Як-38, Харриер и др. "вертикалки" - оффтоп из темы "F-104 летающий гроб?"

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Ничего подобного там нет.


Словоблудие в данном случае, без желания или неспособности разбираться что-к чему исходит только от вас.

---

Хорошо помогу вам:
Из текста по ссылке.

....Возникает вопрос, какой тип силовой установки с управляемым вектором лучше: одновекторная или двухвекторная. Ответ на этот вопрос дает анализ изменения коэффициента использования тяги вдоль криволинейной траектории по углу (для двухвекторной СУ это угол отклонения результирующего вектора, а для составной - угол отклонения вектора тяги подъемно-маршевого двигателя). Коэффициент использования тяги представляет собой отношение суммы тяг, действующих в каждой точке траектории к результирующей тяге. Для двухвекторной СУ этот коэффициент будет иметь вид (Рис.3):
Как очевидно, для двухвекторной СУ значение этого коэффициента не зависит от соотношения тяг подъемного маршевого двигателей. Исходя из этого, двухвекторная СУ должна развивать тягу в 1,41 раза больше, чем это необходимо. И, следовательно, при прочих равных условиях она будет в k 1,41 раза тяжелее, чем одновекторная (k - коэффициент пропорциональности зависимости массы от тяги, k>1,5). Для составной СУ, с учетом соотношения тяг между подъемным и подъемно-маршевым двигателями, коэффициент использования тяги будет иметь вид:
где: Сх=F1/F2 - соотношение тяг (компоновочный коэффициент) при φ=90. Следует иметь ввиду, что тяга подъемного двигателя (F2) по криволинейной траектории движения ЛА в вертикальной плоскости из условий балансировки самолета меняется пропоционально sinφ. Как видно из графиков (Рис.3) по коэффициенту использования тяги составная СУ значительно лучше двухвекторной, причем увеличение Сх уменьшает избыточность СУ по тяге.
Далее по перспективам компоновки однодвигательного агрегата.
...Однако, со значений Сх³0,5 начинают проявляться проблемы с размещением СУ в планере самолета (подъемно-маршевый двигатель - F1, смещается к центру масс ЛА). В значительной степени это связано с тем, что габариты СУ, обеспечивающей вертикальный взлет и посадку, получаются весьма внушительными, а компоновочная схема планера обычно выбирается как для СОВП (самолета обычного взлета и посадки). Например, относительный объем СУ перспективного самолета JSF фирмы Боинг Х-32 составляет почти 45%. Иными словами, около половины располагаемого внутреннего объема фюзеляжа и крыла занято двигателем и его системами (В данном случае объемы необходимые для размещения топлива и воздухозаборника не учитываются). (Рис.4). Выбор типа устройства, выполняющего функции подъемного двигателя, также может оказать существенное влияние на судьбу ЛА.

Чиж.неужели не понятно,что -захочешь иметь сверхзвук придется ставить одно сопло[/B]Получить синхронный устойчивый форсаж в раздвоенном сопле не удалось ни нам ни англичанам .
А ставить его надо,в случае с компоновкой СУ как у Харриер ближе к ЦТ и тогда мы теряем весь задний обьем фюзеляжа начиная от ЦТ планера.
Это показанно в двух (см кино коментарии Г.Маркова) примерах.
Ущербность Су як-38 только в том ,что повелись на два поворотных сопла как у Пегаса и в принципе ухудшили параметры двигателя от МиГ23.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Кузьмич, вы все-таки переходите на личности. Очень не хочется ругаться с вами по этому поводу.
Попробуйте подумать, почему при "бесперспективности и ущербности СУ Харриера" он получился на столько лучше "перспективного" Як-38?

---

А почему развалилась такая страна как СССР?
А почему наши пилоты ЯК38 при исправной технике имели в десятки раз меньше налета строевого пилота США на Харриере?
А почему у власти такое скотское в нашей стране отношение к людям и их труду?
А почему мы так легко сливаем наш успех в какой -либо отрасли?
Как мы собираемся конкурировать в будующем с кем то в мире и чем?
А почему ни США ни Англия не прикратили разработки по Харриеру,не смотря на реальные конструкторские и финансовые и политические проблемы и довели дело до конца?

Чиж,я не задаю специально вопросы технического характера-почему?
Потому-что их там нет.
Проблемы лежали в вышенаписсаном.[COLOR="Silver"]

---------- Добавлено в 19:34 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 19:27 ----------

1.Так и не ответили конкретно, при решении каких боевых задач, Як-38 превосходит Харриер.
2. Еще раз прошу Вас привести данные по летному и календарному ресурсу самолета Як-38.

Цитата:

---

Сообщение от Дм. Журко

Но когда вы начинаете жулить вместо доводов.....

---

Примерчик ,где это я "жулю".

---------- Добавлено в 19:45 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 19:37 ----------

Цитата:

---

Сообщение от vovan22

1.Так и не ответили конкретно, при решении каких боевых задач, Як-38 превосходит Харриер.
2. Еще раз прошу Вас привести данные по летному и календарному ресурсу самолета Як-38.

---

По моему ты сам утверждал про малый ресурс ЯК38(пост 202)
Вот и приведи какой его малый ресурс раз в курсе.

По боевому применению надо смотреть данные по Афгану(с поправкой на 20лет разницы)
Недавно там AV-8B тестили.Хотя сравнивать эти самолеты некорректно.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

На ВВП отбор тяги в 10000кгс на вентилятор от ПМД не даром по топливу обходится-причем только 8000кгс идет на тягу.По приблизительным оценкам.

---

Конечно не даром. Но это явно меньше чем два полноценных ТРД.

Цитата:

---

Наличие трансмиссии+трансмиссии между вентиляторами(противовращение)+ муфта (гидроконвертор или сухой фрикцион?)-надежности сильно не добавляет.)

