Вопрос по авиационным двигателям

[pasha1976]

Может, кто подскажет? Или подскажет, где вопрос этот запостить...
Меня давно интересуют некоторые вопросы по конструкции авиационных двигателей, а вот кому их задать – не знаю. В то же время уверен, что вопросы мои относятся к "азам" авиационного двигателестроения, поэтому и рискну их задать на этом форуме, надеюсь, что мало-мальски осведомленный человек сможет меня просветить.
Для начала попытаюсь изложить (кратко), что мне уже известно, потом сформулирую сами вопросы.
Итак, о воздушно-реактивных двигателях (ВРД) мне известно, что это самый общий случай реактивного двигателя, использующего в качестве окислителя атмосферный воздух. Первыми ВРД были экспериментальные двигатели с подводом воздуха от внешнего источника (как правило, компрессора, приводимого от отдельного двигателя). В последствии появились ТРД и ПВРД (а также ПуВРД). Интересует ТРД – в нем часть энергии истекающей струи преобразуется в механическую энергию (турбиной) и расходуется на привод компрессора.
Вот первый вопрос – какова эта часть? Другими словами, если в двигатель, к примеру, АЛ-31Ф, подвести воздух от внешнего компрессора (с такими же параметрами – давление, расход воздуха и т.д. – как он получает от собственного компрессора), убрать турбину и собственный компрессор, то насколько вырастет его тяга? Максимальная и форсажная?
Второй вопрос – реально ли на определенных режимах изменять производительность собственного компрессора и "лишний" воздух отводить (я ниже напишу, зачем и куда)? При этом без существенного ухудшения характеристик двигателя на нормальных режимах? Просто читал как-то книжку по АЛ-31Ф, так там написано, что компрессор двигателя имеет переменную производительность – за счет изменяемого угла установки лопаток и каких-то закрылков на лопатках (может, я чего не так понял просто?). Вот и возник вопрос, а можно ли добавить двигателю такой режим работы, когда расход воздуха через компрессор удваивается? Сколько при этом движок потеряет в тяге?
На самом деле, вопрос не с потолка. Прочел я о такой вещи, как ВФК – выносной форсажной камере, планировалось использовать ее на перспективной вертикалке – развитии Як-141. Как я понимаю, она представляет собой именно ВРД с внешним подводом воздуха. Воздух отбирается от маршевого движка (очевидно, из внешнего контура), и подается в ВФК, туда же подается топливо. Ценой повышенного расхода получаем кратковременный рост мощности СУ. Итак, ход моих рассуждений таков. На форсаже движок потр****ет X кг топлива в минуту и Y кг воздуха. Если увеличить расход воздуха до 2Y и отвести Y кг в ВФК, туда же подать X топлива, то тяга ВФК будет не меньше тяги маршевого (даже больше, турбины-то в ВФК нет, реактивная струя не отдает часть энергии турбине). Вот откуда эти два вопроса – если удвоим расход воздуха и половину его отведем в ВФК, то насколько упадет форсажная тяга самого маршевого движка? Вот на JSF снимают с вала турбины мощность на привод подъемного вентилятора – и тяга движка падает в половину. Но на работу компрессора с удвоенной производительностью потери тяги должны быть меньше. А также непонятно, можно ли без существенного ухудшения параметров движка кратковременно увеличивать ему производительность компрессора вдвое? Каковы будут потери на разворот потока (3 раза на 90 гр.), чтобы из направления "назад" перенаправить его "вниз" в расположенную впереди ВФК? Может лучше как у JSF – снимать механическую мощность с вала турбины, только расходовать ее на привод собственного компрессора ВФК (которая на самом деле ВРД)?
А если все-таки отводить именно воздух, то откуда это возможно? Из внешнего контура? Но там параметры потока, как я понимаю (скорость, давление) отличаются от оптимальных, с которыми воздух должен поступать в камеру сгорания (КС)? Или нет? А можно ли увеличить производительность компрессора высокого давления, который, как я понимаю, гонит воздух именно в КС маршевого движка? И можно ли как-то отвести этот "дополнительный" воздух в ВФК? Как, кстати, вообще соотносятся тяга внутреннего контура к общей тяге на максимале и форсаже? Форсаж – это просто дожигание топлива в ФК, где смешиваются потоки внутреннего и внешнего контуров? Или на форсаже увеличивается расход воздуха через внешний контур?
В общем, знаний мне катастрофически не хватает. Объясните чайнику .

[полумиг]

Ну, брат, ты копнул! На двигателестроительный факультет поступить нет желания?

[pasha1976]

Да уверен, это к азам относится... Чего мне туда поступать - есть у меня уже профессия:)

[полумиг]

Ну да, к азам. Три года теории ВРД - это и есть азы.
:)
Выучишь - отличное хобби будет!
:)

[pasha1976]

Ну зря вы так... Хотя бы, какой процент тяги "съедает" турбина - это точно азы.
Хотя понятно, что у ТВД одна цифра (около 85 процентов), у ТРД - другая, у ТРДД - третья...

[dark_wing]

Может, кто подскажет? Или подскажет, где вопрос этот запостить...
Меня давно интересуют некоторые вопросы по конструкции авиационных двигателей, а вот кому их задать – не знаю. В то же время уверен, что вопросы мои относятся к "азам" авиационного двигателестроения, поэтому и рискну их задать на этом форуме, надеюсь, что мало-мальски осведомленный человек сможет меня просветить.
Для начала попытаюсь изложить (кратко), что мне уже известно, потом сформулирую сами вопросы.
Итак, о воздушно-реактивных двигателях (ВРД) мне известно, что это самый общий случай реактивного двигателя, использующего в качестве окислителя атмосферный воздух. Первыми ВРД были экспериментальные двигатели с подводом воздуха от внешнего источника (как правило, компрессора, приводимого от отдельного двигателя). В последствии появились ТРД и ПВРД (а также ПуВРД). Интересует ТРД – в нем часть энергии истекающей струи преобразуется в механическую энергию (турбиной) и расходуется на привод компрессора.
Вот первый вопрос – какова эта часть? Другими словами, если в двигатель, к примеру, АЛ-31Ф, подвести воздух от внешнего компрессора (с такими же параметрами – давление, расход воздуха и т.д. – как он получает от собственного компрессора), убрать турбину и собственный компрессор, то насколько вырастет его тяга? Максимальная и форсажная?


Тяга-то вырастет но где же брать привод для этого внешнего компрессора?



