Баг с Та-183, или интересный метод для исследования свистков в Иле.

[Hammer]

Иду Но вобщем то Скорость там скорость потока, а не самоолета

Для вычисления мощности используется истинная скорость самолета.

И то что скорость потока у реактивного равна скорости самолета, ну пардоньте НИКАК не поверю )))

Теоретически может быть и равна почему бы и нет
Тяга создаваемая реактивной струей равна секундному расходу массы газов на скорость их истечения. т.е
F=m*v/t.
И для чисто реактивного двигателя вполне достижимо.
Собственно у ракет например максимальная теоретическая скорость истечения смеси водород+кислород дает 4,5 км/с для вывода же на орбиту спутника нужна скорость боле 8км/с для полета на луну более 11км/с. Так что все в теории возможно.
Хотя обычно скорость истечения газов значительно выше скорости самолета.

кстати лдя винтовых
N=kP/V Где N - тяга, k - коэффициент зависящий от геометрии винта, P - мощность двигателя, V - скорость.

Вообще помимо мощности на валу и скорости самолета там присутствует коэффициент называемый КПД винта.
Он зависит от многих параметров, в том числе и от конструкции винта.
Является ли винт винтом постоянного шага или изменяемого.
У первоко КПД очень сильно меняется от скорости полета у второго это изменение тоже есть но в гораздо меньшей степени.

[2GvShAD_Lucky_]

Для вычисления мощности используется истинная скорость самолета.
Теоретически может быть и равна почему бы и нет

Ну "теоретически" это "сферический конь в вакууме" )

Реально же, особенно с приближением скорости к М влияние сопротивления сильно возрастает Чел же меряет макс тягу на макс скорости самолета как раз близкой к Маху А насчет скорости самолета вместо скорости потока еще раз отправляю к ОПРЕДЕЛЕНИЯМ тяги и мощности И если для ракеты замена тяги скоростью еще как-то применима (хотя опять же начнем учитывать упругие характеристики воздуха на дозвуковых сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях , то все будет не так просто ) то к самолету напрямую такое упрощение применять никак нельзя В силу конструктивных разностей для некрылатых ракет отсутсвие несущих плоскостей, малой Сх, добавочный векторр Су или максимум Су для ракет "космических" и т.д.

С винтами с тобою согласен полностью

[Hammer]

Ну "теоретически" это "сферический конь в вакууме" )

Реально же, особенно с приближением скорости к М влияние сопротивления сильно возрастает Чел же меряет макс тягу на макс скорости самолета как раз близкой к Маху

Я выше уже писал что тяга турбореактивного двигателя приблизительно находится в зависимости (Vистечения-Vсамолета).Или другими словами падает с ростом скорости правда гораздо медленее чем тяга винтового.

А насчет скорости самолета вместо скорости потока еще раз отправляю к ОПРЕДЕЛЕНИЯМ тяги и мощности

Истинная скорост ьсамолета это что по твоему ?

И если для ракеты замена тяги скоростью еще как-то применима (хотя опять же начнем учитывать упругие характеристики воздуха на дозвуковых сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях , то все будет не так просто )
то к самолету напрямую такое упрощение применять никак нельзя В силу конструктивных разностей для некрылатых ракет отсутсвие несущих плоскостей, малой Сх, добавочный векторр Су или максимум Су для ракет "космических" и т.д.

Причем тут замена ? Для реактивных и турбореактивных двигателей мерять мощность вообще не принято, там меряется тяга.
Если принять в первом приближении что тяга у такого самолета от скорости const. То мощность будет расти прямо пропорционально скорости полета.

Для лучшего понимания смотри картинку где присутсвует зависимость мощности от скорости N(v)
Для самолета с N вму(винтомоторной установкой)
и самолета с турбореактивным двигателем N трд

[2GvShAD_Lucky_]

Я выше уже писал что тяга турбореактивного двигателя приблизительно находится в зависимости (Vистечения-Vсамолета).Или другими словами падает с ростом скорости правда гораздо медленее чем тяга винтового.

