[image]

О контурах и камерах, двигателях истребителей

Теги:авиация
 
1 2 3 4 5 6 7
+
-
edit
 

Вуду

старожил

101> Небольшое размышление вслух - раз воздух отбирается с последних ступеней компрессора, то давление там огого. Если тупо гнать это на турбину, то можно смело организовать сопротивление на турбине и обратно в КС со всеми вытекающими. Или же наоборот из турбины в компрессор течение организовать, вобщем то, что будет некий балансирующий по давлению канал это точно.
- Однако нет. Обратите внимание на аналогичную штуковину на J58:

Трубы выходят в пространство между последним диском турбин и топливным коллектором ФК... ;)

101> Может быть эта труба гонит давление на рубашку охлаждения лопаток турбин? Может там камера есть предварительная, в которой давление устаканивается, а потом уже по каналам в лопатке струячит? Если ЦИАМ не врет, то там воздух из лопатки выдувается в проточную часть и создает пленку с более низкой температурой.
- Наверно, он и не врёт. Этим можно объяснить и промелькнувшую запредельно высокую температуру - 1770o C...
   
RU Дм. Журко #13.04.2005 23:05
+
-
edit
 

Дм. Журко

опытный

Добрый вечер.

Zeus> По абсолютной температуре проценты, разумеется, от чего еще? Остальное смысла не имеет.

Ладно с «остальным», эти-то имеют?

Aaz>Таки что с моими расчетами будем делать? Переносить сюда, или ...

Переносите, но обе темы уже засорены глупейшими склоками и несуразностями.

101> Ну как? На твердую троечку по 201 кафедре ответил?

Ещё б вопрос знать, для начала.

Дмитрий Журко
   
Это сообщение редактировалось 13.04.2005 в 23:10

101

аксакал

2 Вуду

О, вспомнил (один умный человек рассказывал)! Горячий воздух в СКВ забирается из компрессора высокого давления, это первое.

Второе, патрубки от компрессора и за турбину ставят на тех же РД-33 и АЛ-31 (кажись) (т.е. практически везде) по причине того, что напор-то в компрессоре создается огого и поток под давлением запросто может сдуть пламя в КС. Поэтому просто снижают скорость отводя воздух.
   

Вуду

старожил

101> Второе, патрубки от компрессора и за турбину ставят на тех же РД-33 и АЛ-31 (кажись) (т.е. практически везде) по причине того, что напор-то в компрессоре создается огого и поток под давлением запросто может сдуть пламя в КС. Поэтому просто снижают скорость отводя воздух. [»]
- Нет, в данном случае это несерьёзно: есть действительно ограничения по максимальному давлению за последней ступенью последнего каскада компрессора. Но этот вопрос решается гораздо проще: есть заслонки (очень маленькие) перепуска воздуха, которые приоткрываются и стравливают лишнее давление во внешний контур. Для этого совершенно не нужно никаких труб городить...
Трубы нужны чтобы не отвести воздух, где он лишний, а подвести его туда, где он необходим... ;)

   
+
-
edit
 

Bird Man

втянувшийся

B.M.> Имеет место путание того, что первично, и что вторично.

Где же? Высокая температура непозволительна, потому смесь бедная. Что не так?
 


Воздуха у нас изначально - на бедную смесь.
Нам много воздуха, как такового, не только для окисления топлива, а для создания тяги, в первую очередь, надо.

Высокая температура нам нужна, но она нежелательна для стенок камеры сгорания. По-этому на входе в КС воздух разделяют на 2-3 потока.
1-й - непосредственно участвующий в окислении топлива.
2-й - охлаждение стенок КС
3-й - выравнивание поля температур на выходе из КС.


- А Вы лучше приглядитесь - кольцевые фланцы, где болты скрепляют ФК с двигателем, в районе дисков турбин, - так труба уходит за кольцо состыкованных фланцев. Если пройтись по кольцу к линии разреза - там как раз лопатки турбины компрессора низкого давления...
 


