В России истребитель-невидимку создадут к 2009 году (видео РТР)

EvgenyVB> ув. Aaz. вы меня пугаете.. и правда, с чего бы это американцы вдруг так резко (с >0.6 до 0.2) уменьшили степень на движке для F-22. странные они...

То, что Жираф Большой - это конечно аргумент...
А вот мне, как чайнику, интересен такой вопрос -
если уж речь о степени двухконтурности порядка 0.2, то не проще ли(а может и, боюсь сказать... эффективнее) использовать одноконтурный двигатель?
Ещё, возвращаясь чуть назад, - а нельзя ли регулировать степень двухконтурности перераспределяя входной поток между первым и вторым контуром некими створками? Ну, то есть понижать давление перед вторым контуром на больших скоростях(наподобие того как это делается в обычных движках на СЗ регулируемым воздухозаборником при М>2)
(тоже извиняюсь конечно, ежели явную чушь порю )

yacc> ... если здесь есть двигателисты, то они меня поправят, ...
Эх, так и не стал двигателистом, хоть и немного в другой области, так что и меня поправлять надо...

yacc> но что-то мне подсказывает, что статор турбины выполняется так, чтобы канал между лопатками представлял из себя сопло Лаваля ( по сечению как у ракетных двигателей или у регулируемомого форсажного сопла ) и посему простым поворотом не обойтись - скорее сечение менять надо
В ЖРД с открытой схемой турбонасосного генератора, действительно делали сопла лаваля, из-за малого расхода РТ и соответственно требования к высокой его скорости, а в ТНА замкнутой схемы, уже обычные лопатки.
Кстати при повороте лопаток статора, проходное сечение тоже может меняться, степень изменений зависит от профиля...

davex>> Это сложная задача, а не плохая идея... ИМХО, конечно...
yacc> Я в плане реализуемости за конечные сроки при современном технологическом уровне.. Крылья изменяемой стреловидности строили серийно, но... как-то от них отказались
Отказ от Изменяемой стреловидности. насколько я знаю, компенсировали значительно усложненной механизацией крыла...

davex>> ЭЭЭ, а что ведуться еще работы по этим двигателям, мне казалось, что их давно забросили...
yacc> Да вроде недавно в инете видел...
если не затерялась, подкиньте плиз...

davex>> Возможно вы правы, но как мне казалось, что одной из причин создания двигателя с такой характеристикой, это обоспечение сверхзвукового маршевого режима, или я ошибаюсь?
yacc> Вопрос только в том, для чего этот режим нужен - крейсерский полет все-таки некую экономичность подразумевает... ИМХО это больше нужно для уменьшения использования форсажа в воздушном бою ( вместе с ОВТ и устойчивостью как планера так и двигателя на больших углах атаки ) на высотах порядка 10 км, что ведет к увеличению его продолжительности и снижению ИК-заметности
Согласен, наверняка эти причины, тоже имели место быть...

yacc> Небольшой грубый качественный рассчет:
По поводу расчета, пока без комментариев, конец рабочего дня... "котелок" кипит...

davex>> т.е. где-то 800 км. Т.е. километровый расход где-то 6.25 кг/км

Похоже на правду.
Боевой радиус Ф-22 по профилю "до+сверх" = 300nm+100nm.

davex> Так корректнее?
Вполне...
"Задуть" во внешний контур больше воздуха непросто. ИМХО, в идеале его на больших скоростях вообще лучше превращать в "прямоточку" - потери будут меньше. Но сие из области фантазий - по причине технологических ограничений. Все, что можно - это соотв. образом профилировать лопасти КНД и оптимизировать конфигурацию внешнего канала. Но за счет этого много, конечно, не наваришь...

Aaz>> А Вы полагаете, что продуть только "конечную конфигурацию" и обнаружить, что "мы все в глубокой заднице" (с - Шаов) - это мечта любой фирмы? Особенно при том, что срок поставок уже надвигается...
yacc> Я не полагаю - я интересуюсь
Я где-то уже удовлетворял общественный интерес: пару лет назад одна известная фирма слишком положилась на счетную а/динамику. В результате незадолго (сравнительно) до начала поставок выяснилось, что аэродинамика машины получилась не в дугу. Был срочно подряжен не менее известный исследовательский центр, который, "дуя" в три смены, все же успел найти оптимальную конфигурацию и спас положение.
ИМХО, больше таких экспериментов на фирме делать не будут...

