[ROSS_Pups]

В связи с удалением соответствующей темы на официальном форуме и отсутствии изменений в новом патче, а также в стойком убеждении руководителя проекта Ил-2 БзС/БзМ, что данная информация не представляет никакой ценности для их созидания, то публиковаться удалённый и новый материал будет здесь.

В данной ветке форума будет представлена итоговая информация по изысканиям, которые будут нести в себе измерения полученные в игре и их соотнесение с историческими материалами.

Цитата

Наш подход
Разработку ведет студия, объединившая команды Ил-2 Штурмовик и 777 Studios – создателей Rise of Flight: The First Great Air War (лучшего авиасимулятора по Первой мировой войне).
Мы изучаем гигабайты отсканированных документов из разных стран-участниц Второй мировой. Среди них – документы, впервые извлеченные из Центрального архива Вооруженных сил Российской Федерации спустя десятилетия секретности. Среди советских записей есть и сведения о тестировании трофейной немецкой техники, немецкая аэрофотосъемка военного Сталинграда и его окрестностей, уникальные проверочные данные, графики, схемы и фотографии.
Мы внимательно изучаем комментарии реальных боевых пилотов о поведении самолетов и тактике воздушного боя, воспоминания и мемуары ветеранов Великой Отечественной войны, их личные отзывы и наблюдения для нас очень важны.

Мы посещаем мастерские по восстановлению самолетов времен Второй мировой и изучаем технику во многих музеях авиации по всему миру. Мы даже проводим тренировочные бои на реальных самолетах для изучения особенностей пилотажа.

(с) http://il2sturmovik.ru/about/

Наши подходы совпадают!

Сообщение отредактировал ROSS_Pups: 06 Апрель 2016 - 20:57

[ROSS_Pups]

Бюллетень №1
Исследование соответствия заложенных в игре значений углов сваливания самолета Р-40 значениям реального самолета.

Игра предполагает следующие значения углов сваливания и скоростей сваливания для самолета Р-40:
 Данные игры.jpg (87,14К)
Количество загрузок:: 269
Мануал (РЛЭ) реального Р-40 называет следующие значения скоростей срыва:

135,18 км/час при выпущенных шасси и закрылках
144,84 км/час при убранных шасси и закрылках
*Для справки: Стояночный угол Р-40 13, 5 градуса. Угол сваливания в
посадочной конфигурации в игре 12,6 градуса. Меньше стояночного угла.
В дополнение. Стояночные углы и критические углы в посадочной
конфигурации:
Bf-109 - 14, 17 градусов соответственно
FW-190, Ла-5 - 13 градусов, 15,35 (реальная фока, не игровая) и 15,1 градусов
соответственно.

РЛЭ требует сажать Р-40 на три точки:

Заложенный в игре критический угол не позволяет выполнить требования
РЛЭ. И действительно, бот в игре сажает самолет на две точки:


В полете критические углы выглядят так (тяга отлична от «0»):
Гладкое крыло

[ROSS_Pups]

Посадочная конфигурация:

И с экранным эффектом у земли на выравнивании

Кроме того, величина критического угла атаки существенно уменьшается вблизи земли:
"Обращаем внимание на очень большое понижение величины критического угла атаки в результате влияния земли. Руководитель занятий с летным составом, имея график поляры самолета, снятый в аэродинамической трубе при натурных числах Рейнольдса, может без учета влияния земли допустить неверные выводы. Так, при натурном числе Рейнольдса альфа крит. обычно равен 19-22 град; угол атаки крыла при стоянке самолета равен 13-15 град; отсюда, казалось бы, что летчик, совершающий посадку, имеет до альфа крит. сравнительно большой запас углов атаки. Если же учесть приведенное выше понижение альфа крит. из-за влияния земли, то оказывается, что вблизи земли альфа стояночный очень близок к альфа крит. и упомянутый запас отсутствует. Последним отчасти объясняется легкость выхода при посадке на критический угол атаки или так называемый "передир" самолета."
Аэродинамика скоростного самолета. Горощенко. 1948, стр. 147-148.

В цифрах это выглядит так:
"Так, у крыла без предкрылка при сужении = 2 Су макс. уменьшается с 2,1 до 1,85, а при сужении = 4 уменьшается с 1,98 до 1,93. При этом альфа крит. при сужении = 2 уменьшается с 22 до 15 град., а при сужении = 4 с 20 до 16 град"
(Параметры исследуемого крыла: у корня NACA23013, у законцовки NACA2309, щиток на половине размаха, отклонен на 60 град)
Аэродинамика скоростного самолета. Горощенко. 1948, стр. 147.

Профиль NACA 22 по своим аэродинамическим характеристикам не сильно отличается от NACA 230, следовательно, у P-40 вблизи земли критический угол атаки, исходя из данных, заявленных разработчиками симулятора, должен уменьшаться приблизительно до 12.6 * 0,68 = 8,56, что очевидно абсурдно с учетом стояночного угла в 13,5 градуса.