По этой трубе воздух идет на охлаждение сопловых аппаратов турбины.
Но прошу всех обратить внимание, что это не чертеж а картинка уровня рекламного буклета.

Второе, патрубки от компрессора и за турбину ставят на тех же РД-33 и АЛ-31 (кажись) (т.е. практически везде) по причине того, что напор-то в компрессоре создается огого и поток под давлением запросто может сдуть пламя в КС. Поэтому просто снижают скорость отводя воздух.
 


Ничего подобного.
Компрессор дает нам высокое давление.
Скорость воздуха в компрессоре падает.
А окончательно скорость глушит диффузор КС.

На направляющем аппарате перед компрессором вторая половина лопаток поворотные. Судя по всему для дросселирования.
 


Не факт.
Они могут быть поворотными, но не управляемыми. То есть их один раз выставляют на стенде в оптимальное положение.

- Однако нет. Обратите внимание на аналогичную штуковину на J58:
 


Ну, это изображение - слишком схематично.
И не известно, для чего эти трубки.
Больше похоже на перепуск воздуха.
А могут быть и откровенной дезой.


Но этот вопрос решается гораздо проще: есть заслонки (очень маленькие) перепуска воздуха, которые приоткрываются и стравливают лишнее давление во внешний контур. Для этого совершенно не нужно никаких труб городить...
 


Ха! Это если внешний контур есть. :)
В случаи с J58 - я его, как такового, не вижу. :)

И еще одна деталюшка - второй контур напрямую шпарит к соплу.
 


Сопло - явно эжекторное.
Так, что, вполне возможно, что он участвует в формировании струи.
   
+
-
edit
 

Вуду

старожил

B.M.> По этой трубе воздух идет на охлаждение сопловых аппаратов турбины.
B.M.> Но прошу всех обратить внимание, что это не чертеж а картинка уровня рекламного буклета.
- Это, разумеется, не уровень рекламного буклета. Это очень точная картинка и если на что похожа, то только на чертёж в аксонометрии.

B.M.>
- Однако нет. Обратите внимание на аналогичную штуковину на J58:
B.M.>
 

B.M.> Ну, это изображение - слишком схематично.
B.M.> И не известно, для чего эти трубки.
B.M.> Больше похоже на перепуск воздуха.
B.M.> А могут быть и откровенной дезой.
- Не шутите так. У них есть "конкретный физический смысл"... :D Их штук шесть, минимум, и не малого диаметра. Они присутствуют на всех снимках, присмотритесь...
Турбореактивный (прямоточный реактивный) двигатель с форсированной тягой Pratt & Whitney J58-P
http://www.aircraftenginedesign.com/pictures/J58.gif
http://www.pratt-whitney.com/images/j58.jpg
http://www.hill.af.mil/museum/photos/coldwar/j58.jpg

B.M.>
Но этот вопрос решается гораздо проще: есть заслонки (очень маленькие) перепуска воздуха, которые приоткрываются и стравливают лишнее давление во внешний контур. Для этого совершенно не нужно никаких труб городить...
B.M.>
 

B.M.> Ха! Это если внешний контур есть. :)
B.M.> В случаи с J58 - я его, как такового, не вижу. :)
- ?? ;) Посмотрите, пожалуйста, ещё раз внимательно на схему:
http://www.airwar.ru/image/i/engines/j58-3.jpg
   
Это сообщение редактировалось 14.04.2005 в 10:40
+
-
edit
 

Bird Man

втянувшийся

если на что похожа, то только на чертёж в аксонометрии.
 


Именно на это картинка из рекламного буклета и должна быть именно похожа. :)
Картинка явно получена в CAD-системе, и явно в презентационных целях.
По тому, что заметны неувязки с валами, подшипниками, колесо ТНД - всист в воздухе...

- Не шутите так. У них есть "конкретный физический смысл"... Их штук шесть, минимум, и не малого диаметра. Они присутствуют на всех снимках, присмотритесь...
 


Я имел в виду, именно такое расположение трубок - деза.
После просмотра снимков - беру свои слова обратно.


