Подёмная сила крыла. Часть 2
Монин Илья Алексеевич, к.т.н., imoninpgd@gmail.com
Для понимания порядка развития «авиации» как отрасли промышленности и «аэродинамики» как науки нужно вспомнить, что сначала появились первые самолёты, построенные энтузиастами-инженерами по наитию (см.рис.11), а уж только потом начали появляться теоретики, создавшие за тем дисциплину «Аэродинамика» на основании результатов творения инженеров-конструкторов.
На картинке самолёт созданный автомобилистом Анри Фарманом переделкой из купленного мелкосерийного самолёта Вуазена. При этом исходный самолёт братьев Вуазенов начал производится только в 1907г. На момент покупки Фарманом самолёты Вуазена могли приразгоне только слегка подпрыгивать и пролетать при этом несколько десятков метров. Фарман, после ряда переделок исходного самолёта, добился возможности пролететь более 1000м, при этом ещё развернуться и, сделав круг, совершить посадку. Произошёл рекордный полёт Фармана 13 января 1908г. А уже в 1909 году фирма братьев Фарман открывает своё производство самолётов собственной конструкции и лётную школу по обучению искусству полёта на них (см.рис.12). Скорость полёта самолётов Фармана тогда составляла около 60км/ч, которая была показана в рекордном полёте на дистанцию 180км, преодолённую за 3 часа полёта.
Рис.11. Макет самолёта Вуазена, переделанного под рекордный полёт Фарманом в 1907-1908гг.
Рис.12. Макет самолёта «Фарман IV-1910.» в музее, и фото подлинного образца на аэродроме.
Понятно, что первые ранние самолёты были маломощные, лёгкие и низкоскоростные.
Именно этим параметрам соответствуют первые выпукло-вогнутые тонкие профили, больше похожие на простейший изогнутый лист фанеры, а не на сложный профиль с глубоким теоретическим просчётом.
Для справок привожу иллюстрацию трансформации профилей крыла от самых ранних начала 20-го века, до вполне развитой авиапромышленности середины 40-х годов. (см.рис.13)
Рис.13. Тенденции изменения профиля крыла самолётов первой половины 20-го века.
После первых лёгких экспериментальных самолётов последовал Быстрый рост размеров и массы самолётов для перевозки всё большей полезной нагрузки. Тонкие крылья уже никак не могли выдержать такого размаха и веса, что потребовало внутрь крыла устанавливать высокие прочные балки, а само крыло сделать плоско-выпуклым или даже двояко выпуклым, чтобы скрыть несущую балку за обтекаемой подшивкой крыла.
Уже в 20-х годах все профили крыла приняли вполне современный вид.
К 1940-м годам авиационная индустрия настолько развилась, что начала производить целые армады самолётов, способных с воздуха разносить в труху целые города. Но при столь взрывном развитии производственных мощностей теоретическая база оставалась крайне слабой.
К 30-м годам интенсивность развития авиации уже не позволяла строить новые самолёты по «наитию», а потребовало строительство мощной экспериментальной базы по продувке частей самолётов, масштабных макетов и самолётов целиком на земле в огромных аэродинамических трубах (АДТ).
Так в ЦАГИ в 1939 году была запущена крупнейшая на тот момент (вторая в мире сейчас) аэродинамическая труба Т-101, позволявшая на земле исследовать самолёты целиком на актуальных в то время скоростях полёта.
Скорость потока 5–52 м/с
Число Re на 1 м до 3.6•106
Полное давление атмосферное
Скоростной напор до 1.7 кПа
Температура торможения окружающей среды
Диапазон углов атаки (?) ±20°
Диапазон углов скольжения (?) ±180°
Размеры рабочей части:
Сечение сопла (эллипс) 24x14 м
Длина рабочей части 24 м
Размеры объектов испытаний:
Размах крыла: до 18 м
Длина фюзеляжа: до 30 м
Площадь крыла: до 35 м2
С тех пор самолёты стали много крупнее, а скорости полёта много быстрее, так что уже ни один современный самолёт не влезает в АДТ Т-101 целиком, а в более современных и более скоростных АДТ продувают только масштабные уменьшенные макеты или элементы конструкции по отдельности.
Правда, в теории с начала прошлого века изменилось мало, так что уже в конце двадцатого века авиаконструкторы начали заново изобретать то, что уже прошли конструкторы начала-середины 20-го век, но так и не объяснили теоретики. Для примера приведу вид профиля крыла пилотажного самолёта, считавшимся лучшим ещё в 1980-х годах (см.рис.14).
Рис.14. Один из профилей крыла самолёта из каталога «Авиационные профили».
Такой же возвратный ход мысли наблюдается и среди крупных образцов лётной техники, это выразилось в создании монстров-экранопланов в 1960-80-х (рис.15), мало отличимых от гигантских самолётов конца 1930-х (рис.16).
При этом сам экранный эффект был обнаружен ещё в начале 30-х в моменты посадки крупных многомоторных самолётов с большой хордой крыла.
Так же экранный эффект ярко проявился при посадке рекордного дальнего самолёта АНТ-25, когда при испытательном полёте в 1933 году самолёт просто не мог приземлиться, а при лёгком касании колёсами земли самолёт подпрыгивал и снова взлетал. Чтобы убрать этот эффект и обеспечить спокойную посадку пришлось даже устанавливать специальные выдвижные тормозные щитки, резко ухудшающие лётные качества крыла во время посадки.
Хорда крыла в наиболее широкой корневой части у АНТ-25 превышала высоту стоек шасси, таким образом, создавались идеальные условия для формирования экранного эффекта под широким низколетящим крылом. При это во время посадки с пустыми баками при массе самолёта 4000кг и площади крыла 88м.кв, средняя нагрузка на крыле в полёте создавалась менее 50кг/м.кв, что соответствует скоростному напору 500Па создаваемому при скорости 104км/ч (29 м/с) для полёта на экране. Стоит заметить, что самолёты того времени летали крайне медленно (по современным меркам), так рекордный АНТ-25 имел крейсерскую скорость около 165км/ч (макс.246км/ч на высоте), при дальности полёта 10-12тыс.км и длительности 75-80 часов подряд.
А.
Б.
В.
Рис.15. Экраноплан «Каспийский Монстр»: а.) В полёте. Б.) Неподвижно на воде анфас. в.) Неподвижно в лобовой проекции.
А.