Aaz> "Задуть" во внешний контур больше воздуха непросто.
Мне кажется, что тут проще будет идти от противного, т.е. перекрывать сечение 2-го контура с перенаправлением части (или всего) потока в 1-й, желательно с регулированием расходной характеристики КНД.

Aaz> ИМХО, в идеале его на больших скоростях вообще лучше превращать в "прямоточку" - потери будут меньше.
"турбопрямоточка"? Интересный вариант для многорежимного двигателя со скоростным диапазоном 0 - 3М, а то и больше...

Aaz> Но сие из области фантазий - по причине технологических ограничений.
Это о "турбопрямоточке"? Так почти такой уже был, на SR-71, можно сказать один шаг остался, если не полшага...

To All
Кто-то встречал толковое описание проектируемого двигателя НК-101, тот который на Т-4МС должен был стоять, вроде как должен был быть с изменяемой 2-х контурностью...

Aaz> "Задуть" во внешний контур больше воздуха непросто. ИМХО, в идеале его на больших скоростях вообще лучше превращать в "прямоточку" - потери будут меньше. Но сие из области фантазий - по причине технологических ограничений. Все, что можно - это соотв. образом профилировать лопасти КНД и оптимизировать конфигурацию внешнего канала. Но за счет этого много, конечно, не наваришь...

то есть пускать воздух в обход компрессора при на сверхзвуке сегодня анриал?

davex> Мне кажется, что тут проще будет идти от противного, т.е. перекрывать сечение 2-го контура с перенаправлением части (или всего) потока в 1-й,

Ага, я тоже это предлагал. Но подумавши - само по себе это ничего не даёт. В этом случае внешний контур будет тратить мощность на всасывание воздуха через узкую дырку вместо отбрасывания его назад(и соотв. создание тяги), т.е вместо перераспределения, мощность во внешнем контуре будет просто тратиться впустую.

Shurik> Ага, я тоже это предлагал. Но подумавши - само по себе это ничего не даёт. В этом случае внешний контур будет тратить мощность на всасывание воздуха через узкую дырку вместо отбрасывания его назад(и соотв. создание тяги), т.е вместо перераспределения, мощность во внешнем контуре будет просто тратиться впустую.
ЭЭЭ, не понял куда будет тратиться мощность? Из-за чего будет всасывание?

Shurik> Раз мы перекрываем часть потока на входе второго контура, значит давление там(на входе) падает.
Я бы сказал, что скорей может увеличиться, из-за уменьшения суммарного сечения обоих контуров...
Но лучше отрегулировать, так что-бы практически не изменялось...

Shurik> Как же оно(давление на входе КНД) может увеличится, если мы уменьшаем расход воздуха, а сечение всего канала за створками const(по определению)?
Не понял почему на входе в КНД? Он же общий для обоих контуров, и перенаправление потоков делать после него, перед КНД давление зависит от воздухозаборника и атмосферного давления.
О каких створках идет речь? Механизм перенаправления потока? Кстати, как вы видите его конструктивно, без учета остальных сложностей?

EvgenyVB> блин, три дня небыло, а понаписали уже...
Aaz>> "...промежуточные степы в контексте ПАК ФА неинтересны..." (с - Ваш)
EvgenyVB> ну дык...нам же нужен онли этап три
А ребенок через месяц Вам не нужен? Если да, то соберите вместе девять беременных женщин...

EvgenyVB> то есть если я вас правильно понял - то двигатель с характеристиками 5-го поколения мы получим через озвученный срок?? загадочно...
А что в энтом загадочного?

Aaz>> Извините, но это ВАШИ требования... Я лично ТТЗ не видел.
EvgenyVB> Извините, но это не мои требования - это общепризнанные (мировые) требования к движку 5-го поколения
"И не читайте до обеда большевистских газет..." (с - проф. Преображенский)
Мы даже о ВСХ движка Ф-22 понятия не имеем, так что говорить о каких-то "мировых требованиях"...
Да, журналамеры всего мира решили - и что с того?

EvgenyVB> чтобы движок соответствовал планеру 5-го поколения
На редкость глубокая мысль!

