Lavočkin La-7

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,

podívej se na tento report: http://naca.central.cranfield.ac.uk/rep ... rt-916.pdf

Má chyba je, že jsem zaměnil typ P-51 z testů za P-51D. Nevím proč mi utkvělo v hlavě, že se jedná o P-51D. Asi to bylo z důvodu, že testy byly provedeny po válce. Bohužel nevím, která varianta to je, zda B nebo C. Ovšem na věci to nic nemění. Pointa je taková, že P-51 se bere jako letadlo (druhoválečné) s nejnižším součinitelem odporu díky použitému laminárnímu profilu na křídlech.

Mám ještě někde report z testů P-51A, kde jsou i výkony motoru během letu a report obsahuje podrobný propočet letových výkonů. Ovšem projít to ... to je na hodně dlouho a nechtěl jsem tomu zatím věnovat čas.

EDIT
Nás učili, že příkladem toho, že může létat cokoliv, pokud je dostatečně silná pohonná jednotka, je F-117. Tvar draku nemá s aerodynamikou nic společného a je to jednoznačné vítězství hrubé síly nad aerodynamikou

[Hans S.]

Pro Skeptikovu představu, jak jinde oproti zbytku světa P51 byl:

P51D: 0,0176 (i když je pravda, že tohle číslo je pro Mustanga trochu teoretické, nebojové. Co jsem v rychlosti dohledával, tak bojová hodnota by měla být někde mírně nad 0,02)
Fw 190 A-8: 0,0265 (obecně hvězdicové stroje mají od 0,25 do 0,27 - nesmíme zapomínat, že aerodynamika Fw 190 A-8 byla v porovnání se staršími verzemi již hodně narušená)
Fw 190 D-9: 0,0242
Bf 109 F: 0,0230
Spitfire Mk.V: 0,0235
P38J: 0,0270

No jo Tygře, jenže co nám z toho všeho vyplývá'? Je nad slunce jasné, že La-7 součinitelem odporu na P51 dosáhnout prostě nemohla, to je jiná kategorie. La-5FN při využití optimistických dat u země při cca 120 koních k dobru oproti soudobému Fw 190 A-6 letěla o nějakých 20 km/h rychleji (560 vs 580 km/h). A to se nezabývám faktem, kolik % letadel Sověti dokázali postavit v takové kvalitě, aby této rychlosti dosáhla. To u mě vede spíše k úvaze o tom, že aerodynamika Fw 190 byla z hlediska součinitele odporu s hvězdicovými Lavočkiny 5 +/- srovnatelná. Kam se mohla dostat v případě La-7? Zlepšit se o "10%" až na úroveň užším řadovým motorem vybaveného Fw 190 D? Nebo ještě o chlup více dopředu úplně mimo dosah ostatních strojů s hvězdicovým motorem? Jenže tenhle zmíněný Fw 190 D i při přijetí optimistických dat udělal s 2100 PS motorem cca 600 km/h a Lavočka tak na něj ztrácí značných 250 koníků. Vím, testů jsou mraky a zrovna u takového Fw 190 je otázkou, zda měl, nebo neměl závěsník a dalších X parádiček, ale stejně, ty rozdíly jsou prostě moc velké na to, abychom tento aspekt mohli vzít za relevantní. Navíc rychlost 600 platí pro "čistou" verzi, která stejně moc nelétala, prakticky všechny mašiny měly závěsník.

Já mám myšlení německé a i německý náhled, ale zavrhneme-li poněkud fantaskní možnost, že protokol prostě z nějakého důvodu "vědomě lže", tak mě napadá jen toto:
1) hodnoty nejsou přepočteny na standardní atmosféru a jsou získány v nějakých nestandardních podmínkách, tedy například holomráz.
2) jedná se o stroj s experimentálním křídlem. I když si neumím představit, jak moc malé by muselo být, aby to stačilo při takto nízkém výkonu na tak vysokou rychlost.
3) jedná se o pomotaný test stroje s raketovým motorem.
4) jedná se o test stroje vybaveného motorem o jiném výkonu. A je jedno, jestli má upravený kompresor, nebo používá nějaké vysoké otáčky a plnicí tlaky s nějakým supervysokooktanovým palivem. Mohl bys prosím v rychlosti dopočítat, jak výkonný by motor musel být při teoretizování s cD 0,024 (tedy už PROKLATĚ dobrý hvězdicový letoun)?