- Не шутите так. У них есть "конкретный физический смысл"... Их штук шесть, минимум, и не малого диаметра. Они присутствуют на всех снимках, присмотритесь...
 


Тот второй контур - не совсем ТРД, и совсем не ТРДД.
   
US Вуду #14.04.2005 13:05  @Bird Man#14.04.2005 12:50
+
-
edit
 

Вуду

старожил

B.M.> Тот второй контур - не совсем ТРД, и совсем не ТРДД. [»]
- Да какая разница, что "не совсем"! Там температура до 650°С, поэтому перепуск туда лишего воздуха из-за последних ступений компрессора высокого давления возможен без малейших проблем, сомнений и колебаний.
Если бы именно в этом была нужда. ;)
   

muxel

Энтузиаст реактивного движения
★★
Касательно J58 процитирую ЦИАМовскую книжку:

Часть поступающего из компрессора воздуха перепускается за турбину по шести трубам большого диаметра. Такая система может успешно выполнять три функции: вводить элемент двухконтурности в двигатель с определенным выигрышем для удельного расхода топлива; подавать чистый воздух для увеличения степени форсирования тяги или служить источником относительного холодного воздуха для охлаждения теплового экрана форсажной камеры.
   
Это сообщение редактировалось 14.04.2005 в 13:17
RU Bird Man #14.04.2005 13:20  @Bird Man#14.04.2005 12:50
+
-
edit
 

Bird Man

втянувшийся

B.M.>> Тот второй контур - не совсем ТРД, и совсем не ТРДД. [»]
Вуду> - Да какая разница, что "не совсем"! Там температура до 650°С, поэтому перепуск туда лишего воздуха из-за последних ступений компрессора высокого давления возможен без малейших проблем, сомнений и колебаний.
Вуду> Если бы именно в этом была нужда. ;) [»]

Пожалуй, да.
И давление там - ниже компрессорного.
Так, что дело, похоже сводится к температуре воздуха, идущего по этим трубкам...

Но почему бы не пустить к ФК воздух из второго контура....
   
US Вуду #14.04.2005 13:31  @Вуду#14.04.2005 13:05
+
-
edit
 

Вуду

старожил

Вуду>> Если бы именно в этом была нужда. ;) [»]
B.M.> Пожалуй, да.
B.M.> И давление там - ниже компрессорного.
B.M.> Так, что дело, похоже сводится к температуре воздуха, идущего по этим трубкам...
- Цитата, приведённая muxel'ем, вопрос закрывает...

B.M.> Но почему бы не пустить к ФК воздух из второго контура.... [»]
- Дык, давление там слишком мало. Нет же компрессора во внешнем контуре, и всё давление там - только за счёт скачков и скоростного напора. Не пойдёт воздух из полости с меньшим давлением в полость с большим.
А на выходе из ФК - там давление уже упало резко, за счёт разгона скорости газов. Туда - уже можно направлять... :)
   
+
-
edit
 

Bird Man

втянувшийся

- Дык, давление там слишком мало.
 


Пожалуй, да.
   

Zeus

Динамик

Zeus>> По абсолютной температуре проценты, разумеется, от чего еще? Остальное смысла не имеет.
Д.Ж.> Ладно с «остальным», эти-то имеют?

Кроме как чисто теоретического - никакого :)
   

Aaz

модератор
★★
Д.Ж.> Переносите,
Исходные данные по F119:
Рф = 16000 кг;
Рбф = 11780 кг;
Удельная тяга "по воздуху" - 130 кг/кг/сек.;
Удельный расход (бф) - 0,6 кг/кгс.ч;
Степень двухконтурности - 0,2.

