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

[2GvShAD_Lucky_]

RIP


Да хоть в силах хомячка. Физический смысл остается тем же
N=E/t=F*S/t=F*V


Иди
Тяга как поршневого так и турбореактивного двигателя зависит от скорости потока.
У поршневого само собой F=N/V.
Впрочем это даже у автомобиля так. У турбореативного зависимость примерно (Vгазов-Vла).

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

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

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



Впрочем Я в этой части физике "собаку не съел" так что сильно упорствовать не буду

[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

[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.

[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_]

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

[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 ?

[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]

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.

[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]

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 .

[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.

[MG_Dimas]

Спасибо за ответ.
Т.е. я понял, что проблема в том, что Двигатель у тахи имеет длинный входной канал, и поэтому наблюдается падение тяги в полете?



Таха станет немного получше, чем в компаре ?

Заранее спасибо за ответ.

Вот новый график:

[SAS[Kiev_UA]]

ух ты, совсем другое дело
старый график:

[MG_Dimas]

ух ты, совсем другое дело
старый график:

Хотя, планер и тяга на земле одинаковые...

[Kros]

Может тогда и советские свистки посмотрите может у них тоже что нетак из сопла вылетает
П.с.
Надо было и нашим конструкторам заявить в бумажках скорость в 1500 км/с щас бы поправили А че альтернатива же крути как хочеш
Наши свистки по реальным летным данным смоделированы (ну кроме разве Би6 ), а ихние по расчетам накорябаных на куске обоев. обыдно.

[Orel_Sokolov]

Хм.. вроде сначала речь шла о том, что Ташки и так-то не могла, а тут такое резкий скачок ЛТХ вверх.. Это уже не попытака смоделировать что могло бы получиться, а не пойми что..

[SAS[Kiev_UA]]

баланс... а то совсем уж бесполезный свисток получился...
а так будет реактивная фока - виражить низзя, мозна тока быстро летать вверх-вниз и стрелять куда-то в направление цели

[Orel_Sokolov]

баланс... а то совсем уж бесполезный свисток получился...
а так будет реактивная фока - виражить низзя, мозна тока быстро летать вверх-вниз и стрелять куда-то в направление цели

Да ну, фигня это все.. баланс особенно. Только что понял, что те, кто ратуют переброску всех сил на БзБ, наверное, правы.

[An7]

Хотя, планер и тяга на земле одинаковые...

Такое предложение. Нельзя ли сделать версию YP-80A с движком RB.41
(прототип Nene).
Один YP-80 был передан англичанам для испытаний этого двигателя.
Двигатель был испытан в полете на этом YP-80 в июле 1945 года. Тяга 2040 кг.

Думается, что многим было бы интересно полетать на таком РЕАЛЬНО летавшем самолете.

[SAS[Kiev_UA]]

мг этим заниматься не захотят - 100%...

[An7]

мг этим заниматься не захотят - 100%...

В принципе там фактически надо то пересчитать летные данные на несколько большую тягу. А покупателям на западе это будет хороший подарок, а то всяко советско-немецкие уфолеты делают, а им ничего.

Сам с удовольствием полетал бы на таком.

[SAS[Kiev_UA]]

Аспид похожее что-то поднимал про обычные поршни но сказали что заниматься этим не будут...

[danitch]

Хотя, планер и тяга на земле одинаковые...

Спасибо за ответ.

Тему можно закрывать.

Оффтоп:кокпит ме-163