Dosažení kritické meze korupce téměř vždy vyvolá občanskou válku. A válka vyvolá ještě větší korupci. A tato korupce vyvolá další nestabilitu, která oslabí již tak oslabené demokratické instituce. Oslabí demokratickou kontrolu elit, kontrolu vlády, kontrolu státní autority. Války vedou armády a jejich generálové. A armády z podstaty nejsou demokratické instituce. Pro generály armád je válka požehnání. Kdo podporuje válku vedenou zkorumpovaným státem, podporuje jak samotnou korupci, tak v důsledku i úplné zničení demokracie a svobody v tomto státě.
CZ_Opitz napsal:
no napada me jeste to udelat i obracene... das letadlo do 100m, dalsi waypoint od 500metru vyse, nekde do dvou tesne vedle das balon abys to mohl drzet kolmo, rychlost 600 a pak jenom drzet, dokud se to neprevrati...
Takze jsem to zkusil timhle zpusobem a vysly zajimavy hodnoty.Vzal jsem zase D-335, staci natrimovat vejskovku a leti krasne ve svicce a nemusis na to vubec sahat a nahore se zastavi a pada zase pozadu dolu.
ze 100m s pocatecni rychlosti 700km/h
1) 0% paliva, defaul, vystoupe do 1650m (nekolikrat zasebou +-1m)
2) 0% paliva, empty, vystoupe do 1646m
3) 0% paliva,+SC 1000, vystoupe do 1678m
4) 100% paliva, +SC 1000, vystoupe do 1725m
Ja si myslim, ze se to chova, tak jak by se to chovat melo:
(vetsi vaha)+(stejna rychlost) = vetsi energie = vetsi setrvacnost = vyssi dolet.
Matfyz nedelam ani nejsem vedec, takze me klidne opravte, mozna se mejlim. :sm50:
Dosažení kritické meze korupce téměř vždy vyvolá občanskou válku. A válka vyvolá ještě větší korupci. A tato korupce vyvolá další nestabilitu, která oslabí již tak oslabené demokratické instituce. Oslabí demokratickou kontrolu elit, kontrolu vlády, kontrolu státní autority. Války vedou armády a jejich generálové. A armády z podstaty nejsou demokratické instituce. Pro generály armád je válka požehnání. Kdo podporuje válku vedenou zkorumpovaným státem, podporuje jak samotnou korupci, tak v důsledku i úplné zničení demokracie a svobody v tomto státě.
CSL_Ucho napsal:
nemáš ty čísla nějak blbě, nejtěžší doletí nejvýš?
Je to s vypnutym motorem, takze to stoupe jen na setrvacnost no a proto tezzi doleti vys...podle me to dava smysl.
Kdyz mas dva projektily napr 7.62 a browning .50 oba maji asi stejnou ustovou rychlost, ale padesatka vazi asi 5x vic, tak ma taky vetsi dolet a kdyby si strilel k neby tak se dostane taky vys-podstatne vys.
313_OTU_Gryzlov napsal:
Odpoledne to sem dám, pokud mě LesniHu nepředběhne
Gryzlove, vsichni cekame
CZ_Foxl napsal:
Ja si myslim, ze se to chova, tak jak by se to chovat melo:
(vetsi vaha)+(stejna rychlost) = vetsi energie = vetsi setrvacnost = vyssi dolet.
Matfyz nedelam ani nejsem vedec, takze me klidne opravte, mozna se mejlim. :sm50:
Chova se to spravne, ale pozor na to, ze neplati vyssi hmotnost -> vetsi energie -> vyleti vyse. Kdyz ma vyssi hmotnost, spotrebuje vice energie na stoupani. Ten rozdil je zpusoben vyssi energii pri stejnem aerodynamickem odporu a vubec nezalezi na tom, jestli to letadlo leti zrovna nahoru, vodorovne nebo dolu.
CZ_Foxl napsal:
Je to s vypnutym motorem, takze to stoupe jen na setrvacnost no a proto tezzi doleti vys...podle me to dava smysl.
Ne, tezsi pri stejne rychlosti -> vic energie -> trva dele, nez se spotrebuje aerodynamickym odporem.
Nad nejakym systematickym testovanim letadel jsem uz premyslel, sepisu a hodim sem nejaky navrh, jak to rozvrtat a otestovat jednotlive parametry.
Tak splnil jsem, co jsem slíbil ... ovšem později, než jsem měl v plánu ... doufám LesniHu a Čutoro, že jsem se někde seknul a napsal jsem nějakou blbost :shy:
Snažil jsem se to napsat tak nějak nejjednodušeji ... můžete kdyžtak doplnit.