Второй вопрос – реально ли на определенных режимах изменять производительность собственного компрессора и "лишний" воздух отводить (я ниже напишу, зачем и куда)?


Что такое производительность? КПД? Степень повышения давления?
«Лишний» воздух, действительно, отводится, на то и предназначены противопомпажные окна, ленты и т.д.



При этом без существенного ухудшения характеристик двигателя на нормальных режимах? Просто читал как-то книжку по АЛ-31Ф, так там написано, что компрессор двигателя имеет переменную производительность – за счет изменяемого угла установки лопаток и каких-то закрылков на лопатках (может, я чего не так понял просто?).


В двигателе есть вращающиеся лопатки компрессора в рабочих колесах, и есть неподвижные лопатки в направляющих аппаратах. Неподвижные лопатки направляющих аппаратов могут быть поворотными. Это вопрос повышения газодинамической устойчивости двигателя.



Вот и возник вопрос, а можно ли добавить двигателю такой режим работы, когда расход воздуха через компрессор удваивается?


Невозможно, это уже совсем другой двигатель получится. И основная задача компрессора не «засасывать воздух» (это он только на земле или на низких скоростях это делает) на глубоком дозвуке в компрессор поступает столько воздуха сколько проходит через воздухозаборники. И ни чуть не больше. А с ростом скорости уже и «лишний» воздух прет из воздухозаборника в компрессор, его выбрасывают через окна перепуска.



Сколько при этом движок потеряет в тяге?
На самом деле, вопрос не с потолка.


Если расход воздуха с какого-то перепугу в компрессоре увеличится в 2 раза – будет помпаж и разрушение двигателя.



Прочел я о такой вещи, как ВФК – выносной форсажной камере, планировалось использовать ее на перспективной вертикалке – развитии Як-141. Как я понимаю, она представляет собой именно ВРД с внешним подводом воздуха. Воздух отбирается от маршевого движка (очевидно, из внешнего контура), и подается в ВФК, туда же подается топливо. Ценой повышенного расхода получаем кратковременный рост мощности СУ. Итак, ход моих рассуждений таков. На форсаже движок потр****ет X кг топлива в минуту и Y кг воздуха. Если увеличить расход воздуха до 2Y и отвести Y кг в ВФК, туда же подать X топлива, то тяга ВФК будет не меньше тяги маршевого (даже больше, турбины-то в ВФК нет, реактивная струя не отдает часть энергии турбине). Вот откуда эти два вопроса – если удвоим расход воздуха и половину его отведем в ВФК, то насколько упадет форсажная тяга самого маршевого движка?


Не удвоим мы расход. Сама идея отвода воздуха для некоей ВФК возможно и работоспособна но пока вижу больше минусов, чем плюсов, по отношению к подъемному вентилятору…
Да, турбине отдается внутренняя энергия рабочего тела, а не кинетическая энергия реактивной струи.



Вот на JSF снимают с вала турбины мощность на привод подъемного вентилятора – и тяга движка падает в половину. Но на работу компрессора с удвоенной производительностью потери тяги должны быть меньше. А также непонятно, можно ли без существенного ухудшения параметров движка кратковременно увеличивать ему производительность компрессора вдвое? Каковы будут потери на разворот потока (3 раза на 90 гр.), чтобы из направления "назад" перенаправить его "вниз" в расположенную впереди ВФК? Может лучше как у JSF – снимать механическую мощность с вала турбины, только расходовать ее на привод собственного компрессора ВФК (которая на самом деле ВРД)?


По-моему, все-таки лучше у JSF/



А если все-таки отводить именно воздух, то откуда это возможно? Из внешнего контура? Но там параметры потока, как я понимаю (скорость, давление) отличаются от оптимальных, с которыми воздух должен поступать в камеру сгорания (КС)? Или нет?


Не существует оптимального давления для камеры сгорания, существует скорость потока при которой полное сгорание топлива должно произойти в камере сгорания.




А можно ли увеличить производительность компрессора высокого давления, который, как я понимаю, гонит воздух именно в КС маршевого движка? И можно ли как-то отвести этот "дополнительный" воздух в ВФК?

Ерунда это. Выше уже отписал.



Как, кстати, вообще соотносятся тяга внутреннего контура к общей тяге на максимале и форсаже? Форсаж – это просто дожигание топлива в ФК, где смешиваются потоки внутреннего и внешнего контуров? Или на форсаже увеличивается расход воздуха через внешний контур?
В общем, знаний мне катастрофически не хватает. Объясните чайнику .

На форсаже смешиваются потоки из внутреннего и внешнего контура, и подается топливо для его сжигания. Правда, немало топлива догорает уже за соплом…

[pasha1976]

Тяга-то вырастет но где же брать привод для этого внешнего компрессора?
Про внешний компрессор я сказал для примера, имелось ввиду, что понять, какую часть тяги съедает турбина, можно направив воздух от внешнего компрессора и посмотрев, насколько выросла тяга


Что такое производительность? КПД? Степень повышения давления?

Килограмм в секунду, в них измеряется расход воздуха - весь воздух прогоняется через двигатель компрессором (по крайней мере, на околонулевых скоростях), соответственно, тот расход, который обеспечивает компрессор и есть его производительность...


«Лишний» воздух, действительно, отводится, на то и предназначены противопомпажные окна, ленты и т.д.

Слово "лишний" взято в кавычки не просто так. Имелся в виду тот объем воздуха, который компрессор подаст сверх количества. необходимого для работы самого движка.


В двигателе есть вращающиеся лопатки компрессора в рабочих колесах, и есть неподвижные лопатки в направляющих аппаратах. Неподвижные лопатки направляющих аппаратов могут быть поворотными. Это вопрос повышения газодинамической устойчивости двигателя.

У АЛ-31Ф именно лопатки рабочего колеса первой ступени имеют регулируемый угол атаки и еще закрылки (могу выложить скачанный скан учебного пособия по АЛ-31Ф, под ред. А.П.Назарова)



Невозможно, это уже совсем другой двигатель получится.

Ну, не совсем другой - АЛ-31Ф, АЛ-ФМ1,2,3, изд. 117с - все эту движки последовательно повышают расход воздуха (кто за счет увеличения диаметра вентилятора, кто за счет повышения скорости вращения). Вопрос только в том, в каких пределах можно менять степень двухконтурности такого движка. Это и есть ДИЦ - двигатель изменяемого цикла, одно из самых перспективных направлений развития ТРДД.


