартовых 660 км/ч, когда доля индуктивного сопротивления крыла заметно ниже, чем при стартовых 605 км/ч у Колосова. Объяснение этому находится гениальное - Джонсон описывает неправильный истребитель!, а именно самолёт с "исключительно хорошей отделкой при безукоризненной аэродинамике внешних форм (имеется в виду паро-водяное поверхностное охлаждение по типу самолёта He-100.") Из процитированного тезиса можно предположить, что то ли Колосов по английски очень слаб и статью Джонсона изучал по немногим имеющимся там картинкам, то ли статью Колосов хладнокровно писал для людей, по английски не читающих. Ибо в статье Джонсона совершенно чётко описывается истребитель с обычной радиаторной системой охлаждения ИЛИ с воздушным охлаждением, каковые по мнению Джонсона в аэродинамическом плане эквивалентны.

Никакого значения вид охлаждения не имеет. Значение имеет вредное сопротивление. Джонсон рассматривает самолеты исключительно чистые аэродинамически, это следует из приведенных им цифр. Вот тут уже Гетерт не поленился и привел столбики сопротивлений. Прекрасно видно за счет чего уменьшение крыла может дать выигрыш в скорости

https://ic.pics.livejournal.com/demyan/1382987/37272/37272_original.png

Если вредное сопротивление (residual drag area) велико, то никакие игры с балансом профильного и индуктивного сопротивлений в режиме Vmax не помогут. Овчина не стоит выделки. Гетерт, кстати, в качестве примеров рассматривает тоже исключительно чистые аэродинамически самолеты. Воздушное охлаждение обычно дает бОльшее вредное сопротивление, но если удастся его снизить - отлично. Только это не имеет отношения к анализу нагрузок, источников вредного сопротивления на самолете и без этого много.

В качестве примера можно привести такие данные, в любимых тогда площадях, обозначенных у Колосова сигмой (без профильного сопротивления крыла, но с учетом ГО):

Як-1 №2029, летные испытания 1941 г - 0.2677 м2
тот же Як-1, но расчет (для того, чтобы сравнивать с остальными, для которых данных испытаний у меня нет, и понимать ограничения расчета) - 0.2464
проект И-187 (сводку сопротивлений привел уважаемый gull) - 0.2709

ниже цифры расчетные:
Р-47В 1942 - 0.3069
F-8F-2 - 0.4937
Супермарин S.6B - 0.3235
Макки М.72 - 0.2754
Не 100V-8 - 0.1013
Me 209V-1 - 0.1508

хотя цифирь примерная, но качественно правильная, Хе 100 был лучше выполнен, чем Ме 209, это известный факт. Прекрасно видно, что такое аэродинамически чистый самолет. Гетерт, кстати, для своей фиг. 24 берет истребитель с 600 км/ч и сигмой 0,161 м2. Сравните с Колосовым сами.

>Короче говоря, эта статья не годится, давайте следующую.

Вы её не поняли.

>>а где такая публикация есть, что вот именно о совершенно противоположном заявила наука?
>
>Например, в требованиях на новые типы самолётов от 1939 года.

ну да, ну да... при этом, по-прежнему ждали И-180 и И-28. Более того, наука ТТТ на самолеты не выдвигает.

ша-ба-да-ба-да фиА...

От	SSC
К	jazzist (27.08.2021 04:15:36)
Дата	07.09.2021 10:32:36

Re: Продолжим разбор...

Здравствуйте!

>
>>>>Я в курсе математических правил. По хорошему, в статье должны быть показаны основные этапы вывода конечной формулы, чтобы читатель мог оценить корректность вывода.
>>>
>>>там нет этапов, простейшая выкладка. никогда такого в статьях не пишут.
>>
>>А графическое решение кубического уравнения, которое например подробно расписывается далее, или там же подробное выписывание расчётов по простейшим формулам - это видимо что-то архисложное, уровень теории струн. Не катит Ваш аргумент.
>

>как уже указывалось недавно, Вы теряете временной контекст. Речь идет о времени, когда арифмометр был в дефиците. В те годы было важнее показать как вычислить

Потенциальные читатели статьи (Яковлев, Поликарпов, и др.) не знали как вычислить? Риторический вопрос.

>>Покончив с теорией, автор, несмотря на отсутствие практически полезных теоретических результатов, "замахивается на Уильяма, нашего, Шекспира", то бишь начинает главу с названием "Анализ влияния увеличения нагрузки на крыло на основные лётные и конструктивные данные самолёта". Глава начинается с малополезного словоблудия примерно на страницу,
>
>Вы снова потеряли временной контекст. Механизация единственное средство повышать нагрузку на крыло, если всё остальное остается неизменным. На 1942 г это сравнительно новая технология, ей в широкой практике менее 10 лет, хотя заниматься ею начали почти сразу после ПМВ. Отказ щитков, например, на И-185 М-71 даст посадочную скорость 187 км/ч. На Ла-5 при отказе щитков она была 170 и проблем с этим у летного состава была масса (там гидравлика и это оказалось достаточно частым явлением, у И-185 и Як-1 пневматика). Так погиб Клубов, емнип.

Самолёт строится для боя, если его ТТХ будут низкие - его собьют и до посадки он вообще не долетит, или он не будет выполнять свои задачи, и тогда вообще это выброшенные деньги. Покупка высоких ТТХ повышенным риском посадочных операций - вполне рядовое явление для того времени, можно вспомнить тот же Корсар, или Б-26.