Б.
Рис.16. Самолёт-гигант АНТ-20 «Максим Горький», 1939г. а) Схематичный разрез. Б) Фото на аэродроме и при посадке.
Застойные зоны при Обтекание воздухом тел сложной формы как инструмент формирования виртуального профиля крыла.
Часто встречаются случаи. Когда необходимо построить линии тока воздуха вокруг тел, форму которых трудно назвать обтекаемой.
Понятно, что воздух не станет послушно обтекать все углы и выемки тела, а пойдёт мягкими извивами, проносясь над ямами и заполняя их вихрями оторванных потоков застойных зон.
Если учесть наличие застойных зон как дополнительных твёрдых объёмов самого профиля, то геометрия Обтекания известных нам аэродинамических элементов примет совершенно иной вид.
Интересно, что такой метод нахождения эквивалентного условного прототипа крыла используется и в существующей прикладной Аэродинамике. Во всяком случае метод построения «Фиктивного полубесконечного тела» вокруг твёрдого крыла описывается в учебнике[3] на целых трёх страницах(стр.435-437), при этом в качестве границ фиктивного крыла выбирают границу толстого заторможенного пограничного слоя, то есть прибавляя к крылу те самые наши застойные зоны в «отрывных пузырях» или турбулентне зоны при полном срыве потока над крылом. При этом давление на твёрдое крыло от скоростного потока воздуха считается равным давлению этого потока на «фиктивное тело». Получается, что давление передаётся от скоростной струи на твёрдое крыло через достаточно толстый слой малоподвижного воздуха пограничного заторможенного слоя (застойной зоны) без каких- либо искажений.
Рассмотрим детально процесс мягкого обтекания скоростными струями разной интенсивности профилей крыла и выделим различные «застойные зоны».
Случай полного прилипания потока к крылу на малых углах атаки особой новизны не прибавляет (см.рис.17), но появляется маленькая застойная зона на лобовом обтекателе, напоминающая маленький острый клюв на круглой голове птицы.
Элемент кажется небольшим, но он крайне важен для понимания явления «обтекания» в целом.
Рассмотрим привычный профиль крыла в горизонтальном полёте с выраженными отрывными струями сначала с нулевым углом атаки(см.рис.18), а затем это же крыло уже под большим углом атаки(см.рис.20).
Рис.17. Профиль крыла с обтеканием без отрывов на плоскостях крыла, но с маленькой зоной полного торможения потока на носовой части крыла.
Рис.18. Профиль крыла с отрывов потоков на плоскостях крыла при нулевом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Глядя на сильное увеличение «Фиктивного тела» в сравнении с исходным расталкивающим лобовым обтекателем становится понятно как получается удивитльно низкое лобовое сопротивление у длинных веретёнообразных тел, на-пример, у фюзеляжей самолётов.
Обтекаемость таких форм достигает величины Сх=0,06, тогда как для шара такого же сечения Сх=0,4..0,5, а для плоской пластины Сх=1.
Оказывается в разряжении под отрывными струями в лобовой проекции сопротивление не создаётся совсем. Остаётся только приземлить отрывную струю на паралельную к вектору скорости прямую поверхность, чтобы при ударе не возникла продольная к скорости составляющая. С такой задачей прекрасно справляется длинный цилиндрический фюзеляж с вытянутым яйцевидным лобовым обтекателем. Получается, что лобовое сопротивление огромного фузеляжа равно сопротивлению шара на оконечности суживающейся носовой части (см.рис.19.)
Соотношение диаметра шара в носовом обтекателе к диаметру фюзеляжа зависит от скорости полёта, и чем выше скорость полёта, тем зауженней становится носовое скругление, расталкивающее воздушный поток. Возрастающая энергия встречного потока при постоянной величине лобового сечения требует разбрасывать всё меньшее количество воздуха в стороны от фюзеляжа при сохранении постоянного сечения «фиктивного тела» за обтекателем. На сверхзвуке радиус кривизны носового обтекателя вырождается в остриё, но это уже совсем другая история.
Рис. 19. Режим обтекания фюзеляжа с отрывными струями, под которыми создаётся зона нулевого сопротивления полёту. Всё сопротивлении фюзеляжа равно аэродинамическому сопротивленю шара в его носовом обтекателе. И сопровоодительные иллюстрации из учебников на тему сопротивления при обтекании воздухом различных тел .
Теперь рассмотрим поведение отрывных турбулентных зон при крыле с большим углом атаки (см.рис.20).
Сначала необходимо проследить траекторию отрывного потока над застойной зоной до момента встречи с потоком из под крыла самолёта. Так как профиль лобового обтекателя крыла считаем симметричным цилиндрическим, то и отрывные струи имеют равную мощность и траекторию, то есть тоже симметричны.
Для горизонтального крыла мы уже получили симметричный двусторонний отрывной пузырь с замыканием струй на крыле в одинаковых местах.
При придании крылу большого угла атаки картина отрывных струй меняется. При этом размеры «Отрывных пузырей»= «Застойных зон» над и под крылом начинают разительно отличаться по объёму.
В итоге в качестве «фиктивного тела» получится очень сильно распухшее крыло со значительным уплощением нижней плоскости по сравнению с огромным куполом отрывного пузыря на верхей плоскости крыла. Интересно, что эквивалентный виртуальный профиль «фиктивного тела» на большом угле атаки крыла с раздутыми отрывными пузырями на верхней плоскости крыла удивительно похож на известный летательный аппарат ЭКИП. (см. рис.21)
Рис.20. Профиль крыла с отрывов потоков на плоскостях крыла при большом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Рис.21. Экраноплан ЭКИП. Макет перспективного образца Экраноплана и действующая уменшенная модель Экраноплана (так и не взлетевшая из-за остановки проекта).
То есть в Экранолёте ЭКИП предлагалась вполне здравая мысль по контролю застойной зоны в задней «теневой» части корпуса, что позволяло осаживать отрывную струю на крыло в верхней части купола, что даёт большую подъёмную силу и уменьшает аэродинамическое сопротивление полёту.
Выходит, что автор ЭКИПа был не таким уж и выдумщиком, предлагая в качестве летательного аппарата такую бегемотоподобную конструкцию.
Правда летать ЭКИП должен не очень быстро и на больших углах атаки исходного тонкого профиля (около 15 градусов), с соответствующим высоким лобовым сопротивлением.
