kill ratio для F22A 108:0 - кто больше? :)

victorzv2> Самый известный пример - Белл XS-1 (Чак Йегер и проч.).
Ну, и?.. Вы полагаете, что "прохождение звукового барьера" на машине, созданной еще до появления обсуждаемого правила что-то доказывает? Этот пример доказывает только одно: что при достаточной тяге двигателя можно в значительной мере наплевать на а/динамику. Именно это я и говорю применительно к F-22...

victorzv2> ...определяется (по крайней мере в теории) равенством располагаемой тяги и силы сопротивления.
На редкость глубокая мысль...

victorzv2> На тех скоростях вклад волнового сопротивления в общий Сх хрен целых, ноль десятых.
Вот с этого места - поподробнее, плиз. Примерное распределение "по видам сопротивления" на большом сверхзвуке не приведете?

Aaz>> Та-а-а-к... То есть для Вас любое поперечное сечение - это МИДЕЛЬ? И график площадей - это "набор миделей"? Типа, это круто...
victorzv2> С чего такое заключение? Безосновательно.
Лень цитировать еще раз - просто я не обсуждал МИДЕЛИ, в чем Вы меня тут подозреваете...

victorzv2> Да и мелковато... Не солидно.
"Каков вопрос - таков ответ" (с)

victorzv2> victorzv2>> Исторический опыт показывает, что с Корейской войны у американских самолетов при соизмеримой аэродинамике превосходство в неаэродинамическом компоненте просто колоссальное.
Aaz>> Эх, "пилоты в пижамах" Ваших речей в свое время не слышали - то-то ребята бы порадовались...
victorzv2> Но речи-то верные?
Если Вы не помните, то "Пилоты в пижамах" - это док. фильм, состоящий из интервью, взятых у американских летчиков в специальном вьетнамском "авиационном" лагере военнопленных.

victorzv2> А что не так? Что вас смущает? Некоторые хорошие показатели индийцев на "среднюю температуру по больнице" пока заметного влияния не оказывают.
Именно что Вы меряете "среднюю температуру по больнице", и смотрите только на термометры из Югославии и Ирака...
А индусский пример как раз показывает, что если не играют такие компоненты, как превосходство в организации боевых действий, уровень мастерства пилотов и т.п., то наши самолеты ничуть не хуже. Можно также вспомнить первые оценки немцами МиГ-29 - при всей "дубовости" нашего БРЭО оно впоне нормально воевало...

Вуду, а теперь поверните на 45 градусов какая нагрузка на крыло у вас будет?

Aaz>> Ох, не стоило бы так уж верить.
victorzv2> Мне-то зачем верить? Я знаю. Я чертежи и руководства видел. И сравить могу с кое-чем.
Ну, вообще-то это не Вам было адресовано...

victorzv2> Но другие-то фирмы не лучше. А инженерные решения у Локхида на круг лучше. Бизнес - это дело другое.
"На круг лучше" - чем У КОГО? Если сравнивать с Боингом, то я соглашусь двумя руками...

victorzv2> ...А главное, что, есть самолет лучше? Что, какие-то ЛТХ провалены? Деньги потрачены зря?
а) Лучше - по каким параметрам?
б) Неизвестно, какими они были заданы и какие достигнуты на самом деле.
б) Мое сугубо личное мнение - таки да. Потому что денег потрачено ОЧЕНЬ много, а результат не отличается КАЧЕСТВЕННО.

Aaz>> Просто я полагаю, что "стелс" (подчеркиваю - "стелс" НА ИСТРЕБИТЕЛЕ) - это блеф. Со всеми вытекающими...
victorzv2> Ради бога. Пентагон вкупе со всякими конгрессами считает, что это - не блеф.
Ну, мне в свое время рассказывали, что в Пентагоне не все так считают...

victorzv2> Учения, вроде подтверждают высокую эффективность.
Кгхм... Я достаточно хорошо знаком с кухней "определения боевой эффективности". Суть ее состоит в том, что на вопрос "какая у этого самолета боевая эффективность" специалисты этого жанра отвечают "А какая вам нужна?"
Где-то на форуме приводили фото F-22 "в прицеле" F-18 - с соответствующими комментариями. Там оценка характеристик "Раптора" почему-то не очень высокая.
Кроме того, я хотел бы обратить Ваше внимание на очень тщательное засекречивание хар-к самолета. И если Вы мне объясните, зачем до сих пор скрывают цифры по "общим" массам или тяге двигателей, то я с интересом Вас выслушаю...