И основная задача компрессора не «засасывать воздух» (это он только на земле или на низких скоростях это делает)

режим с повышенным расходом нужен именно на околонулевых скоростях


Если расход воздуха с какого-то перепугу в компрессоре увеличится в 2 раза – будет помпаж и разрушение двигателя.

Если повысить в 2 раза и половину отвести - в движок поступит ровно столько, сколько поступало до того, как повысили расход. Откуда помпаж?

Не удвоим мы расход. Сама идея отвода воздуха для некоей ВФК возможно и работоспособна но пока вижу больше минусов, чем плюсов, по отношению к подъемному вентилятору…

Собственно, для того я эту тему и начал. чтобы узнать об этих минусах. Расскажите о них, если не трудно.


Да, турбине отдается внутренняя энергия рабочего тела, а не кинетическая энергия реактивной струи.

Но в результате, кинетическая энергия струи ведь снижается, верно? Отбираем механическую мощность - теряем реактивную тягу, так ведь?


По-моему, все-таки лучше у JSF/

Опять же, почему? У JSF, чтобы получить тягу около 8 т на вентиляторе, с движка снимается мощность 27-29 тыс. л.с. и его (движка) тяга падает как раз примерно на 8 т. Для ВФК с тягой 8 т нужно меньше воздуха, чем для вентилятора, который создает тягу 8 т, гоня вниз холодный воздух.


Не существует оптимального давления для камеры сгорания, существует скорость потока при которой полное сгорание топлива должно произойти в камере сгорания.

Хорошо, спрошу по другому. Можно ли, отведя воздух из внешнего контура движка (во внешнем скорость потока меньше, чем во внутреннем, так ведь?), подать его в ВФК и при этом обеспечить требуемую скорость потока для полного сгорания топлива в ВФК и расход для получения потребной тяги?


На форсаже смешиваются потоки из внутреннего и внешнего контура, и подается топливо для его сжигания. Правда, немало топлива догорает уже за соплом…
То, что потоки перед ФК смешиваются. я знаю (я так и написал). Ну а все-таки, как соотносятся тяга внутреннего контура к общей тяге на максимале и форсаже?

[полумиг]

Паша, у тебя в голове каша из топора. Без изучения азов - забудь об этом! Англичане на Пегасусе (http://www.airwar.ru/enc/engines/pegasus.html) мутили форсаж в соплах 2-го контура, но дальше экспериментов дело не пошло. Для вертикалки вентилятор (большой расход с малой скоростью, к тому же холодный) предпочтительней трд/вфк. Ну а закрылки на рабочем колесе - это какая-то деза для шпионов :)

[dark_wing]

Про внешний компрессор я сказал для примера, имелось ввиду, что понять, какую часть тяги съедает турбина, можно направив воздух от внешнего компрессора и посмотрев, насколько выросла тяга


А это не константа для любого двигателя, тем более, для класса двигателей.



Килограмм в секунду, в них измеряется расход воздуха - весь воздух прогоняется через двигатель компрессором (по крайней мере, на околонулевых скоростях), соответственно, тот расход, который обеспечивает компрессор и есть его производительность...


Главная характеристика компрессора - Пи-Ка, то есть степень повышения полного давления. Компрессор - не насос.



Слово "лишний" взято в кавычки не просто так. Имелся в виду тот объем воздуха, который компрессор подаст сверх количества. необходимого для работы самого движка.


Воздух в ТРД - рабочее тело. Его высокий расход не для того что бы сжечь побольше топлива, а для реактивного движения.



У АЛ-31Ф именно лопатки рабочего колеса первой ступени имеют регулируемый угол атаки и еще закрылки (могу выложить скачанный скан учебного пособия по АЛ-31Ф, под ред. А.П.Назарова)


Выкладывай.



Ну, не совсем другой - АЛ-31Ф, АЛ-ФМ1,2,3, изд. 117с - все эту движки последовательно повышают расход воздуха (кто за счет увеличения диаметра вентилятора, кто за счет повышения скорости вращения). Вопрос только в том, в каких пределах можно менять степень двухконтурности такого движка. Это и есть ДИЦ - двигатель изменяемого цикла, одно из самых перспективных направлений развития ТРДД.


Да, но это как раз уже разные движки, хоть и "близкие родственники".



режим с повышенным расходом нужен именно на околонулевых скоростях


Взетный бесфорсажный режим - это один из самых тяжелых режимов работы двигателя.



Если повысить в 2 раза и половину отвести - в движок поступит ровно столько, сколько поступало до того, как повысили расход. Откуда помпаж?


Если воздух отбирать уже из компрессора - помпаж будет в тех ступенях, которые до места отбора воздуха.
Если воздух отбирать до комперссора, так тут ни как не получится, компрессор будет тянуть воздух из этих окон отбора воздуха.
Мало того, в воздухозаборниках для взретного режима делают специальные окна для дополнительного забора воздуха в двигатель.
А тут еще и отбирать его? Нет так нельзя! :)



Собственно, для того я эту тему и начал. чтобы узнать об этих минусах. Расскажите о них, если не трудно.


Высокая температура в ВФК, как следствие жаропрочная конструкция которая:
1. дорогая
2. тяжелая
3. еще и в охлаждении нуждается



Но в результате, кинетическая энергия струи ведь снижается, верно? Отбираем механическую мощность - теряем реактивную тягу, так ведь?


Так. Но турбина - идеальный для ВРД привод для компрессора, "маленький и легкий".



Опять же, почему? У JSF, чтобы получить тягу около 8 т на вентиляторе, с движка снимается мощность 27-29 тыс. л.с. и его (движка) тяга падает как раз примерно на 8 т. Для ВФК с тягой 8 т нужно меньше воздуха, чем для вентилятора, который создает тягу 8 т, гоня вниз холодный воздух.

Да, но главные минусы я уже указал.
Мало того, как ни крути, а тяга прямо пропорциональна расходу воздуха .
Отобрав воздух ты уменьшишь тягу.



Хорошо, спрошу по другому. Можно ли, отведя воздух из внешнего контура движка (во внешнем скорость потока меньше, чем во внутреннем, так ведь?), подать его в ВФК и при этом обеспечить требуемую скорость потока для полного сгорания топлива в ВФК и расход для получения потребной тяги?


Можно, даже был создан такой двигатель, но решение получается хуже, чем с подъемным вентилятором.
И, тем более, хуже чем "Харриеровское".



То, что потоки перед ФК смешиваются. я знаю (я так и написал).