Огромный объём грузового пространства в таком летающем крыле с лихвой может скомпенсировать некоторое ухудшение аэродинамики. При этом конструктивно безфюзеляжный Самолёт-Крыло выглядит гораздо привлекательней, чем традиционный самолёт с разделением функций тонкого «несущего крыла» и «грузо-пассажирского фюзеляжа». Вот только для стабильного полёта ещё придётся добавить длинную балку для размещения хвостового оперения, как на гигантском летающем крыле АНТ-20 «Максим Горький».
Значительное расширение крыла (увеличение хорды) делает Самолёт типа ЭКИП ещё и ярко выраженным Экранопланом по своим аэродинамическим свойствам при полёте вблизи земли. Так при полёте на экране «фиктивное тело» крыла с большим углом атаки трансформируется в странный утюг, где маленький носовой клюв зоны торможения на крыле раздувается до размеров огромного застойного клина под крылом (см.рис.22).
Рис.22. Профиль крыла при полёте над экраном при большом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Внутрь этого остроносого утюга можно разместить как профили Экранолётов ЭКИП и ВВА-14 (Бартини), или сверхтолстое крыло как у АНТ-20 «Максим Горький».
Самолёты с очень толстым крылом были популярны в 1930-х годах в СССР, когда был создан самый крупный довоенный самолёт АНТ-20 «Максим Горький». У этого самолёта крыло было на столько толстым и широким, что в корневых отсеках крыла помещалось несколько кают, где человек ходил в полный рост (см. Рис.16.).
Правда, летал этот монстр с крейсерской скоростью всего 198км/ч (максимум 220км/ч).
Если у АНТ-20 чуток укоротить концевые участки крыла, оставив только центральную наиболее толстую часть, то самолёт станет похож на более поздний Экраноплан «Каспийский Монстр» Ростислава Алексеева.
Интересно сравнить близкие по размерам «Максим Горький» из 1930-х с «Каспийским Монстром» из 60-х (см.таб.5)
Таб.5. Сравнительные характеристики самолёта АНТ-20 «Максим Горький» 1934г. и Экраноплана КМ «Каспийский Монстр» 1966г.
В таблице представлены справочные данные, которые надо как-то интерпретировать.
Пойдём сначала простым путём прямого сравнения однородных цифр делением друг на друга.
Масса максимальная: 544/42= 13 раз
Площадь крыла: 662/486=1,36 раза
Удельная нагрузка на крыло: 13/1,36=9,5 раз
Скорость крейсерская: 430/198=2,17 раза
Различие скоростных напоров на крейсерской скорости: 2,17^2= 4,71раза
Мощность энергоустановок: (10*1300*9,81*430/3,6) /(8*900 000*0,735)=28,8 раз
Грузоподъёмность с учётом топлива: 304/(42-28,5)= 22,51.
Практическая дальность: 1500/1200=1,25
По соотношению топливной экономичности АНТ-20 = 7150/(1200*6)=0,993 л/(т*км)
Прожорливость КМ не известна, но можно её оценить через мощность и скорость.
При расчёте на удельный расход по справочной прожорливости 0.8кг/(кгс*ч) для двигателя ТРД ВД-7.
Расход на форсаже при разгоне с воды 10*13000*0,8=104 000кг/ ч
Если учесть длительность крейсерского полёта на экране только с двумя работающими моторами из десяти имеющихся для разгона и выхода на Экран, то экономичность повысится.
Для крейсерского полёта с двумя двигателями 2*13 000*0,8=20 800кг/ ч
Время полёта 1500/430=3,5часа
За полёт на максимальную дальность 1500км КМ сожрёт не менее 104*0.5+3,5*20,8=100тонн топлива.
А полезная нагрузка составит около 200 тонн.
Топливная экономичность КМ получится 100 000/(1500*200)=0.333 л/(т.км).
Выводы из полученных соотношений:
1. По топливной экономичности КМ может в оптимистичном варианте оказаться в 3 раза экономичнее, чем АНТ-20.
Сейчас у современного авиалайнера Аирбас А380 предусмотрена грузовая модификация A380F с возможностью перевозить груз до 150 тонн на расстояние до 10 370 км. Максимальная взлётная масса — 560 тонн (масса самого самолёта — 280 тонн). Расчёт экономичности для грузовой версии делаем из этих показателейдаёт 130тонн топлива 150 тонн груза на дистанцию 10370км: 130000/(150*10370)=0,0835 л/(т*км).
В пересчёте на пассажиров показатель другой: «Среди больших лайнеров самый экономичный — три литра топлива на одного пассажира на сто километров (54 морских миль) пути. По заявлениям Airbus[5], в расчёте на одного пассажира A380 сжигает на 17 % меньше топлива, чем «современный самый большой самолёт» (по всей видимости, имеется в виду Boeing 747). „
То есть при проверочном пересчёте на 850 пассажиров с багажом и креслами получим показатель близкий к расчёту для грузовой версии.
Выходит, что мы не только стали в 4-5 раза быстрее летать за последние 80 лет, но и по топливной экономичности улучшились более чем в 10 раз от АНТ-20 и в 4 раза от Экраноплана КМ. Хотя всего 20 лет назад наши аэробусы летали в 5 раз быстрее, чем АНТ-25. Недавнее снижение скорости в пассажирской авиации вызвано борьбой за топливную экономичность полёта.
2. Крейсерская скорость у КМ сделана столь высокой вынужденно, так как на меньшей скорости он просто не сможет лететь на экране. Условие полёта на экране- это выполнение неравенства «Скоростной напор» > «Средняя нагрузка на крыло», то есть
Pv= 8560Па при 430км/ч(120м/с) > 544000*9,81/662,5=8055Па.
3. Полётная безопасность тихоходного Самолёта-Гиганта из 30-х сильно лучше, чем у избыточно скоростного экраноплана из 60-х, почти неуправляемо несущегося среди тихоходных судов и вездесущих водных птиц.
4. Стоимость эксплуатации водоплавающих по морю экранопланов значительно дороже, чем для сухопутных высотных самолётов. Это связано с избыточным количеством двигателей, нужных только для старта с воды и выхода на экранный полёт, а также из-за чрезвычайной агрессивности морской воды при воздействии на двигатели и конструкции экраноплана при полёте в облаках брызг от близких морских волн.