Ну еще раз упрусть рогами ))
ПРиблизительно - ключенвое слово в контексе топика это самое приблизительно и есть важная вещь , потому что разница этого приблизительно и дает погрешность в "упрощенном" подходе к выяснению "Недодаденой тяги" Ибо это приблизительно из спопротивления самолета и рождается, а самолеты РАЗНЫе , хотя и двиг один разьве я неправ ?

[Hammer]

Ну еще раз упрусть рогами ))
ПРиблизительно - ключенвое слово в контексе топика это самое приблизительно и есть важная вещь , потому что разница этого приблизительно и дает погрешность в "упрощенном" подходе к выяснению "Недодаденой тяги" Ибо это приблизительно из спопротивления самолета и рождается, а самолеты РАЗНЫе , хотя и двиг один разьве я неправ ?

Точность расчетов тут известна только тем кто писал ФМ
Мы можем лиш судить по некоторым признакам насколько точно это сделано и опять таки без точных цифр испытаний на руках, только приблизительно.

[2GvShAD_Lucky_]

Истинная скорост ьсамолета это что по твоему ?

Так это и есть та скорость с которой самолет летит НО она НИКАК не равна скорости потока вырывающегося из сопла Мы же не про "коней" говорим ? или я снова неправ ?

[Hammer]

Так это и есть та скорость с которой самолет летит НО она НИКАК не равна скорости потока вырывающегося из сопла Мы же не про "коней" говорим ? или я снова неправ ?

"Скорость потока" это скорость истечения называется. И определяется сжигаемым топливом формой сопла и возможно некоторыми другими факторами.

[Yo-Yo]

"Скорость потока" это скорость истечения называется. И определяется сжигаемым топливом формой сопла и возможно некоторыми другими факторами.

Опять не совсем так. Определяется параметрами газа перед соплом.

[Yo-Yo]

Я выше уже писал что тяга турбореактивного двигателя приблизительно находится в зависимости (Vистечения-Vсамолета).Или другими словами падает с ростом скорости правда гораздо медленее чем тяга винтового.

Тяга турбореактивного двигателя ведет себя несколько иначе - с ростом скорости до М=0.4-0.5 несколько падает, затем начинает расти из-за роста расхода воздуха, определяемого скоростным наддувом. Это для двигателей с низкой степенью двухконтурности, каковыми все первые двигатели и были. Если уж точно - то классически одноконтурными.
А вот далее после М=1 наступает резкий спад, поскольку скорость истечения становится равной скорости полета.

С ростом двухконтурности тяга начинает монотонно спадать, приближаясь по характеру к зависимости для ТВД, который, кстати есть не что иное, как ТРДД с очень большой степенью двухконтурности.

Ну и насчет мощности - по определению она и есть N=P*TAS. И скорость потока газов тут никаким концом не приклеена. ПРосто надо понимать, что мощность имеется в виду полезная, которая может быть использована для расчета движения ЛА.
Например на висении вертолета полезная мощность = 0, однако это значит, что винт, поглощая мощность двигателя, превращает ее в энергию струи воздуха, которая потом уходит на нагрев Вселенной .

[Hammer]

Тяга турбореактивного двигателя ведет себя несколько иначе - с ростом скорости до М=0.4-0.5 несколько падает, затем начинает расти из-за роста расхода воздуха, определяемого скоростным наддувом. Это для двигателей с низкой степенью двухконтурности, каковыми все первые двигатели и были. Если уж точно - то классически одноконтурными.
А вот далее после М=1 наступает резкий спад, поскольку скорость истечения становится равной скорости полета.

Вот тут интересно поподробней. Скорость истечения у ТРД порядка 300-340м/с ? Не маловато ли даже для смеси керосин воздух ?

[Yo-Yo]

Вот тут интересно поподробней. Скорость истечения у ТРД порядка 300-340м/с ? Не маловато ли даже для смеси керосин воздух ?