>Колосов правильно пишет, что придется засовывать шасси в крыло тоньше. Ваша едкость совершенно неуместна, Вы просто не понимаете про что он пишет и для кого.

Это Вы не понимаете, что те, для кого он пишет, в вопросах конструирования и увязки различных элементов разбираются куда лучше, чем Колосов.

>>после чего автор начинает анализ влияния нагрузки на крыло типового истребителя (стартовые ТТХ Як-1) и типового бомбера (Пе-2). И здесь автору удаётся удивить вдумчивого читателя следующим заявлением: "Расчёт проводился указанным выше методом." Каким именно? Методом определения оптимальной нагрузки на крыло, которая получается в 2.5 раз выше текущей? Загадка.
>
>Графическим решением уравнения уже не (3), а (1). С заданным законом изменения площади ГО и в предположении постоянного веса. Он писал для людей втянутых в работу, а не для пикейных жилетов. Чертится та же кубическая парабола и прямая удельной мощности с коэффициентами. Под прямой рисуют уже гиперболу вида к/V.

Это и ежу понятно. В итоге, автор по факту посвятил научную часть исследования графическому методу решения кубического уравнения. Большой научной ценности труд, эпохальный можно сказать.

>>Разгадать эту загадку по ходу чтения, увы, не удаётся, т.к. автор, ВНЕЗАПНО, опять становится предельно лапидарен, и просто рисует два графика Vmax = f(p) по результатам своих вычислений одному ему известным способом. "Джентльменам верят на слово!". Согласно автору, при повышении нагрузки со 150 до 200 кг/м2, скорость истребителя увеличивается всего на 14 км/ч, а с 200 до 250 - на жалкие 7 км/ч. Автору становится очевидно, что "увеличение нагрузки на крыло... даёт ничтожные результаты".
>
>>Сделав революционный вывод, автор переходит к планомерному прикрытию задницы, по другому это трактовать трудно. А именно, вспоминает, что в мире существует не только передовая советская наука, но и ещё более передовая капиталистическая, которая в лице тов. Джонсона, получила несколько другие цифры, а именно (получаем интерполированием данных Джонсона): при росте нагрузки 150->200 прирост скорости современного (1941) истребителя составит 30 км/ч, при 200->250 прирост будет 25 км/ч. И это при стартовых 660 км/ч, когда доля индуктивного сопротивления крыла заметно ниже, чем при стартовых 605 км/ч у Колосова. Объяснение этому находится гениальное - Джонсон описывает неправильный истребитель!, а именно самолёт с "исключительно хорошей отделкой при безукоризненной аэродинамике внешних форм (имеется в виду паро-водяное поверхностное охлаждение по типу самолёта He-100.") Из процитированного тезиса можно предположить, что то ли Колосов по английски очень слаб и статью Джонсона изучал по немногим имеющимся там картинкам, то ли статью Колосов хладнокровно писал для людей, по английски не читающих. Ибо в статье Джонсона совершенно чётко описывается истребитель с обычной радиаторной системой охлаждения ИЛИ с воздушным охлаждением, каковые по мнению Джонсона в аэродинамическом плане эквивалентны.
>
>Никакого значения вид охлаждения не имеет. Значение имеет вредное сопротивление. Джонсон рассматривает самолеты исключительно чистые аэродинамически, это следует из приведенных им цифр.

С точностью до наоборот. Джонсон считает самолёты с двигателями воздушного и водяного охлаждения эквивалентными по аэродинамике, это исключает уровни 0.16м2, т.к. он достижим только при исключении сопротивления охлаждающих элементов.

>Если вредное сопротивление (residual drag area) велико, то никакие игры с балансом профильного и индуктивного сопротивлений в режиме Vmax не помогут. Овчина не стоит выделки. Гетерт, кстати, в качестве примеров рассматривает тоже исключительно чистые аэродинамически самолеты. Воздушное охлаждение обычно дает бОльшее вредное сопротивление, но если удастся его снизить - отлично. Только это не имеет отношения к анализу нагрузок, источников вредного сопротивления на самолете и без этого много.

Это всё софистика. Единственный важный вопрос таков: на сколько повысится скорость у конкретных самолётов при конкретном росте нагрузки. И тут мы видим, что у Джонсона при росте 150->250 получается +55 км/ч при стартовых 660 км/ч (8%), у Гётерта при 140->250 получается 27 км/ч при стартовых 450 км/ч (6%), что хорошо согласуется с данными Джонсона, т.к. у Г. самолёт двухмоторный. И это хорошо согласуется с выведенной Вами формулой.

У Колосова же получается при росте 150->250 всего 21 км/ч или 3.5%.

>Гетерт, кстати, для своей фиг. 24 берет истребитель с 600 км/ч и сигмой 0,161 м2. Сравните с Колосовым сами.

Вот это вообще не аргумент.

>>Короче говоря, эта статья не годится, давайте следующую.
>
>Вы её не поняли.

Я её понял достаточно, чтобы оценить уровень. Вместо того, чтобы заниматься заявленной целью исследования (смотрим как образец труд Гётерта), аффтар 90% статьи посвящает завываниями на темы как страшно жить, т.е. конструировать самолёты, и другими побочными рассуждениями. При этом минимум два раза прямо лжёт.