Cormorant> Вуду, а теперь поверните на 45 градусов какая нагрузка на крыло у вас будет?
- Вы хотите с креном 45 градусов полетать по прямой?! Интересная мысль! Если рулей хватит...
Но так не летают, сколько не выпей...
- Для какой практической надобности эта фигня?

Aaz> при достаточной тяге двигателя можно в значительной мере наплевать на а/динамику. Именно это я и говорю применительно к F-22...

Этот тезис был выдвинут ещё при разработке 4-го поколения

Aaz>> при достаточной тяге двигателя можно в значительной мере наплевать на а/динамику. Именно это я и говорю применительно к F-22...
Balancer> Этот тезис был выдвинут ещё при разработке 4-го поколения
Угу, именно поэтому у Су-27 дозвуковое качество около 12-ти и тот самый график площадей вылизывали. Или ты говоришь об американцах - так и они на 15, 16, 18 достаточно серьезно к а/д относились...

Balancer>> Этот тезис был выдвинут ещё при разработке 4-го поколения
Aaz> Угу, именно поэтому у Су-27 дозвуковое качество около 12-ти и тот самый график площадей вылизывали.

Ну, не знаю. Чуть ли не у того же Самойловича (хотя, может, и не у него) читал про то, что вместо дальнейшего улучшения аэродинамики решили её упростить, ибо тяга двигателей всё спишет

Но, если не Самойлович, то найти первоисточник сейчас не смогу, для этого придётся с десяток книг перечитать

Balancer> Ну, не знаю. Чуть ли не у того же Самойловича (хотя, может, и не у него) читал про то, что вместо дальнейшего улучшения аэродинамики решили её упростить, ибо тяга двигателей всё спишет
Хм... А это не про Су-25 говорится?

Aaz> Хм... А это не про Су-25 говорится?

Не... Точно не про него Хорошо помню, что речь шла именно про истребители 4-го поколения. Если вспомнить всю цепочку, в контексте, то начиналось с изменяемой стреловидности и подъёмных двигателей для улучшения взлётно-посадочных характеристик. Мол, в 4-м поколении от них отказались, так как аэродинамику стало можно оптимизировать на дозвук и взлётные режимы, а сверхзвук и маневернность вытянуть за счёт мощных двигателей нового поколения.

"Всеми силами мы стремились оптимизировать график площадей поперечных сечений..." (с - О.С.Самойлович).

"...не хватает тяги для получения заданной скорости - уменьшайте лобовое сопротивление самолета. После всех этих неурядиц с двигателями мы вынуждены были подвергнуть самолет коренной переделке. Уменьшили мидель,.. С целью снижения лобового сопротивления была уменьшена кривизна крыла и введены отклоняемые носки." (он же)

Вуду> - Вы хотите с креном 45 градусов полетать по прямой?! Интересная мысль! Если рулей хватит...
Но так не летают, сколько не выпей...
Вуду> - Для какой практической надобности эта фигня?

С креном 45 градусов у вас нагрузка на крыло будет в два раза больше

Aaz> "...не хватает тяги для получения заданной скорости - уменьшайте лобовое сопротивление самолета.

Значит, не у Самойловича читал

Вааще - "летает двигатель - всё остальное ему мешает" (с) А.М. Люлька

(если склероз не того, а может Климов)

Ник

Wyvern-2> Вааще - "летает двигатель - всё остальное ему мешает" (с) А.М. Люлька
Wyvern-2> (если склероз не того, а может Климов)

Вспоминается анекдот про авиаконструкторови ракетчиков.

Авиаконструкторы: крыло нужно только на взлёте, на большой высоте нафиг не нужно, только мешает. Как бы его убрать нафиг?

Ракетчики: в космосе крыло пофиг, не мешает, а на взлёте может помочь, надо бы крыло ставить...

Balancer> Значит, не у Самойловича читал
Угу, видимо, в мемуарах Келли Джонсона...

Вуду>> - Вы хотите с креном 45 градусов полетать по прямой?! Вуду>>Интересная мысль! Если рулей хватит...
Вуду>> Но так не летают, сколько не выпей...
Вуду>> - Для какой практической надобности эта фигня?
Cormorant> С креном 45 градусов у вас нагрузка на крыло будет в два раза больше
- В прямолинейном горизонтальном полёте с постоянной скоростью хоть под углом 90 градусов, хоть под 45, хоть боком, хоть раком - суммарная подъёмная сила всех поверхностей ЛА должна быть равна весу этого ЛА, плюс вертикальной составляющей тяги, суммарная сила сопротивления должна быть равна проекции тяги двигателей ЛА на ось вектора скорости ЛА.
Нагрузка на крыло должна быть в два раза больше по сравнению с чем? С нагрузкой при полёте с креном 90 градусов? По сравнению с нормальным полётом, без крена?