[Skeptik]

Hansi (i ostatní)
pokud si někdo z vás myslí, že tímto

1) Ty víš zda měl P-51D nižší součinitel odporu než La-7? (Předpokládám, že ano ... i když ten velký chladič ... )

zpochybňuji aerodynamickou čistotu Mustanga, fakt ne Bylo to myšleno jako vtip (asi se nepovedl )

Jinak ty uváděné testy jsou jak testy zkušebních kusů resp. etalonů pro sériovou výrobu, tak i testy náhodně vybraných sériových kusů, kterými NII VVS (výzkumný ústav Vojenských Vzdušných Sil - odpovídal za testy nových typů a uprav) a LII (Letecký výzkumný institut - odpovědný za testy sériových letadel a vývoj letecké taktiky) sledovaly vývoj letadel v SSSR.
Není žádný důvod se domnívat, že by kterákoli z těchto institucí schválně zvyšovala výkony zkoušených letadel (zájmem jejich zřizovatele by spíše bylo tyto výkony mírně snižovat).
Navíc, mezi oběma zkušebními ústavy panovala poměrně vysoká rivalita, a ovlivňování výsledků by ten druhý určitě využil k pohlcení toho prvního.

Já fakt nejsem aerodynamik, ale odpověď na otázku, zda La-5FN u země skutečně atakoval hranici 600 km/h a La-7 ji překonával je asi uvedena v té knize CAGI, díl 2, strana 389, graf 22 (sorry, dal bych to sem, ale vkládání obrázků je tady tak neintuitivní, a mě se to nechce pokaždé studovat - Tygře, třeba to zvládneš líp )
Přiznává se v něm horší součinitel odporu La-5FN / La-7 vůči třeba Spitfiru (ten je z uvedených typů nejlepší, ale není uvedeno, jaký Spit ... osobně typuji Mk.IX), ale na druhou stranu sovětské konstrukce dominují ve výkonu motoru na jednotku plochy křídla ... u La-5FN, La-7, ale i Jak-3 a Jak-9U (abych Tygrovi nehanil Jaky), je uvedena hodnota cca 100 hp/m2 ... u toho Spita jen něco pod 60 hp/m2.
Mimochodem, stejná hodnota pro P-51D je 64 hp/m2 a u FW-190A-8 pak 94 hp/m2 (oprava překlepu, ne 84, ale 94 [Skeptik]).

Jak říkám, nejsem aerodynamik, ale ta hodnota musí být důležitá, když z toho grafu tak jasně vyplývá závislost rychlosti letu na této "energetické výbavě" jak je to nazýváno.
Možná je to dáno tím, že třeba ten Mustang musel u země letět s větším úhlem náběhu, aby jeho křídlo s laminárním profilem dodávalo dostatečný vztlak - a vyšší úhel náběhu neznamená jen vyšší koeficient vztlaku, ale i odporu.
Fakt nevím, střílel bych od boku.

Další možností je "čmeláčí efekt". Lavočky prostě nevěděly, že nemohou u země létat tak rychle, a tak prostě rychle létaly

[Hans S.]

Tak to není žádným překvapením, že součinitel odporu (mimochodem, jestli se nepletu, tak když není uvedeno jinak, tak je to při takovém AoA, kdy letadlo generuje nulový vztlak, ne Gryzlove?) bude u La-5FN i La-7 slabší, než u Spitfiru. Ty opravdu čisté hvězdicové konstrukce se konstrukcím s řadovými motory dokázaly přiblížit a některé slabší z nich i překonat. To je ale také důvod, proč se nějaký čas před válkou nepředpokládalo, že by vysocevýkonné stíhací letouny mohly mít hvězdicové motory. Jenže pak se ukázalo, že výkonová rezerva může překonat principielní ztráty v aerodynamice. Jak se záhy ukázalo, hvězdicové motory měly co nabídnout i stíhačkám.

