А ктож его знает? Какую построят такая и получится.Сообщение от paralay
А ктож его знает? Какую построят такая и получится.
C уважением
Не надо там никого на взлете подпитывать. Через перфорацию сосут погранслой, чтобы после изгиба канала отрыва не было.
C уважением
- Не попадает?
http://perso.orange.fr/aeromil-yf/SU..._fDSC_0089.jpg
Ну когда же мы наконец-то увидим эту долгожданную лекцию по регулированию воздушного тракта в воздухозаборниках и воздуховодах?
Автора, автора!
C уважением
Вы кого имеете ввиду? А главы из учебника Вам недостаточно?
Скоро посрать не сходишь без визы первого отдела.А ктож его знает? Какую построят такая и получится.
Давайте я попробую предположить, что это такое…
Называть «это» индексом 1.42 как минимум неверно, ему больше подойдут цифры 1.32 – 1.37. Двухмоторная машина под перспективный мотор с тягой 15500 кгс и плоским соплом. Будущего у него нет.
Вместо этого монстра будет делаться средний истребитель с двумя моторами 12000 – 12500 кгс и внешне похожий на Суховский Т-50.
Еще нюанс из области иррационального :pray: :
автор внешнего вида «нового 1.42» через несколько лет сменит место работы и по этой схеме, будет рисовать одномоторный сверхзвуковой беспилотник вертикального взлета и посадки, но до серии дело и тут не дойдет…
- Полумиг обещался ошарашить публику.
Скоро посрать не сходишь без визы первого отдела.
Давайте я попробую предположить, что это такое…
Называть «это» индексом 1.42 как минимум неверно, ему больше подойдут цифры 1.32 – 1.37. Двухмоторная машина под перспективный мотор с тягой 15500 кгс и плоским соплом. Будущего у него нет.
Вместо этого монстра будет делаться средний истребитель с двумя моторами 12000 – 12500 кгс и внешне похожий на Суховский Т-50.
Еще нюанс из области иррационального :pray: :
автор внешнего вида «нового 1.42» через несколько лет сменит место работы и по этой схеме, будет рисовать одномоторный сверхзвуковой беспилотник вертикального взлета и посадки, но до серии дело и тут не дойдет…
Доработай крыло и оперение на виде в плане под то, что ты видел на 1.44.
C уважением
На 1.44/42 делали изд. 20 в классе 20 тонн тяги, а на средний истребитель будет Ал-41ф1 на 15500.
Необходимости писать лекцию уже нет - огромное спасибо paralay! Так что буду краток.
Итак, изучив теорию, мы видим, что ВЗ Ф22 категорически не приспособлен летать за два Маха. Совершенно нечем удерживать первый скачок на кромке обечайки, а последний в горле, как и нечем это горло зажать. Створки перепуска и системы слива погранслоя вещи нужные, но не они делают ВЗ регулируемым. На расчётном режиме всё прекрасно, теперь попробуем это дело ускорить. Первый скачок лезет внутрь, замыкающий сползает с горла назад. В расширяющемся канале за горлом сверхзвуковой поток разгоняется, а чем выше скорость перед прямым скачком, тем выше в нём потери абсолютного давления. Да и в той скачковой каше, что образуется перед горлом, потери тоже не снижаются! Результат: плотность воздуха в канале падает, объём растёт. До поры - до времени с излишками справляется створка на спине, но не забывайте, друзья, что струя из неё вытекает не перпендикулярно обшивке и при угле 30 градусов площадь струи будет вдвое меньше, чем площадь этой створки. И не так уж велика эта площадь, не получится слить через неё количество воздуха, сравнимое с расходом его через двигатель. Ну а мы титаническим (или тау-китяническим
Единственное условие для этого должно исполниться - поток перед ВЗ должен стать дозвуковым. А как? А вот так: перед ВЗ возникает прямой скачок уплотнения и прекрасно решает нам проблему избытка воздуха! Только сопротивление аппарата растёт чудовищно, а потери давления будут катастрофическими. Разгонять самолёт в таких условиях всё равно, что разгонять бульдозер, а заставлять двигатель работать всё равно, что заставлять висельника петь, вышибая из-под него табуретку. И никакие самые расчудесные дроссельные характеристики не спасут: они не учитывают потерь в ВЗ. Наш любимый АЛ-31 раэгоняет Су-27 до М=2.35, а Су-34 только до М=1.6; F100 раэгоняет F-15A до М=2.45, а F-16 только до М=1.8, F101 раэгоняет B-1A до М=2.2, а B-1B только М=1.25, и даже ваш любимый F119(135) раэгоняет F-35 только до М=1.6...
