Я говорб только о создании самолета с нуля. Симонов лично работал только над Су-27. Все остальное он делал или присоединившись позже или не доведя до конца.Сообщение от voice from .ua
Все политические похождения его я не упоминаю по причине их скрытности. Но вроде, лучше всех Меницкий его описал.
C уважением
101 наверное с технической точки зрения вы правы.
Но в вопросе максимальной скорости скорее нужно верить данным производителя истребителя F-22, а не Дискавери Чаннел.
Судя по отзывам как сослуживцев так и других людей его знавших, Симонов неоднозначная личность.
С одной стороны он содатель Су-27 в том облике который мы сейчас знаем, с другой стороны волюнтарист и не самый лучший организатор производства, которого по словам Федосова "сослали" в КБ Сухого из министерства, чтобы не развалил весь советский авиапром.
История рассудит.
Стоит только учитывать, что и Федосов, и Менецкий его недолюбливают, поэтому считать их мнения беспристрастными нельзя. А вот Су-27, Су-33, Су-35, Су-24, Су-47 - летают. И КБ в 90-е под его руководством устояно на ногох.
Устояло только название.
С кадрами полный швах.
C уважением
Be cool man, be cool!
C уважением
А не посчитать ли нам, глубокоуважаемые кроты? Глядишь, и закроем вопрос между делом!
Итак, нам известно (привет дяде Мише):
1. при включении/выключении форсажа расход воздуха ВРД не меняется
2. некий аэроплан с нерегулируемым воздухозаборником без форсажа делает М=1.5, на форсаже М=2.42
Мы предполагаем, что воздухозаборник аэроплана расчитан именно на М=1.5. Тогда количество воздуха, попавшего в него при М=2.42, будет в (2.42:1.5)=1.613 раз больше по массе, а с учётом 20% потерь абсолютного давления на нерасчётном режиме - в два раза больше по объёму. Вопрос: куда девать из воздухозаборника половину попавшего в него воздуха? Хе-хе. Следом возникает более смешной момент: двойной объём воздуха в канале ВЗ должен двигаться с удвоенной скоростью, а если удвоить стандартную скорость на входе в компрессор 170м/с, то получим 340 м/с! А это уже сверхзвук! Забавно, не так ли?
Зайдём теперь с другой стороны, прикинем отношение потребной форсажной тяги к бесфорсажной для разгона с М=1.5 до М=2.42: 1.613 в квадрате =2.603! Добавим 20% на потери и получим 3.123, а если накинуть одну десятую на рост сопротивления ВЗ, то выходит, что форсажная тяга при М=1.5 должна превышать бесфорсажную в 3.44 раза! Полетели? Без тау-китян никак.. Пусть тарелку подгоняют и на буксир берут, эх-залётные!
Ну и вскользь: во что превратится аэроплан, рассчитанный на М=1.8, при М=2.42?
Так оказывается, что они у него вполне себе регулируемые (могут быть).
Правда непонятно, что там за inlets такие, и насколько они serpentine )))
"Как говорит наш дорогой шеф, в нашем деле главное - реализьм!" (c) к/ф "Бриллиантовая рука"
Налицо непонимание физических процессов. Ну а по двум оставшимся пунктам возражения есть?
- Поправка: без форсажа, как выяснилось, он делает уже 1.72.
- А почему бы и не на М=3?Мы предполагаем, что воздухозаборник аэроплана расчитан именно на М=1.5
- В 2.42:1.72=1.4.Тогда количество воздуха, попавшего в него при М=2.42, будет в (2.42:1.5)=1.613 раз больше по массе
- Вот тут как раз принимаются специальные меры, предотвращающие потери во входном устройстве, тем более, что устройство это S-образное, извитое. О чём 101 писал в посте #931. Для тебя ж английский - как родной, почитай ещё на эту тему, да напиши реферат, где всё нам всем в стихах и расскажешь:...а с учётом 20% потерь абсолютного давления на нерасчётном режиме - в два раза больше по объёму.
http://scholar.lib.vt.edu/theses/ava...serpentine.pdf
- Смешной вопрос: спокон веку для подобных надобностей стояли так называемые клапаны перепуска воздуха - и лишний воздух просто стравливался в окружающую атмосферу.Вопрос: куда девать из воздухозаборника половину попавшего в него воздуха? Хе-хе.
- Это странный вопрос, потому, что входное устройство как раз и расчитано на то, чтобы путём создания в нём от одного до нескольких скачков уплотнения превратить кинетическую энергию набегающего потока, например, с М=3, в энергию сжатого воздуха на входе в компрессор, а скорость потока при этом очень существенно уменьшается, - до дозвуковой.Следом возникает более смешной момент: двойной объём воздуха в канале ВЗ должен двигаться с удвоенной скоростью, а если удвоить стандартную скорость на входе в компрессор 170 м/с, то получим 340 м/с! А это уже сверхзвук! Забавно, не так ли?