Достаточно часто "дожигание" в ФК, ошибочно принимают за дожигание не сгоревшего ранее топлива. Что совершенно неверно.



Ну а все-таки, как соотносятся тяга внутреннего контура к общей тяге на максимале и форсаже?

А как ты их померяешь? :)
Споло-то одно! :)

Добавлено через 3 минуты

Паша, у тебя в голове каша из топора. Без изучения азов - забудь об этом! Англичане на Пегасусе (http://www.airwar.ru/enc/engines/pegasus.html) мутили форсаж в соплах 2-го контура, но дальше экспериментов дело не пошло.


Серьезно мутили?
Думал, что он всегда как бесфорсажный задумывался...
В СССР один такой движок даже собрали, но на этом все закончилось.



Для вертикалки вентилятор (большой расход с малой скоростью, к тому же холодный) предпочтительней трд/вфк. Ну а закрылки на рабочем колесе - это какая-то деза для шпионов :)

Угу! Ментальная бомба! :)

[pasha1976]

Паша, у тебя в голове каша из топора. Без изучения азов - забудь об этом! Англичане на Пегасусе (http://www.airwar.ru/enc/engines/pegasus.html) мутили форсаж в соплах 2-го контура, но дальше экспериментов дело не пошло. Для вертикалки вентилятор (большой расход с малой скоростью, к тому же холодный) предпочтительней трд/вфк. Ну а закрылки на рабочем колесе - это какая-то деза для шпионов :)
Вам так важно ткнуть меня носом в мое невежество? Так я с самого начала в нем признался.


А это не константа для любого двигателя, тем более, для класса двигателей.

Вот я и пытаюсь понять хотя бы порядок цифр... Кто-то мне сказал, что даже не 10%, а меньше. Попробую сформулировать вопрос иначе - к примеру, у АЛ-31Ф какова мощность на валу компрессора при работе движка на максимале? То есть, если бы он крутил свой компрессор не сам (получая механическую мощность посредством турбины), а компрессор приводился каким-то внешним источником? Сразу говорю - это чисто умозрительно, не надо меня спрашивать, каким источником мощности вращать компрессор... Вот представим - стоит АЛ-31Ф на земле, турбины у него нет, компрессор крутится каким-нибудь другим мотором - какова потребная мощность этого мотора для обеспечения такой же работы компрессора (такого же расхода, такой же степени повышения давления и т.д. - всех параметров), как у обычного АЛ-31Ф на максимале на нулевой скорости? Правильно ли я понимаю, что на форсаже она такая же, ведь при включении форсажа топливо подается уже после турбины? Расходы воздуха на максимале и форсаже примерно равны, верно? Ну и (хоть я уже задавал этот вопрос) - если воздуха подается столько же, сколько у обычного АЛ-31Ф на максимале, то намного ли вырастет тяга за счет отсутствия турбины?
Из того, что мне известно - вентилятор снимает с вала движка мощность 27-29 тыс. л.с., из-за чего тяга движка падает примерно на 80 кН (могу ошибаться в деталях, но порядок цифр понятен). Хотя бы приблизительно соотношение мощности на валу и потребной для ее обеспечения тяги понятно. Но это привод вентилятора. А вот как узнать мощность привода компрессора?


Воздух в ТРД - рабочее тело. Его высокий расход не для того что бы сжечь побольше топлива, а для реактивного движения.

Сгорание топлива его просто подогревает, верно? А основная масса рабочего тела - это воздух, а не газы, образующиеся при сгорании топлива. Потому и форсаж работает, если бы воздуха была ровно столько, сколько надо для горения в камере сгорания, то в форсажной камере воздуха бы уже не хватало...


Выкладывай.

http://rapidshare.com/files/146204161/al31f.zip.html
Сразу скажу - вы абсолютно правы. Поворотные лопатки и закрылки на лопатках - на ВНА, входном направляющем аппарате, который является неподвижной частью компрессора, это я не разобрался. Виноват.


Да, но это как раз уже разные движки, хоть и "близкие родственники".

Я их привел в пример не в той связи, что разные это движки или одинаковые, а чтобы проиллюстрировать, какие пути повышения тяги сейчас рассматриваются (по крайней мере, нашими двигателестроителями).


Если воздух отбирать уже из компрессора - помпаж будет в тех ступенях, которые до места отбора воздуха.
Если воздух отбирать до комперссора, так тут ни как не получится, компрессор будет тянуть воздух из этих окон отбора воздуха.
Мало того, в воздухозаборниках для взретного режима делают специальные окна для дополнительного забора воздуха в двигатель.
А тут еще и отбирать его? Нет так нельзя!

Я предполагалось, что конструкция компрессора (диаметр, количество ступеней и т.д.) изначально будет изменена так, чтобы обеспечивать вдвое больший расход. На крейсерском режиме (весь воздух поступает только в сам двигатель) он работает на половину мощности (вот я и спрашивал - возможно ли это, вдвое менять расход), на взлетном - на полную мощность, половина воздуха идет в движок, половина - в ВФК.
Исходя из того, что вы написали, я понимаю, что это труднореализуемо. Очевидно, и расход менять в таких широких пределах трудно, добиваясь при этом стабильной работы движка на всех режимах.
В то же время варианты ВФК рассматривались как с отбором воздуха (а там еще были проблемы с воздуховодами, они занимали объемы в фюзеляже, их даже планировали делать надувными, да и потери на разворот потока), так и с отбором механической мощности на собственный компрессор для "питания" ВФК. То, что это реализуемо - сомнений нет, отбирается же мощность в JSF на вентилятор (гораздо большая). Понятно, что компрессор, вал и редуктор в этом случае в крейсерском полете будут "мертвым грузом", но явно меньшим чем ПД как у Як-141, чем вентилятор как у JSF, и не факт, что это сильно тяжелее, чем мутить более мощный компрессор у маршевого движка, городить устройства разделения потока (в КС маршевого и в ВФК), воздуховоды...