Расход воздуха через двигатель составляет 16000 / 130 = 123,1 кг (он считается от форсажного режима, каким бы «маленьким» тот не был - на "максимале" расход такой же, конечно, если мы говорим не о ДИЦ).
На режиме «максимал» расход топлива составит 0,6 кг/кгс.ч * 11780 кгс = 7068 кг/час = 1,96 кг/сек.
В КС при полном сгорании топлива (сие недостижимо, но для это расчета неважно) будет «сожжено» воздуха 1,963 * 15 = 29,5 кг.
Следовательно, в ФК из первого и второго контура «перейдет» 123,1 – 29,5 = 93,6 кг.
Предположим, что воздух второго контура не "работает" в ФК (уходит прямиком на охлаждение в плоские сопла - были такие варианты снижения ИК-заметности). Через второй контур протекает 123,1 кг / 1,2 * 0,2 = 20,6 кг. Тогда получается, что в ФК только из первого контура поступает 93,6 - 20,6 = 73 кг. При этом прирост тяги на форсаже составляет 16000 – 11780 = 4220 кг.
(Для сравнения: не самый лучший на сегодняшний день двигатель РД-33 при расходе воздуха 76,5 кг создает тягу 8300 кг).
ВЫВОД: Воздуха, прошедшего через первый контур, на F119 вполне достаточно для работы форсажной камеры, создающей дополнительную тягу не менее 7000 кг.
ВОПРОС: Из каких соображений на F-22 ограничен прирост тяги, создаваемый ФК?

Дополнительно: В первый контур попадает воздуха 123,1 – 20,6 = 102,5 кг. Следовательно, соотношение топливо/воздух в КС на режиме "Максимал" составит 1,96 : 102,5 = 1:52,3


Д.Ж.> но обе темы уже засорены глупейшими склоками и несуразностями.
Дык, мы несовершенны, что поделать... :)
   

Вуду

старожил

Aaz> ВЫВОД: Воздуха, прошедшего через первый контур, на F119 вполне достаточно для работы форсажной камеры, создающей дополнительную тягу не менее 7000 кг.
- Мне понравился ход Ваших рассуждений и расчётов. Вы меня почти совсем убедили, спасибо! :)

Aaz> ВОПРОС: Из каких соображений на F-22 ограничен прирост тяги, создаваемый ФК?
- Видимо - всё-таки из соображений а) экономичности и б) малозаметности. Или - наоборот. :D

Aaz> Дополнительно: В первый контур попадает воздуха 123,1 – 20,6 = 102,5 кг. Следовательно, соотношение топливо/воздух в КС на режиме "Максимал" составит 1,96 : 102,5 = 1:52,3
- Всё же обратите внимание на большом разрезе, что я представил, на трубы перепуска воздуха из-за последних ступений компрессора высокого давления на/за диск турбины компрессора низкого давления. Т.е. в основные КС попадает ещё меньше воздуха, поскольку часть его перепускается в обход КС и попадает свежим в ФК, точь в точь как на J58. Сколько труб - пока неясно. Допустим - тоже шесть. В принципе можно, сняв с чертежа размеры, примерно прикинуть разности масс воздуха...

Д.Ж.>> но обе темы уже засорены глупейшими склоками и несуразностями.
Aaz> Дык, мы несовершенны, что поделать... :) [»]
- Увы, увы. "Никто не совершенен" :D
   

Aaz

модератор
★★
Вуду> - Мне понравился ход Ваших рассуждений и расчётов. Вы меня почти совсем убедили, спасибо! :)
Та нимае за шо... :)

Aaz>> ВОПРОС: Из каких соображений на F-22 ограничен прирост тяги, создаваемый ФК?
Вуду> - Видимо - всё-таки из соображений а) экономичности и б) малозаметности. Или - наоборот. :D
Как-то не особо мне в это верится...
Из экономичности - с таким же успехом можно вообще уменьшить тягу двигателя. :) Нужно лететь далеко - не включай форсаж :)
В общем случае форсажный режим для этой машины будет явлением более редким, чем на современных истребителях. Но уж если он понадобится в бою или при перехвате - почему бы не иметь его по максимуму.
С малозаметностью, ИМХО, примерно то же самое. Основной разброс по ИК-излучению определятеся просто: "есть форсаж - нет форсажа". Там разница может быть "в разы". Но если форсаж все равно уже есть, то "экономить" ватты на стерадиан, расплачиваясь за это маневром - как-то не убедительно.