Vliv hmotnosti letounu na rychlost letu a zrychlení při letu v hladině a klesání
Nejdříve rozeberme síly, které působí na letoun během letu v hladině. Jedná se o síly, které buď budou působit ve prospěch pohybu letounu vpřed a o síly, které budou působit proti tomuto pohybu.
Síly, které působí proti pohybu letounu
Jedná se o odpor letounu, který se spočítá následujícím způsobem
D = cD*1/2*r*v^2*S
cD … součinitel odporu – je vázán na úhel náběhu, Machovo číslo, Reynoldsovo číslo
r … hustota vzduchu – vázána na Machovo číslo, výšku letu
v … rychlost letu
S … plocha křídla
Odporová síla letounu je tedy podle tohoto vzorce závislá na úhlu náběhu letounu během letu, na rychlosti letu a na výšce letu.
Aby letoun mohl letět na dané rychlosti, potřebuje k tomu dostatečný tah. Tah se u vrtulových letadel se nedá určit zcela jednoduše, tak jako u proudových letadel. Tah se přepočítává podle výkonových charakteristik motoru pro příslušnou výšku a z charakteristik vrtule. Jinými slovy, pokud bychom chtěli spočítat tah pro naše oblíbená letadla, nemá takřka žádné podklady, pro korektní výpočty. Nicméně tah se značí T. Pokud má tedy letoun letět požadovanou rychlostí, musí být tedy tah roven odporu letounu, tedy musí platit rovnice:
T = D, rozepsáno: T = cD*1/2*r*v^2*S
Platí následující:
T > D .. tah pohonné jednotky je větší než odpor letounu na dané rychlosti. Z toho plyne, že letoun může zrychlovat, nebo využít přebytek tahu ke stoupání.
T = D … tah pohonné jednotky zcela vyrovnává odpor letounu. Letoun tedy udržuje konstantní rychlost.
T < D … tah pohonné jednotky je menší, než odpor letounu. Letoun bude zpomalovat, dokud se hodnota tahové síly nebude rovnat síle odporové. Tento stav může například nastat v případě, kdy pilot sklesá do nižší hladiny a jeho rychlost přesáhne maximální rychlost letounu ve vodorovném letu na dané hladině.
Zrychlení na maximální rychlost během vodorovném letu v hladině
Aby mohl letoun dosáhnout ustálené rychlosti letu, musí mít letoun nějaké zrychlení. Toto zrychlení je vázáno na přebytek tahu, tedy letoun zrychluje za podmínky T > D. Zrychlení letounu pro daný okamžik, je dán vztahem:
a = (T-D)*1/m
kde T – D je takzvaný přebytek tahu, pro daný okamžik, m je hmotnost letounu. Zde bych se na chviličku zastavil. Řekli jsme, že odpor letounu se mění s rychlostí letu. Odpor letounu je přímo kvadraticky závislý na rychlosti letu. Z toho plyne, že rychlost velmi citelně ovlivňuje odpor letounu. To ale znamená, že se stoupající rychlostí nám klesá rozdíl mezi tahem a odporem, což nám ovlivňuje zrychlení. Z toho tedy zcela zřetelně a jasně vyplývá, že se vzrůstající rychlostí klesá zrychlení letounu, které je navíc ovlivněno hmotností. Takže když to shrneme, tak na zrychlení se nám kladně projevuje hodnota tahu, čím větší, tím lepší a negativně se nám zde projevuje rychlost letu, což je narůstající odpor, a hmotnost. Z narůstající rychlostí toho asi nic neuděláme, takže zbývá hmotnost. Ze vzorce je vidět, že vyšší hmotnost je zcela jasně negativum. Když půjdeme ještě dál, tak tvrdím, že vyšší hmotnost zapříčiní i pokles maximální rychlosti, u jinak identických letadel. Je nutné ale dodat, že tento pokles není znatelný. V automobilovém průmyslu už to ale znatelné být může. Důvodem, proč poklesne s hmotností maximální rychlost je to, že klesne maximální zrychlení. Toto tvrzení lze dokázat celkem jednoduchým výpočtem. V případ zájmu lze provést ukázku výpočtu.