- С М=1.72 до М=2.42. 2.42:1.72=1.4, в квадрате - 1.96, т.е. примерно ~2.Зайдём теперь с другой стороны, прикинем отношение потребной форсажной тяги к бесфорсажной для разгона с М=1.5 до М=2.42: 1.613 в квадрате =2.603!
Если ты посмотришь на дросельные характеристики двигателя АЛ-31, что стоит на Су-27, отсюда:
http://www.airwar.ru/other/bibl/al-31.html
То ты увидишь, что на М=1.7 тяга на максимале у него будет ~37 кН или 3775 кг. А на М=2.4 на форсаже - ~135 кН или 13,775 кг (вот нифига себе!). То есть: она увеличилась ни много, ни мало - в 3.65 раза. Проверяй!
Так какие прамблемы?! :p
- Дык, смотри выше, племяш, бери с кривых данные, сам считай, сам анализируй - и не будешь бедных зелёных человечков за уши притягивать туда, где это совершенно не надобно! :pДобавим 20% на потери и получим 3.123, а если накинуть одну десятую на рост сопротивления ВЗ, то выходит, что форсажная тяга при М=1.5 должна превышать бесфорсажную в 3.44 раза! Полетели? Без тау-китян никак.. Пусть тарелку подгоняют и на буксир берут, эх-залётные!
- Как ты думаешь, на какой высоте F-22 разгоняется до М=2.42? Если мы с тобой только что прикинули, что на 11 км у него тяга на этом М=2.42 была бы больше в 3.65 раза! А ему на хрен не надо тягу в 3.65 раза больше (и Q, соответственно, не надо больше, которая может, как ты опасаешься, его заломать). Ему надо тягу (и Q) больше только в 2 раза.Ну и вскользь: во что превратится аэроплан, рассчитанный на М=1.8, при М=2.42?
Что мы для этого делаем? Мы поднимаем его с Н-11 км ещё на высоту, где плотность воздуха будет меньше чем на 11 км в 3.65:2= 1.825 раза. Смотрим по таблице МСА и получаем высоту, соответствующую этой плотности - 15 км.
И тогда, если сравнить (очень грубо) параметры работы АЛ-31 с F119-PW-100, мы получим тягу большую ровно во столько, во сколько нам надо - в 2 раза.
А приборная скорость при этом (которая угрожает разрушить конструкцию) будет всего лишь 1008 км/час, при допустимой для F-22 в 1480 км/час. Это очень прочный самолёт на самом деле, даже у Су-27 у земли - 1370 км/час.
А чтобы покончить с воздухозаборниками - посмотри просто по снимкам входное сечение на том Су-27 и F-22, с офицерской линейкой в руках: у меня получилась площадь двух ВЗ Су-27 - 1.3 м2 и у F-22 - 1.03 м2. Невелика разница...
Воздухозаборник F-22 оптимизирован для полета на М=1.5, на Авиабазе в аналогичной теме есть доказательство – таблица из учебника «Проектирование самолетов, 1972 г.».- Поправка: без форсажа, как выяснилось, он делает уже 1.72.
- А почему бы и не на М=3?
Вот нашел таблицу, а схема заборника на Авиабазе.
- Прокомментируй, пожалуйста - альфа - угол атаки? Но почему вдруг он 9 градусов, на М=1.5 (Н=11 км)? :confused:
Это соответствует скорости по прибору 845 км/час. Тут угол атаки в горизонтальном полёте будет чуток больше нуля...
Если воздухозаборник имеет пропускную способность на некий фиксированный расход, то как ты ни дуй в него, больше еще небольшого процента (в силу сжимаемости воздуха) не закачаешь. Поэтому расчет не верен.
Правильнее взять пропускную способность, расчитанную на 1.8 Маха без форсажа.
Часть воздуха сливается в щели перепуска довольно таки хорошей площади на верхней поверхности центроплана.
Крайний раз редактировалось 101; 12.09.2006 в 16:15.
C уважением
Массовый расход воздуха у движка есть величина постоянная и для М=1,8 и для форсажа. Если воздуху из ВУ некуда выходить, то в него воздух банально не будет поступать. Можете подставить воронку под струю воды и дать напор побольше - то что пролезет в горло воронки протечет в горло, все остально заполнит воронку и польется через края.
В итоге будет обычная картина тонкой засасываемой струи перед ВУ характерной для случаев роста сопротивления перепуска (расходное сопротивление) мотогондолы.
ВУ поглотит столько воздуха, сколько сможет съесть движок и щель перепуска.
Остальной воздух пойдет вокруг ВУ и даст добавку в сопротивление ЛА, которое должен скомпенсировать форсаж.