Вот Вам как пилоту понравилось бы "обрезка" боевой тяговооруженности по таким мотивам?

Мне все же думается, что там какие-то конструктивные ограничения.
Вариантов, ИМХО, два:
а) машина все равно не может ходить более 1,8М (скажем, из-за особенностей конструкции в/з), тогда форсаж "обрезать" более-менее логично (правда, почему бы не оставить "максимально возможный" форсаж для маневрирования при более низких, чем 1,8М, скоростях);
б) ограничения все же по соплу - либо ресурсные (по температуре струи, например), либо чисто "силовые", т.е. при большей тяге плоские створки большой площади начнут деформироваться и т.п.

Как-то более логичным мне кажется второй вариант. А Вам - как пилоту?

Вуду> - Всё же обратите внимание на большом разрезе, что я представил, на трубы перепуска воздуха из-за последних ступений компрессора высокого давления на/за диск турбины компрессора низкого давления.
ИМХО, между "на" и "за" существует большая разница. Вот на приведенной Вами схеме J58 никаких вопросов не возникает - там явный перепуск, а здесь... Расход на охлаждение лопаток по определению большим быть не может.

Вуду> - В принципе, можно, сняв с чертежа размеры, примерно прикинуть разности масс воздуха...
В принципе можно, но есть маленький вопрос - а сколько там этих труб. Если это обдув лопаток, то их может быть одна-две, если перепуск - то и шесть-восемь...
На фотографиях движка эти трубы просматриваются с разных ракурсов? Или там все глухо закапотировано?
   

Вуду

старожил

Aaz> В общем случае форсажный режим для этой машины будет явлением более редким, чем на современных истребителях. Но уж если он понадобится в бою или при перехвате - почему бы не иметь его по максимуму.
Aaz> С малозаметностью, ИМХО, примерно то же самое. Основной разброс по ИК-излучению определятеся просто: "есть форсаж - нет форсажа". Там разница может быть "в разы". Но если форсаж все равно уже есть, то "экономить" ватты на стерадиан, расплачиваясь за это маневром - как-то не убедительно.
- Всё-таки это надо выяснять у тех парней, которые его делали...

Aaz> Вот Вам как пилоту понравилось бы "обрезка" боевой тяговооруженности по таким мотивам?
- В БВБ, например, где вовсю уже используются именно ракеты с ТГС, величина ИК-излучения факела двигателя может иметь действительно роковое значение... Так что тут - палка о двух концах - с одной стороны - "хочется", с другой стороны - "колется"...
Критерием в этом месте, по моему глубокому ХО, должен быть следующий фактор: если самолёт с имеющейся тягой от существующей ФК может выполнять устойчивый вираж с перегрузкой 9g на высоте 11 км, - то большей тяги (следовательно - большего сгорания топлива в ФК) ему просто не нужно.

Aaz> Мне все же думается, что там какие-то конструктивные ограничения.
Aaz> Вариантов, ИМХО, два:
Aaz> а) машина все равно не может ходить более 1,8М (скажем, из-за особенностей конструкции в/з), тогда форсаж "обрезать" более-менее логично (правда, почему бы не оставить "максимально возможный" форсаж для маневрирования при более низких, чем 1,8М, скоростях);
Aaz> б) ограничения все же по соплу - либо ресурсные (по температуре струи, например), либо чисто "силовые", т.е. при большей тяге плоские створки большой площади начнут деформироваться и т.п.
Aaz> Как-то более логичным мне кажется второй вариант. А Вам - как пилоту?
- Нет, мне конструктивные ограничения не представляются определящими. Только выделенный выше, в предыдущем абзаце, критерий.