Высокая температура в ВФК, как следствие жаропрочная конструкция которая:
1. дорогая
2. тяжелая
3. еще и в охлаждении нуждается

Из того, что я прочел про Як-201, я понял, что главной проблемой было именно снабжение ВФК воздухом. По весу она выходила выгодней подъемных движков при большей тяге. Просто принял на веру, может, и неверная это информация. Но в принципе, чем там все сложнее, чем в ЖРД? А у них отношение тяги к весу выгодное весьма, несмотря на те же проблемы с жаропрочностью. А вот про продолжительность работы ВФК, и как следствие, насколько мощное ей надо охлаждение (у яковлевцев, кстати, топливом планировалось охлаждать) - я уж не знаю, собирались ли Як-201 делать как чистую вертикалку или КВП, но мне представляется, что перспективен именно вариант КВП (возможность вертикального взлета и даже только посадки слишком дорого обходится).
А с КВП получается вот что (опять таки, поправьте, если сильно ошибусь). Некая дополнительная силовая установка (в данном случае ВФК), расположенная впереди центра масс, позволяет вот что:
1 поддерживать большой угол атаки на малых скоростях (на Х-31 этого добились одним только УВТ, в результате на углах 24 гр. получили снижение посадочной скорости на 30%). То есть вполне возможно, что на Су-27 реально получить посадочную скорость 200 км/ч.
2 Если получим, что на 200 км/ч подъемная сила равна весу (режим ГП), то это значит, что на 100 км/ч и на том же угле атаки подъемная сила будет примерно равна 1/4 веса, так ведь? Значит, для поддержания режима ГП надо направить вниз тягу, равную 3/4 веса. Позади центра масс это можно сделать с помощью УВТ (только сопла надо делать поворотными на 90-95 гр., а не как сейчас), а впереди ЦМ - с помощью ВФК. То есть если сопла маршевых движков и сопло ВФК расположены на равном удалении от ЦМ, то с ВФК требуется тяга 3/8 посадочного веса, если вынести ВФК перед кабиной (между пилотом и отсеком РЛС - я не выдумываю, рассматривались такие компоновки), то еще меньше. А посадочная скорость в 100 км/ч - это практически точечная (без пробега почти) посадка на идущий 30-ти узловым ходом корабль (даже без ветра, а ведь самый затрапезный ветер в 5 м/с - это еще 18 км/ч). Да и взлет можно сделать сверх коротким - разбег на маршевых движках, рампа, сразу после схода с рампы включение ВФК и плавное уменьшение ее тяги по мере набора скорости.


А как ты их померяешь?
Споло-то одно!

Я полагал, теоретически можно посчитать (расходы воздуха известны, теплота сгорания тоже, всякие скорости потоков и т.д. тоже, наверное, меряются), да и на испытаниях, я полагал, можно внешний контур отключить - завернуть поток куда-нибудь, чтобы тяги не создавал.

[полумиг]

Паша, в твоём невежестве нет ничего зазорного или позорного. Посмотри вот азы азов (http://yandex.ru/yandsearch?text=%F1%EE%E3%EB%E0%F1%EE%E2%E0%ED%E8%E5+%EA%EE%EC%EF%F0%E5%F1%F1%EE%F0%E0+%E8+%F2%F3%F0%E1%E8%ED%FB), останутся вопросы - спросишь. А сейчас ты просто ничего не поймёшь. Без обид.

[pasha1976]

Без обид. Тем более, что выше я уже написал - с изменением расхода воздуха в широких пределах проблемы более или менее понятны. А вот с отбором мощности с вала? В JSF-то он реализован, да еще и гораздо большей мощности, чем надо для компрессора.

[полумиг]

Я думаю - меньшей. Гораздо меньшей. А отбирают, как я понял, так: в горизонтальном полёте турбина вентилятора крутится вхолостую, а на вертикальных режимах сопло раскрывается и на этой турбине возникает перепад давления + видимо поворотные лопатки соплового аппарата направляют поток газов под нужным углом; пилот "отжимает сцепление" и мощность идёт на вентилятор. Подъём!

[pasha1976]

Я думаю - меньшей. Гораздо меньшей.
Вообще-то, в открытых источниках указывается отбор 27-29 тыс. л.с. на привод вентилятора, что приводит к снижению тяги на 80 кН. В ГП форсажная тяга около 180кН, на вертикальном режиме - 80 кН сопло, 2х10 кН сопла, создающие момент по крену, остальное отбирает вентилятор. Вы хорошо подумали? Если бы подъемный вентилятор отбирал мощи меньше, чем собственный компрессор, все бы давно летали вертикально...


А отбирают, как я понял, так: в горизонтальном полёте турбина вентилятора крутится вхолостую, а на вертикальных режимах сопло раскрывается и на этой турбине возникает перепад давления + видимо поворотные лопатки соплового аппарата направляют поток газов под нужным углом; пилот "отжимает сцепление" и мощность идёт на вентилятор. Подъём!
То, что на привод вентилятора используется своя турбина, я слышу впервые, хотя могу ошибаться, конечно. Всегда полагал, что мощность снимается с вала, связанного с основной турбиной...

[Stranger]

Интересует ТРД – в нем часть энергии истекающей струи преобразуется в механическую энергию (турбиной) и расходуется на привод компрессора.
Вот первый вопрос – какова эта часть?
- Это зависит от конструкции двигателя: в самом простейшем ТРД, состоящим из одного контура, она минимальна и предназначена исключительно для обеспечения сгорания нужного количества топлива в камерех сгорания, также совсем небольшое количество воздуха используется для системы кондиционирования - наддува кабины, вентиляции и обогрева.
Но если мы возьмём двухконтурный ТРД, то там с ростом двухконтурности требуется и отбор дополнительной мощности на вращение компрессора второго контура, для этого уже в конструкции двигателя применяется дополнительная турбина (низкого давления), сидящая на одном валу с компрессором низкого давления, работающего на оба контура - внутренний и внешний. И чем больше степень двухконтурности двигателя, тем отбираемая мощность на компрессор низкого давления требуется больше. Для этого увеличивают число дисков турбины низкого давления, соответственно, многодисковая турбина забирает уже значительную часть мощности выходящих газов. Вот, например, двигатель штрмовика А-10, со степенью двухконтурности 6.42:
http://www.airwar.ru/enc/engines/tf34-100.html
Там турбина низкого давления уже пятиступенчатая, она отбирает большую часть мощности и основная тяга создаётся вентилятором. Это очень повышает экономичность двигателя и резко снижает температуру выходящих газов, что особенно важно для штурмовика, находящегося значительную часть времени под угрозой обстрела ЗУР с тепловыми головками.
Есть турбовентилляторные двигатели, где количество воздуха через внешний контур ещё больше, например:
http://www.airwar.ru/enc/engines/trent.html
Там есть компрессор высокого давления с одноступенчатой турбиной, компрессор низкого давления с одноступенчатой турбиной и на привод вентилятора Trent 800 работает уже пятиступенчатая турбина. Естественно, что большая часть всей мощности двигателя потребляется ей.
И ряд других двухконтурных двигателей:
http://www.airwar.ru/enginetvr.html
Вот здесь популярная статейка:
http://www.answers.com/Turbofan

Второй вопрос – реально ли на определенных режимах изменять производительность собственного компрессора и "лишний" воздух отводить (я ниже напишу, зачем и куда)? При этом без существенного ухудшения характеристик двигателя на нормальных режимах?
- На многих ТРД есть перепуск воздуха из первого каскада компрессора (высокого давления) во второй, - если там избыток воздуха (например, при полётах на малых высотах).