Poměr výkonu na metry čtverečné křídla je sám o sobě k ničemu. Mimochodem u Fw 190 A-8 (2050 PS @ 2700 rpm @ 1,58 ATA), kterého bychom mohli považovat za současníka La-5FN/La-7 je tento výkon 112 PS/m2. U starších variant pak 95 PS/m2. U La-5FN/7 je to 105 PS/m2. Kde Sověti (nebo ty?) vzali tu hloupost s 84 PS/m2, to netuším. Ostatně i Spitfire IX bude mít podstatně více, než uvádíš. Samozřejmě u něj extrémně záleží na použitém křídle a motoru, tedy jestli je to hloubková varianta, nebo naopak výšková a pak na plnicím tlaku a tedy výkonu daného agregátu.

Máme nějaké konkrétní informace, nebo originální protokoly z NII VVS? Abychom třeba viděli konfiguraci stroje, vzletové hmotnosti, otáčky motoru, typy motoru, plnicí tlaky, případné informace o korekcích či podmínkách měření? Z mého pohledu se na problematiku oné rychlosti 640 km/h u La-7 nedívám jako jestli ji mohlo letadlo s 1850 koňmi a aerodynamikou standardní Lavočky dosáhnout, ale kde je to kouzlo, které by to právě vysvětlovalo. Třeba u Fw 190 D máme jakýsi prototyp s upraveným motorem pro použití v nízkých výškách, kde je shodou okolností právě 640 km/h uvedených. Tygr Gryzlov by mohl přes palec dopočítat, jaký výkon by ten motor musel mít při známém cD Dory. Buď jak buď, sice bychom mohli tuto Doru zanést do grafů, porovnávat s dalšími letadly a tvrdit přitom třeba že v Rechlinu a u pana Tanka neměli potřebu cokoliv falšovat, jenže my víme, že 99 těchto Focke-Wulfů ze sta u země udělalo maximálně okolo 600 km/h. Tím chci říct, že 640 km/h u Lavočky nemusí být vůbec vylhaných, ale může to představovat roky zmotanou dezinterpretaci čehosi jiného. Protože fyzikálně je to na 1850 koňový motor a konvenční aerodynamiku té doby prostě moc.

[Skeptik]

Hansi, překlep u FW-190 jsem opravil (asi to bude bez MW-50).

K tomu ostatnímu se mi těžko vyjadřuje. Vše jsou to informace z originálních protokolů, žádná "roky zmotaná dezinterpretace".

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,
děkuji za informaci, do knihy se podívám. Moc nechápu, co tím poměrem je myšleno, protože když vezmu v úvahu La-5FN a La-7, které bych chtěl tímto porovnat, tak poměr výkonu na plochu nic neříká, protože obě letadla mají stejné motory, stejná křídla. Rozdíly jsou v aerodynamice a hmotnostech, tedy v něčem, co tento poměr nepostihuje … jsem zvědavý, jestli tam najdu nějaké vysvětlení.

To moje vrtání v La-7 neber tak, že bych chtěl něco zpochybňovat (i když se tak děje). Původně jsem s těmito výpočty začal v souvislosti s Fw190A (různé verze), ke kterým byly grafy pro různé letové režimy, a zkoušel jsem dopočítat výkony, které jsem pak porovnával s motorovou charakteristikou. Pracovali jsme na tom společně s Hansem a měli jsme tak zábavu na několik týdnů, možná měsíců. U Fw190 mi moc neseděly výsledky a tak jsem to zkusil s La-7 a La-5FN. Tam mi to vyšlo „všechno správně“, viz výsledky, které jsem poskytnul výše. Konzultoval jsem to s panem profesorem z fakulty a chtěl jsem vědět, kde je chyba. Řekl mi, že obyčejná rovnice mezi výkonem a odporem je nedostatečná, protože tato rovnice je příliš hrubá. Což je bohužel pravda, protože mi chybí třeba právě účinnost vrtule pro patřičné režimy. [EDIT] Zapomněl jsem uvést dodatečný tah od spalin unikajících z výfuků a od ohřátého vzduchu, který prošel chladičem. [EDIT]

Jak psal Hans: celé to snažení je o tom, přijít na to, jak to dokázali, že jim La-7 mohla letět tak rychle u země. Beru totiž v úvahu i výkony La-9 a La-11, které měly stejné motory a lepší aerodynamiku, mimo jiné i tím, že už měly křídla s laminárními profily.