Aaz>> И с чего это Вы привязываете "крейсерский сверхзвук" к степени двухконтурности?
EvgenyVB> ув. Aaz. вы меня пугаете.. и правда, с чего бы это американцы вдруг так резко (с >0.6 до 0.2) уменьшили степень на движке для F-22. странные они...
"С чего американцы" - а вот пес их знает... Может, решили за счет этого снизить риски помпажей. Может, этого потребовала "усеченная" система управления в/заборником (там рег. клина нет - все за счет перепусков). А может, еще чего...
Кстати, ошибка в расчетной скорости крейсерского сверхзвука Ф-22 (пусть и ошибка со знаком "+") прекрасно иллюстрирует возможности счетной аэро- и газодинамики. Ошибаются они будь здоров. И до расчетной цифры машина добралась бы и при двухконтурности заметно большей, чем она есть. Перестраховались слегка...

EvgenyVB> во фразе "крейсерский сверхзвук" пропущено одно слово - бесфорсажный
Оно там и так лишнее... Бо "крейсер" на форсаже - это оксиморон...

EvgenyVB> собственно, я могу сослаться на то, благодаря чему у меня и появились эти сомнения
Т-10С> Сей агрегат был получен путем обрезания внешнего контура Р-79 до диаметра АЛ-31Ф и унификации с ним по посадочным узлам. ... В результате вышеозначенного "секвестра" получился двигатель стендовой тягой 16000.
Да все бы хорошо, и "Т-10С" производит впечатление грамотного человека, но только вот здесь он, ИМХО, слегка лажанулся. Р-79 имел "исходную" тягу 15,5 тонн - вот ссылка на сайт разработчика:


И как при "обрезании" из нее получили 16 тонн, я представляю слабо...

EvgenyVB> нескромный вопрос можно - а причем здесь вообще тяговооруженность? В таких случаях обычно спрашивают тяговооруженность Конкорда
Опосредованно и для простоты... Я могу воспользоваться "по Антонову" удельной тягой по миделю и омываемой - но это же нужны цифры по Ф-22, а потом еще разжевывать придется.
А с "Конкордом" как раз пример хороший - оптимизация под с/звук, и уся лубофф... Просто сравнение "в лоб" здесь не канает в связи с разной размерностью и принадлежностью машин к принципиально разным классам.

EvgenyVB> я бы сказал так: бесфорсажный крейсерский сверхзвук - это планер+двигатель.
Вторая глубокая мысль... Для одного поста - почти рекорд.

Bredonosec> Обороты КНД не порегулируешь - лопатки те же, что и на горячем контуре.
Уточнимся - только при однтурбинном двигателе. Если КНД и КВД приводятся каждый своей турбиной, появляется некая возможность маневра...

Bredonosec>> Обороты КНД не порегулируешь - лопатки те же, что и на горячем контуре.
Aaz> Уточнимся - только при однтурбинном двигателе. Если КНД и КВД приводятся каждый своей турбиной, появляется некая возможность маневра...
дык! само собой двухвальный лучше одновальонго, в не последнюю очередь по помпажеустойчивости.. А трехвальный - лучше двухвального

Я просто о том, что как ни выкручивайся, если пытаться замедлять скорость во внешнем (в сечении, где расположены лопатки) /сужая входное для внешнего контура или как еще - не важно/, одновременно наращивая скорость в горячем контуре (обороты-то подымаем) - нам в любом случае потребуется ИШ.. Иначе или тянитолкай (один контур борется с сопротивлением второго, теряя мощю), или ..
или же собственно лопатки внешнего как-то исключать из потока.. А это дополнительный контур.

Сорри, но что-то я не въезжаю...
Либо совсем все позабывал, либо...

Shurik> Я говорю именно про вход. Ясно, что он общий, но можно поставить перед ним какие-нть кольцевые створки. Если уж сопло таким образом регулируют, то и тут можно бы.
Вход во что?
Если в КНД, то что толку в нем регулировать, будет сумашедшее перетекание воздуха, жуткие потери, и если честно конструктивно туго представляю как...

Кстати, что понимается под кольцевыми створками? Механизм подобный регулируемому выходному сечению сопла ДТРДФ?

Shurik> На выходе-то КНД это делать совсем смысла нету потому что мощность на перегон воздуха с входа на выход уже затрачена, а чего с ним дальше делать во внутреннем контуре непонятно...
Куда потрачена мощность? На какой перегон со входа во что, и на какой выход?