Вуду> Нагрузка на крыло должна быть в два раза больше по сравнению с чем? С нагрузкой при полёте с креном 90 градусов? По сравнению с нормальным полётом, без крена?

По сравнению с нормальным полётом, без крена.

имхо ход мыслей не совсем правильный, нагрузка на крыло от этого не изменится. Здесь Вуду прав - надо считать либо с перегрузкой либо с увеличением полётного веса. Мне так кажется.

Может кто-нибудь разъяснить с чем связаны ограничения на МиГ-29 после М>0,85?

Вуду>> Нагрузка на крыло должна быть в два раза больше по сравнению с чем? С нагрузкой при полёте с креном 90 градусов? По сравнению с нормальным полётом, без крена?
Cormorant> По сравнению с нормальным полётом, без крена.
- Обосновать надо сию гипотезу?

aviafanat> Может кто-нибудь разъяснить с чем связаны ограничения на МиГ-29 после М>0,85?
- С возможностью подхвата в трансзвуковой зоне и на сверхзвуке, что особенно опасно при уменьшении скорости в процессе манёвров. Фокус будет смещаться назад, лётчик балансирует самолёт в связи с этими изменениями, а в процессе энергичного маневрирования, форсированных разворотов, когда происходит падение скорости, если держать перегрузку 9g, то при обратной перебалансировке очень легко перетянуть ручку управления и превысить эксплуатационные ограничения. Поэтому ограничили 7g. Оставив +2g в качестве "поправки на фитиль", - на реакцию лётчика со средним уровнем подготовки.

Вуду>>> Но так не летают, сколько не выпей...
Вуду>>> - Для какой практической надобности эта фигня?
Cormorant>> С креном 45 градусов у вас нагрузка на крыло будет в два раза больше
Вуду> - В прямолинейном горизонтальном полёте с постоянной скоростью хоть под углом 90 градусов, хоть под 45, хоть боком, хоть раком - суммарная подъёмная сила всех поверхностей ЛА должна быть равна весу этого ЛА, плюс вертикальной составляющей тяги, суммарная сила сопротивления должна быть равна проекции тяги двигателей ЛА на ось вектора скорости ЛА.
Вуду> Нагрузка на крыло должна быть в два раза больше по сравнению с чем? С нагрузкой при полёте с креном 90 градусов? По сравнению с нормальным полётом, без крена?

Логика сей мысли такова: раз мы летим, с креном 45 гр. и не снижаемся, следовательно, как выше было сказано, "суммарная подъёмная сила всех поверхностей ЛА..... равна весу этого ЛА". Но, согласитесь, несущая способность крыла простертого горизонтально, и крыла под углом неодинакова. Нагрузка перераспределяется, на киль и части фюзеляжа. Поскольку их площадь меньше, чем крыльев,то нагрузка на них больше. (Изъян - не беру в учет сопротивление от органов управления, позволяющих проделать эту порнографию). Но суть такова, что максимальная скорость не будет зависеть от нагрузки на крыло.

З.Ы. Возможно я неправ.

Вуду>>>> Но так не летают, сколько не выпей...
Cormorant> Вуду>>> - Для какой практической надобности эта фигня?
Cormorant> Cormorant>> С креном 45 градусов у вас нагрузка на крыло будет в два раза больше
Вуду>> - В прямолинейном горизонтальном полёте с постоянной скоростью хоть под углом 90 градусов, хоть под 45, хоть боком, хоть раком - суммарная подъёмная сила всех поверхностей ЛА должна быть равна весу этого ЛА, плюс вертикальной составляющей тяги, суммарная сила сопротивления должна быть равна проекции тяги двигателей ЛА на ось вектора скорости ЛА.
Вуду>> Нагрузка на крыло должна быть в два раза больше по сравнению с чем? С нагрузкой при полёте с креном 90 градусов? По сравнению с нормальным полётом, без крена?
Cormorant> Логика сей мысли такова: раз мы летим, с креном 45 гр. и не снижаемся, следовательно, как выше было сказано, "суммарная подъёмная сила всех поверхностей ЛА..... равна весу этого ЛА". Но, согласитесь, несущая способность крыла простертого горизонтально, и крыла под углом неодинакова. Нагрузка перераспределяется, на киль и части фюзеляжа.
- Естественно. Тем более Вы сами перед этим привели замечательный пример - самолёт, летящий прямолинейно, горизонтально и с постоянной скоростью с креном 90. Если следовать данной логике, там подъёмная сила на крыле должна приближаться к бесконечности... А она почему-то равна нулю... А всю подъёмную силу создаёт фюзеляж и ВО, превратившееся на время в ГО...