Hansi,
Výkon zkusím k „Dorce“ dopočítat. Jen bych potřeboval verifikovat hmotnost a plochu křídla. Podle dat, která mám: m = 4 200 kg, S = 18,30 m^2

[Sibirsky_Tygr]

Fw190D-9
m = 4 200 kg … hmotnost
S = 18,3 m^2 … plocha křídla
n = 0,8125 … teoretická účinnost vrtule. Tato hodnota je nastavena tak, aby výsledné cD bylo v souladu s tím, co poslal Hans. (cD = 0,0242)
v (0 m) = 600 km/h … rychlost ve výšce 0 m, podle MSA

Dopočítané parametry:
cL = 0,1323
cD = 0,0242

Účinnost vrtule bude ve skutečnosti o něco nižší, ale to bych musel celkový tah rozdělit korektně na složku od vrtule, spalin a ohřátého vzduchu, který prošel chladičem, abych se k tomu dostal.

Při zachování teoretické účinnosti vrtule n = 0,8125 lze dosáhnout rychlosti v (0 m) = 640 km/h s motorem o výkonu 2 550 ps, při cL = 0,1163 a cD = 0,0242. Ovšem cD bude o něco menší, protože konstantní cD v určitém rozsahu cL platí pouze pro laminární profily, ale zde jsem použil stejné cD jako v předchozím případě. Tudíž je to otázka, jak to bude, protože s vyšší rychlostí letu klesne o něco i účinnost vrtule, ale o kolik? Bez aerodynamické charakteristiky těžko říct.

[Hans S.]

Hansi, překlep u FW-190 jsem opravil (asi to bude bez MW-50).

K tomu ostatnímu se mi těžko vyjadřuje. Vše jsou to informace z originálních protokolů, žádná "roky zmotaná dezinterpretace".

Fw 190 A krom krátkého experimentu na podzim 1943 nikdy zařízení MW50 nepoužíval. Standardní vysokooktanové palivo stačilo u jeho motorů až pro plnicí tlaky přes 1,85 ATA. Ty hodnoty, které píšu, platí pro verzi s původním plnícím tlakem a zvýšeným plnícím tlakem. Nižší, 1,42 ATA, se výhradně používal v letech 1942 a 1943. Vyšší plnicí tlak (1,58 ATA) se stal standardem pro stíhačky v létě 1944, u bitevníků (1,65 ATA) se používal již delší dobu, zhruba od konce zimy 1944.

Informace z originálních protokolů nejsou to samé, jako originální protokol. Potřebovali bychom znát přesnou konfiguraci letadla a samozřejmě i potvrzení, že jsou hodnoty přepočítané na MSA. Protože jak vidíš z informací okolo, ta hodnota strašlivě smrdí .

[Hans S.]

Tygře díky

Ta hodnota je vysoká, ale v případě upraveného kompresoru (potvrzeno) a nějakého hodně vysokého plnicího tlaku (2,02 ATA, spekulace) by toho Junkersův motor mohl být schopný. Každopádně absolutně mimo dosah standardního Jumo 213 A-1.

[Skeptik]

Tygře,
mrkni na ten graf a uvidíš. Navíc je to v ruštině, a tam mi tak trochu chybí pojmový aparát - ty na tom asi budeš líp
Nicméně máš pravdu - v případě La-5FN a La-7 jsou tam veškerá zlepšení na úkor aerodynamiky resp. nižšího koeficientu odporu (pokud jsem pochopil právně)

Jinak La-5FN a La-7 považuji za velmi zajímavá letadla, která svoji hodnotu (přes veškeré problémy a nedostatky jak těchto letadel, tak sovětského leteckého průmyslu v době WWII) prokázala v praxi - to ale neznamená, že bych je bral nějak nekriticky. Nicméně odmítám, bez důkazů, přistupovat k vysvětlení jejich výkonů dosažených v NII a LII způsobem - "jsou to lži, protože to tvrdí Rusové, a ruská letadla přeci nemohla být lepší než německá" (parafráze, prosím nebrat doslova).
Myslím, že sovětské výzkumné letecké ústavy CAGI, NII i LII a jejich personál své kvality prokázaly ... a navíc lhát v té době vedení Strany a SSSR fakt nebyl dobrý nápad, tedy něco, co by vedení těchto institutů chtělo dělat (navíc, když by naměřili nižší výkony než očekávané, tak nebyla by to jejich chyba, ale chyba konstruktérů či výrobního závodu ... a ostatně i pro vedení VVS by nižší výkony dodávaných letadel bylo dobrou "omluvou" za některá selhání)