5. Для Экраноплана КМ легко считается качество крыла при полёте на двух двигателях, равное отношению их тяги к весу самого экраноплана К=544/(13*2)=20,9. Таким образом, аэродинамическая эффективность большого и тяжёлого Экраноплана находится на уровне экономичность лучших современных крупных самолётов с качеством планера порядка К=18-20.
6. Загадкой для меня остаётся трёхкратный разрыв по экономичности Экраноплана КМ с Аэрбас 380F: Почему при равном качестве планера у Аэрбаса в 4 раза лучше топливная экономичность?
Или вся тайна кроется в жуткой прожорливости старых советских турбореактивных двигателей в сравнении с современными турбовентиляторными двигателями высокой степени двухконтурности?
Библиография:
1. «Гидравлика и аэродинамика», Альтшуль А.Д., Москва, Стройиздат, 1986.-413с.
2. «Аэродинамика» часть 1, Краснов Н.Ф., Москва, Ленанд, 2018,-496с.
3. «Аэродинамика», Под ред. Калугина В.Т., Москва, МГТУим.Н.Э.Баумана,2017,-607с.
Комментарии (93)
mayorovp
12.02.2019 09:32+1Всё это интересно, но где, собственно, само объяснение?
iMonin Автор
12.02.2019 11:28Объяснение чего вы от меня хотите услышать?
Есть ещё первая часть.
И начинать лучше с неё, а это лишь продолжение.
habr.com/ru/post/438854/?fbclid=IwAR31WJXJQh3HUtd7NJi72o-ut62sPAUL2HoEjzjHlvGW9UgBsg8hr6vVFAA
начинать лучше с
vconst
12.02.2019 13:24+2Начинать лучше с того, как вы начали рассказывать про многокилограммовых чаек, закладывающих виражи с перегрузкой в 3 (ТРИ) g, которые взмахами крыльев — роняют парашютистов :)
iMonin Автор
12.02.2019 13:47-1У вас к какой части моего текста возражения?
Бывают ли чайки весом 3 кг?- Да, чайки могут превышать в весе 2 кг.
могут ли они закладывать виражи с перегрузкой ТРИ жэ?.. Да, для это достаточно совершит поворот на скорости 20м/с (72км/ч) с радиусом 13м… Или вы считаете, что птицы так не могут?
А вот про взмахи крыльев вы просто ВЫДУМАЛИ… Хотя точнее сказать самообманулись...))
Я же предполагал, что поток воздуха от пролетающей птицы вполне может пригасить купол парашута, так как птица отбрасывает в полёте воздух вниз, со вполне прощитываемой интенсивностью.
При скорости в те же 20м/с для удержания в полёте 3кг веса нужно отбросить вниз массу воздуха m*V= 3кг*м/с… Если считать вертикальную составляющую отклоняемого потока 10% от скорости полёта, то отбросит вниз чайка 1.5кг/с или 1.5/20= 0,075кг/м.п.
Как вы считаете, если на купол парашута шириной 2м приземлится пруток массой 150 гр, то он промнётся как в видеоролике?
А если учесть боевой разворот с радиусом 13 метров, то на купол от одной трёх-килограмовой птицы на купол обрушится 450грамм воздуха со скоростью 2м/с.chaynick
12.02.2019 14:15+1Во-первых подтяните русский язык, мои глаза кровавыми слезами плачут.
По своему опыту могу сказать что спутка от другого парашюта может держаться до 40 м по горизонту. НО то что было в том видео нихрена не спутка, она не такая динамичная.
www.youtube.com/watch?v=PEiovJx0TXM
А если учесть боевой разворот с радиусом 13 метров, то на купол от одной трёх-килограмовой птицы на купол обрушится 450 грамм воздуха со скоростью 2м/с.
Воздух сильно инерционен, руку выставите вперед и подуйте на нее, поймете что так метко выпустит воздух по куполу невозможно.
Как вы считаете, если на купол парашута шириной 2м приземлится пруток массой 150 гр, то он промнётся как в видеоролике?
нет, купол довольно устойчив в наполненном состоянии. Для понимания сил — парашют удерживает в воздухе парашютиста весом порядка 80 кг, думаете его лишние 150 грамм так сложат? На то чтобы вытянуть стропу управления требуется усилие куда выше и 150 и 450 грамм. Навскидку килограмм 5 на то чтобы втянуть ухо, а это не центр парашюта. Ну и сверху к куполу крепится медуза, думаете она весит десяток грамм со стреньгой и усилением?
iMonin Автор
12.02.2019 14:27-1Предлагаю вам, взять лист фанеры 2 м.кв и пробежаться с ним плашмя навстречу ветру… Есть разница с «подуть на руку»?
Про «меткость» вы вообще славно пошутили!.. Как- будто птица что-то сделала специально ради вашей видеосъёмки, а не случайно там пролетала мимо…
А кто вообще давал правильное объяснение случившемуся с куполом парашута?
Если вы хотите обсудить напряжённое состояние ткани в куполе, то я готов.
Выкладывайте размеры купола, расстояние между стропами и мы легко посчитаем величину воздействи, необходимого для подобного схлопывания купола в полёте.chaynick
12.02.2019 14:48Выкладывайте размеры купола, расстояние между стропами и мы легко посчитаем величину воздействи, необходимого для подобного схлопывания купола в полёте.
Вы математики не знаете, куда вам считать-то?
Там все было написано — XAOS98. Правда их с 2010-х не производят и фирма разорилась.
Поэтому ориентируйтесь на другой хайперф подобной площади, например катану 97 —
Размеры
www.performancedesigns.com/docs/KatanaFlightCharacteristics.pdf
Стропы
www.performancedesigns.com/docs/linetrims/KA-083-0170LineTrimChart.pdfiMonin Автор
12.02.2019 14:53-2Э-нет!.. Я за вас вашу работу делать не собираюсь...)))
Вы сначала нарисуете мне картинучку с разложением сил постропам и геометрие купола по направлению вектора скорости, а уж потом по ВАШЕЙ картинке я уже посчитаю натяжение в отдельных купольных полосках-арочках.chaynick
12.02.2019 14:55Выкладывайте размеры купола, расстояние между стропами и мы легко посчитаем величину воздействи, необходимого для подобного схлопывания купола в полёте.
Я — выложил, теперь старайтесь.
argentumbolo
12.02.2019 14:56А кто вообще давал правильное объяснение случившемуся с куполом парашута?