Просто читал как-то книжку по АЛ-31Ф, так там написано, что компрессор двигателя имеет переменную производительность – за счет изменяемого угла установки лопаток и каких-то закрылков на лопатках (может, я чего не так понял просто?).
- Отклоняться могут лопатки направляющего аппарата (неподвижные, между вращающими дисками компрессоров).

Вот и возник вопрос, а можно ли добавить двигателю такой режим работы, когда расход воздуха через компрессор удваивается? Сколько при этом движок потеряет в тяге?
- Для этого надо менять всю конструкцию. И как сказано выше, при увеличении расхода воздуха через двигатель тяга не уменьшается, а растёт. Правда, турбовентиляторные двигатели рсчитаны на полёт на дозвуке.

На самом деле, вопрос не с потолка. Прочел я о такой вещи, как ВФК – выносной форсажной камере, планировалось использовать ее на перспективной вертикалке – развитии Як-141. Как я понимаю, она представляет собой именно ВРД с внешним подводом воздуха. Воздух отбирается от маршевого движка (очевидно, из внешнего контура), и подается в ВФК, туда же подается топливо. Ценой повышенного расхода получаем кратковременный рост мощности СУ. Итак, ход моих рассуждений таков. На форсаже движок потр****ет X кг топлива в минуту и Y кг воздуха. Если увеличить расход воздуха до 2Y и отвести Y кг в ВФК, туда же подать X топлива, то тяга ВФК будет не меньше тяги маршевого (даже больше, турбины-то в ВФК нет, реактивная струя не отдает часть энергии турбине). Вот откуда эти два вопроса – если удвоим расход воздуха и половину его отведем в ВФК, то насколько упадет форсажная тяга самого маршевого движка?
- Какая-то непонятная противоестественная фигня (в Вашем описании, во всяком случае :D).
Вот силовая установка для самолёта F-35B, там есть схема, в том числе - выходное поворотное устройство, с форсажной камерой перед ним, купленое с Як-141:
http://narod.ru/disk/330925000/VARIABLE CYCLE ENGINE FOR COMBAT STOVL AIRCRAFT.pdf.html

Вот на JSF снимают с вала турбины мощность на привод подъемного вентилятора – и тяга движка падает в половину.
- Совершенно естественно. Так и должно быть.

Но на работу компрессора с удвоенной производительностью потери тяги должны быть меньше.
- В статье всё расписано. Можно и здесь посмотреть:
http://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_&_Whitney_F135
The F135 STOVL engine delivers 17,600 lbf (7,983 кГ), the LiftFan 18,500 lbf (8,392 кГ) cold thrust and the roll posts 3,700 lbf (1678 кГ) for a sum of 39,800 lbf (18,053 кГ) for the entire system. This compares with the a maximum thrust of 23,800 lbf (10,796 кГ) for the Harrier's Rolls-Royce Pegasus engine.

A major feature of the F135 STOVL engine is flow multiplication, which enhances the lift thrust available. Flow multiplication is obtained by the addition of airflow from a remote shaft-driven fan, in the lift mode. A clutch is engaged, to extract around 35000 shp extra power from the LP turbine. Power is transferred through a bevel gearbox, to drive a vertically mounted contra-rotating fan. The uppermost fan is fitted with variable inlet guide vanes, whilst the fan efflux discharges through a thrust vectoring nozzle, on the underside of the aircraft. Owing to the significant increase in LP turbine expansion ratio, implied by the large power off-take, the exhaust of the basic turbofan is switched from a mixed to unmixed configuration. Bypass duct air is ducted to a pair of roll post nozzles, whilst the core stream discharges through a thrust vectoring nozzle at the rear of the engine.
На создание вентилятором тяги в 8,392 кГ от турбины низкого давления забирается 35 тысяч лошадиных сил.

А также непонятно, можно ли без существенного ухудшения параметров движка кратковременно увеличивать ему производительность компрессора вдвое?
- Непонятен смысл фразы: во-первых - зачем увеличивать, во-вторых - каких параметров?

Каковы будут потери на разворот потока (3 раза на 90 гр.), чтобы из направления "назад" перенаправить его "вниз" в расположенную впереди ВФК?
- Это что-то непонятное и несусветное...

[ZebulGo]

разрешите вклюнюсь в разговор :)

Для начала, чтобы избежать непоняток, уточним кое-что: в АЛ-31Ф есть компрессор высокго давления (КВД), который вращает турбина высокого давления (ТВД) и вентилятор (либо компрессор низкого давления (КНД) - не путать с подъемным вентилятором на JSF), который вращает турбина низкого давления (ТНД)


Попробую сформулировать вопрос иначе - к примеру, у АЛ-31Ф какова мощность на валу компрессора при работе движка на максимале? То есть, если бы он крутил свой компрессор не сам (получая механическую мощность посредством турбины), а компрессор приводился каким-то внешним источником? Сразу говорю - это чисто умозрительно, не надо меня спрашивать, каким источником мощности вращать компрессор...
Мощность на валу компрессора и вентилятора РД-33 (я по нему буду говорить - он мне ближе :) ), если не учитывать всяких разных КПД, изменение теплоемкости воздуха и тому подобную дребедень, в идеале:
Вентилятор: H = Сp * T1 * (( P2/P1 )^((k-1)/k) - 1) = 1006 * 288 * (3,14^((1.4-1)/1.4) - 1) = 112 кДж/кг
Расход через вентилятор приблизительно 75кг/с, отсюда мощность
112 * 75 = 8400 кВт =11265л.с.
Аналогично для КВД: H = Сp * T1` * (( P2`/P1` )^((k-1)/k) - 1) = 1006 * 399 * (7^((1.4-1)/1.4) - 1) = 298 кДж/кг
расход воздуха через КВД 50кг/с, отсюад мощность:
298 * 50 = 14900 кВт =19981л.с.