Co se La-9/11 týče, tak to mne taky napadlo. Aerodynamicky byly určitě vytříbenější než La-7, nešlo o válečnou výrobu + ten laminární profil ... taky bych čekal vyšší nárůst rychlosti.
Tedy on vlastně přišel, ale až ve vyšších výškách, nikoli u země ... to mě ostatně vedlo i k té úvaze, zda to nemohlo být tím, že koeficient vztlaku laminárního profilu je nižší, a tak u země muselo letadlo s laminárním profilem (navíc vyladěné na podávání nejlepších výkonů kolem výšky 7.000 m ... P-51D) letět s větším úhlem náběhu = i vyšším koeficientem odporu.

Hansi
aha, já si jako MW-50 vysvětlil tu poznámku, že: "Changes introduced in the Fw 190 A-8 also included the C3-injection Erhöhte Notleistung emergency boost system" tedy že "Změny, které přinesl FW-190 A-8 (v únoru 1944 pozn. Skeptik) zahrnovaly i systém nouzového zvyšování výkonu vstřikováním C3".
Teprve teď mi došlo, že C3 je vlastně 95 oktanové palivo používané BMW-801 včetně verze D-2, která byla v FW-190 A-8.

Informace z originálních protokolů nejsou to samé, jako originální protokol. Potřebovali bychom znát přesnou konfiguraci letadla a samozřejmě i potvrzení, že jsou hodnoty přepočítané na MSA. Protože jak vidíš z informací okolo, ta hodnota strašlivě smrdí .

Tento odkaz postačuje? To je ten protokol z LII ze zkoušek sériového kusu La-7, které prokázaly pokles výkonů letadla vůči Etalonu r. 1944, včetně popisu, proč k tomu poklesu došlu. Co se max. rychlosti u země týče, je tam ten pokles na 597 km/h při forsáži = na hodnotu, kterou etalon dosáhl v NII při nominálním výkonu motoru.
Je tam sice jen čelní stránka protokolu - pak již jen jeho přepis - ale třeba mi budeš věřit, že ho stáhnutý mám, ale je to hodně .pdf a v dost blbé kvalitě.
Pokud nebudeš věřit mě, třeba Ti to Tygr potvrdí
Staženo to mám odsud: http://airwar.ru/other/bibl/la7isp.html

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,
podívám se až doma. Nemám ty knihy teď u sebe. A také mi chybí slovní zásoba

Ale našel jsem tohle: http://waroffline.org/index.php?showtopic=176
Je tam kompletní motorová charakteristika motoru AŠ-82FN. A také je tam popis ovládání vrtule, konkrétně u Jaků. Ale bacha na obrázky. Když jsem je rozkliknul, tak na mě vyskočily nějaké errory, tak opatrně s tím webem. Obrázky jsem uložil přímo, aniž bych je samostatně otevíral.

Ten graf, který je na 4. postu, který poslal Michalič, tak na něm je popsáno přesně to, co potřebujeme vědět o motoru. K otáčkám jsou přiřazeny i výkony. Škoda, tu knihu, ze které to vzal, tu bych moc chtěl ... k Vánocům

Laminární profil
Ano, máš pravdu, že kvůli nízkému cL by mohl být větší úhel náběhu, ale otázkou je, zda už cL bude při tomto úhlu náběhu mimo oblast laminární boule, aby mohlo cD vzrůst, nebo nikoliv. Ale jinak úvaha samozřejmě správná, protože vlastnosti laminárního profilu budou zmršeny vlivem interakce křídla s trupem. To by nám řekla polára celého letadla, ale tu nemáme.