Вуду>> - Всё же обратите внимание на большом разрезе, что я представил, на трубы перепуска воздуха из-за последних ступений компрессора высокого давления на/за диск турбины компрессора низкого давления.
Aaz> ИМХО, между "на" и "за" существует большая разница. Вот на приведенной Вами схеме J58 никаких вопросов не возникает - там явный перепуск, а здесь... Расход на охлаждение лопаток по определению большим быть не может.
Вуду>> - В принципе, можно, сняв с чертежа размеры, примерно прикинуть разности масс воздуха...
Aaz> В принципе можно, но есть маленький вопрос - а сколько там этих труб. Если это обдув лопаток, то их может быть одна-две, если перепуск - то и шесть-восемь...
Aaz> На фотографиях движка эти трубы просматриваются с разных ракурсов? Или там все глухо закапотировано? [»]
- Надо искать их число где-то в описаниях... Здесь ведь эти трубы проходят внутри второго контура и на всех снимках закрыты, их не сосчитать.
До свидания, до воскресенья... :)
   

Aaz

модератор
★★
Вуду> - Всё-таки это надо выяснять у тех парней, которые его делали...
Угогворили, встречу - спрошу. :)

Вуду> - В БВБ, например, где вовсю уже используются именно ракеты с ТГС, величина ИК-излучения факела двигателя может иметь действительно роковое значение... Так что тут - палка о двух концах - с одной стороны - "хочется", с другой стороны - "колется"...
Во-первых, о БВБ я бы не говорил, ибо там дистанции малы, и ИК-ГСН достаточно уверенно захватит и сопло без форсажа (да и просто аэр. нагретый ф-ж). Поэтому, если и говорить о снижении ИК-заметности, то только применительно к чему-нибудь типа Р-27Т (и то я не знаю, какая там дальность захвата должна быть).
Во-вторых, четыре тонны "форсажной" тяги F119 - это даже больше, чем у РД-33 (3,3 т). Да, применение плоских сопел даст снижение ИК-излучения (думаю, что процентов на 15-20), но радикально ничего не изменится - "светить" F119 все равно будет на уровне РД-33.
Поэтому "рокового значения" в воздушных боях, как мне кажется, обрезка форсажа иметь не будет.

Вуду> Критерием в этом месте, по моему глубокому ХО, должен быть следующий фактор: если самолёт с имеющейся тягой от существующей ФК может выполнять устойчивый вираж с перегрузкой 9g на высоте 11 км, - то большей тяги (следовательно - большего сгорания топлива в ФК) ему просто не нужно.
Убедительно... Осталось прикинуть, сможет ли эта машина "по крылу" выдавать установившийся вираж при описанных Вами условиях (кстати, а на какой скорости - Вы это не указали; что американцы сейчас про сверхзвуковую маневренность говорят?).
Аэродинамики, АУ!!! :)

Вуду> - Надо искать их число где-то в описаниях... Здесь ведь эти трубы проходят внутри второго контура и на всех снимках закрыты, их не сосчитать.
Да, я это как-то с опозданием сообразил... :)

У меня есть некоторые соображения по этому поводу. Во-первых, насколько безопасно организовывать перепуск непостредственно в зону турбины. Ведь в этом случае там возникнет такая мешанина (что по потокам, что по температурам), что случай может просто превратиться в нерасчетный.
Во-вторых, а зачем нужны "отдельные" трубы для перепуска? Разве туда нельзя просто "влить" воздух из второго контура через перепускные створки? Или давления не хватит?
А с охлаждением все логично: отбирают ВВД, потом он в трубе чуть подхлаждается от потока второго контура, потом - выдув.
   
+
-
edit
 

Bird Man

втянувшийся

Т.е. в основные КС попадает ещё меньше воздуха, поскольку часть его перепускается в обход КС и попадает свежим в ФК, точь в точь как на J58. Сколько труб - пока неясно. Допустим - тоже шесть.
 


Стоп. Вы путаете. Это разные трубы здесь имеет место быть отбор воздуха на охлаждение турбинных лопаток.



   

Zeus

Динамик

Вуду> Критерием в этом месте, по моему глубокому ХО, должен быть следующий фактор: если самолёт с имеющейся тягой от существующей ФК может выполнять устойчивый вираж с перегрузкой 9g на высоте 11 км, - то большей тяги (следовательно - большего сгорания топлива в ФК) ему просто не нужно.