Jak jsme již řekli, tak přebytek výkonu při dané rychlosti je definován rozdílem T – D. Když tento rozdíl vydělíme tíhou a vynásobíme rychlostí letu, získáme přímo stoupací rychlost letounu při dané rychlosti. Tedy vs = v*(T-D)/G = v*(T-D)/(g*m)
Jak je ze vzorce vidět, vyšší hmotnost je zde opět na překážku. Podíl přebytku tahu a tíhy dává sinus úhlu stoupání.
Zjednodušeně jsme tedy probrali vlivy působící na letoun během vodorovného letu v hladině. Nezabýval jsem se tím, že hmotnost, respektive tíha letounu musí být vyrovnána patřičnou hodnotou vztlakové síly.
Střemhlavý let
Vyjdeme opět ze základní rovnice:
T = D
Jak víme, tak toto platí pro vodorovný let v hladině. Pokud převedeme letoun do střemhlavého letu, získáváme další sílu, která bude na letadlo působit ve smyslu urychlení letounu. A to je tíhová síla. Rovnice bude vypadat následujícím způsobem:
T + G sin(alfa)= D
Tíhová síla, respektive její složka, tedy pomáhá zvyšovat tah letounu. Pokud letoun bude nabírat výšku, tak naopak bude působit proti směru letu a tedy bude zmenšovat přebytek tahu pohonné jednotky. Alfa je úhel klesání.
Zrychlení letounu pro režim klesání se vypočítá jako:
a = (T + G*sin(alfa) – D)*1/m … uvedenou rovnici vydělíme hmotností a získáme:
a = (T – D)*1/m + g * sin(alfa)
Zde je vidět, že tato rovnice je vlastně rozšířenou rovnicí pro výpočet zrychlení letounu ve vodorovném letu. Základ rovnice zůstává stejný, tedy přebytek tahu lomený hmotností, ale rozšířený o složku gravitačního zrychlení. Velikost složky gravitačního zrychlení je určena úhlem klesání letounu.
Co z toho tedy plyne? Že letoun letící ve střemhlavém letu je urychlován zejména přebytkem tahu až do maximální rychlosti letounu, který přísluší dané hladině letu. Jakmile dosáhne letoun při klesání této maximální rychlosti letu, dochází k vyrovnání tahu pohonné jednotky a odporu letounu. Dále může být již letoun urychlován jen gravitačním zrychlením. Toto urychlování pokračuje opět jen do té doby, než opět dojde k vyrovnání tíhové síly a odporu letounu.
Co toto všechno znamená z hlediska hmotnosti letounu, který letoun se více urychlí ve střemhlavém letu? Těžší nebo lehčí letoun?
Pokud vezmu dva letouny, které budou stejné. Řekněme dva Fw190. Jeden bude mít hmotnost 3000kg, druhý 4000kg. Pomíjím to, že minimální vzletová hmotnost Fw190 je vyšší než 3000kg. Oba letouny mají naprosto stejný odpor pro všechny režimy letu, výkon pohonných jednotek.
Chování ve vodorovném letu: zrychlení obou letounů je dáno
a = (T –D)*1/m
Řekli jsme, že se jedná o naprosto identická letadla, která se pouze odlišují hmotností. To znamená, že přebytek tahu pohonné jednotky zůstává stejný pro oba stroje a jediný rozdíl tedy je v hmotnosti. Poměr hmotností přímo udává rozdíl ve zrychlení. Lehčí Fw190 tedy bude mít 1,33 vyšší zrychlení, než těžší Fw190 a ve vodorovném letu tedy dosáhne své maximální rychlosti dříve, než těžší Fw190. V tomto poměru jsou též i rychlosti stoupání. Pokud bychom byli ale důslední, tak maximální rychlost těžšího Fw190 bude o nějaký chloupek nižší, ale to se dá zanedbat.
Takže ve vodorovném letu a při zrychlování ve vodorovném letu je větší hmotnost na překážku. Jak to bude u střemhlavého letu.