Za odkaz děkuji! Připraveno k analýze


Hansi,
nemáš zač

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,
zpracovaná data podle zprávy, kterou jsi poskytl:

Výška 0 m podle MSA
cL ... součinitel vztlaku
cD/n ... poměr odporu a účinnosti vrtule, vztaženo na plochu křídla), účinnost vrtule je rovna 1

v = 556 km/h s výkonem 1545 ps, 2400 ot/min ... cL = 0,1226, cD/n = 0,0286
v = 595 km/h s výkonem 1855 ps, 2560 ot/min ... cL = 0,1078, cD/n = 0,0277

Díky zprávě od Tebe a také grafu, který jsem dnes našel, jsem opravil chybu ve výkonu při plnicím tlaku 1000 mm a 2400 ot/min. Teď je nutné zjistit, jaká byla účinnost vrtule, abychom dostali cD. Z hlediska logiky ale čísla sedí. Většímu součinitel vztlaku odpovídá větší součinitel odporu [EDIT, smysl věty]. Ovšem je to počítáno pro konstantní hmotnost, což není OK, ale nic s tím neudělám.

[Skeptik]

Tygře,
Pořád mi vrtá hlavou, odkud bereš data pro ty svoje výpočty.
Ty máš k dispozici poláry těch letadel? Nebo alespoň poláry jejich křídel?
Nebo vycházíš jen z poláry profilu (nekonečného křídla)?
A odkud jsi vzal hodnotu příčného řezu třeba La-7, pro výpočet odporu resp. koeficientu odporu? Přiznám se, že na takovéto údaje jsem zatím nikde nenarazil.
Díky.

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,
"šifra prolomena"

Graf, na který Skeptik odkazoval, ukazuje závislost: výkon (N), plocha křídla (S), součinitel odporu při nulovém vztlaku (cX0), účinnost vrtule eta (n)
Definováno jako: N/S - osa x, cX0/n - osa y ... na první pohled to vypadá "nelogicky", ale ...
Tah (T) = Odporová síla (FD)
T = FD
FD = cD . 1/2 . r . v^2 . S

přičemž výkon N

N . n = T . v ... Účinnost (n), Tah (T), rychlost (v)

Zbavením se závislých proměnných na podmínkách letu (r, v) a konstanty 1/2, lze získat srovnávací rovnici závislou na vlastnostech konstrukčního řešení letadla.

N . n = cD . S
N / S = cD / n nebo-li podle CAGI: N / S = cX0 / n [EDIT] (záměna i a n)

Tohle už dává smysl, protože vše ostatní už závisí na podmínkách letu.

[Sibirsky_Tygr]

Tygře,
Pořád mi vrtá hlavou, odkud bereš data pro ty svoje výpočty.
Ty máš k dispozici poláry těch letadel? Nebo alespoň poláry jejich křídel?
Nebo vycházíš jen z poláry profilu (nekonečného křídla)?
A odkud jsi vzal hodnotu příčného řezu třeba La-7, pro výpočet odporu resp. koeficientu odporu? Přiznám se, že na takovéto údaje jsem zatím nikde nenarazil.
Díky.

K těm výpočtům stačí základní rovnice. Nic na tom není.

FL =cL . 1/2 . r . v^2 . S ... vztlaková síla
FD =cD . 1/2 . r . v^2 . S ... odporová síla

Odporová síla musí být rovna tahu T

T = FD

přičemž výkon N

N = T . v = FD .v
N = cD . 1/2 . r . v^2 . S .v
N = cD . 1/2 . r . v^3 . S

Ale protože na skutečný tah má vliv účinnost vrtule, pak:
N . n = cD . 1/2 . r . v^3 . S

[EDIT]
Pro korektní výpočty je nutné mít k dispozici poláry, účinnost vrtule, výškovou charakteristiku motoru, MSA. Nicméně k dispozici máme referenční měření P-51, aerodynamickou charakteristiku vrtule VIŠ-61P a teď i graf z CAGI, na který jsi upozornil.

Z toho grafu (CAGI) je vidět, že poměr cX0/n pro La-7 a Jak-3U je hodnota někde kolem 0,025. Mimochodem, v tom grafu se vyskytuje JAK-3U, aniž by na to autoři upozornili. Je to vidět v grafu předchozím, o který Jak-3 se jedná. Také samozřejmě výpočtem. To je to "mlžení". Jsou to rošťáci.