Нет никаких сомнений (безотносительно верности искомого числа 3.5%), что статья ангажирована и написана с целью продавить определённую точку зрения.

>>>а где такая публикация есть, что вот именно о совершенно противоположном заявила наука?
>>
>>Например, в требованиях на новые типы самолётов от 1939 года.
>
>ну да, ну да... при этом, по-прежнему ждали И-180 и И-28.

Диды видимо понимали, что самолёты после выкатки требований мгновенно не рождаются, и нужно пока производить то, что есть.

>Более того, наука ТТТ на самолеты не выдвигает.

Видимо ТТТ Сталин с Кагановичем на даче за бутылкой Киндзмараули придумывали.

С уважением, SSC

От	jazzist
К	SSC (07.09.2021 10:32:36)
Дата	09.09.2021 03:00:28

Re: Продолжим разбор...

>Потенциальные читатели статьи (Яковлев, Поликарпов, и др.) не знали как вычислить? Риторический вопрос.

в то время ННП и АСЯ вряд ли вообще что-то вычисляли самолично и задумывались как это делать, так... на салфетках, может, что и могли поприкидывать. Это не их работа, они по своим должностям уже другие задачи решали. Еще раз - Вы прикопались к тому, что Вам не взяли производную. Считалось и считается, что читатель сделает это сам. показать графический способ решить нелинейное уравнение - хороший тон.

>Самолёт строится для боя, если его ТТХ будут низкие - его собьют и до посадки он вообще не долетит, или он не будет выполнять свои задачи, и тогда вообще это выброшенные деньги. Покупка высоких ТТХ повышенным риском посадочных операций - вполне рядовое явление для того времени, можно вспомнить тот же Корсар, или Б-26.

да какая покупка?! У ННП с М-71 вес ВМГ взлетел нерасчетно, от этого и нагрузка выросла. У него с М-90 проектная нагрузка была 207, а не 235-240. И проект И-187 отнюдь не 240, а 215. Выигрыш по скорости с этой нагрузкой был менее 20 км/ч (к этой цифре не только я пришел, но и еще один человек). Он мог бы иметь нагрузку 190-200 как у Ла-5 или ФВ 190 и ничего бы не поменялось, маргинальный выигрыш.

>>Колосов правильно пишет, что придется засовывать шасси в крыло тоньше. Ваша едкость совершенно неуместна, Вы просто не понимаете про что он пишет и для кого.
>
>Это Вы не понимаете, что те, для кого он пишет, в вопросах конструирования и увязки различных элементов разбираются куда лучше, чем Колосов.

А что Вы знаете о Колосове? Колосов аэродинамик, тогда еще не отошли далеко друг от друга отдельные дисциплины и группы людей, занимающиеся обтеканием и динамикой полета. На тот момент у Колосова к.т.н. (тогдашний, а не девальвированный впоследствии) и он входил в коллектив, составлявший Руководство для конструкторов 1943 г., конкретно раздел "Аэродинамический расчет самолета". Это очень хорошая работа. За труды по улучшению аэродинамики серийных машин в 1943 Колосов получил Сталинскую премию, т.е. основная его деятельность была как раз связана с работой с промышленностью, а не с отвлеченными теориями и экспериментами. Так что он написал статью о том, в чем разбирался исключительно хорошо.

>Это и ежу понятно. В итоге, автор по факту посвятил научную часть исследования графическому методу решения кубического уравнения. Большой научной ценности труд, эпохальный можно сказать.

А если это Вам понятно, то зачем Вы спрашивали: "И здесь автору удаётся удивить вдумчивого читателя следующим заявлением: "Расчёт проводился указанным выше методом." Каким именно? Методом определения оптимальной нагрузки на крыло, которая получается в 2.5 раз выше текущей? Загадка." И что такого в графическом решении нелинейного уравнения?

>>Никакого значения вид охлаждения не имеет. Значение имеет вредное сопротивление. Джонсон рассматривает самолеты исключительно чистые аэродинамически, это следует из приведенных им цифр.
>
>С точностью до наоборот. Джонсон считает самолёты с двигателями воздушного и водяного охлаждения эквивалентными по аэродинамике, это исключает уровни 0.16м2, т.к. он достижим только при исключении сопротивления охлаждающих элементов.

ну давайте дадим слово самому Джонсону. Мало того, что как пример он привел сводку сопротивлений машины с жидкостным охлаждением, так он еще и написал, что такое по его мнению хороший истребитель:
When considering the drag of the single engine fighter airplane, the remarkable aerodynamic cleanliness of the present type can be shown by comparison with an equivalent flat plate area. The total drag for such an airplane at any given speed is no more than that of a flat plate 22 inches square. The poor designs, however, run up to twice this drag figure. A good twin-engine fighter can be represented in drag by a flat plate 27 inches square.

22*22*.0254*.0254=0,31 м2, это полное сопротивление, минус профильное крыла (площадь крыла Р-39 19,86 м2) при довольно небольшом Схпроф=0,0075 дает колосовскую сигму 0,31-(0,0075*19,86)=0,15 м2.

>Это всё софистика. Единственный важный вопрос таков: на сколько повысится скорость у конкретных самолётов при конкретном росте нагрузки. И тут мы видим, что у Джонсона при росте 150->250 получается +55 км/ч при стартовых 660 км/ч (8%), у Гётерта при 140->250 получается 27 км/ч при стартовых 450 км/ч (6%), что хорошо согласуется с данными Джонсона, т.к. у Г. самолёт двухмоторный. И это хорошо согласуется с выведенной Вами формулой.

