Помогите разобраться в фактах.
Допустим имеем 2 типа самолета (или дельталета) - один допустим классического дизайна - а-ля "Цессна-172". А другой некоего "планерного дизайна" - обтекаемая конструкция фюзеляжа, большое удлинение крыла и др - ну допустим Pipistrel Taurus/. Но при этом:
1. Оба ЛА имеют одинаковую взлетную массу.
2. Оба ЛА имеют одинаковую площадь крыла и одинаковую нагрузку на крыло.
Справедливо ли следующее:
1. Несмотря на разное аэродинамическое совершенство для одинаковой скороподъемности на взлете нужна одинаковая тяга и как следствие одинаковая мощность двигателя. Различия будут только в случае разной площади крыла и нагрузки - видимо, если у ЛА увеличить площадь крыла (бОльший рост удлинения), при сохранении веса (или уменьшить массу) - только в этом случае двигатель может быть и менее мощным на максимальных оборотах. Кроме того, упадет и взлетная скорость и длина разбега. Ну или различия будут даже в случае равных масс/площадей в пользу более аэродинамически совершенного, но не столь заметные?
2. На крейсерских режимах (полет на эшелоне) второй ЛА, обладающий лучшей аэродинамикой будет нуждаться в меньшей тяге (возможно в разы.... допустим "классика" с АК порядка 11, а "планерный" - АК - 33 - то вот и в 3 раза меньшая тяга и мощность). Выше экономичность и видимой такой ЛА на одинаковом запасе топлива пролетит в 3 раза большее расстояние/тратить будет в разы меньше топлива при одинаковых двигателях.
3. Нельзя в случае аэродинамически совершенного ЛА взять двигатель легче/меньшей мощности/компактности, так как все-равно потребуется довольно большая мощность на взлете.
Допустим имеем 2 типа самолета (или дельталета) - один допустим классического дизайна - а-ля "Цессна-172". А другой некоего "планерного дизайна" - обтекаемая конструкция фюзеляжа, большое удлинение крыла и др - ну допустим Pipistrel Taurus/. Но при этом:
1. Оба ЛА имеют одинаковую взлетную массу.
2. Оба ЛА имеют одинаковую площадь крыла и одинаковую нагрузку на крыло.
Справедливо ли следующее:
1. Несмотря на разное аэродинамическое совершенство для одинаковой скороподъемности на взлете нужна одинаковая тяга и как следствие одинаковая мощность двигателя. Различия будут только в случае разной площади крыла и нагрузки - видимо, если у ЛА увеличить площадь крыла (бОльший рост удлинения), при сохранении веса (или уменьшить массу) - только в этом случае двигатель может быть и менее мощным на максимальных оборотах. Кроме того, упадет и взлетная скорость и длина разбега. Ну или различия будут даже в случае равных масс/площадей в пользу более аэродинамически совершенного, но не столь заметные?
2. На крейсерских режимах (полет на эшелоне) второй ЛА, обладающий лучшей аэродинамикой будет нуждаться в меньшей тяге (возможно в разы.... допустим "классика" с АК порядка 11, а "планерный" - АК - 33 - то вот и в 3 раза меньшая тяга и мощность). Выше экономичность и видимой такой ЛА на одинаковом запасе топлива пролетит в 3 раза большее расстояние/тратить будет в разы меньше топлива при одинаковых двигателях.
3. Нельзя в случае аэродинамически совершенного ЛА взять двигатель легче/меньшей мощности/компактности, так как все-равно потребуется довольно большая мощность на взлете.