[Sibirsky_Tygr]

N / S = cD / n nebo-li podle CAGI: N / S = cX0 / n [EDIT] (záměna i a n)

Tohle už dává smysl, protože vše ostatní už závisí na podmínkách letu.

I když tohle také není až tak pravda, protože účinnost n je také závislá na rychlosti letu.

n = cT / cN . J ... účinnost vrtule je poměr součinitele tahu a výkonu násobeno rychlostním poměrem J

J = v / (n . D) ... v je rychlost letu, n otáčky vrtule, D je průměr vrtule.

[Skeptik]

Tygr, jsi fakt dobrej , ale já budu pro pochopení potřebovat víc času, tužku a papír

Ale k těm vzorcům

FL =cL . 1/2 . r . v^2 . S ... vztlaková síla
FD =cD . 1/2 . r . v^2 . S ... odporová síla

Odhlédnu od toho, že u vzorce pro vztlak by měl být odečten "záporný vztlak" výškovky (u klasické koncepce vztlaková síla výškovky směřuje dolů - těžiště letounu je před působištěm vztlakové síly křídla), ale to S ze vzorce odporu přeci není rovno tomu S ze vzorce vztlaku, ne?
U vztlaku je S plocha křídla.
U odporu je S plocha příčného řezu letadla (objektu), ne?

Nebo už bych měl přestat s tím vínem a koupit Ginkgo Bilobu?

[Sibirsky_Tygr]

Skeptiku,
pokud bych byl "dobrej", pak to "vyprsknu" hned a nemusím nad tím přemýšlet půl dne

Referenční plocha S musí být pro oba vztahy stejná. Záleží na konvenci. Ještě se používá "omočená plocha", ale to se špatně vyhodnocuje. U nás (v ČR) je jako reference plocha křídla, která se snadno definuje. Co se týká vztlaku, tak samozřejmě máš pravdu, ale pokud už počítáš "hotové éro", pak se jedná o hodnotu vztlakové síly celého draku.

Graf CAGI
Ještě jsem zapomněl zdůraznit, že cX0 je součinitel odporu při nulovém vztlaku. Ostatně na to upozorňoval Hans o několik příspěvků dříve.

Report No. 916 - Mustang
Pročetl jsem trošku podrobněji komentáře k měření a na modelu naměřili cD pod 0,02 a na reálném letadlu nad 0,02. Je k tomu komentář, proč tomu tak bylo.


Hansi,
teď mi něco docvaklo. Součinitel odporu "Dorky" cD = 0,0242 ... To je cD0, nebo-li součinitel odporu při nulovém vztlaku?

[Hans S.]

Tygře, myslím, že ano, že je to cD0. Když je to uvedeno bez dalšího, tak mi nic jiného než cD0 nedává smysl...

Ostatně i u mustangu je těch 0,017, resp. 0,02 také cD0, ne?

[Sibirsky_Tygr]

Tygře, myslím, že ano, že je to cD0. Když je to uvedeno bez dalšího, tak mi nic jiného než cD0 nedává smysl...

Ostatně i u mustangu je těch 0,017, resp. 0,02 také cD0, ne?

Hansi,
tak to mi u "Dorky" chybí složka cDi

Mustang
Záleží, ze kterého grafu je odečteno. Je tam srovnávací graf měření na modelu a na reálné mašině. Hodnoty cD jsou v závislosti na měření v rozsahu cL = 0.0 až 0.2

Graf "Figure 22" na straně 9, Report No. 916
Odečty hodnot "by vočko".

Tunelová měření - model s hladkým povrchem
Hodnota 0,017, nebo spíše 0,018 odpovídá cL = 0, hodnota (asi) 0,019 odpovídá cL = 0.2 pro Mach 0,5.

Tunelová měření - model s hrubým povrchem
Hodnota (asi) 0,023 odpovídá cL = 0, hodnota (asi) 0,025 odpovídá cL = 0.2 pro Mach 0,5.

Měření na letadle
Hodnota (asi) 0,021, hodnota (asi) 0,022, hodnota (asi) 0,023 pro Mach 0,5 bez udání cL