На М=2.4, самолет спроектированный на М=1.8 будет летать куда лучше, чем самолет спроектированный под М=0.9-1.2 (4-е поколение).
Крайний раз редактировалось 101; 13.09.2006 в 13:56.
C уважением
Не без путаницы, конечно, но кое-что верно:
Только верно это для дозвуковых режимов. А на сверхзвуке количество воздуха, попадающего в ВЗ, определяется скоростью потока и площадью проекции кромок ВЗ на плоскость, перпендикулярную вектору этой самой скорости. Кушай, движок, кушай, щель!
Вы не пробовали разогнать Як-1 в пике километров так до 730 в час?
(А 4-е поколение на М=2.4 и не летает, между прочим)
Крайний раз редактировалось полумиг; 13.09.2006 в 17:59.
Это демагогия. Ваш расчет неверен.
В штатах сделали модификацию яка для установления рекорда скорости. Там вроде и повыше разогнали.
А вообще разговор шел про 4-е поколение и формально говоря оно на М=2.4 летает.
Типы, думаю, сами знаете.
C уважением
- Ну, почему же?! Вовсю летает:
http://www.airwar.ru/enc/fighter/f15.html
Почти столько:
http://www.airwar.ru/enc/fighter/f14.html
http://www.airwar.ru/enc/fighter/f111.html
Дружище 101, если аэродинамику времён Ту-22 Вы назвали демагогией и на Микояне, да ещё и нафантазировали про газодинамические феньки в нутрях, то мне понятно, по какой причине Вам там улыбались. А если в нашей авиапромышленности заняты такие специалисты, как Вы, то ей действительно капец. Ну а расчёт-то верен, неверна исходная предпосылка: аэроплан с нерегулируемыми ВЗ своим ходом два маха не переплюнет.
2wind: пардон, Ф15 я как-то упустил (типа слона не приметил), ну а Ф14 и Ф111 до 2.4 не дотягивают, нет.
Крайний раз редактировалось полумиг; 15.09.2006 в 12:29.
Уффф, совсем тяжело у вас с пониманием. Регулируемый там воздухозаборник, регулируемый. Система ругулировки видать только неподвластна вашему пониманию.
Удачи в самообразовании.
C уважением
- Можно вспомнить и А-12, который хоть в серию как истребитель-перехватчик не пошёл, однако скорость имел более 3M...
А F-22 оказывается коварные янки сделали всё-таки с регулируемым воздухозаборником, но - унутре регулируемым, хитрые они, патамушта...
Похоже, даже силой верблюда к воде не приведёшь.
Неподвластна потому, что её нет.
Валькирия тоже за 3 маха летала.
Крайний раз редактировалось полумиг; 15.09.2006 в 16:53.
- Верно. Но она не пошла в серию. Мы же говорим только о серийных.
Да хрен с ней, с Валькирией. Дядя Миша, а по существу вопроса не желаете выступить? И заодно раскройте тайну, что же там унутре регулируется? Ох уж эти янки, такие хитрые...
Дядя Миша, Вы же авиатор! Какой нафик угол атаки? Альфа 9 градусов - это угол клина, генератора скачка уплотнения. Вам должно быть стыдно. Из той же таблицы видно, что при М=2.35 угол наклона скачка уменьшится на 21 градус, то есть он попытается влезть в любимые вами "нутря". Ах, какие там будут потери! А чем более S-образно-извитое устройство, тем сильнее они увеличатся! Извивают-то его не ради потерь, а дабы экранировать компрессор от облучения. Идём дальше, то есть в начало. Всё-таки, рассчитан ВЗ на М=1.5 и при М=2.42 двойной объём воздуха стремится в него попасть. 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. И не надо за уши притягивать аэроплан на 15 км. 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?
Да и с воздухозаборниками мы пока отнюдь не покончили.
Крайний раз редактировалось полумиг; 17.09.2006 в 15:16.
- Не должно. Могу же я чего-то подзабыть?
- 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!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!
http://www.richard-seaman.com/Aircra...F22/index.html
- 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.А чем более S-образно-извитое устройство, тем сильнее они увеличатся!
- Кто-то где-то думает иначе? :pИзвивают-то его не ради потерь, а дабы экранировать компрессор от облучения.
- 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?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.
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: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.
http://mil.longhoo.net/newimg/f22.jpg
- 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!И не надо за уши притягивать аэроплан на 15 км.
- Ну-у, не надо так шутить! Ведь топливо-то всё на максимале сгорает в первом контуре!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?
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.
- 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?Да и с воздухозаборниками мы пока отнюдь не покончили.
Если у тебя есть что-то новое по этому моменту - так скажи!
Крайний раз редактировалось wind; 17.09.2006 в 16:46.
Ваши права
Ответить с цитированием