Не только лишь все могут найти объяснение…
Причина случившегося написана в названии ролика — это мини смерч, из тех что бывают в тех краях.chaynick
12.02.2019 15:08Не только в тех, dust devil естественное атмосферное явление возникающие из-за ассиметрии нагрева поверхности солнцем и ветра, просто его заметить у нас сложно — пыли солидно меньше на земле, все под травой.
www.youtube.com/watch?v=nZObUTo1PRQ
iMonin Автор
12.02.2019 15:14-3Возможно и такое объяснение… Но кто сказал что оно действительно правильное?
Птички на заднем плане или вообще вне кадра вполне могли создать весьма заметное локальное воздушное возмущение, невидимое глазу…vconst
12.02.2019 15:29Птички на заднем плане или вообще вне кадра вполне могли создать весьма заметное локальное воздушное возмущение, невидимое глазу…
Я пересмотрел ролик и применил секретные алгоритмы, которые описывает 3Dvideo в своей статье
Теперь я знаю ответ, это и правда боевые чайки:
chaynick
12.02.2019 15:38Скорее получается купол начал размахивать концами чтобы подскочить и схватить пролетающую сверху невидимую чайку. И купол такие это сделал, обернул чайку, переварил и снова расправился. И вообще это не ткань зп а пришелец, маскирующийся под нее.
katorSi
12.02.2019 11:22Информация в статье не соответствует действительности? Откуда так много минусов?
argentumbolo
12.02.2019 11:34Да, информация в статье не соответствует действительности.
В первой части статьи проблемы были только с пониманием автором основ аэродинамики.
Во второй части оказалось, что представления автора о прочности летательных аппаратов также весьма поверхностны.
iMonin Автор
12.02.2019 11:35-4Это вполне закономерная реакция.
Если вы читали первую часть, то в начале я обяснял, что даже в одном из лучших ВУЗов страны (ФАЛТ Физтеха при ЦАГИ в г.Жуковский), специализирующемся на аэродинамике, на лекции не дают внятного объяснения визической сущности понятия «Подъёмная сила крыла».
Я такое объяснение дал. При этом замахнулся на авторитет самого первооснователя аэродинамики в России Жуковского и многих других.
Теперь все, кто верил на слово учебникам с нагромождением малопонятных формул и бессмысленным разяснениям, чувствуют себя обманутыми… А быть обманутым неприятно и обидно… В качестве защитной реакции можно просто отказаться принять новую информацию, даже если нечего на неё возразить…
Vlad_2016
12.02.2019 15:07я все ждал, когда произнесут слова «присоединенный вихрь». Ан нет. Хотя фотка ПЕРВОГО варианта Т-10 с оживальным крылом в первой части ЕСТЬ. А там — именно сама идея использования — генерация присоединенного вихря.
chaynick
12.02.2019 15:09Vlad_2016
13.02.2019 13:45Простите, но это не вихревая аэродинамика…
chaynick
13.02.2019 13:51Корневой наплыв не относится к вихревой аэродинамике?
Vlad_2016
13.02.2019 13:52если только он генерирует вихрь во всем диапазоне скоростей и углов атаки.
chaynick
13.02.2019 13:56Су-27 с корневым наплывом — образец вихревой аэродинамики, СР-10 с корневым наплывом — нет. Логично, че.
Vlad_2016
13.02.2019 14:21Плиз, ответ мой читайте. А то и Ту-144 можно обьявить вихревым, хотя там наплыв — только для уменьшения перебалансировки на сверхзвуке…
Весь прикол именно в ГЕНЕРАЦИИ ПРИСОЕДИНЕННОГО ВИХРЯ.chaynick
13.02.2019 14:25Ну тогда спорьте с разработчиками.
www.popmech.ru/weapon/456202-uchebnaya-mashina-dlya-budushchego-asa/#part1Vlad_2016
13.02.2019 14:30Посмотрите на генерацию вихря у Т-10, и у этого… даже не смешно. Они разрушают вихрь. Сухие — сохраняют его до задней кромки. Есть разница? Вы мне лучше обьясните, а занахрена там вообще КОС? Да еще с таким мизерным углом.
chaynick
13.02.2019 14:44Посмотрите на генерацию вихря у Т-10, и у этого… даже не смешно
Невозможно быть немножко беременной, так же и с вихревой аэродинамикой — или ты вихрь генерируешь или нет.
Вы мне лучше обьясните, а занахрена там вообще КОС
Это демонстратор от частников, задача — иметь НЕДОРОГОЙ самолет с приемлимыми динамическими характеристиками для начального обучения на реактивную авиацию, тут привет Як-130. КОС и наплывы добавлен как раз из-за видео — для улучшения управляемости на срывных режимах.
Да еще с таким мизерным углом.
Обожаю интернет экспертов. Самолет не должен выполнять задачи для которых он создан а должен круто выглядеть! Бланик разок в жизне видели? А машина культовая.Vlad_2016
13.02.2019 14:53Млин, да разрушается у них вихрь, разрушается сразу за передней кромкой! И аэродинамика — не биология. Кстати, именно поэтому отказались от готического крыла на Т-10, да и потом параметры наплыва менялись сильно, именно с целью сохранения вихря над максимально площади крыла.
Бланик — видел, за крыло держал, помогал приятелю в кабину усаживаться.
Уважаемый, посмотри на крыло Беркута. Надеюсь, все ясно?chaynick
13.02.2019 15:01Млин, да разрушается у них вихрь, разрушается сразу за передней кромкой!
Вихрь у них ФОРМИРУЕТСЯ? формируется.
Бланик — видел, за крыло держал, помогал приятелю в кабину усаживаться.
Бланик ужасный планер потому что у него КОС всего в 5 градусов?
Уважаемый, посмотри на крыло Беркута.
Уважаемый и на ты? Однако. Давайте взглянем на Х-29. И как, помогло ему? Опять же, сильно ли помог ли большой угол КОС беркуту — 1 экземпляру ЛЛ?Vlad_2016
13.02.2019 15:37+1Он не обеспечивает формирование устойчивой зоны пониженного давления — сиречь подьемной силы.
Угол КОС на Бланике — обьясняется просто проблемами ЦЕНТРОВКИ, не более и в МЕНЬШЕЙ степени — улучшение управляемости на малых скоростях. Как и стреловидность крыла у Ил-10.