Поскольку Р-40 в игре критические углы не соответствуют значениям критических углов других самолетов и стояночному углу Р-40, появились объективные сомнения в правильности объявленных значений критических углов и скоростей для P-40, Wadом был выполнен аэродинамический расчет крыльев трех самолетов (P-40, Як-3 и Ла-5) на величину критического угла атаки. Правильность расчета проверялась по Ла-5 ( результат сравнивался с данными игры и результатами продувки ЦАГИ) и по расчету Як-3 (сравнивался с характеристиками "крыла Яка" из "Практической аэродинамики крыла" Красильщиков, 1973, стр. 160).

Расчет выполнен по методу, изложенному в РДК-43, значение Cу и Альфа крит. получены в соответствии с критерием, указанным в РДК: если значение Су, при котором половина крыла охвачена срывом, превышает значение Су, при котором на крыле только начинается срыв потока, не более, чем на 0,1 - за Су max принимается значение Су начала срыва потока, а за Альфа крит. - отношение Су max к углу наклона линейного участка зависимости Cу по Альфа.
По вопросу соотношения Су max и Альфа крит. изолированного крыла и самолета (из РДК-43):
"При оценке Су max и Альфа крит. изолированного крыла... необходимо иметь в виду следующее:
При не отклоненных щитках или закрылках Су max и Альфа крит. самолета обычно мало отличается от таковых для изолированного крыла". (РДК-43 п. 13441).

Р-40.
В расчете учтено влияние фюзеляжа, полученное значение Су уменьшено на 5% (влияние окраски и возможных дефектов). Дополнительно рассчитано Альфа крит. по теоретическим значениям.

Конечный результат:
Cymax эфф. = 1.43
альфа крит. по продувке NACA: 17,57 (относительно продольной оси фюзеляжа)
Альфа крит. по теоретическому расчету: 16,81 (относительно продольной оси фюзеляжа)

Ла-5.

Крыло Ла-5 по своим срывным характеристикам (с прижатыми предкрылками) близко к крыло P-40, но несколько лучше.
Расчетное значение Cymax изолированного крыла = 1,58

В отношении Су всего самолета в целом (и сравнению с результатами продувки Ла-5 в трубе Т-101 ЦАГИ) - следует принять во внимание следующие факторы:

1. Влияние фюзеляжа, хотя и, как сказано в РДК-43, "незначительное", но оно все же есть. Метод для оценки этого влияния дает Л. И. Сутугин в книге "Механизированные крылья", 1948, стр. 297. Снижение Сymax, вызванное влиянием фюзеляжа, для всех рассматриваемых самолетов приблизительно одинаковое (т. к. отношение подфюзеляжной части крыла к площади всего крыла у них почти одинаковое) и составляет приблизительно 10% от расчетного значения.

2. Полученные расчетные значения Cymax являются идеальными и не учитывают состояние поверхности крыла. Вместе с тем, оно оказывает весьма существенное значение на его аэродинамические характеристики. Например, испытания, проведенные в Англии и США показали, что покрытие поверхности профиля крыла порошком со средним размером зерна 0,00005b (для нашего размера крыла это 0,1 мм) приводит к снижение Cymax на 16%. Небольшая неровность на ребре атаки крыла, шириной 0,005b и высотой 0,0002b (для нашего случая это 1 см и 0,4 мм соответственно) приводит к снижению Cymax на 15%. (К вопросу о максимальной скорости самолета, Горощенко, 1941, стр. 138-139). Таким образом, окраска самолета, различные небольшие производственные отклонения от идеальной поверхности и щели в стыках предкрылков с крылом вполне могут снизить Cymax у Ла-5 еще на 10%.

Итого:

Cymax расчетное изолированного крыла = 1,58
Cymax расчетное с учетом влияния фюзеляжа = 1,42
Cymax эффективное с учетом окраски, стыков и возможных дефектов = 1,28

Критический угол атаки определяется исходя из наклона прямолинейного участка кривой Cy от альфа для корневого сечения крыла и расчетного значения числа Рейнольдса. К полученному значению рекомендуется прибавить 1,5 градуса, т. к., несмотря на быстрое для данного крыла падение Cy вблизи критического угла атаки, оно все же не мгновенное и некоторый радиус там все же есть. (РДК-43, п. 14323)

Метод расчета наклона прямолинейного участка кривой Су от Альфа (параметр a) дан в РДК-43 (п. 13212), расчет по данной методике дает a = 4,31 рад.

Конечный результат:
Cymax эфф. = 1,28
Альфа крит. с учетом угла заклинения = 16,41 град.
Реальная продувка ЦАГИ:

Сообщение отредактировал ROSS_Pups: 07 Апрель 2016 - 21:10

[ROSS_Pups]

Як-3.
Также для проверки методики расчета Су и альфа крит, был выполнен расчет крыла Як-3 и сверка полученного результата с данными из книги "Практическая аэродинамика крыла" Красильщиков. 1973, стр. 160:

Расчетное значение для крыла Як-3 с учетом влияния фюзеляжа при Re = 4*10^6: альфа крит. = 19,19 град.