Rovnice pro zrychlení ve střemhlavém letu
a = (T – D)*1/m + g * sin(alfa)
Jak je opět z rovnice vidět, tak ve střemhlavém letu opět vítězí lehčí Fw190, protože jeho přebytek tahu je dělen menší hmotností. Lehčí Fw190 bude mít na počátku střemhlavého letu větší rychlost, než těžší Fw190 a tudíž dosáhne své maximální rychlosti dříve. Pak už bude zrychlovat jen pomocí složky gravitačního zrychlení. Těžší Fw190 tedy dosáhne své maximální rychlosti později, než lehčí Fw190. Do dosažení maximální rychlosti letu je tedy větší hmotnost letounu na překážku, po dosažení maximální rychlosti letu je výhodou, protože lze dosáhnout vyšší rychlosti letu u těžšího letadla, ale zrychlení bude u obou letadel stejné. Teoreticky může těžší Fw190 dojet lehčí Fw190, pokud ten již letí konstantní rychlostí a dále se neurychluje, protože dosáhl rovnováhy tahových a odporových sil. Ale prakticky zvítězil lehčí Fw190. Pokud budou obě letadla padat ve střemhlavém letu se stojící vrtulí, dopadnou na zem stejně. Proč? Protože obě letadla jsou urychlována stejnou hodnotou zrychlení, které je dáno hodnotou g. Tedy necelých 10 m/s^2. Ale pokud budou padat k zemi dostatečně dlouhou dobu, lehčí Fw190 dříve dosáhne ustálené rychlosti pádu dříve, než těžší Fw190. Z toho plyne, že větší hmotnost pouze posouvá hranici maximální rychlosti dál.
Pokud se tedy vrátíme zpět k problému, kdo bude u země dřív, zda lehčí Spit Vb oproti těžšímu Fw190, tak pokud budou padat k zemi volným pádem, přímo kolmo k zemi, tak dopadnou oba stroje stejně, pokud nebudou padat z takové výšky, aby Spit Vb dosáhl své maximální rychlosti, kdy už nebude moci být urychlován garvitačním zrychlením, tedy kdy tíha letounu bude rovna odporu letounu při dané rychlosti. Pokud oba letouny budou letět ve střemhlavém letu pod malým úhlem klesání, budou oba letouny teoreticky klesat stejnou rychlostí do té doby, než lehčí Spit Vb dosáhne své maximální rychlosti. Ale toto tvrzení není zcela korektní, protože obě letadla mají jinou poláru, jiný optimální úhel klesání.
Pokud se přidá vliv pohonné jednotky, jednoznačně vítězí Fw190. A proč? Pokud vím, tak z britských testů vyplývá, že Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší zrychlení v horizontu a tím je jednoznačně řečeno vše. Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší přebytek výkonu, tudíž není co řešit.
Dovolil bych si ještě poznámku: pokud budu mít letoun, jeho součinitel odporu bude menší minimálně v takovém poměru, jako by byl poměr hmotnosti tohoto letounu s Fw190, dosáhl bych s takovýmto letounem stejné ustálené rychlosti jako Fw190. Jinými slovy, aerodynamicky čistější a lehčí letoun je na tom z hlediska výkonů mnohem lépe, než těžší letoun. Příkladem je třeba P-51, který má díky svému laminárnímu profilu křídla skoro dvakrát nižší součinitel odporu, než běžný, konvenční, stíhací letoun z období druhé světové války.
EDIT:
Překlepy
Upravil/a 313_Gryzlov dne 14-02-2006 21:20
313_OTU_Gryzlov napsal:
...Příkladem je třeba P-51, který má díky svému laminárnímu profilu křídla skoro dvakrát nižší součinitel odporu, než běžný, konvenční, stíhací letoun z období druhé světové války.
wow . Jen jsem se těšil na trochu jiné rozuzlení na konci, jako že Fw 190 stejně uteče všemu, protože je jednoznačně hezčí Ale jinak je to masakr největší
313_OTU_Gryzlov napsal:
.... Pokud vím, tak z britských testů vyplývá, že Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší zrychlení v horizontu a tím je jednoznačně řečeno vše. Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší přebytek výkonu, tudíž není co řešit....
jen technická, to asi netestovali s tím FW co máme ve hře nebo ano? Dle Hardballu, nejrychlejší pro mě zdroj, je výkon s boostem SpituVb 1480HP a FWA4 1580, takže jen pro mojí představu o přebytku výkonu, je tohle ono?
edit: ještě si tam mohl popsat ten climb, abych nad tím nemusel moc přemýšlet... :-)
Ale jinak taky díky.
Upravil/a Ucho dne 14-02-2006 23:40
Žije, žije ve stepi jeden v suché otepi.
Druhý v láptích pod pařezem, třetí v díře mezi bezem.
Ať si jsou, tam kde jsou. Ať sem na nás nelezou.
