Маневренность F-22. Новое видео. Обсуждаем.

[wind]

Дядя Миша, Вы же авиатор! Какой нафик угол атаки? Это угол клина, генератора скачка уплотнения! Вам должно быть стыдно.

- Не должно. Могу же я чего-то подзабыть?

Из той же таблицы видно, что при М=2.35 наклон скачка уменьшится на 21 градус, то есть он попытается влезть в любимые вами "нутря". Ах, какие там будут потери!

- А вот посмотри внимательно на снимки в профиль F-22 (особенно последний, в самом низу ссылки), там воздухозаборник скошен в двух плскостях, и откель конусность мерять - это вопрос интересный! Да и конуса там как такового чтой-то не разглядеть...
http://www.richard-seaman.com/Aircra...F22/index.html

А чем более S-образно-извитое устройство, тем сильнее они увеличатся!

- Вот как раз о снижении потерь в S-образных входных устройствах и идёт речь в ссылке, что привёл 101 и в большой статье, что я привёл. Только там турбулизаторы потока - внутри.

Извивают-то его не ради потерь, а дабы экранировать компрессор от облучения.

- Кто-то где-то думает иначе? :p

Идём дальше, то есть в начало. Всё-таки, рассчитан ВЗ на М=1.5 и при М=2.42 двойной объём воздуха в него попадёт.

- Я ведь не просто так привёл сопоставление с входными устройствами двигателей Су-27. У него площадь воздухозаборников больше чем у F-22 на четверть, а тяга двигателей наоборот - меньше на четверть! Максимальное М=2.35 - на этом М в него так же попадает в разы больше воздуха, чем на максимале. Ну? И что же с этим лишним воздухом потом происходит?

Покажите мне клапаны перепуска, способные слить половину! И от кромки ВЗ до этого клапана (которого нет), скорость потока будет удвоенная, то есть сверхзвуковая. Не справляется, блин, нерегулируемый ВЗ с кинетической энергией.

Он всё-таки регулируемый. ИМХО: в значительной степени саморегулируемый, - вот этой сложной, срезанной в двух плоскостях формой воздухозаборника и плюс тем, что есть внутри (про что особо не распространяются), вот посмотри внимательно на это снимок, там, в воздухозаборнике снизу, виднеется некая хреновина, и наверняка не просто так:
http://mil.longhoo.net/newimg/f22.jpg

И не надо за уши притягивать аэроплан на 15 км.

- Пожалуйста, посчитай на 11 км какая будет по прибору максимальная скорость на М=2.42, у меня выходит 379 м/сек=1364 км/час. Хватает, да ещё и запас в 100 км/час остаётся!

Что толку, что форсажная тяга там должна быть в 2 раза больше, чем бесфорсажная тяга на 11 км? Всё равно она должна быть в 3.5 раза больше, чем бесфорсажная тяга на 15 км! Для АЛ-31 это возможно, а возможно ли для практически одноконтурного F119-PW-100?

- Ну-у, не надо так шутить! Ведь топливо-то всё на максимале сгорает в первом контуре! Используя воздух первого контура. А практически одноконтурный
F119-PW-100 даёт на максимале тягу поболе. чем АЛ-31, потому, что у него как раз через внутренний контур идёт больше воздуха.
Что касается излишков воздуха, - тут всё очень и очень просто: стоят датчики давления за последней ступенью второго каскада компрессора. При превышении этого давления, на самом двигателе открываются перепускные клапаны и излишек воздуха из внутреннего контура стравливается во внешний или в атмосферу. Только и всего. И таким образом приводится в соответствие и с прочностью двигателя, и с потребностями для сгорания топлива.

Да и с воздухозаборниками мы пока отнюдь не покончили.

- А с ними - см. выше. Су-27, имея на 25% меньшую тягу и на столько же большую площадь ВЗ, отнюдь не жалуется на М=2.35 на переизбыток воздуха. Куда его там девают? И почему же должен жаловаться в аналогичной ситуации F-22?
Если у тебя есть что-то новое по этому моменту - так скажи!