Так что истина, видимо, там, где ищет её a1tra: попытка оказать психологическое давление на конкурентов, а заодно и на свой собственный конгресс. Пусть, гады, деньжат подбросят на супер-пупер самолёт!
- Ув.тов. полумиг, маленький вопрос: где Вас обучали? Учебное заведение, специальность, количество оконченых курсов? (Явок, адресов и паролей - не надо.)
А это здесь причем?
При установке на Су-27 изделия 117С показатель М=2.35 был превышен.
1.8
Скорость F-16 всегда была 2.0М
Не думаю что так мало, но это уже мое ИМХО.
Вообще, чем больше тяга, тем как правило больше расход воздуха, и соответственно, достижимая скорость. Движки у F-22 очень мощные, плюс система перепуска воздуха пусть как, худо-бедно, а тоже помогает.
Крайний раз редактировалось voice from .ua; 21.09.2006 в 14:38.
- При всём.
Спасибо, надо будет порисовать.
Важен не угол, а величина перепада давления. И створки будут открываться не резко, по достижении некоторого большого значения перепада, а постепенно, как только перепад начнет расти. Как только они начнут открываться, то характер течения внутри ВЗ перед створками и за ним начнет менятся, вплоть до образования застойных зон.
Створки и перфорация обеспечивают слив даже при помпаже.
Все остальное верно для воздухозаборника любого истребителя 4-го поколения. И будет верно и для F-22, когда мы все будем знать степень отсоса воздуха из ВЗ и расход движка. Тяговооруженность то позволяет вполне на высоте в 20 км достичь такого Маха, который они заявляют, там течение при входе в воздухозаборник будет практически плоскопараллельным. Они же даже крейсерский св/зв Мах, если не ошибаюсь, достигают на высоте 15 км.
Крайний раз редактировалось 101; 25.09.2006 в 11:46.
C уважением
Книга "Авиация настоящего и будущего" 1984 г.
...На самолете F-16 установлен нерегулируемый воздухозаборник, оптимизированный на скорость, соответствующую числу М около 1.6 и расположенный под фюзеляжем, что в значительной мере объясняется необходимостью получения требуемых характеристик на больших углах атаки за счет эффекта экранирования носовой частью фюзеляжа и наплывами для уменьшения искажения потока на входе.
Воздухозаборник сдвинут назад для укорочения канала и уменьшения массы и сопротивления воздушному потоку. Над воздухозаборником расположен дульный срез пушки, их разделяет передняя, наиболее стреловидная часть наплыва левого борта. Такое расположение уменьшает возможность заглохания двигателя вследствие засасывания газов от пушки при стрельбе.
Применение нерегулируемого воздухозаборника привело к упрощению производства и снижению массы (примерно на 180 кг). Эффективность такого воздухозаборника резко падает при скоростях, превышающих скорость звука в 1.6 раза, однако высокая тяговооруженность при значительном увеличении расхода топлива позволяет самолету достичь скорости, соответствующей числу М = 2.
Поскольку диапазон скоростей в ближнем воздушном бою ограничен числами М = 0.8 - 1.6, то нерегулируемый воздухозаборник оказывается вполне приемлемым для выполнения самолетом задач по завоеванию превосходства в воздухе.