Ucho, soudím, že "přebytkem výkonu" měl Gryzlov na mysli "pomyslný přbytečný výkon", který je možné "investovat" třeba do zrychlování. Tzn. výkon, který dostaneš, když od celkového (to jsou čísla, která uvádíš ty) odečteš výkon potřebný pro udržení stávajícího letového režimu. Kde se to začíná komplikovat, protože tento "udržovací" výkon závisí na režimu letu a tedy i pomyslný "přebytek výkonu" se s režimem mění. Ba, je možné, že by jeden letoun měl oproti druhému v jistém režimu přebytek výkonu větší, v jiném režimu naopak menší.
až se pustíte do počítání, třeba vám to pomůže
sorry že je to tak dlouhý.
bohužel už přesně nevim zdroj, snad je to z NACA tabulek, ale hlavu na špalek za to nedám.
As a side issue from my last ballistic coeff list, here's the drag figures of a lot of WW2 types, this being what we call the relative flat plate area, but really the area * the zero lift drag coeff, and a realistic measure for comparing actual drag. Here it's in sq feet, but that doesn't matter much. (To get actual drag multiply this by speed squared and air density then divide by 2, keeping the units consistent, but remember this is profile drag only.)
313_OTU_Gryzlov napsal:
...Příkladem je třeba P-51, který má díky svému laminárnímu profilu křídla skoro dvakrát nižší součinitel odporu, než běžný, konvenční, stíhací letoun z období druhé světové války.
... v některých režimech letu ... :Jiricek:
Ano Jiříčku, máš pravdu. Zapomněl jsem to napsat. Nechceš to tedy doplnit?
Rooku, to jsou moc divná čísla. Na první pohled jsou ta čísla větší o několik řádů, aby to mohl být součinitel odporu. Abych řekl pravdu, moc moudrý z těch čísel nejsem. Netuším, co tím chtěl Rooku ten člověk říci.
313_OTU_Gryzlov napsal:
Rooku, to jsou moc divná čísla. Na první pohled jsou ta čísla větší o několik řádů, aby to mohl být součinitel odporu. Abych řekl pravdu, moc moudrý z těch čísel nejsem. Netuším, co tím chtěl Rooku ten člověk říci.
Podle popisu to na me pusobi jako hodnoty do toho klasickeho vzorce odpor=1/2*C*S*ro*v^2, kde dotycna hodnota je soucin C*S.
Pohled z druhe strany aneb hratky s vykonem a energii
(take ocekavam, ze kdo uvidi chybu, opravi me)
To, co budu popisovat, je tak trochu modifikace pohledu na manevrovy vzdusny boj jako na hru prebytku tahu a energie, co se objevil nekdy ve treti ctrvtine minuleho stoleti. Cela teorie letu se vyjadrila zakladni rovnici: tah motoru se spotrebovava (tedy se vlastne rovna) na vyrovnani aerodynamickeho odporu, zrychlovani letadla a stoupani. To zrychlovani a stoupani muze byt i zaporne, tj. letadlo zpomaluje nebo klesa. Jinymi slovy, kdyz vydelime vyraz tah motoru+sila gravitace (ktera pri klesani pomaha, pri stoupani naopak brzdi)-aerodynamicky odpor hmotnosti, dostaneme akceleraci letadla v danem rezimu. A akcelerace znamena iniciativu v boji.
U nas by byl samozrejme problem urcit tah motoru - museli bychom ohodnotit ucinnost vrtule, coz je problem obtiznosti srovnatelny s aerodynamikou celeho letadla (vcetne zmen s rychlosti letu, machovym cislem atd atd.). My na to pujdeme ciste pres vykon.
Predstavime si letadlo, co pri ustalene rychlosti stoupa. Je zrejme, ze cast vykonu se spotrebuje na udrzeni dane rychlosti (aerodynamicky odpor to letadlo brzdi), zatimco zbytek vykonu se spotrebuje do zvedani letadla. Potencialni energie je E=mgh, kde m je hmotnost objektu, g=9.81m/s^2 a h je rozdil vysek. Vykon je prace za cas, takze P=mgh/t=m*g*Vv. Vv jsem oznacil verikalni rychlost, tedy jak rychle letadlo stoupa v metrech za sekundu. Tento vykon je vlastne v dane rychlosti prebytecny a mimo stoupani se da pouzit i k akceleraci. Takze ted nechame letet to letadelko vodorovne. Ten prebytecny vykon mame uz spocitany, protoze vsechny potrebne hodnoty pro vyse uvedeny vzorec zname z testu a cast vykonu pro prekonani aerodynamickeho odporu se nezmenila (*pozn.1). Ted ten prebytek bude pouzit pro zvysovani kineticke energie letadla E=1/2*m*v^2, tedy k jeho akceleraci. Voila, mame zpusob, jak spocitat akceleraci pri dane rychlosti. Bohuzel jen v te jedne - stoupaci.