>У Колосова же получается при росте 150->250 всего 21 км/ч или 3.5%.

Повторю - если крутнуть проект И-187, для которого есть сводка сопротивлений, то будет видно, что рост нагрузки со 180 до 225 даст прирост Vmax даже теоретически менее 20 км/ч, т.е. на реальном железе окажется еще меньше.

Вы так и не поняли - Колосов в статье берет уже быстрые самолеты, но с реальными сопротивлениями, которые дают заводы. Эти сопротивления он прекрасно знал. Джонсон берет машины с американским качеством постройки.

>Я её понял достаточно, чтобы оценить уровень. Вместо того, чтобы заниматься заявленной целью исследования (смотрим как образец труд Гётерта), аффтар 90% статьи посвящает завываниями на темы как страшно жить, т.е. конструировать самолёты, и другими побочными рассуждениями. При этом минимум два раза прямо лжёт.

предвзятое мнение дилетанта.

>>Более того, наука ТТТ на самолеты не выдвигает.
>
>Видимо ТТТ Сталин с Кагановичем на даче за бутылкой Киндзмараули придумывали.

а по-Вашему этим ЦАГИ занимался?

>С уважением, SSC
ша-ба-да-ба-да фиА...

От	SSC
К	jazzist (09.09.2021 03:00:28)
Дата	13.09.2021 19:41:26

Re: Продолжим разбор...

Здравствуйте!

>>Потенциальные читатели статьи (Яковлев, Поликарпов, и др.) не знали как вычислить? Риторический вопрос.
>
>в то время ННП и АСЯ вряд ли вообще что-то вычисляли самолично и задумывались как это делать, так... на салфетках, может, что и могли поприкидывать. Это не их работа, они по своим должностям уже другие задачи решали. Еще раз - Вы прикопались к тому, что Вам не взяли производную. Считалось и считается, что читатель сделает это сам. показать графический способ решить нелинейное уравнение - хороший тон.

Я прикопался к крайне странной манере подачи материала. Когда важные вопросы описываются предельно лапидарно, а рутинные стандартизованные решения задач расписываются крайне подробно, разбавляясь пространными рассуждениями на побочные темы. Никогда, ни в какие времена, это не считалось каким-то особым хорошим тоном или нормой.

>>Самолёт строится для боя, если его ТТХ будут низкие - его собьют и до посадки он вообще не долетит, или он не будет выполнять свои задачи, и тогда вообще это выброшенные деньги. Покупка высоких ТТХ повышенным риском посадочных операций - вполне рядовое явление для того времени, можно вспомнить тот же Корсар, или Б-26.
>
>да какая покупка?! У ННП с М-71 вес ВМГ взлетел нерасчетно, от этого и нагрузка выросла. У него с М-90 проектная нагрузка была 207, а не 235-240. И проект И-187 отнюдь не 240, а 215.

При проектировании практически любого истребителя нагрузка вырастала вопреки первоначальным ожиданиям ГК. У АСЯ, например, на Як-1 в процессе доводки выросла со 140-145 до 165-170 - это и есть плата за прогресс.

>>>Колосов правильно пишет, что придется засовывать шасси в крыло тоньше. Ваша едкость совершенно неуместна, Вы просто не понимаете про что он пишет и для кого.
>>
>>Это Вы не понимаете, что те, для кого он пишет, в вопросах конструирования и увязки различных элементов разбираются куда лучше, чем Колосов.
>
>А что Вы знаете о Колосове? Колосов аэродинамик, тогда еще не отошли далеко друг от друга отдельные дисциплины и группы людей, занимающиеся обтеканием и динамикой полета. На тот момент у Колосова к.т.н. (тогдашний, а не девальвированный впоследствии) и он входил в коллектив, составлявший Руководство для конструкторов 1943 г., конкретно раздел "Аэродинамический расчет самолета".

Вы доказали, что Колосова разбирался в аэродинамике. Наверное. Но в статье пишет обо всём на свете.

>>Это и ежу понятно. В итоге, автор по факту посвятил научную часть исследования графическому методу решения кубического уравнения. Большой научной ценности труд, эпохальный можно сказать.
>
>А если это Вам понятно, то зачем Вы спрашивали: "И здесь автору удаётся удивить вдумчивого читателя следующим заявлением: "Расчёт проводился указанным выше методом." Каким именно? Методом определения оптимальной нагрузки на крыло, которая получается в 2.5 раз выше текущей? Загадка."

Я эту статью несколько раз изучил детально, после этого можно догадаться об изгибах мысли автора. Но это никак не "хороший тон написания статей".

>>>Никакого значения вид охлаждения не имеет. Значение имеет вредное сопротивление. Джонсон рассматривает самолеты исключительно чистые аэродинамически, это следует из приведенных им цифр.
>>
>>С точностью до наоборот. Джонсон считает самолёты с двигателями воздушного и водяного охлаждения эквивалентными по аэродинамике, это исключает уровни 0.16м2, т.к. он достижим только при исключении сопротивления охлаждающих элементов.
>
>ну давайте дадим слово самому Джонсону.

Давайте.