---

Надежность 2 отдельных ТРД, которые могут не выйти на режим, могут запомпажировать, или получить провал тяги засосав собственные выхлопные газы гораздо ниже.

Цитата:

---

Без цифр расхода по топливу у 2Х РД41 в цикле ВВП и этого чудо-вентилятора -спорить бездоказательно,тем более это утверждать.
Нужны цифры.

---

Можно взять цифры у Вована по ПД Як-38
"2 ПД массой общей 411 кг удельный расход 1,38 без учета потерь. Сучетом потерь больше."
Такого удельного расхода нет ни у одного современного двигателя.

Цитата:

---

А если учесть габариты и вес этих устройств,то этот параметр не в пользу импеллера у Локхид-почти в 2раза по габаритам и примерно в 3раза по весу.

---

Пл весу вся-таки не в 3 раза, да и по габаритам спорно. Но учитывая все плюсы вентилятора американские конструкторы сочли это решение более перспективным.

---------- Добавлено в 00:00 ---------- Предыдущее сообщение было написано Вчера в 23:53 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Хорошо помогу вам:
Из текста по ссылке.

....Возникает вопрос, какой тип силовой установки с управляемым вектором лучше: одновекторная или двухвекторная. Ответ на этот вопрос дает анализ изменения коэффициента использования тяги вдоль криволинейной траектории по углу (для двухвекторной СУ это угол отклонения результирующего вектора, а для составной - угол отклонения вектора тяги подъемно-маршевого двигателя). Коэффициент использования тяги представляет собой отношение суммы тяг, действующих в каждой точке траектории к результирующей тяге. Для двухвекторной СУ этот коэффициент будет иметь вид (Рис.3):
Как очевидно, для двухвекторной СУ значение этого коэффициента не зависит от соотношения тяг подъемного маршевого двигателей. Исходя из этого, двухвекторная СУ должна развивать тягу в 1,41 раза больше, чем это необходимо. И, следовательно, при прочих равных условиях она будет в k 1,41 раза тяжелее, чем одновекторная (k - коэффициент пропорциональности зависимости массы от тяги, k>1,5). Для составной СУ, с учетом соотношения тяг между подъемным и подъемно-маршевым двигателями, коэффициент использования тяги будет иметь вид:
где: Сх=F1/F2 - соотношение тяг (компоновочный коэффициент) при φ=90. Следует иметь ввиду, что тяга подъемного двигателя (F2) по криволинейной траектории движения ЛА в вертикальной плоскости из условий балансировки самолета меняется пропоционально sinφ. Как видно из графиков (Рис.3) по коэффициенту использования тяги составная СУ значительно лучше двухвекторной, причем увеличение Сх уменьшает избыточность СУ по тяге.
Далее по перспективам компоновки однодвигательного агрегата.
...Однако, со значений Сх³0,5 начинают проявляться проблемы с размещением СУ в планере самолета (подъемно-маршевый двигатель - F1, смещается к центру масс ЛА). В значительной степени это связано с тем, что габариты СУ, обеспечивающей вертикальный взлет и посадку, получаются весьма внушительными, а компоновочная схема планера обычно выбирается как для СОВП (самолета обычного взлета и посадки). Например, относительный объем СУ перспективного самолета JSF фирмы Боинг Х-32 составляет почти 45%. Иными словами, около половины располагаемого внутреннего объема фюзеляжа и крыла занято двигателем и его системами (В данном случае объемы необходимые для размещения топлива и воздухозаборника не учитываются). (Рис.4). Выбор типа устройства, выполняющего функции подъемного двигателя, также может оказать существенное влияние на судьбу ЛА.

---

Все замечательно Кузьмич, только ты не заметил самого главного, этот расчетный случай "изменения коэффициента использования тяги вдоль криволинейной траектории по углу " не относится к вертикальному взлету. Если ты обратишь внимание на диаграмму для угла отклонения сопла 90 градусов то заметишь как все кривые сходятся в одной точке.

Описанные случай имеет смысл только для каких-то переспективных БПЛА расчитываемых на маневрирование с использованием вектора тяги.

Цитата:

---

Чиж.неужели не понятно,что -захочешь иметь сверхзвук придется ставить одно сопло[/B]Получить синхронный устойчивый форсаж в раздвоенном сопле не удалось ни нам ни англичанам .

---

А я и не спорю.

Цитата:

---

Ущербность Су як-38 только в том ,что повелись на два поворотных сопла как у Пегаса и в принципе ухудшили параметры двигателя от МиГ23.

---

Нет. Ущербность в трех двигателях при несовершенной системы управления.

---------- Добавлено в 00:04 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 00:00 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

А почему развалилась такая страна как СССР?
А почему наши пилоты ЯК38 при исправной технике имели в десятки раз меньше налета строевого пилота США на Харриере?
А почему у власти такое скотское в нашей стране отношение к людям и их труду?
А почему мы так легко сливаем наш успех в какой -либо отрасли?
Как мы собираемся конкурировать в будующем с кем то в мире и чем?
А почему ни США ни Англия не прикратили разработки по Харриеру,не смотря на реальные конструкторские и финансовые и политические проблемы и довели дело до конца?

Чиж,я не задаю специально вопросы технического характера-почему?
Потому-что их там нет.
Проблемы лежали в вышенаписсаном.

---

Нет. Проблемы Яка не в политической, а в технологической области. Не смогли двигателисты сделать единый ПМД как у Харриера, самолетчики вынуждены были использовать ПДМ+2ПД, а это +вес, +расход, +горячие газы, -надежность.

Цитата:

---

Сообщение от flateric

Як-141 - 2хРД-41х260 кг
F-35B - вся система вертикального взлета с учетом рулевых сопел в крыльях, судя по приложенной табличке, весит 1800 кг (сравниваем заявленный вес ДУ у F-35B с весом ДУ у F-35A/C)...

"

---

Я делал вывод по весу у РД41 исходя из данных тяга/масса 16.7 :1 http://vtol.boom.ru/eng/Rd-41/index.html
Тяга 4260кгс.У меня вышло у РД41
255кгХ 2=510кг -А.Синицын называет цифру 600кг(может просто округляет по памяти)
Если по Ф-35 вес ПД указанн свместе с системой струйных рулей.
То следует и к ПД Як141 прибавить их тоже.

---------- Добавлено в 20:15 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 20:11 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Конечно не даром. Но это явно меньше чем два полноценных ТРД.

.

---

Эту "явность" хорошо бы поглядеть в цифрах.А так это пока твое личное предположение.
Плюсу от холодного потока надо уточнять.Может они спецом как-то поддувают им в воздухан ПМД?Не знаю.
Проблема подсоса горячих газов на выхлопе у ЯК-а и Харриера и Ф-35-примерно одинаковая(сверху основной подсос)
Снизу подсос на Як-е38-141 сразу убрали наклоном ПД назад.У Харриера -не знаю чем(на реверсе сопел ПМД)

Удельная тяга:
РД-38 - 1,38 кг/кгс/ч
F135 - 0,7 кг/кгс/ч (максимал)
http://www.turbokart.com/about_f135.htm

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Можно взять цифры у Вована по ПД Як-38
"2 ПД массой общей 411 кг удельный расход 1,38 без учета потерь. Сучетом потерь больше."
Такого удельного расхода нет ни у одного современного двигателя.
.

---

Но суммарная тяга на ВВП у ЯК-а выше существенно.И у 141 тоже(правда стоит уточнить тягу ПМД на ВВП)Но по приблизительной оценке(есть всетаки форсаж) более 20000кгс.Больше чем у Ф-35.
Я не знаю на сколько корректно приводить тут пример попытки создать квази- реактивные двигатели(импеллеры).Но на них не смогли получить тягу сопостовимой с тягой приводного двигателя.
На Ф-35тот же импеллер, по приблизительным оценкам потери существенные-2000кгс из 10000 кгс отбора тяги от ПМД.Да и расход топлива как-то нужно сюда привязать.
Возможно ПМД у Ф-35 сопоставим с РД79-300 по расходу топлива,учитывая его современность.Но опять же тяга на ВВП у 141 заметно выше.
Это в основном рубит Ф-35 как СВВП-они это не скрывают.Посадка и взлет с "пустыми" баками вертикально наверное реальна.
Но надо учесть,что РД-79-300 это 80г-ими заявлен вариант79М с тягой 317962 кгс.+управляемый вектор -20гр вверх-вниз.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Но суммарная тяга на ВВП у ЯК-а выше существенно.И у 141 тоже(правда стоит уточнить тягу ПМД на ВВП)Но по приблизительной оценке(есть всетаки форсаж) более 20000кгс.Больше чем у Ф-35.

---

Кузьмич, вы понимаете что такое удельный расход? У меня складывается ощущение что не очень.
Во-вторых общая тяга комплексной СУ Як-141 без форсажа меньше чем тяга F135.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Нет. Проблемы Яка не в политической, а в технологической области. Не смогли двигателисты сделать единый ПМД как у Харриера, самолетчики вынуждены были использовать ПДМ+2ПД, а это +вес, +расход, +горячие газы, -надежность.

---

Что касается технических проблем-я с тобой не согласен.
Г.Марков(в кино -интервью см ссылку) достаточно точно обьясняет причины отказа от одно-двигательной схемы,не смотря на прямое указание генерального.
Ведь "ясен-пень"что Харриер AV-8B тоже вырулили против Як-38 только за счет СУВВП.
В конфиге ВВП разницы между ими принципиальной не заметно.

Есть разница
Вертикальный взлет, AV-8A при температуре +32 гр и весе боевой нагрузке 1360кг, радиус действия 91км.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Кузьмич, вы понимаете что такое удельный расход? У меня складывается ощущение что не очень.
Во-вторых общая тяга комплексной СУ Як-141 без форсажа меньше чем тяга F135.

---

Сколько безфорсажная тяга у РД41?
На ВВП она ему не нужна мне кажется ,Я исхожу из необходимости баланса между тягой ПД у него 8520кгс и ПМД,правда надо знать ЦТ относительно векторов тяги ПД и ПМД.
Если тупо прикинуть ему на взлете надо 16000кгс,что подтверждается его данными по мах-массе на ВВП(15800кг)
Наверное тяга делится пополам 8000+8000кгс(ПД и ПМД)
Потому у меня вызывает сомнение,что на ВВП использовали форсаж(может А.Синицын имел что-то другое или просто оговорился)Утверждать не буду.Надо знать ЦТ самолета (можно попробовать прикинуть по крылу).
Вот при УВВП излишек тяги ПМД играет существенную роль и я не понимаю зачем ему не использовать форсаж если это необходимо?Форсажный режим по расходу скоппенсируется более экономичным(быстрым) взлетом и набором высоты + больше полезная нагрузка.
Вообще взлет с палубы в конфиге УВВП- Як-141 впечатляет.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Что касается технических проблем-я с тобой не согласен.
Г.Марков(в кино -интервью см ссылку) достаточно точно обьясняет причины отказа от одно-двигательной схемы,не смотря на прямое указание генерального.

---

"...Руководствуясь соображениями технической целесообразности и опираясь на опыт англичан, Яковлев настаивал на создании самолета с одним подъемно-маршевым двигателем.
...
заместитель главного конструктора С.Г.Мордовин, исходивший из того, что двигателя, пригодного для использования в качестве единой силовой установки СВВП, в СССР не было даже в разработке, а для его создания потребовалось бы лет десять-пятнадцать."

http://www.airwar.ru/enc/fighter/yak38.html

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Удельная тяга:
РД-38 - 1,38 кг/кгс/ч
F135 - 0,7 кг/кгс/ч (максимал)
http://www.turbokart.com/about_f135.htm

---

При чем тут РД38?
Почему не РД41?

---------- Добавлено в 21:45 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 21:32 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

"...Руководствуясь соображениями технической целесообразности и опираясь на опыт англичан, Яковлев настаивал на создании самолета с одним подъемно-маршевым двигателем.
...
заместитель главного конструктора С.Г.Мордовин, исходивший из того, что двигателя, пригодного для использования в качестве единой силовой установки СВВП, в СССР не было даже в разработке, а для его создания потребовалось бы лет десять-пятнадцать."

http://www.airwar.ru/enc/fighter/yak38.html

---

Г.Марков трактует эту проблему несколько иначе.
Ты помнишь в каком году вышло постановление на Як141?
Практически сразу после испытаний Як38 .
На сколько я понимаю хотели сразу обойти в ТХ перспективную разработку AV-8B.
Очевидно к Як38 интерес упал.
Первый взлет ,не смотря на затяжку у 141 -87г(через 1.5-2 года после принятия AV-8B)!?Это фактически приговор был 38.В принципе правильное решение-не тратить зря деньги на перспективу поиметь самолет с параметрами AV-8B,которые ни сильно лучше ЯК-38.
Я не понимаю .зачем они миг-говский движек ТРД Р-35-300 раздвоили поворотными соплами?
Думали,что три ноги устойчевей? Не пойму?
Потеряли практически половину тяги?
Практически могли поиметь сразу и сверхзвук на ЯК38.
Мне не ясно такое решение.

По комплексной СУ Як-141, данные от Гордона.
ПМД Р-79В-300
Тяга на форсаже 15 500 кг (в горизонтальном режиме)
Тяга на форсаже 14 000 кг (в вертикальном режиме)
Тяга на максимале 9 000 кг

ПД РД-41
Тяга на максимале 4100 кг.

Итого, тяга на вертикальном взлете 17 200 кг.
ИМХО, форсажный режим ПМД можно использовать только в режиме короткого взлета либо по самолетному.

Цитата:

---

Сообщение от vovan22

Есть разница
Вертикальный взлет, AV-8A при температуре +32 гр и весе боевой нагрузке 1360кг, радиус действия 91км.

---

Это цифра по Афгану?
А сколько у ЯК-38?
После возвращения наших из Афгана,у нас на корабле была фотовыставка+гуляли фотки неофицально.
Слышал ,что кидали ОДАБ-ы.Часть их билось об скалы -предьявляли нам,что используем хим-оружие(утечка газа из корпуса при ударе)
Есть инфа,что в конфиге ВВП он вообще не нес боевой нагрузки -летали в основном с УВВП.
Данные очень скудные.

---------- Добавлено в 22:12 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 22:00 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

По комплексной СУ Як-141, данные от Гордона.
ПМД Р-79В-300
Тяга на форсаже 15 500 кг (в горизонтальном режиме)
Тяга на форсаже 14 000 кг (в вертикальном режиме)
Тяга на максимале 9 000 кг

ПД РД-41
Тяга на максимале 4100 кг.

Итого, тяга на вертикальном взлете 17 200 кг.
ИМХО, форсажный режим ПМД можно использовать только в режиме короткого взлета либо по самолетному.

---

Собственно рядом.
Интерсна близость данных у Ф-35с .Случайно?
Кстати на видео про Ф-35 не видно включение форсажа(нет засветок на земле)
У 141 это хорошо видно -или это не форсаж?.

---------- Добавлено в 22:17 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 22:12 ----------

Еще есть непонятки с массой пустого Як-38.
в одном случае это вес (пустого снаряженного самолета )-7020кг

В другом случае есть инфа:
...Действительно, масса пустого 6515 кг существовала, но для первых 15 серийных
самолетов с креслом КЯ-1М.
После замены кресла на унифицированное К-36ВМ эта масса поднялась до 6555 кг.
А вот краткая весовая сводка для серийных самолетов выпуска 1975 г.
Взлетный вес - 10300 кг
Вес пустого - 6555 кг
Полная нагрузка - 3745 кг.

В полную нагрузку входят:
Боевая нагрузка - 1000 кг
Топливо - 2610 кг
Снаряжение - 135 кг (считая летчика в ВМСК-4 - 95 кг)...

Источники соответственно.
http://www.airwar.ru/enc/fighter/yak38.html

http://forum.papir.kiev.ua/viewtopic...57615a8523e339

---------- Добавлено в 22:29 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 22:17 ----------

Вообще с весом Як38 .какие-то странности :его комбинированная СУ весила всего килограмм на 400 больше,чем у Харриера.
От куда такая разница в весе не догоняю?
Может шасси?
Фюзеляж и часть центроплана у него-сотовая конструкция.
Помню как орал матом техник,когда увидел фото-коресподента вышагивающего в модных каблуках по сотам ЦП самолета:uh-e: Наделал вмятин как в сугробе дятел.:ups:
Там специально краснной пунктирной линией бал проведен "маршрут"где можно топать -где нельзя.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Кстати на видео про Ф-35 не видно включение форсажа(нет засветок на земле)
У 141 это хорошо видно -или это не форсаж?.

---

Думаю, что если бы это был форсаж он бы перевернулся через голову.

Цитата:

---

Еще есть непонятки с массой пустого Як-38.
в одном случае это вес (пустого снаряженного самолета )-7020кг

---

Я взял данные из монографии Гордона.

Покопал по весу Су як 38-2ПД(РД-36-35ФВ) +ПМД(Р-27В-300)
У меня вышло общий вес 1715.2кг
вес Р-27В-300=1350кг
вес РД36-35ФВ=(тяга 3050:16.7) Х 2=365.2кг?!
Общий вес; 1715.2кг
http://www.airwiki.org/enc/engines/r27v300.html

есть данные от Абидина:
ПМД - 1522 кг
2хПД - 411 кг
Всего - 1933 кг

Может разхождение по весам от того,что берут за расчет РД-36-35 с меньшей тягой?

Вес "Пегас" 11-16=1934кг
http://vtol.boom.ru/eng/Pegas/index.html
Сколько весит "Пегас" 11 МК-103-104?
Есть цифры приведенные тут:
Пегас 11Мк 104- 1430кг
Пегаса 11 Mk. 104 - 1708 кг
Получается по весу СУ выигрыша ни у Харриера ни у ЯК38 как бы нет?
А по тяге на ВВП у Як38 серьезный выигрыш?
Правда не ясно с тягой на ВВП у обоих,а она должна быть заметно меньше, где-то гуляла цифра в 30% на ПМД за счет поворота сопла.
Хотелось бы разобраться с весами Як38(не М)
Вот нашел в древней книжке В.Ф.Павленко."Корабельные самолеты"
Вес Пегаса 11Мк103=1390кг
104=1430кг
11-35=1460кг(AV-8B) не понятно вроде на него поставили 11-21E?
Чесно говоря тоже странно разница всего в 70кг?И это замена ал-сплавов на титан+2е форкамеры во втором контуре

http://paralay.com/lfsyak/tth.gif
http://paralay.com/lfsyak.html

Цитата:

---

Сообщение от paralay

http://paralay.com/lfsyak/tth.gif
http://paralay.com/lfsyak.html

---

на Як-ах стояли ПД двигатели.

РД-36-35ФВ -тяга 3100 кгс(як-38)
РД-36-35ФВР-тяга 3250 кгс(як-38М)
У тебя в табличке указанна тяга 2900кгс и 3100кгс для ФВ и ФВР соответственно-может это ошибка?
Дело в том,что был базовый ПД РД-36-35 но он на Як-ах не устанавливался(может только на прототипе?).Возможно это его тяга 2900кгс? серия ФВ и ФВР это форсированные варианты.
http://vtol.boom.ru/eng/RD-36/index.html
Еще:
И если мне память не изменяет - первое название у ЯК-38 было ЯК-36МП(морской-палубный)
Именно так его называли сначала на корабле (по командам общекорабельной трансляциии)"принять на верхнюю палубу изделие як-36МП"
В дальнейшем сменили на "изделие ЯК-38"
Я не помню ,чтобы его звали ЯК-36М?

Продолжаем искать и править :)

Из моей военно-морской жизни про Як-38 есть только табличка с километровыми расходами топлива для корабельного поста управления авиацией.
В таблице: 01 – МиГ-31, 38 – Як-38, 84 – МиГ-25, Т10 – Су-27.
Я тут внес свои разделы, уже не помню какие, но исходные цифры не правил.

Авиация и Время 6/95

Впоследствии для модернизированной машины Як-38М на базе РД-36-35ФВ был спроектирован двигатель РД-38 максимальной тягой 3250 кгс, масса которого составляла всего 231 кг. Серийный выпуск РД-38 производился с 1985 по 1989 г.

http://engine.aviaport.ru/issues/19/page03.html

Кстати.Я как бы не раз слышал при полетах,что як уходил на сверхзвук!?
По крайней мере на мой слух это было так?

---------- Добавлено в 20:09 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 19:56 ----------

Цитата:

---

Сообщение от paralay

Впоследствии для модернизированной машины Як-38М на базе РД-36-35ФВ был спроектирован двигатель РД-38 максимальной тягой 3250 кгс, масса которого составляла всего 231 кг. Серийный выпуск РД-38 производился с 1985 по 1989 г.

http://engine.aviaport.ru/issues/19/page03.html

---

Непонятно как с весом стыкуется цифра 16.7:1(отношением тяги к массе)
У РД-36-38-41 это соотношение одинаковое?
И где гуляют у Як38-1500кг веса?
Может это "бомба"%)
Загадочный аэроплан.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

У меня таких соменний нет

---

Судя по твоим словам выше про журналки, создается впечатление, что умный здесь только один - ты.
А все остальные журналы да газеты читают.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Кстати.Я как бы не раз слышал при полетах,что як уходил на сверхзвук!?
По крайней мере на мой слух это было так?[COLOR="Silver"]

---

Я тут читал про МиГи, оказывается даже у МиГ-19 был сверхзвук на максимале, а уж у Яка с его тяговооруженностью быть обязан.

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Наверное тяга делится пополам 8000+8000кгс(ПД и ПМД)

---

Т.к. он статически устойчивый товарищ в ГП, то ц.м. у него находится примерно между крылом и оперением. Иначе балансировать нечем.
Из условия ВВ моменты от векторов тяги должны быть равны, а т.к. до ц.м. разные, то тяга переднего вектора должна быть меньше примерно пропорционально плечу до ц.м.
Поэтому 10 т вентилятора у 35-го это сказка про белого бычка.
А форсаж нужен только чтобы на св/зв в ГП выходить.

Цитата:

---

Сообщение от 101

Судя по твоим словам выше про журналки, создается впечатление, что умный здесь только один - ты.
А все остальные журналы да газеты читают.

---

Помнится ребята с НПО"Союз" расказывали,что им кроме журналов приносили еще кое-что в маленьких пакетиках ....прямо с "мереканских заводов"(не героин):rtfm:

---------- Добавлено в 20:30 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 20:21 ----------

Цитата:

---

Сообщение от 101

Т.к. он статически устойчивый товарищ в ГП, то ц.м. у него находится примерно между крылом и оперением. Иначе балансировать нечем.
Из условия ВВ моменты от векторов тяги должны быть равны, а т.к. до ц.м. разные, то тяга переднего вектора должна быть меньше примерно пропорционально плечу до ц.м.
Поэтому 10 т вентилятора у 35-го это сказка про белого бычка.

А форсаж нужен только чтобы на св/зв в ГП выходить.

---

Вообще то Г.Марков указывает ,что с подвеской Х-35 использовали СДУ как на Су27.Самолет становился неустойчивым.

10т -это столько вентилятор отбирает от ПМД у Ф-35С.
Заявленная тяга у него примерно 8т.
Чесно говоря мне кажется,что это деза.Или данные со стенда.
Так как он должен использовать форсаж ПМД,что вызывает сомнение -судя по "кину"

Цитата:

---

Сообщение от paralay

Я тут читал про МиГи, оказывается даже у МиГ-19 был сверхзвук на максимале, а уж у Яка с его тяговооруженностью быть обязан.

---

Я конечно понимаю... полет мысли, фантазии.
Но тут им не место.

---------- Добавлено в 00:41 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 00:36 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

10т -это столько вентилятор отбирает от ПМД у Ф-35С.

---

На режиме КВВП мощность от основного двигателя передается к вращающемуся основному приводному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет основной вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН.

Зарубежное Военное Обозрение №12, 2004г.

Цитата:

---

Заявленная тяга у него примерно 8т.

---

89 кН это 9081 кг.

Дополнительно.
Размещенные в крыле самолета F-35 КВВП воздухоотводящие каналы с регулирующими расход воздуха соплами предназначены для управления самолетом по крену. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от основного двигателя и создают примерно 17 кН тяги.
Зарубежное Военное Обозрение №12, 2004г.

Ну хорошо нашли 10815кгс тяги ПД системы у Ф-35С.
А что у нас осталось на его ПМД?
Ведь не 100% КПД всех этих импеллеров?Учитывая их кольцевые камеры примерно 60-80% если исходить из реальности подобных устройств.
Интересно,что там за муфточка(с зацеплением)?Обгонка или конвертор?

К примеру трансмиссия на Ми28Н весит 780кг-учитывая его вес схожий с тягой ПД Ф=35С.

Вот здесь: http://sukhoi.ru/forum/showpost.php?...&postcount=236
Flateric уже выкладывал картинки по F135.

Тяга на висении.
Всего 39 400 lbs = 17 871 кг
ПМД 15 700 lbs = 7 121 кг
Подъемный вентилятор 20 000 lbs = 9 072 кг
Управление по крену 3 700 lbs = 1 678 кг

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Я конечно понимаю... полет мысли, фантазии.
Но тут им не место.[COLOR="Silver"]

.

---

Чиж ,а что тебя в плане сверхзвука у ЯК38 смущает?
Принципиальных препятствий как бы нет.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Вот здесь: http://sukhoi.ru/forum/showpost.php?...&postcount=236
Flateric уже выкладывал картинки по F135.

Тяга на висении.
Всего 39 400 lbs = 17 871 кг
ПМД 15 700 lbs = 7 121 кг
Подъемный вентилятор 20 000 lbs = 9 072 кг
Управление по крену 3 700 lbs = 1 678 кг

---

Внимание вопрос знатокам - как вектор в 9 тонн на большем плече не создает вращающий момент супротив 7 тонн на малом плече?
:)

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Чиж ,а что тебя в плане сверхзвука у ЯК38 смущает?
Принципиальных препятствий как бы нет.

---

ИМХО, в пикировании вполне возможен небольшой сверхзвук с хорошей вероятностью получить неуправляемый аэроплан.
В горизонте - сильно сомневаюсь.

---------- Добавлено в 02:17 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 02:05 ----------

Цитата:

---

Сообщение от 101

Внимание вопрос знатокам - как вектор в 9 тонн на большем плече не создает вращающий момент супротив 7 тонн на малом плече?
:)

---

А с чего ты взял, что малое плечо до сопла ПМД?
Мне вот наоборот кажется.

Но вообще-то без инфы о расположении ЦМ это все на кофейной гуще.

Цитата:

---

Сообщение от 101

Т.к. он статически устойчивый товарищ в ГП, то ц.м. у него находится примерно между крылом и оперением. Иначе балансировать нечем...

---

Примерно на крыле, впереди фокуса подъёмной силы. Иначе это неустойчивая задняя центровка.

---------- Добавлено в 02:59 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 02:54 ----------

Harrier FRS превосходил скорость звука. AV-8B, из-за бОльшего и более толстого крыла с суперкритическим профелем, скорость звука преодолевать перестал.

---------- Добавлено в 03:01 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 02:59 ----------

И недавно читал, что ударники из RR достигли 18 тс подъёмной тяги для F-35B.

Цитата:

---

Сообщение от 101

Внимание вопрос знатокам - как вектор в 9 тонн на большем плече не создает вращающий момент супротив 7 тонн на малом плече?
:)

---

По моему-чепуха.Не видно там ни каких разниц особых в плечах
Кстати,такое неравенство плечей относительно ЦТ похоже, не позволило поставить РД41 на ЯК38-38М.

---------- Добавлено в 00:54 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 00:26 ----------

[/COLOR]

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

[/COLOR]
Все замечательно Кузьмич, только ты не заметил самого главного, этот расчетный случай "изменения коэффициента использования тяги вдоль криволинейной траектории по углу " не относится к вертикальному взлету. Если ты обратишь внимание на диаграмму для угла отклонения сопла 90 градусов то заметишь как все кривые сходятся в одной точке.

.

---

Кстати у тебя есть одна неточность ; у ПД РД-36-41 нет отклоняемого сопла на 90гр.Так,что у него тяговые ТХ получше.А это половина тяги на ВВП.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Это не так.
Если ты почитаешь что-нибудь про самолет, то наверняка встретишь упоминание про проблемы заглатывания ПМД горячих газов от ПД.
Кроме того, судя по описанию одного из приведенных мной ЛП есть упоминание об ограничении вертикального взлета при скорости ветра менее 3 м/с. Как ты думаешь, к чему бы это? ;)

".

---

Интересно Чиж,где это ты откопал?

По данным испытаний* горячий воздух от работы двигателей в режиме ВВП движется встороны от ЛА в виде восходящего вала и при увиличении скорости встречного потока спереди увеличивается масса забрасываемого горячего воздуха в воздухозаборники ЛА-(внешнее кольцо этого вала сдвигается ближе к ЛА).
При этом температура перед компрессором соответственно увеличивается;
в штиль -6-8С и при встречном ветре 5-10м/сек -31С(малый газ) и 15С (мах газ)Особенно это касается однодвигательной схемы СВВП.
Снижение температуры на (мах-газе) обьясняется тем,что эти горячие газы дальше отходят от ЛА при взлете.
У комбинированной установке(ЯК-38)картинка несколько иная,там за счет наклона ПД двигателей создается отброс горячих газов от ПМД назад,Хотя проблема на малом газу остается такая же ,как и у однодвигательной схемы.
Это данные институтских иследований описанные В.Ф.Павленко.
Но вообще то эту проблему решили и на Харриере и на Як38 на сколько я знаю воздушной завесой в воздухозаборниках и добились снижение температуры до 5С и потери тяги до 1%.
И потом ветер 3м/сек -этот ветер можно получить в штиль при скорости хода корабля 10.8км/час- примерно 6 узлов ?
На таких скоростях корабли вряд ли вообще ходят.
Может это опечатка у тебя?
Возможно там речь шла о гонке двигателей на палубе в положении ВВП на малом газу в штиль?Особенно ПД двигателей.
Там нужен хоть небольшой ветерок для того,что бы сдувало горячий воздух вокруг самолета.Да и зажарить техника можно невзначай:D
Моего брата чуть не зажарили.

*В.Ф.Павленко."Корабельные самолеты" Москва.Воениздат1990г

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Кстати у тебя есть одна неточность ; у ПД РД-36-41 нет отклоняемого сопла на 90гр.Так,что у него тяговые ТХ получше.А это половина тяги на ВВП.

---

Ни я, ни автор приведенной тобою статьи нигде не называл конкретные марки двигателей.

---------- Добавлено в 09:45 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 09:42 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Kyzmich

Интересно Чиж,где это ты откопал?

---

Ты не внимательно читаешь то что пишут другие.
Я приводил описание аварии в которой называлась причина.

АВАРИЯ 4.06.1988 года

Самолета Як-38, 33 ЦБП и ПЛС, аэродром Саки.
Летчик - командир отряда, военный летчик 1-го класса, майор Василющенко В.А.
День, ПМУ.
Контрольный полет на висение после устранения неисправности, выявленной в ознакомительном полете.
Обстоятельства АП
После отрыва самолета на Н=2,5м произошел выброс пламени из отсека подъемных двигателей. В момент резкого опускания носа самолета произошло автоматическое катапультирование летчика.
Самолет с углом пикирования 20 столкнулся с поверхностью взлетной площадки. Автоматическое катапультирование от системы СК-ЭМ сработала штатно. После катапультирования летчик приземлился в точку падения самолета на раскаленную площадку и получил ожоги различной степени.
Заключение о причинах АП
Причиной АП явилось неудовлетворительная организация и плохое руководство полетами, выразившиеся в выпуске в полет самолета в метеоусловиях, не соответствующих требованиями РЛЭ (наличие ветра со скоростью не менее 3 м\с), что привело к попаданию горячих газов на вход подъемных двигателей и их самовыключению.

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Я конечно понимаю... полет мысли, фантазии. Но тут им не место.

---

Непростое это дело просвещение, ну да ладно, пойду на встречу :)

"...Максимальная скорость на высоте 10000 м составила 1452 км/ч (без форсажа – 1157 км/ч)"

Для справки: по таблице стандартной атмосферы на высоте 10 км скорость 1157 км/ч или 326.4 м/ч соответствует М=1.091
Источник: Николай Якубович "Боевые самолёты Микояна"

1.Непростое это дело просвещение....
1157 км/ч-321,3 м/с
М=1,072.
2. Режим не характерный для эксплуатации совсем.

Цитата:

---

Сообщение от Дм. Журко

Примерно на крыле, впереди фокуса подъёмной силы. Иначе это неустойчивая задняя центровка.

---

Наличие ЭДСУ это поправляет.

---------- Добавлено в 13:31 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 13:13 ----------

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

А с чего ты взял, что малое плечо до сопла ПМД?
Мне вот наоборот кажется.

---

Ну залей в него топливо, да пилоны загрузи на крыле.
Если машина изначально как чистая вертикалка не проектировалась, как Як, то на эти режимы будут налагаться ограничения, т.к. критичен не только ц.м., но и баланс моментов инерции по главным осям.
;)

Цитата:

---

Сообщение от Chizh

Ни я, ни автор приведенной тобою статьи нигде не называл конкретные марки двигателей.[COLOR="Silver"]

.[/B][/I]

---

Причем тут это?Там речь идет о потерях за счет поворота сопла на 90гр.
Просто у Харриера нет ПД двигателей.Тоесть двигателей ,которым не нужен разворот сопла на 90гр для ВВП.Сответственно его силовая установка в этом плане проигрывает на ВВП,хотя имеет равенство по эфективной тяге с ПМД ЯК38.Просто у комбинированной установке тяга на ВВП у ПД двигателей используется наиболее эфективно.

Тяга Пегаса на режиме ВВП с учетом потерь во входном и выходном устройствах и отбором на струйные рули равна 8690 кгс без впрыска и 9750 кгс с впрыском воды.
Для Р-27в-300 взлетный режим (ВВП)-6100 кгс

---------- Добавлено в 14:35 ---------- Предыдущее сообщение было написано в 14:03 ----------

Масса самолета с пилонами, несливаемыми остатками топлива, заправкой масла, кислородом на борту около 7100 кг.

Цитата:

---

Сообщение от vovan22

[/COLOR]Масса самолета с пилонами, несливаемыми остатками топлива, заправкой масла, кислородом на борту около 7100 кг.

---

Уточни какого самолета?

Як-38

Получается 6555кг это сухая масса ЯК38.
Чесно говоря 545кг не многовато для пилонов,кислорода и остатков топлива?
АПУ-68 весит 45 кг Х 4=180кг,пускай положим туда обычный баллон кислорода(40л) 90кг.Получаем бочку еще чего-то?

Плюс масло, плюс несливаемый остаток топлива.
Кроме того при серийном производстве вес был побольше чем 6555кг.

Так плотность масла и керосина прикинь....это по обьемам бочка 200л!?Реально еще больше.
Не дофига ли?Такая щедрость.Я просто по обьемам фюзеляжа прикидываю ,куда там это влезет?

Добавить вес 4 балочных держателей если БДЗ-У то это 160 кг. Плюс пусковые устройства.
Вес самолета 7060-7080 кгс набегает.

Цитата:

---

Весной 1963 г. первый летный Як-36 с бортовым номером «37» доставили на аэродром ЛИИ в Жуковском. После всех необходимых регулировок, проверок и Т.п. начались вертикальные «полеты» на привязи.

К настоящим полетам двигались небольшими осторожными шагaMи. К лету 1963 г. в ЛИИ подготовили специальную бетонную яму, закрытую стальной решеткой. Яма служила для отвода горячих газов, бушевавших под фюзеляжем. К этому устройству «привязали» самолет.

Ведущим летчиком-испытателем назначили Юрия Гарнаева, припомнив его «турболетное» прошлое и богатый опыт пилотирования вертолетов. Вообще Гарнаев мог летать на чем угодно. Нам страшно повезло с летчиком. Дублером стал Валентин Мухин - летчик-испытатель ОКБА.С.Яковлева.

В июне-июле 1963 г. Юрий Гарнаев совершил несколько первых подлетов, поднимая машину до полуметра над решеткой. И тут выяснилось одно обстоятельство, к которому мы были совершено не готовы. При вертикальном взлете выхлопные газы бьют в землю и, к сожалению, от земли отражаются. На «Харриере» это прошло практически незамеченным, поскольку холодный контур передних двигателей защищал воздухозаборники двигателя от попадания отраженных отземли горячих газов. А у нас такой защиты не было. Больше того, расположение сопел было таково, что оно образовывало при отражении от земли мощный продольный вал горячих газов. Половина из них уходилав хвостовую часть, что было безвредно, а половина - в носовую часть - прямо на вход в двигатель. Двигатели отказывались работать в таких условиях.

Началась целая серия судорожных попыток обеспечить защиту входа от горячих газов. Запас устойчивости компрессора двигателя Р-27-300 был незначительный, и горячие газы на него влияли катастрофически. В это время мне пришлось заняться этим самолетом уже вплотную.

По просьбе ведущего инженера О.Сидорова, Александр Яковлев назначил меня руководителем доводочных работ по самолету "В" и заместителем главного конструктора.

После долгих мучительных поисков защита воздухозаборника была обеспечена путем довольно нелепых, на первый взгляд, решений. Мы были вынуждены установить, кроме отражательных щитков двух видов, еще и реактивную, газовую защиту. Целый год, с лета 1963 г. до лета 1964 г., ушел на доводку струйного управления и силовой установки. Но работа двигателей, в конце концов, была обеспечена.
...

Кроме того, в новом проекте [Як-36М] мы учли опыт войны с отраженными газами. Сама новая компоновка уже вселяла надежду, что подъемные двигатели защитят входы двигателей от попадания горячих газов. Но это надо было проверить. ЦАГИ, к сожалению, не имел ни опыта, ни желания работать с выхлопными струями двигателей, что потом нам дорого обошлось. Но это уже потом. Поэтому режимы вертикального взлета и посадки нам пришлось отрабатывать самостоятельно.

Да, кстати, модели аэродинамические были продуты уже после того, как был построен первый самолет. Поскольку Яковлев и первые аэродинамики фирмы, по сути, игнорировали эту работу, работы с моделями опоздали. Но, правда, результаты продувок моделей по общей аэродинамике были благоприятными, за исключением классической «ложки» на больших углах атаки. Это было присуще почти всем боевым яковлевским самолетам, но проблему удалось быстро устранить путем небольшого перемещения стабилизатора. Короче говоря, аэродинамических дефектов самолет вроде бы не имел. Ни по устойчивости, ни по управляемости.

Проблема обнаружилась уже когда самолет стал летать. О том, какие неприятности могут доставитьвыхлопные струи на взлете и посадке, мы уже знали, но мы понятия неимели о влиянии выхлопных газов в горизонтальном полете. Оказалось, что при выбранной компоновке обтекание хвостовой части фюзеляжа струей двигателя дает прирост со-противления самолета на 30%. Это сразу же «сожрало» расчетную дальность полета. В перспективе надо было изменить направление струй, заставить ЦАГИ сделать продувки непросто с пустыми дырками под двигатели, а с имитаторами двигателей и струями. Но это мне уже не удалось сделать.

---

Станислав Мордовин
Палубная авиация началась с Як-38

Станислав Григорьевич Мордовин родился в марте 1926 г. В 1949 г. окончил факультет самолетостроения МАТИ по специальности инженер-технолог. После окончания института работал на заводе в Долгопрудном. С января 1954 г. - ведущий конструктор, а затем заместитель главного конструктора ОКБ А.C.Яковлева.