Priklad: letadlo 3 tuny tezke stoupa 20m/s. Potrebny vykon bude P=3000*9.81*20=588600W=588.6kW
Dulezite dodatky:
-nelze rict, ze "motor ma vykon xxxx kW, na stoupani se spotrebuje yyy kW, takze aerodynamicky odpor sezere xxxx-yyy kW", protoze efektivni vykon motoru letadla pro nase vypocty je snizen prave neznamou ucinnosti vrtule, kterou nezname. Ale nam staci znat ten prebytecny vykon, ten nam bude letadlo zrychlovat ci zvedat, a v nem je v obou pripadech koeficient ucinnosti vrtule jiz zabudovan.
-A ted jak odhadnout akceleraci pri jinych rychlostech: takhle teoreticky tezko . Pri jinych rychlostech se nam meni aerodynamicky odpor i ucinnost vrtule, takze nemuzeme vyuzit jiz spocitane hodnoty. Ale prubeh stoupavosti v zavislosti na rychlosti je plochy v pomerne sirokem rozmezi, takze pro odhad a porovnani dvou letadel v rychlostech, ve kterych se 'krouti' nam to staci.
pozn1: pozorny ctenar si jiste vsiml, ze zmenila. Kdyz letadlo stoupalo, cast hmotnosti nesla vrtule (m*(1-cos(uhlu stoupani))), takze kridla byla mene zatizena a jejich indukovany odpor byl mensi. Extremnim pripadem je vrtulnik, ktery nese jen vrtule kolmo nahoru. Nejaky odhad, jak moc velky vliv to bude mit nam musi rict pritomni aerodynamici (zalezi to na pomeru mezi indukovanym a parazitickym odporem), pri dvacetistupnovem uhlu stoupani nesou kridla 94% hmotnosti, coz zase takovy rozdil neni.
A ted prakticka aplikace:
313_OTU_Gryzlov napsal:
Pokud se přidá vliv pohonné jednotky, jednoznačně vítězí Fw190. A proč? Pokud vím, tak z britských testů vyplývá, že Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší zrychlení v horizontu a tím je jednoznačně řečeno vše. Fw190 má oproti Spit Vb mnohem větší přebytek výkonu, tudíž není co řešit.
Jak je to s tim vykonem?
Pokud jde o Faborovu A4, tam panuje dost nejasnosti. Alespon ja nemam ve vsem jasno :-). Zaprve byla zkousena na 1.42 ata, coz mohl a nemusel byt standardni plnici tlak te doby (myslim tim prvniho nasazeni fw190, ktere zpusobilo takovy ohlas). Zadruhe na nem byly pouzity britske zapalovaci svicky, coz pravdepodobne dost vykonu ubralo. Zatreti jsem nikde nevidel plnici tlak spita pouziteho v tom testu. Bojove nasazene spity pry v te dobe pouzivaly +9lb (to se pak neni co divit, ze na fw nestacily...). Predpokladam, ze proti fw190 testovali +12lb. Kazdopadne nam ted staci najit spolehlive krivky stoupavosti jednotlivych typu a porovnat je mezi sebou. Lepe stoupajici letadlo bude mit take lepsi zrychleni v horizontu (v rychlostech okolo stoupaci).
313_OTU_Gryzlov napsal:
Příkladem je třeba P-51, který má díky svému laminárnímu profilu křídla skoro dvakrát nižší součinitel odporu, než běžný, konvenční, stíhací letoun z období druhé světové války.
To je pry popularni mytus, ktery vznikl jako kryci legenda jiz za valky. Ten laminarni profil kridla nebyl v praxi tolik laminarni jako pri testech v tunelu, protoze nepresnosti pri vyrobe a pripadne znecisteni a opotrebeni znacne kazily proudeni. Nejakou rozumnou studii jak velky vliv to melo jsem ale nevidel. Jeho dobre vykony jsou pripisovany hlavne chladici - aerodynamicky dobre umisteny a dobre propracovany dokazal fungovat jako takovy maly naporovy motor a prakticky eliminovat svuj vlastni aerodynamicky odpor.
IL-2 Sturmovik™, Cliffs of Dover™, Pacific Fighters™ are trademarks or registered trademarks of 1C EUROPE, 1C-Multimedia, 1C ONLINE GAMES.
Other marks used herein are those of their respective owners.
:lol:
