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

[Chizh]

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.

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.

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.

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 ----------

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.

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.

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 ----------

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.