Кроме скорости истечения есть еще и расход воздуха. А при чем тут 300-340 м/с?
Они-то каким боком тут взялись?

[Hammer]

Кроме скорости истечения есть еще и расход воздуха. А при чем тут 300-340 м/с?
Они-то каким боком тут взялись?

А 1M это разве не к скорости звука относится ?

[Yo-Yo]

А 1M это разве не к скорости звука относится ?

Понял. Это я немного расплывчато ПОСЛЕ М=1. Не сразу, конечно, но достаточно быстро после него, поскольку скорость истечения в ТРД не шибко больше 300 м/с. Естестственно с сужающимся соплом (не сверзвуковым). Ну не в разы. Поскольку является звуковой. Правда для газа перед соплом.

[Hammer]

Понял. Это я немного расплывчато ПОСЛЕ М=1. Не сразу, конечно, но достаточно быстро после него, поскольку скорость истечения в ТРД не шибко больше 300 м/с. Естестственно с сужающимся соплом (не сверзвуковым). Ну не в разы. Поскольку является звуковой. Правда для газа перед соплом.

Кажется начал потихоньку осознавать
В ТРД большая часть истекающей массы везется не на самом ЛА как в случае РД, вот об этом забыл

[2GvShAD_Lucky_]

Собственно у ракет например максимальная теоретическая скорость истечения смеси водород+кислород дает 4,5 км/с для вывода же на орбиту спутника нужна скорость боле 8км/с для полета на луну более 11км/с. Так что все в теории возможно.
Хотя обычно скорость истечения газов значительно выше скорости самолета.

повеселил пример с ракетой для разгона важен момент силы т.е. не то с какой вообще скоростью поток идет, а то с какой скоростью он отрывается ОТ ракеты, т.е с какой силой ее толкает ) и чем выше (читай меньше сопротивления воздуха) тем ближе ракета становиться "сферическим конем в вакууме"

[Hammer]

повеселил пример с ракетой для разгона важен момент силы

Похоже у тебя путаница с терминологией. Момент силы это M=F*h
h-плечо силы.
Для разгона ракеты важна сила тяги ее двигателей измеряемая в Н или кгс. Момент силы это Н*м.

т.е. не то с какой вообще скоростью поток идет, а то с какой скоростью он отрывается ОТ ракеты, т.е с какой силой ее толкает ) и чем выше (читай меньше сопротивления воздуха) тем ближе ракета становиться "сферическим конем в вакууме"

Как ты себе представляеш реактивную струю не отрывающуюся от ракеты ?
Везде меряется скорость истечения газов из сопла что у ракеты, что у самолета с реактивным или турбореактивным двигателем.
И разгон в атмосфере будет продолжаться до тех пор пока сила тяги не уравновесит силу сопротивления воздуха.
Которая уже зависит от аэродинамики самолета, плотности воздуха и скорости набегающего потока.
Помимо этого на больших скоростях лимитирующим фактором еще будет прочность и теплостойкость конструкции.

[2GvShAD_Lucky_]

Как ты себе представляеш реактивную струю не отрывающуюся от ракеты ?
Везде меряется скорость истечения газов из сопла что у ракеты, что у самолета с реактивным или турбореактивным двигателем.
И разгон в атмосфере будет продолжаться до тех пор пока сила тяги не уравновесит силу сопротивления воздуха.
Которая уже зависит от аэродинамики самолета, плотности воздуха и скорости набегающего потока.
Помимо этого на больших скоростях лимитирующим фактором еще будет прочность и теплостойкость конструкции.

Ну да с терминологией есть небольшой напряг .
А про струю , наверное тяжело объяснил Я пытался сказать неважно, что для отрыва от орбиты земли нужно 11 км/с а скорость истечение только 4-5 км/с главное с какой скоростью от сопла струя летит, а не "глобальная" скорость этой струи