Правильно ли я понимаю, что на форсаже она /мощность/ такая же, ведь при включении форсажа топливо подается уже после турбины?
да, хотя незначительные отличия все же, думаю, есть

Ну и (хоть я уже задавал этот вопрос) - если воздуха подается столько же, сколько у обычного АЛ-31Ф на максимале, то намного ли вырастет тяга за счет отсутствия турбины?
ну если я правильно понял вопрос, и если помимо отсутствия турбин все остальные части двигателя останутся как прежде, то тяга *чешет в затылке* вроде бы не изменится, просто излишки энергии, которые должны были срабатываться на турбине (точнее турбинах), по причине большого недорасширения потока на выходном сечении сопла (то есть давление газа на этом сечении будет гораздо выше, чем атмосферное) будут покидать двигатель не принося никакой пользы... а вот если помимо отсутствия турбин изменить еще и конструкцию сопла соответствующим образом - тогда да, тяга возрастет на величину работы турбин.

если бы воздуха была ровно столько, сколько надо для горения в камере сгорания, то в форсажной камере воздуха бы уже не хватало... но перед тем как ФК поняла, что ей не хватает воздуха, она бы вместе с турбиной и всем остальным добром слегка расплавилась))

Я предполагалось, что конструкция компрессора (диаметр, количество ступеней и т.д.) изначально будет изменена так, чтобы обеспечивать вдвое больший расход. На крейсерском режиме (весь воздух поступает только в сам двигатель) он работает на половину мощности (вот я и спрашивал - возможно ли это, вдвое менять расход), на взлетном - на полную мощность, половина воздуха идет в движок, половина - в ВФК.
Исходя из того, что вы написали, я понимаю, что это труднореализуемо. Очевидно, и расход менять в таких широких пределах трудно, добиваясь при этом стабильной работы движка на всех режимах.
на мой дилетантский взгляд это все реализуемо, но будут большие проблемы с габаритами, массой и КПД. Лопатки компрессора и турбины - штука которая максимально экономично работает только на определенном режиме, в случае ухода от этого режима на лопатках появляются углы атаки, отсюда всякие завихрения потока и следовательно потери. А масса и габариты вырастут потому, что вам нужно будет обеспечить двухкратный расход воздуха на взлете, то есть площадь проходных сечений компрессора до отбора воздуха тоже возрастает в два раза.


Я полагал, теоретически можно посчитать (расходы воздуха известны, теплота сгорания тоже, всякие скорости потоков и т.д. тоже, наверное, меряются), да и на испытаниях, я полагал, можно внешний контур отключить - завернуть поток куда-нибудь, чтобы тяги не создавал.
Ну если сделать допущения, что потоки из контуров не смешиваются, а на выходе из сопла оба потока полностью расширяются до атмосферного давления, скорость полета равна 0кмч, и все это на бесфорсажном режиме, то возникает вопрос чему равна скорость на выходе из сопла)), предположим она равна 1,5М (цифру взял с потолка), тогда:
Тяга внутреннего контура РД-33:
P = G * (Cсопла - Vполета) = 50 * 495 = 24750 Н, т.е. 2475кгс
Внешний контур:
P = G * (Cсопла - Vполета) = 25 * 495 = 12375 Н, т.е. 1238кгс
Итого ~ 3.7 тонн, а зная, что на максимале тяга РД-33 приблизительно 5 тонн, можно сделать вывод, что на выходе из сопла скорость потока больше чем 1,5М :)

Азы азов я бы рекомендовал смотреть вот тут (http://yandex.ru/yandsearch?text=%D0%9A%D1%83%D0%BB%D0%B0%D0%B3%D0%B8%D0%BD+%D0%92.%D0%92.+%D0%A2%D0%B5%D0%BE%D1%80%D0%B8%D1%8F%2C+%D1%80%D0%B0%D1%81%D1%87%D0%B5%D1%82+%D0%B8+%D0%BF%D1%80%D0%BE%D0%B5%D0%BA%D1%82%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D0%B5+%D0%B0%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D1%86%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D1%85+%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B5%D0%B9+%D0%B8+%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B5%D1%82%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85+%D1%83%D1%81%D1%82%D0%B0%D0%BD%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%BA.+%D0%98%D0%B7%D0%B4.+2-%D0%B5.+%D0%9C.+%D0%9C%D0%B0%D1%88%D0%B8%D0%BD%D0%BE%D1%81%D1%82%D1%80%D0%BE%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5.+2003.&clid=14585)


Я думаю - меньшей. Гораздо меньшей. А отбирают, как я понял, так: в горизонтальном полёте турбина вентилятора крутится вхолостую, а на вертикальных режимах сопло раскрывается и на этой турбине возникает перепад давления + видимо поворотные лопатки соплового аппарата направляют поток газов под нужным углом; пилот "отжимает сцепление" и мощность идёт на вентилятор. Подъём!
все не так:) во-первых если бы существовала какая-то отдельная турбина подъемного вентилятора - она бы не могла крутиться в холостую, а даже если бы и могла, то думаю несколько секунд, дальше у нее поотрывало бы все лопатки, а потом думаю и диск бы треснул... а может и в обратном порядке) а все потому, что если турбина крутится - значит энергия потока переходит в кинетическую энергию вращения турбины, а т.к. турбина крутится в холостую, значит эту энергию никто не потребляет, значит турбина крутится с каждым мгновением все быстрее... если я не ошибаюсь на современных двигателях даже должна реализовываться такая штука: частота вращения измеряется у турбины и у компрессора и если эти частоты не совпадают, что свидетельствует о разрыве вала, то подача топлива в КС автоматически перекрывается... иначе турбине каюк. Ну правда я могу и ошибаться:)
Так вот о JSF - там есть некая "муфта сцепления", которая при вертикальном взлете сцепляет вал вентилятора вертикального взлета и ротор низкого давления (КНД+ТНД) (мне б на мой жигуль такое сцепление :D - наверно несгораемое), после чего потребляемая мощность на роторе НД резко возрастает, автоматика соответственно, чтобы парировать это, подает больше топлива в КС (правда это уже мои додумки, но думаю именно так), соответственно мощность вырабатываемая ТНД тоже возрастает

Вообще-то, в открытых источниках указывается отбор 27-29 тыс. л.с. на привод вентилятора, что приводит к снижению тяги на 80 кН. В ГП форсажная тяга около 180кН, на вертикальном режиме - 80 кН сопло, 2х10 кН сопла, создающие момент по крену, остальное отбирает вентилятор. Вы хорошо подумали? Если бы подъемный вентилятор отбирал мощи меньше, чем собственный компрессор, все бы давно летали вертикально...
согласно моему открытому источнику мощность 27-29тыс.л.с. - это мощность на всем валу, т.е. эта мощность идет не отлько на привод подъемного вентилятора, но и на привод вентилятора двигателя (он же КНД)

ну вот как-то так кажется:)

[полумиг]

Пардон - ступил. ТНД одна, в горизонтальном полёте работает вполсилы, на вентиляторных режимах работает вовсю именно из-за роста перепада давления вследствие раскрытия сопла, а не из-за добавления керосина.