>When considering the drag of the single engine fighter airplane, the remarkable aerodynamic cleanliness of the present type can be shown by comparison with an equivalent flat plate area. The total drag for such an airplane at any given speed is no more than that of a flat plate 22 inches square. The poor designs, however, run up to twice this drag figure. A good twin-engine fighter can be represented in drag by a flat plate 27 inches square.

Это Джонсон, да.

>22*22*.0254*.0254=0,31 м2, это полное сопротивление, минус профильное крыла (площадь крыла Р-39 19,86 м2) при довольно небольшом Схпроф=0,0075 дает колосовскую сигму 0,31-(0,0075*19,86)=0,15 м2.

А это уже не Джонсон. Почему Р-39, если Джонсон имел в виду явно не его? А мне вот больше нравится в качестве примера истребитель с "ламинарным" профилем, удлинением 6, и, допустим, 14м2. Навскидку сигма получается где-то 0.24 +-.

>>Это всё софистика. Единственный важный вопрос таков: на сколько повысится скорость у конкретных самолётов при конкретном росте нагрузки. И тут мы видим, что у Джонсона при росте 150->250 получается +55 км/ч при стартовых 660 км/ч (8%), у Гётерта при 140->250 получается 27 км/ч при стартовых 450 км/ч (6%), что хорошо согласуется с данными Джонсона, т.к. у Г. самолёт двухмоторный. И это хорошо согласуется с выведенной Вами формулой.
>
>>У Колосова же получается при росте 150->250 всего 21 км/ч или 3.5%.
>
>Повторю - если крутнуть проект И-187, для которого есть сводка сопротивлений, то будет видно, что рост нагрузки со 180 до 225 даст прирост Vmax даже теоретически менее 20 км/ч, т.е. на реальном железе окажется еще меньше.

Рост со 180 до 225 по Колосову должен дать порядка 9 км/ч. Менее 20 км/ч - это в два раза больше, и хорошо совпадает с данными Джонсона и Гётерта. Опять сами опровергли, ага.

>Вы так и не поняли - Колосов в статье берет уже быстрые самолеты, но с реальными сопротивлениями, которые дают заводы. Эти сопротивления он прекрасно знал. Джонсон берет машины с американским качеством постройки.

Я понял достаточно, а Вы уже утонули в софистике с использованием терминологии.

>>Я её понял достаточно, чтобы оценить уровень. Вместо того, чтобы заниматься заявленной целью исследования (смотрим как образец труд Гётерта), аффтар 90% статьи посвящает завываниями на темы как страшно жить, т.е. конструировать самолёты, и другими побочными рассуждениями. При этом минимум два раза прямо лжёт.
>
>предвзятое мнение дилетанта.

Не так: непредвзятое мнение непрофессионала против эклектичного мнения члена корпорации, защищающего корпоративный мундир.

>>>Более того, наука ТТТ на самолеты не выдвигает.
>>
>>Видимо ТТТ Сталин с Кагановичем на даче за бутылкой Киндзмараули придумывали.
>
>а по-Вашему этим ЦАГИ занимался?

Этим занимался НИИ ВВС. Со стороны ЦАГИ возражения были? Или мнение НИИ ВВС было поддержано?

С уважением, SSC

От	jazzist
К	SSC (13.09.2021 19:41:26)
Дата	16.09.2021 01:41:07

Re: Продолжим разбор...

>Я прикопался к крайне странной манере подачи материала. Когда важные вопросы описываются предельно лапидарно, а рутинные стандартизованные решения задач расписываются крайне подробно, разбавляясь пространными рассуждениями на побочные темы. Никогда, ни в какие времена, это не считалось каким-то особым хорошим тоном или нормой.

Ну я проглядел сейчас еще раз его статью - нет там никаких побочных тем. Что колеса не полезут в тонкое крыло это побочная тема? нет. Увеличивая нагрузку придется либо уменьшать строительную высоту крыла, либо увеличивать отн. толщину профиля и Сх_проф. итд итп. Каждый абзац что ли разбирать? нет на это времени. Что он там лапидарно изложил? Он с первых абзацев заявил - всё будет по Гётерту. Что еще надо-то, я не пойму никак?

>При проектировании практически любого истребителя нагрузка вырастала вопреки первоначальным ожиданиям ГК. У АСЯ, например, на Як-1 в процессе доводки выросла со 140-145 до 165-170 - это и есть плата за прогресс.

АСЯ, если верить Степанцу и его зеленной книжке, расплатился за прогресс только 80 кг веса различного оборудования. Остальные почти 550 кг отн. первоначального проекта И-26 это у него плата за переоблегчение конструкции и низкую культуру веса поставщиков ВМГ, ПКИ и проч.

Ситуация ННП такова, что с М-82 по ср. с хорошо укорененной в серии конструкцией убедительного превосходства в ЛТХ нет, свой шанс в самом начале 1942 г ННП упустил. С М-71 нагрузка вышла за разумные пределы. Она стала почти как у МиГ-15, который хотя и мог успешно базироваться на грунте, но отнюдь не на каком попало, судя по аэродрому в г. Бердск НСО. А выигрыш в скорости такая нагрузка давала менее 20 км/ч. Если в ситуации отказов Як оставался более-менее простым самолетом, то И-185 становился машиной отличных аэродромов и высококлассных летчиков. Кстати, и у классных летчиков (Стефановский, Степанчонок) бывали с И-185 большие проблемы. И, кстати №2, фирма Поликарпова (конкретно, их летчик-испытатель Логинов, но отнюдь не сам ННП! тот счел нужным лично отправиться ко вдове) не слишком красиво повела себя в случае Степанчонка, стараясь свалить на него вину за катастрофу.

Разговоры про И-185 бестолковые и уже надоели. У Шахурина был свой интерес и было бы крайне странно, если бы его не было. Тогда Шахурин не на своём месте, а он был на своём.

>Вы доказали, что Колосова разбирался в аэродинамике. Наверное. Но в статье пишет обо всём на свете.

нет, он пишет только о вещах, связанных с аэродинамикой.

>А это уже не Джонсон. Почему Р-39, если Джонсон имел в виду явно не его? А мне вот больше нравится в качестве примера истребитель с "ламинарным" профилем, удлинением 6, и, допустим, 14м2. Навскидку сигма получается где-то 0.24 +-.

таких маленьких самолетов американцы не проектировали вообще. Ламинарного обтекания на серийном истребителе ВМВ ни на каком не было и в помине. площадь крыла 20 м2 это как раз типичная площадь небольшого американца, не нравится Р-39, так у Р-40 и 51 она выше.

>Рост со 180 до 225 по Колосову должен дать порядка 9 км/ч. Менее 20 км/ч - это в два раза больше, и хорошо совпадает с данными Джонсона и Гётерта. Опять сами опровергли, ага.

какого самолета? Колосов берет серийную машину с нашего завода, а менее 20 км/ч это по сводке сопротивлений проекта И-187, у него сигма другая, И-187 по проекту чище. Для каждого самолета надо рисовать свой график, как у Колосова.

>Я понял достаточно, а Вы уже утонули в софистике с использованием терминологии.

ну и ладно

>Не так: непредвзятое мнение непрофессионала против эклектичного мнения члена корпорации, защищающего корпоративный мундир.

причем тут мундир? я построил подобные графики, это недолго, получается то же самое, что и в 1942 г.

>Этим занимался НИИ ВВС. Со стороны ЦАГИ возражения были? Или мнение НИИ ВВС было поддержано?

Задача ЦАГИ, во-первых, помогать достижению заданных ТТТ, а не выдвигать их. Во-вторых, очертить границы реального в данное время. В-третьих, наметить перспективу. С какой стати ЦАГИ должен возражать против жидкостного охлаждения? Его-то тут какое дело? Он изучал и то, и другое.

>С уважением, SSC
ша-ба-да-ба-да фиА...

От	SSC
К	jazzist (16.09.2021 01:41:07)
Дата	16.09.2021 09:21:36

Слава богу, наконец-то

Здравствуйте!

>>Рост со 180 до 225 по Колосову должен дать порядка 9 км/ч. Менее 20 км/ч - это в два раза больше, и хорошо совпадает с данными Джонсона и Гётерта. Опять сами опровергли, ага.
>
>какого самолета? Колосов берет серийную машину с нашего завода, а менее 20 км/ч это по сводке сопротивлений проекта И-187, у него сигма другая, И-187 по проекту чище. Для каждого самолета надо рисовать свой график, как у Колосова.

Скрежещя зубами, наконец-то Вы признали. Т.е.:

1) первоначальное обвинение ННП в том, что он чего-то не понимал - чушь и навет.
2) глобальные выводы Колосова по поводу ничтожности прироста скорости при увеличении нагрузки на крыло - ангажированы и некорректны, т.к. его данные относятся только к конкретному Яку.

Остальное обсуждаемое не стоит времени.

С уважением, SSC

От	АМ
К	jazzist (27.08.2021 04:15:36)
Дата	29.08.2021 12:19:05

Ре: Продолжим разбор...

От	jazzist
К	АМ (29.08.2021 12:19:05)
Дата	31.08.2021 00:15:12

Ре: Продолжим разбор...

>>В качестве примера можно привести такие данные, в любимых тогда площадях, обозначенных у Колосова сигмой (без профильного сопротивления крыла, но с учетом ГО):
>
>>Як-1 №2029, летные испытания 1941 г - 0.2677 м2
>>тот же Як-1, но расчет (для того, чтобы сравнивать с остальными, для которых данных испытаний у меня нет, и понимать ограничения расчета) - 0.2464
>>проект И-187 (сводку сопротивлений привел уважаемый гулл) - 0.2709

>>ниже цифры расчетные:
>>Р-47В 1942 - 0.3069
>>Ф-8Ф-2 - 0.4937
>>Супермарин С.6Б - 0.3235
>>Макки М.72 - 0.2754
>>Не 100В-8 - 0.1013
>>Ме 209В-1 - 0.1508

>а есть оценка по Як-9 и особенно Як-3?

Як-9 1942 1210 л.с./512 км/ч 0.2477 м2
Як-9Д 1943 1210/535 0.1973 м2
Як-3 1944 1290/567 0.1862 м2

ша-ба-да-ба-да фиА...

От	АМ
К	jazzist (31.08.2021 00:15:12)
Дата	31.08.2021 20:33:51

Ре: Продолжим разбор...