Полезно сравнить воздухозаборник F-16 с оным у «Раптора», смотри присоединённый архив.
Полностью статья здесь: http://paralay.narod.ru/F-16.html
Ну вот как раз и получается - у Раптора тяговооруженность намного больше чем у F-16, удельный расход воздуха движков больше должно быть, плюс устройства перепуска воздуха есть, котопрых у F-16 нету.
А кто-нибудь знает величину тяги двигателей F-22 на максимальном бесфорсажном режиме?
Подозреваю что на форсаже его движки с низкой степенью двухконтурности не дудут такой же прирост тяги как на двигателях истребителей предидущего поколения.
http://www.airtoaircombat.com/detail.asp?id=9
Max Thrust - 35,000 lb. / 15,876 Kg
Military Thrust - 28,000 lb. / 12,701 Kg
Надо полагать, что она самая и есть.
Понятно, спасибо за информацию.
Интересно, насколько далеко от крейсерской скорости разгонит F-22 прибавка тяги на форсаже в 25%?
Отсутствие геометрически регулируемого воздухозаборника на Ф22 не совсем хорошо потому как регулировка ,а точнее удержание прямого скачка в нужной зоне только лишь силами газодинамического управления (система перепускных каналов) не всегда позволяет избежать таких явлений как «зуд» и «пелена», особенно в переходных режимах работы двигателя (газ ,дросселирование) на скоростях М1.8-2.2! К стати а зачем Ф22 летать большее М=1.8, как показывает практика летать на М=2.8-3.1 можно не долго потому как ну очень быстро заканчивается топливо!?
xex Bсе же буржуйская стелсанутость накладывает неизгладимые отпечатки на аэродинамические каноны!
... в бою не бывает чудес ...
- Нет других данных, М=1.72 - без форсажа и М=2.42 - с форсажём. Правда, есть тут интересный вопрос: с каким полётным весом? :confused:
Дружище 101! Просто поразительно, как при такой каше в голове Вас ещё держат на Микояне? Или в общих видах можно и с кашей?
А известно ли Вам такое понятие - критический перепад давления? Это когда при перепаде в 1.84 раза скорость струи достигает скорости звука и больше не растёт, как ни увеличивай перепад! Не растёт, хоть тресни! Ну а статическое давление в канале ВЗ даже у Ф22 гораздо выше критического! То есть тут важен именно угол, от него зависит площадь струи, а, стало быть, и расход!
Согласен. И для 4-го поколения, и для 5-го поколения, и для 25-го поколения. От степени регулирования зависит скорость, при которой происходит "заполнение воронки". В этот момент он и перестанет разгоняться.
Как это - практически плоскопараллельным? И причём здесь высота? В Вашем образовании явные пробелы в области аэродинамики сверхзвуковых скоростей.
Кстати, друзья, а на какой высоте достигают максимального Маха известные нам самолёты?
2wind: Московский авиационный институт, кафедра 203 (силовые установки летательных аппаратов). Закончил полностью и с отличием. Плюс два года техником самолёта в авиации ПВО, плюс два года работы в ЦИАМе. Хотите поискать пробелы в моём образовании? Ну вперёд!
А по поводу Military Thrust - 28,000 lb. / 12,701 Kg у меня есть версия: это не бесфорсажная тяга, а форсажная тяга F119, установленного в самолёт. Что-то кажется мне, что площадь ВЗ меньше площади входа в двигатель с соответствующим снижением расхода воздуха, а если учесть потери при обтекании острых кромок, то -25% от стендовой тяги вполне похоже на правду. Расчехляйте свою линейку, дядя Миша, надо измерить диаметр первой ступени компрессора!
Крайний раз редактировалось полумиг; 26.09.2006 в 13:15.
Ваши права
Ответить с цитированием