У Ха-29 КОС — с точки зрения оттянуть срыв на больших углах. Или для Вас открытие, ради чего оно там нужно? Срыв потока развивается у КОРНЯ крыла. Но вот проблемы с аэродинамической дивергенцией — не позволили пойти дальше. У Беркута — та же проблема. Крыло получается слишком тяжелым.
Если Вас раздражает обращение на «ты» — да пожалуйста.chaynick
13.02.2019 18:03а занахрена там вообще КОС? Да еще с таким мизерным углом.
И внезапно и не зазорно иметь и малый угол стреловидности и КОС ставят для решения конкретной задачи а не чтобы было. То есть что, неужели СР-10 построен людьми которые понимают что делают?
Как и стреловидность крыла у Ил-10.
У Ил-10 нет КОС
У Ха-29 КОС
У Ха-29 нет КОС, это ракета схемы утка. КОС есть у Х(икс)-29(А).
— с точки зрения оттянуть срыв на больших углах.
А дарпа и AFRL об этом не знали — Х-29 построены по проекту исследований на пригодность КОС в авиации. www.nasa.gov/centers/armstrong/news/FactSheets/FS-008-DFRC.html
Но вот проблемы с аэродинамической дивергенцией — не позволили пойти дальше.
А еще скручивание КОС уменьшается при уменьшении стреловидности — и снова здравствуйте СР-10.Vlad_2016
14.02.2019 13:21Млин… стреловидность крыла (ГДЕ я говорил про КОС???) у Ил-10, так и например, у Ме-262 применена не для борьбы с волновым кризисом, а для обеспечения приемлемой центровки.
Насчет Ха — жаль, что не поняли иронии. Ну да ладно.
Зачем выбрана такая аэродинамическая схема — я не такой аХХрененнй спец, но даже мне ясно, что там не попытка отработки — а «а вдруг получится?».
По поводу СР-10 — пусть я ошибусь, но как УТС — оно бесперспективно. Для обучения нужен ОДИН тип (1-2 курс) — и сразу желателен переход на базовые самолеты.
chaynick
12.02.2019 13:39Оке, продолжим значит. Как аффтор может объяснить явления бафтинга и флаттера?
И второй вопрос — по вашим выкладкам из передыдущей статьи симметричный профиль крыла не имеет подъемной силы, а тут мы видим симметричный пилотажный профиль. Не видете здесь проблемы?iMonin Автор
12.02.2019 13:53-1У симметричного профиля подъёмная сила отлина от нуля только при угле атаке отличном от нуля.
На то он и симметричный, то есть одинаковый во все стороны от оси симметрии
Или вы сами этого не понимаете?
Бафтинг и флатер я разберу в следующих частях, так же как полёт на сверхзвуке.chaynick
12.02.2019 14:21У симметричного профиля подъёмная сила отлина от нуля только при угле атаке отличном от нуля.
На то он и симметричный, то есть одинаковый во все стороны от оси симметрии
Или вы сами этого не понимаете?
То есть тут самолет отвесно падает?
iMonin Автор
12.02.2019 14:33Вы вектор скорости самолёта сначала пририсуйте, а потом мы уже обсудим этот ВАШ снимок.
chaynick
12.02.2019 14:49Горизонтальный, как раз основная фишка ЯК-55 в относительно спокойном обратном полете, ради этого его и создавали.
iMonin Автор
12.02.2019 15:00Вектор скорости НАРИСУЙТЕ!!!
Откуда мне знать где там горизонт и в какой фазе манёвра снимок сделан???chaynick
12.02.2019 15:04Ну ок, смотрим пролеты здесь.
www.youtube.com/watch?v=waV7Cte90_0
И отдельно — здесь смотрим посадку.
www.youtube.com/watch?v=NRuhNiyuKtUiMonin Автор
12.02.2019 15:08И что вы хотели этими видеороликами продемонстрировать?
chaynick
12.02.2019 15:10Ну например самолет снижается с симметричным профилем крыла и положительным углом атаки. Ах да, это же невозможно!
iMonin Автор
12.02.2019 15:21А вы там можете где-то нарисовать вектор скорости рядом с линией хорды крыла, чтобы хоть как-то отмерить заявляемые вами углы атаки крыла?
Такие малые углы на глаз вообще плохо фиксируются, особенно на мелких кадрах быстротечных событий…chaynick
12.02.2019 15:29youtu.be/NRuhNiyuKtU?t=436
Вы уверены что тут малые углы?iMonin Автор
12.02.2019 15:32Нормальные углы для малых посадочных скоростей.
А в чём вопрос-то?
Чего вы хотите доказать?chaynick
12.02.2019 15:33У симметричного профиля подъёмная сила отлина от нуля только при угле атаке отличном от нуля.
На то он и симметричный, то есть одинаковый во все стороны от оси симметрии
Или вы сами этого не понимаете?iMonin Автор
12.02.2019 15:38Ну, продолжайте…
В чём ваши сомнения или возражения, или предложения?chaynick
12.02.2019 15:40Итого, по вашим утверждениям получается что так сесть самолет никак не мог, потому что подъемная сила возрастает при увеличении угла атаки на симметричном профиле и экранный эффект ему не дадут сесть. Так почему он сел?
iMonin Автор
12.02.2019 15:45С чего вы приписываете мне эту Глупость?
И где я такое говорил?
Вы выдумали Глупую придирку, сами в неё поверили, а потом решили меня в этом обвинить?
Или вы привыкли других обвинять в собственом непонимании чужого текста?chaynick
12.02.2019 15:46Так почему он сел?
iMonin Автор
12.02.2019 15:53Вопрос в чём?
Вы можете внятно сформулировать суть своих возражений, чтобы не приходилось постоянно задавать наводящие вопросы и делать уточнения?
Знаете как в школьных задачах:
Сначала пишут «Дано» и все условия к задаче.
Потом «Найти» и перечень необходимых данных, которые надо высчитать.
Попробуйте...)))chaynick
12.02.2019 15:56Дано — самолет Як-55, профиль крыла, посадочные скорости и ттх смотреть здесь www.tosnoaero.ru/library/manual/Yak-55M.pdf сел с углом атаки 17 градусов.
Почему ему не помешали экранный эффект и подъемная сила?iMonin Автор
12.02.2019 16:19-1Ну, наконец-то!!!
Теперь я хоть понял то, что именно вы хотели от меня узнать про Як-55, его посадочные режимы и влияние экранных эффектов на самолёт при посадке.