>>>В качестве примера можно привести такие данные, в любимых тогда площадях, обозначенных у Колосова сигмой (без профильного сопротивления крыла, но с учетом ГО):
>>
>>>Як-1 №2029, летные испытания 1941 г - 0.2677 м2
>>>тот же Як-1, но расчет (для того, чтобы сравнивать с остальными, для которых данных испытаний у меня нет, и понимать ограничения расчета) - 0.2464
>>>проект И-187 (сводку сопротивлений привел уважаемый гулл) - 0.2709
>
>>>ниже цифры расчетные:
>>>Р-47В 1942 - 0.3069
>>>Ф-8Ф-2 - 0.4937
>>>Супермарин С.6Б - 0.3235
>>>Макки М.72 - 0.2754
>>>Не 100В-8 - 0.1013
>>>Ме 209В-1 - 0.1508
>
>>а есть оценка по Як-9 и особенно Як-3?
>
>Як-9 1942 1210 л.с./512 км/ч 0.2477 м2
>Як-9Д 1943 1210/535 0.1973 м2
>Як-3 1944 1290/567 0.1862 м2

спасибо, что то такое ожидал

На этом фоне противоречиво то что советовали опоненты Поликарпову, ведь по сути они требовали в конструкции нового! самолета учесть сиеминутные недостатки промышленности после эвакуации.
Если пойти по логике оппонентов то по море роста качественного уровня промышленности и совершенствования аэродинамики основная конструкция самолета то останется заточена ещё на те проблемы 42-го, в чём здесь смысл?

Даже если бы И-185 пошол в серию во второй половине 42-го то что то заметное в войсках было бы не рание второй половины 43-го, а массовым он стал бы ещё значительно позже, много времение на отработку конструкции и аэродинамики в серийном производстве.

Если идти на такой тяжелый шаг как внедрение полностью нового самолета, да ещё с новым двигателем, то конструкция должна должна отвечать последнему слову техники. Я пролистал вашу ссылку на Гетерта, И-185 выглядит близким к идеалу для малых и средних высот и стремлением Поликарпова засунуть туда как можно более мощный мотор.

>ша-ба-да-ба-да фиА...

От	jazzist
К	АМ (31.08.2021 20:33:51)
Дата	02.09.2021 14:09:25

Ре: Продолжим разбор...

>На этом фоне противоречиво то что советовали опоненты Поликарпову, ведь по сути они требовали в конструкции нового! самолета учесть сиеминутные недостатки промышленности после эвакуации.
>Если пойти по логике оппонентов то по море роста качественного уровня промышленности и совершенствования аэродинамики основная конструкция самолета то останется заточена ещё на те проблемы 42-го, в чём здесь смысл?

А в том тут смысл, что самолеты воевать должны здесь и сейчас, а не через год. И с какого перепугу в стране, ведущей тотальную войну, произойдет рост качественного уровня промышленности? Предпосылки к этому откуда? Вы думаете тот же Лавочкин дурак и не понимал недостатки Ла-5? Отлично понимал и мог бы как два пальца об асфальт представить проект супер-пупер истребителя (собственно, перед войной все только этим и занимались, супер-пупер проекты один за другим). А как война началась, то по одежке протягивай ножки. И пришлось ему из ЛаГГ-3 потихоньку, очень осторожно меняя техпроцесс, делать Ла-7, а не Ла-9. Опытный Ла-7 был нормальный, а серийный оказался вот каким

https://airpages.ru/mn/la7_00.shtml

и это в 1944 году.

А теперь спроецируйте на И-185. В серии в 1942-м его никто шпаклевать не станет, а если станет, то недошпаклюет и вся эта шпаклевка поотваливается. Что будет рядовой летчик делать, например, при отказе щитков на посадке? Посадочная будет в районе 190-200. На Ла это был достаточно частый отказ и достаточно народу побилось или поломалось. На И-185 щитки от пневмосистемы и это происходило бы, конечно, реже. Но это все равно вероятный случай. У него предкрылки не как на Ла в зоне элерона, у И-185 они обслуживают полразмаха. Как рядовому летчику понравились бы предкрылки, которые ведут себя как на упомянутом выше серийном Ла-7, но влияют на самолет куда существенней, чем на Ла-5/7? Их контрили бы? Получили бы на выходе что-то в духе ФВ 190, к которому у нас относились с прохладцей, не то что к мессеру. Добавьте к этому ненадежную работу М-71. А превосходство И-185 М-82 над Ла-5, по большому счету, маргинально и достигнутые цифры не оправдывают ломку серийного производства и массовый выпуск И-185.

И-185 самолет для высокого качества изготовления и достаточно опытных летчиков. Ну так АСЯ и предлагал строить ограниченно, для элитных частей, пока этот И-185 Степанчонка не убил. И вообще все эти разговоры про И-185 это переливание из пустого в порожнее, длящееся уже 25 лет.

>Даже если бы И-185 пошол в серию во второй половине 42-го то что то заметное в войсках было бы не рание второй половины 43-го, а массовым он стал бы ещё значительно позже, много времение на отработку конструкции и аэродинамики в серийном производстве.

кому такое нужно?! какая вторая половина 43-го? Ла-5 уже в Сталинграде воевал.

>Если идти на такой тяжелый шаг как внедрение полностью нового самолета, да ещё с новым двигателем, то конструкция должна должна отвечать последнему слову техники. Я пролистал вашу ссылку на Гетерта, И-185 выглядит близким к идеалу для малых и средних высот и стремлением Поликарпова засунуть туда как можно более мощный мотор.

Поликарпов сам понял, что реальный И-185 М-71 это перебор. И-187 проектировался легче, с нагрузкой что-то типа 210-215.

ша-ба-да-ба-да фиА...