По данным из монографии Красильщикова: альфа крит. при Re = 4*10^6 = 19 град.:



Сводные графики срыва потока по размаху крыла и краткий конспект расчета Су max и альфа крит:

Для крыла Ла-5 (с прижатыми предкрылками) и крыла P-40 значения Су max определяются по крайней нижней точке соответствующего графика. Су в этих точках у них практически равны: 1,58 и 1,6 соответственно.

Учет влияния фюзеляжа (умножаем Cy на (Sкр+Sфюз*0,5)/S, основание: Механизированные крылья. Сутугин. 1948, стр. 297):
Ла-5: 1,58*0,92 = 1,45
P-40: 1,6*0,94 = 1,51
Учет влияния окраски крыла, щелей и прочих отклонений от идеальной поверхности:
Ла-5: 1,45 - 10% (основание - продувка ЦАГИ) = 1,3
P-40: 1,51 - 5% (основание - отсутствие щелей в стыке крыла с предкрылками) = 1,43
Критический угол атаки рассчитывается исходя из наклона прямолинейной части характеристики Су по альфа (параметр а) и угла нулевой подъемной силы корневого сечения (параметр альфа0).
Для крыла Ла-5 с прижатыми предкрылками a = 4.31 рад., альфа0 = -1,1; для P-40 а = 4,55 рад., альфа0 = -1,7 (основание: расчет по методике РДК-43, п. 13212 и характеристики профилей).
Ла-5: (180/Pi())*1,3/4,31-1,1 = 16,18
P-40: (180/Pi())*1,43/4,55-1,7 = 16,3
Критический угол для значений Су max, рассчитанных по первому способу РДК-43 (без расчета распространения срыва потока по крылу) увеличивается на 1,5 градуса для учета скругления характеристики Су по альфа на перегибе:
Ла-5: 16,18 + 1,5 = 17,68
P-40: 16,3 + 1,5 = 17,8
Углы атаки относительно продольной оси фюзеляжа получаются уменьшением углов атаки крыла на углы заклинения:
Ла-5: 17,68 - 1 = 16,68
P-40: 17,8 - 1 = 16,8
Таким образом, проведенное исследование и расчеты показывают, что игровой Р-40 имеет заниженные значения критических углов атаки.


Если использовать для оценки угла наклона зависимости Cy по альфа данные, полученные в результате продувки P-40 в полномасштабной аэродинамической трубе (отчет NACA 4B10, February 1944), то в этом случае альфа крит. для P-40 = 16,81:

В процессе изучения вопроса обнаружена опечатка или ошибка для значения критического угла ЛаГГ-3 в посадочной конфигурации :

Для FW-190 также присутствует неверное значение:

Точно по этому графику.

Но если обратиться к документам:
Угол установки (заклинения) крыла для всех Фок типа -A: 2 градуса. Источник: P. Gross "Die Entwicklung der Tragwerkkonstruction Fw 190", Bericht 176, der Lilienthal Gesellschaft, 2 Teil, January 1944
Угол нулевой подъемной силы для крыла Фоки типа -A: 0 градусов. Источник: NACA Technical Note № 1299, 1947 г.
Если установить крыло на фюзеляж и продуть в трубе: фюзеляж никакой подъемной силы не создает, значит угол нулевой подъемной силы для самолета в целом должен составлять -2 градуса, однако на результатах продувки самолета в Шале-Медоне ( тот график, что выложил Вирус) мы наблюдаем -3,2. Откуда разница в -1,2 градуса?

Ответ: В любой аэродинамической трубе воздушный поток не идеальный, поэтому результаты продувок необходимо исправлять, используя различные поправочные коэффициенты, для каждой трубы - свои. В процессе обработки результатов продувок FW-190 в Шале-Медоне немцы использовали неправильное значение поправки на скос потока: 1,5 град. Уже после окончания эксперимента они продули симметричный профиль и обнаружили, что правильная поправка должна была быть равна 0,25 град., о чем и написали в своем отчете об испытаниях:"Der Schlechtere Verlauf der Polaren kann von der Korrektur infolge der Strahlneigung herr?hren, die nach fr?heren Messungen mit 1,5deg angegeben war, nach neueren Messungen aber 0,25deg betr?gt." Источник: "Messungen an einer Fw 190 im grossen Windkanal von Chalais Meudon bei Paris", Focke-Wulf Bericht Nr.06006, 1943

Что в переводе означает: "Искажение протекания поляр из-за отклонения направления потока могут быть скорректированы: старое значение поправки 1,5 град., новое: 0,25."
Разница между поправками составляет 1,25 град. Таким образом, разница в 1,2 градуса между теоретическим и практическим значением угла нулевой подъемной силы на графике из Шале-Медона вызвана ошибкой в обработке исходных данных и график может быть легко скорректирован путем сдвига всей кривой вправо на 1,25 градуса:

Таким образом, Альфа крит должен быть 16,75 градуса, а зависимость Су от альфа должна быть смещена вправо на 1,25 градуса, и Су0=0,12, а не 0,22.