ТТХ як-55:
площадь крыла 14м.кв
Масса 835- 870кг
Таким образом средняя нагрузка на крыло всего 59.6кг/м.кв при посадке с выработаным топливом или Pm=585Па
Посадочная скорость 130 км/ч (36м/с)
То есть при +20С скоростной напор составит всего Pv=762Па.
Экранный эффект возникает,
так как Pv=762 > Pm=585Па
То есть, экранный эффект для Як-55 при посадке имеет влияние, а это значит, что при зависании над полосой на высоте чуть более хорды крыла 1,5 м нужно сбрасывать газ и мягко оседать на ВПП сквозь рассасывающийся с потерей скорости экран.
Ведь угол атаки при заходе на ВПП большой, а потому аэродинамическое торможение будет весьма быстрым.
chaynick
12.02.2019 16:33Энергию он вычерпывал боковым скольжением а не уменьшением шага. Это первое. Второе
Посадочная скорость 130 км/ч (36м/с)
То есть при +20С скоростной напор составит всего Pv=762Па.
v^2/2g это формула ДЛЯ ГИДРАВЛИКИ! dic.academic.ru/dic.nsf/polytechnic/8536/%D0%A1%D0%9A%D0%9E%D0%A0%D0%9E%D0%A1%D0%A2%D0%9D%D0%9E%D0%99
Ну епта… А нет, это даже не скоростной напор в гидравлике а вообще непонятно что. По какой формуле считали скоростной напор?iMonin Автор
12.02.2019 19:35-1Чайник, вы опят спорите с собственными выдумками?
Или вы сами не в состояни посчитать скоростной напор, без придумывния левых формул, сюда никак не относящихся?
скоростной напор Рv=(q*V^2)/2
Где q-плотность воздуха (газа. или жидкости).
То есть по вашей ссылке вторая формула написана с ошибкой.
И это всего лишь кинетическая энергия движущейся единицы объёма газа (жидкости).
Они умудрились потерять связь с реальность просто печатая второй пункт, где потеряли двойку в знаменателе Хотя второй пункт напрямую связан с первым в части скоростного напора, где эта двойка присутствует.
Кстати, Чайник, а про «Энергию он вычерпывал боковым скольжением а не уменьшением шага.» — это вы вообще про что?chaynick
12.02.2019 19:59Ну ок, допустим. Мы сравнили силы с разными векторами и обнаружили что они разные. Смысл сего действия?
это значит, что при зависании над полосой на высоте чуть более хорды крыла 1,5 м нужно сбрасывать газ и мягко оседать на ВПП
Кстати, Чайник, а про «Энергию он вычерпывал боковым скольжением а не уменьшением шага.» — это вы вообще про что?
ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BA%D0%BE%D0%BB%D1%8C%D0%B6%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5_(%D0%B0%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F) Ролик посмотрите.iMonin Автор
13.02.2019 14:01-1Чайник, вы когда начнёте внятно формулировать свои вопросы и возражения?
Я не умею читать ваши мысли, а только напечатаный текст!
Какие силы с разными векторами и где были сравнены?
Вы это о чём?
Повторяю свой вопрос: Что означала Ваша фраза«Энергию он вычерпывал боковым скольжением а не уменьшением шага.»???chaynick
13.02.2019 14:10Есть такой маневр — боковое скольжение, правда при посадке его применяют в основном планеры. Выражается в «движении боком», не путать с компенсацией бокового ветра.
вычерпывать или выбирать кинетическую энергию — означает уменьшать скорость. Сложна!
vconst
13.02.2019 14:11+1Вы уже не томите — срочно публикуйте третью часть! Не забудьте там про боевых чаек рассказать!
sshikov
13.02.2019 14:37>Чайник, вы когда начнёте внятно формулировать свои вопросы и возражения?
Ваш русский — это тоже что-то с чем-то… хоть бы спелл-чекер бы применили, читать же невозможно (это не про данный комментарий, если что).iMonin Автор
13.02.2019 15:15-2Уважаемые господа критики!
Глядя на статистику оценок своих коментариев вынужден вам сообщить следующее:
1. Вместо обсуждения публикации как таковой, вы занимаетесь самопиаром или самовозвышением.
2. Даже если кто-то из вас задал мне конкретный вопрос, то почему-то ответ на него вас не интересует совсем.
3. Я не увидел ни одного своего кометария с позитивной оценкой, то есть все участники этого обсуждения на каждое из моих сообщений ставит по МИНУСУ вне зависимости от содержания этого моего комментария. При этом даже в жарких спорах друг с другом вы оппонента не минусуете.А вот глупые подколы в мой адрес вы радостно друг другу заПлюсовывает.
4. моя карма упал а ниже 10, то есть я могу отвечать на ваши вопросы не чаще 1 раза в час.
Вывод:
1. Если кто-то хочет действительно обсудить со мной содержание моей статьи, то милости прошу в Личные сообщения или на мою Электронную почту (указана в статье).
2. Здесь буду отвечать только на развёрнутые вопросы, заданые в корректной форме и с интересным смыслом.
3. Вступать в перепалки и реагировать на мелкие односложные вопросы или комментарии больше не буду, так как кормить ваш рейтинг за свой счёт нет никакого желания, да и лишних ресурсов по лимиту ответов уже больше нет.
Vlad_2016
12.02.2019 15:10угу, еще ему и «Нож» в исполнении МиГ-29 или Сушки какой предоставьте, пусть поупражняется…
argentumbolo
Информация для размышления iMonin: Первые тупоносые крылья толстого профиля применил ЕМНИП Фоккер, во времена ПМВ, на биплане (что принесло немалую аэродинамическую выгоду). После неё они тоже развивались первое время на бипланах.
Но ведь для прочности биплана высота крыла не имеет особого значения.
Прочность с излишком обеспечивается пространственной фермой из двух крыльев-стержней, стоек и расчалок.
Что же было такого аэродинамически привлекательного в толстом тупоносом профиле, если для целей создания подъёмной силы он был хуже (или же не лучше) тонкого?
iMonin Автор
Я не зря привёл картинки с динамикой развития профиля за первые 35 лет авиационной индустрии, а так же первых серийных самолётов Вуазена и Фармана.
Всего за 7 лет от 1907 до 1914 авиация на плечах Энтузиастов-авиаторов сделали громадный рывок в перёд от подскоков-подлётов до военно-боевого применения во время войны.