От	kcp
К	jazzist (02.09.2021 14:09:25)
Дата	03.09.2021 10:14:31

Что может быть за выхлоп во всасывающий трубопровод?

'Вижу достойным вождем для народа лишь Гая Семпрония Гракха'

А как понимать фразу ниже? Что за выхлоп во всасывающий трубопровод?
------------------------------------------------------
https://airpages.ru/mn/la7_05.shtml
1. Всасывающие патрубки, проходящие в отсеке под шасси, недостаточно жестки и при выхлопе во всасывающий трубопровод раздуваются. В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки.

'Радуйтесь, граждане! Все идет так, как того пожелает Юпитер' (с) Legatus_pretor

От	jazzist
К	kcp (03.09.2021 10:14:31)
Дата	03.09.2021 17:30:48

я не знаком до такой степени с работой АШ-82ФН

>'Вижу достойным вождем для народа лишь Гая Семпрония Гракха'

>А как понимать фразу ниже? Что за выхлоп во всасывающий трубопровод?
>------------------------------------------------------
> https://airpages.ru/mn/la7_05.shtml
>1. Всасывающие патрубки, проходящие в отсеке под шасси, недостаточно жестки и при выхлопе во всасывающий трубопровод раздуваются. В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки.

можно предположить, что на малых оборотах при сравнительно низком давлении нагнетателя во время перекрытия клапанов при открытии впускного клапана часть продуктов сгорания пройдет через него... потом давление в цилиндре упадет и снова все они пойдут через выпускной клапан, потом он закроется и еще через малое время будет впрыск и начнется смесеобразование. Мне ничего в голову больше не приходит, кроме малых оборотов

>'Радуйтесь, граждане! Все идет так, как того пожелает Юпитер' (с) Legatus_pretor
ша-ба-да-ба-да фиА...

От	kcp
К	jazzist (03.09.2021 17:30:48)
Дата	04.09.2021 22:30:38

Re: я не...

'Вижу достойным вождем для народа лишь Гая Семпрония Гракха'

>>А как понимать фразу ниже? Что за выхлоп во всасывающий трубопровод?
>>------------------------------------------------------
>> https://airpages.ru/mn/la7_05.shtml
>>1. Всасывающие патрубки, проходящие в отсеке под шасси, недостаточно жестки и при выхлопе во всасывающий трубопровод раздуваются. В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки.
>
>можно предположить, что на малых оборотах при сравнительно низком давлении нагнетателя во время перекрытия клапанов при открытии впускного клапана часть продуктов сгорания пройдет через него... потом давление в цилиндре упадет и снова все они пойдут через выпускной клапан, потом он закроется и еще через малое время будет впрыск и начнется смесеобразование. Мне ничего в голову больше не приходит, кроме малых оборотов

И "В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки"? Т.е. впускные патрубки из-за обратного хода газов по впускным клапанам так раздувает, что колёса выпирает наружу? Там же приводной нагнетатель должен быть между патрубками и клапанами

Что-то тут не так с этой фразой. Надо бы оригинал документа смотреть

'Радуйтесь, граждане! Все идет так, как того пожелает Юпитер' (с) Legatus_pretor

От	jazzist
К	kcp (04.09.2021 22:30:38)
Дата	08.09.2021 11:58:41

вопрос оказался интересным не только мне

>'Вижу достойным вождем для народа лишь Гая Семпрония Гракха'

>>>А как понимать фразу ниже? Что за выхлоп во всасывающий трубопровод?
>>>------------------------------------------------------
>>> https://airpages.ru/mn/la7_05.shtml
>>>1. Всасывающие патрубки, проходящие в отсеке под шасси, недостаточно жестки и при выхлопе во всасывающий трубопровод раздуваются. В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки.
>>
>>можно предположить, что на малых оборотах при сравнительно низком давлении нагнетателя во время перекрытия клапанов при открытии впускного клапана часть продуктов сгорания пройдет через него... потом давление в цилиндре упадет и снова все они пойдут через выпускной клапан, потом он закроется и еще через малое время будет впрыск и начнется смесеобразование. Мне ничего в голову больше не приходит, кроме малых оборотов
>
>И "В результате этого колеса шасси при уборке упираются в патрубки и стойки шасси не становятся на замки"? Т.е. впускные патрубки из-за обратного хода газов по впускным клапанам так раздувает, что колёса выпирает наружу? Там же приводной нагнетатель должен быть между патрубками и клапанами

>Что-то тут не так с этой фразой. Надо бы оригинал документа смотреть

Навряд ли они неправильно отсканили.

Задал я его человеку со стажем на Ан-2 в молодости, да и среди молодежи есть любители форсирования и перешивок мозгов. Короче, обсуждалось в курилке. Самая разумная, пмсм, идея по аналогии с Ан-2: при запуске не совсем по правилам, если слишком бедная смесь, малые обороты, наддув нагнетателя (зависит от оборотов) достаточно низкий, бедная смесь медленнее горит, при открытии впускного клапана давления в цилиндре выше наддува, часть газа уйдет через впускной клапан. На Ан-2 может и за впускным смесь загореться. Нагнетателю-то что, попомпажит и перестанет. На непосредственном впрыске просто волна давления проскочит назад.

>'Радуйтесь, граждане! Все идет так, как того пожелает Юпитер' (с) Legatus_pretor
ша-ба-да-ба-да фиА...