[ZebulGo]

Пардон - ступил. ТНД одна, в горизонтальном полёте работает вполсилы, на вентиляторных режимах работает вовсю именно из-за роста перепада давления вследствие раскрытия сопла, а не из-за добавления керосина.
возможно, тут я не знаю, хотя вспоминая то, чему нас учили на 3-м курсе кажется маловероятным, поскольку перепад давления на ТНд вырастет только в процессе раскрытия сопла, т.е. сразу же как сопло раскроется максимально возможно - пеерпад на ТНД вернется на прежний уровень, в связи с этим как раз вычитал все в том же "открытом источнике":) что спрямляющие аппараты, которые стоят на выходе из ТНД регулируемые - вот видимо в первую очередь за счет них и обеспечивается изменение перепада, а сопло помогает лишь сгладить резкий скачок потребляемой мощности в первые секунды после включения подъемного вентилятора...
...хотя опять повторюсь - это мои додумки %) за исключением регулируемого спрямляющего аппарата

[Stranger]

Пардон - ступил. ТНД одна, в горизонтальном полёте работает вполсилы, на вентиляторных режимах работает вовсю именно из-за роста перепада давления вследствие раскрытия сопла, а не из-за добавления керосина.
- На вентиляторных режимах, т.е. на режимах укороченного взлёта/вертикальной посадки диаметр сопла обязан быть оптимальным для создания максимальной тяги.
Иначе - ни взлететь, ни сесть вертикально...

[полумиг]

Кто бы спорил?

[pasha1976]

Я прошу прощения, что вопрос свой сформулировал слишком уж в общем виде. Поясню. Исходя из того, что я писал выше - интересует не двигатель вообще, а двигатель сверхзвукового истребителя (типа АЛ-31Ф или РД-33). Причиной этого интереса является вот такая посылка - резкое улучшение ВПХ (пос. и взл. скорости около 100 км/ч) самолета позволит ему приблизиться по гибкости базирования к вертикалкам. Сами вертикалки как таковые слишком дорого платят за вертикальные режимы, КВП, полагаю, реализовать проще. В то же время для палубного самолета посадочная 100 км/ч практически эквивалентна вертикальной посадке (выше писал почему). Далее. Как это реализовать. Вариант улучшения ВПХ с помощью вспом. СУ - не нов. Однако ранее и ЭСДУ не было (или они были не такими умными), и УВТ, и много еще чего. В настоящее время с прогрессом электроники и аэродинамики есть возможность так все увязать в единое целое (полет на больших УА, отклонение тяги вниз, тягу ВСУ), что и время работы ВСУ сведется к минимуму (только на время падения скорости с 200 до 100 км/ч), и потребная ее мощность будет значительно меньше, чем для обеспечения чисто вертикальной посадки (тем более - взлета). Осталось понять, как эту ВСУ реализовать. Даже использование 2-х РД-41 (как на Як-141) "сожрет" меньше тонны полезной нагрузки - по 300 кг (даже меньше) сами движки, да и топлива они жрут около 100 кг в минуту, а работать им как раз меньше минуты (я полагаю) на взлете и посадке... А вот ВФК и сама легче, и объем занимает меньше, и перед кабиной ее расположить можно (приблизительно как на этой картинке http://paralay.com/lfsyak/201.jpg - это предположение, как мог бы выглядеть яковлевская 201-ая машина). Единственно, проблема обеспечить ВФК воздухом. Вот об этом и был мой изначальный вопрос. Если отбор воздуха от основного движка слишком сложен, то чем плох отбор мощности с вала на привод собственного компрессора ВФК. Я сделал предположение, что для получения определенной тяги (ну, к примеру 8 т) с помощью ВФК с вала двигателя на привод компрессора нужно отобрать сколько-то тыс. л.с., и при этом для получения тех же 8 т тяги с помощью подъемного вентилятора (как на JSF) с вала движка нужно отобрать мощность гораздо большую (в разы, полагаю). Верно ли мое предположение?

[ZebulGo]

думаю тут без расчетов не обойдешься:) так сразу однозначно утверждать сложно

[pasha1976]

Да очень грубо я вроде посчитал - снижение скорости вдвое приведет к падению подъемной силы вчетверо. Недостающие 3/4 надо компенсировать направленной вниз тягой, по 3/8 посадочной массы спереди и сзади центра масс самолета.
Вот и вырисовывается - для посадочной массы около 20 т хватило бы даже двух РД-41, и масса их не так велика. У этого варианта один плюс - движок уже создан, летал и т.д.
Но дальнейший рост тяги потребует применить уже три двигателя (что, конечно, неприемлемо), поскольку более мощные подъемники будут больше в длинну и "не впишутся" в фюзеляж.
Вариант же с ВРД с внешним подводом воздуха (почему его назвали ВФК - не знаю) позволяет все это обойти - даже если мы не воздух подводим от маршевого двигателя, а используем отдельный компрессор (который приводится валом отбора механической мощности от основного движка), то этому компрессору не обязательно находиться имеено на одной оси с камерой сгорания и соплом. Если расположить компрессор там, где у JSF вентилятор, а воздух из него подать в ВФК, то саму ВФК можно расположить перед кабиной (что сильно увеличит плечо и потребует меньшей тяги), компрессор (даже многоступенчатый) вписать в фюзеляж проще. Кроме того, подобно РД-41, который и получился таким легким и маленьким только потому, что не было нужды обеспечить ему многрежимность, этот компрессор можно сделать максимально простым, работающим только на одном режиме, а вертикальную составляющую тяги регулировать подачей топлива и управляемым соплом ВФК. Наверняка получится не особо экономично, но ему работать-то примерно по 30 сек на посадке и взлете...