На первых фото самолётов Фармана и Вуазена каркас крыла ещё выглядит шаткой конструкцией и з бамбуковых палочек и верёвочек, где расчётных Балок в доль крыла ещё нет, толщина крыла стремится к нулю, сравниваясь с толщиной тканевой обшивки.
Но уже во время ПМВ самолёты ведут уже манёвренный бой в воздухе и строчат по пехоте внизу и друг по другу в воздухе из пулемётов.
Вот там уже требования к прочности крыльев резко поднялись. вынудив делать широкую балку и снижая её аэродинамическое сопротивление двусторонней сглаживающей обшивкой.
То есть идут путём вынужденных решений от сиюминутных задач, а не строят теории на светлое будущее.
argentumbolo
Вы кажется немного не поняли.
Ферма с разнесёнными полками намного прочнее чем балка, при тех же материалах и уровне производства.
Толстое крыло Фоккера не было обтекателем балки, оно было применением на практике результатов продувок в Гёттингене.
Самолёты Фоккера не были прочнее других, они были манёвреннее и проще в пилотировании.
iMonin Автор
Да, мы просто разными словами называем один и тот же пространственный силовой элемент крыла.
Хотя я видел на фото набор крыла без обшивки, где силовой балкой крыла была обычная обрезная доска.
argentumbolo
Как ни печально, но вы снова не поняли.
Ферма это такая конструкция, состоящая из стержней, работающих на сжатие и/или растяжение.
Комбинация
Составляет собой ферму:
Для работы фермы абсолютно не важна прочность на изгиб её элементов, так как они не работают на изгиб. Они работают только на сжатие, и/или растяжение.
Потому элементы фермы могут быть как угодно тонки, например состоять из стальных труб.
Таким образом у тонких крыльев биплана нет абсолютно никаких проблем с прочностью. У них есть проблемы с аэродинамикой.
iMonin Автор
Наверное я не правильно написал в заголовке что-то, или вы не прочитали по не внимательности.
Я ктн- то есть кандидат технических наук.
Я знаю, что такое сопромат.
Я умею считать балки на изгиб, а так же на кручение.
Кстати, вы забыли учесть нагрузки на кручение, а их открытый профиль фермы плохо держит.
Так что для восприятия скручивания на крыле нужно применять замкнутый профиль типа профильной трубы или в худшем варианте массивную балку, которой и является деревянный брус или толстая доска.
argentumbolo
Это в каком же месте ферма открыта?
Кручение, для данной фермы, это неодинаковый угол серения по внутренним стокам и по наружным. Но их одинаковый угол обеспечивается расчалками.
При условии натяжения расчалок конструкция этой фермы закрыта.
И она точно сопротивляется скручиванию намного лучше чем «толстая доска», хотя бы потому, что сечения фермы крыла и доски отличаются в десятки раз.
Прочные на изгиб и скручивание лонжероны понадобились только во времена безрасчалочных монопланов, бипланы же успешно летали с лонжеронами из тонких стальных труб (Fairey Swordfish etc.).
Так же как аэродинамику?
Cerberuser
argentumbolo
Прошу прощения, конечно же сечения.
iMonin Автор
Уважаемый, когда вы в собственном комментарии в одной фразе сами утверждаете одно, а потом в следующем же предложении сами себя опровергаете, то зачем я вам в этом самоудовлетворении нужен?
Может вам просто учебник сопромата открыть, а не ссылки из какой-то хрени перепечетывать?.. А заодно научится корректно выстраивать свои претензии к чужим высказываниям, если вы их ещё к тому же плохо поняли.
argentumbolo
Фраза — домашняя заготовка на непредвиденный случай?
Можете конкретно указать, где противоречие:
sshikov
>Так же как аэродинамику?
В смысле — прочитал книжку для ВУЗ-а?
Bedal
не, наш Выбегалло смотрит лекции на ютьюбе :-)
Andy_U
Не верю, поскольку вы не знаете основ математики и физики. См. страницу 5 вашего автореферата, где вы, проинтегрировав давление [н/м^2] (первая формула на странице) по перемещению [м], в результате получили силу [н] (см. текст после второй формулы).
iMonin Автор
По текущей статье у вас есть возражения?
Andy_U
Да вы еще на множество моих вопросов по предыдущей не ответили.
P.S. И что за [censored] манера отвечать вопросом на вопрос?
iMonin Автор
Что касается моего автореферата, то в приведённом вами примере ошибки нет, так как вы не удосужились прочитать две строчки до формулы и две строчки после названой формулы… Ну. или просто не смогли понять смысл написанного...)))
Andy_U
Вот фраза перед второй формулой:
Далее формула, где слева сила (по крайней мере, я не вижу никаких уточнений, что это нечто другое) а слева интеграл давления по углублению, т.е. величина с размерностью [н/м]. Все было бы правильно, если бы во втрой формуле в правой части был дополнительный множитель с размерностью длины, видимо — ширина колеи, но там этого множителя нет.
И вам двойка, и рецензентам/оппонентам/членам ученого совета.
iMonin Автор
Ну, а вы анонимная Бестолочь, так как не удосужились прочитать ниже формулы следующее:«что соответствует повышению удельного сопротивления движения от образования колеи в степенной зависимости от увеличения давления в пятне контакта.»
Слово «Удельного» в данном случае и подразумевает сопротивление отнесённое на единицу ширины колеи, что и является теми самыми [ Н/м].
Или вы таки не удосуживаетесь читать тексты целиком, а пытаетесь весь смысл найти всего в одном произвольно выхваченом из текста предложении?
Кстати, когда вернёмся к обсуждению Текущей статьи про аэродинамику полёта?
Или вам больше не к чему в ней придраться?
Andy_U
Вы себе льстите. Вопрос все тот же. Подтвердите выполнение фундаментальных законов сохранения для любой вашей картинки с постулируемой застойной зоной. Для этого вам надо или написать аналитические зависимости скорости, плотности и давления в пространстве, окружающем «крыло», или сделать то же самое на (хоть даже нерегулярной) численной сетке.
А вот мое предсказание — поскольку устойчивое стационарное течение единственное, а ваше отличается он наблюдаемого в реальности, то нарушения законов сохранения не могут не найтись.
iMonin Автор
ОК
Я и этот вопрос разберу в одной из следующих частей....)))
vconst