Cormorant> Поскольку их площадь меньше, чем крыльев, то нагрузка на них больше.
- На квадратный метр - несомненно. Особенно при полёте с креном 90 градусов.

Cormorant> (Изъян - не беру в учет сопротивление от органов управления, позволяющих проделать эту порнографию).
- Это не важно.

Cormorant> Но суть такова, что максимальная скорость не будет зависеть от нагрузки на крыло.
- Максимальная скорость будет зависеть, грубо говоря, от соотношения Р-Q. А уж из чего будет складываться Q - второй вопрос.
Но спор зашёл не из-за этого. Спор зашёл из-за того, влияет ли вес самолёта на его максимальную скорость и мои оппоненты почему-то решили, что или влияет мало в пределах эксплуатационных режимов, или вообще не влияет...

Практически вес не влияет на максимальную скорость. При условии, что хвати топлива для разгона. Теоретически можно говорить о влиянии, т.к. вес влияет на высоту полёта. А высота в свою очередь влияет на скорость.
Но обычно самолёт даже с наиболее возможным весом (следует учесть вес расходуемого топлива на набор высоты) может забраться на "высоту максимальной скорости".
Это не рассматривается др. ограничения максимальной скорости.

Вуду> - Естественно. Тем более Вы сами перед этим привели замечательный пример - самолёт, летящий прямолинейно, горизонтально и с постоянной скоростью с креном 90. Если следовать данной логике, там подъёмная сила на крыле должна приближаться к бесконечности... А она почему-то равна нулю... А всю подъёмную силу создаёт фюзеляж и ВО, превратившееся на время в ГО...

Наоборот, подъемная сила будет у них как у киля в горизонтальном полете - ноль

Вуду>>> - Глубокоуважаемый victorzv2

Вуду> Вуду>> Я бы очень хотел, чтобы Вы сделали этот простенький (для Вас) расчёт и показали его ход и результаты. У меня почему-то что-то там не получается...
victorzv2>> Честно говоря, я не понял, о каких расчетах идет речь.
Вуду> - Я выделил в #1635 вопрос ярким синим цветом. Все исходные данные для расчёта там приведены. Вопрос такой:
Вуду> При n_y=1 самолёт МиГ-29 у земли развивает скорость 1500 км/час, при полётном весе ~13 тонн, выяснить, какую максимальную скорость он сможет держать на виражах при n_y=2, n_y=3, n_y=6 и n_y=9 ?
Вуду> Это будет эквивалентно соответствующему увеличению полётного веса.

Что-то вы, Вуду, переутомились.
Ну, какое моделирование повышенного веса МиГ-29 перегрузкой?!

13 т х 6 = 78 тонн! И хде вы такие истребители видели?

Но, советские истребители - самые истребительские в мире, в смысле они и с 70-тонным весом могут на максимальной скорости летать (кто бы только их от земли оторвал)!

А все потому, Вуду, что у хорошо спроектированного самолета максимальная скорость от массы сильно зависеть не должна. А у современного истребителя она практически и не зависит. Но, конечно, если вы в 13-тонный МиГ загрузите тонн 100 всякого барахла, то таки, да, максимальмая скорость будет меньше, чем у 13-тонного. Но только кто вас после этого серьезным человеком считать будет?

Ну, ладно, по вашему вопросу.

Такие вещи не считаются. У вас имеется одно уравнение и две неизвестных величины.
Такие вещи назначаются. Сколько раз я говорил: "Читайте Нормы летной годности!" Там все есть. Ан, нет, все мы себя хитрее всех остальных полагаем.
Так, вот. Для каждого самолета назначается такая фундаментальная характеристика, как "диаграмма V - n", т.е. область допустимых значений скорости и коэффициента нормальной перегрузки.
В книге такой диаграммы нет, но ее легко восстановить по прекрасному описанию.

Поэтому, ответ на ваш вопрос такой:
1. ny = 2, Vmax = 1500 км/час;
2. ny = 3, Vmax = 1500 км/час;
3. ny = 6, Vmax = 1500 км/час;
4. ny = 9, Vmax = 0.85М.

Зависимость от веса только для ny > 6. Ограничение по прочности, а не по тяге.

Такие вот дела.