Ну вы хватанули! :blink: Урежь осетра! (с) :D Я более чем уверен, что не может он этого. "Девятка" вообще достижима лишь на малых высотах (меньше 2-3 км у подавляющего большинства истребителей). Речь об установившемся вираже, разумеется.
   

Aaz

модератор
★★
Zeus> Речь об установившемся вираже, разумеется. [»]

Естественно, об нем, иначе причем тут тяга... И все-таки - "на пальцах": масса есть, перегрузка есть, площадь крыла есть, качество на нужном угле - ну, скажем, на 15% выше, чем у сегодняшних.
Какая тяга нужна, чтобы крутить установившуюся "девятку" на 11 км? Если 40 т, то остается под вопросом, если 60 т - то ясно, что это не прокатит. :) Если не сможет вообще никак, вплоть до угла атаки 89 град. - то тоже все ясно... :)
   

Zeus

Динамик

Aaz> Естественно, об нем, иначе причем тут тяга... И все-таки - "на пальцах": масса есть, перегрузка есть, площадь крыла есть, качество на нужном угле - ну, скажем, на 15% выше, чем у сегодняшних.
Aaz> Какая тяга нужна, чтобы крутить установившуюся "девятку" на 11 км? Если 40 т, то остается под вопросом, если 60 т - то ясно, что это не прокатит. :) Если не сможет вообще никак, вплоть до угла атаки 89 град. - то тоже все ясно... :) [»]

"На пальцах" все просто: ну, иимеем 10% выигрыша по тяговооруженности, плюс 15% по качеству (допустим!). Грубо говоря, в той же пропорции это нам позволяет снизить скоростной напор. Т.е. вместо 3 км будем иметь 5.5 км на той же скорости. Это если ограничение по тяге.

А если ограничение по крылу, качество, как и тяга, вообще не интересует - важен только сам Су_max.
   
DE Вуду #17.04.2005 09:48  @Bird Man#15.04.2005 17:03
+
-
edit
 

Вуду

старожил

B.M.>
Т.е. в основные КС попадает ещё меньше воздуха, поскольку часть его перепускается в обход КС и попадает свежим в ФК, точь в точь как на J58. Сколько труб - пока неясно. Допустим - тоже шесть.
 

B.M.> Стоп. Вы путаете. Это разные трубы здесь имеет место быть отбор воздуха на охлаждение турбинных лопаток. [»]
- Не путаю. Какие же они "разные", если на двух различных двигателях соединяют одинаковые зоны? Из-за последних ступений компрессора на обоих двигателях подают воздух перед топливными коллекторами ФК - на обоих двигателях. Только на F119 выход смещён ближе к последнему диску турбины компрессора низкого давления, - менее термонагруженной, чем турбина компрессора высокого давления, и менее нагруженной центробежными силами, чем она - так как вращается с меньшей угловой скоростью. Если уж остужать - так предыдущую турбину, работающую в более жестоких условиях...
   

Вуду

старожил

Вуду>> Критерием в этом месте, по моему глубокому ХО, должен быть следующий фактор: если самолёт с имеющейся тягой от существующей ФК может выполнять устойчивый вираж с перегрузкой 9g на высоте 11 км, - то большей тяги (следовательно - большего сгорания топлива в ФК) ему просто не нужно.
Zeus> Ну вы хватанули! :blink: Урежь осетра! (с) :D Я более чем уверен, что не может он этого. "Девятка" вообще достижима лишь на малых высотах (меньше 2-3 км у подавляющего большинства истребителей). Речь об установившемся вираже, разумеется. [»]
- Это я про идеальный случай! :D К которому все стремятся... ;)

   

Zeus

Динамик

Вуду> - Это я про идеальный случай! :D К которому все стремятся... ;) [»]

Ну, тогда на 12 км будет еще идеальнее! А уж на 15... :rolleyes: :lol:

Но главное-то что: получается, тягу F-22 неплохо бы и нарастить? Ближе к идеалу ведь будет! ;)
   
1 2 3 4 5 6 7

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru