Классификатор поколений.

Вуду>> По моим грубым прикидкам, у F119 получается ~ 1:25...
Вуду>> Что ближе к 1:15, нежели 1:70, не правда ли?
Aaz> А Вы сами в такую цифру верите?
- В ту, которая у меня получилась, в 1:25 и верю...

Вуду>> - Но в первом контуре все дружно бьются за каждый градус плюса перед турбиной. В полном противоречии с Вашим мнением.[/I]
Вуду>> Как-то так вот...
Aaz> Опять опровергли то, что я не говорил?
- У меня создалось впечатление, что у Вас именно такое мнение...

Aaz>>> Укажите неточности в моих расчетах/рассуждениях, плиз. Укажете - продолжим. Нет - тогда действительно закроем (только не так, как хотелось бы Вам)...
Вуду>> - Вам, дорогой т-щ и мировая практика - не указ?!
Aaz> Демагогий не занимайтесь, плиз.
Aaz> Вопрос стоял так: Вы утверждали, что малая тяга форсажа на F-22 обусловлена нехваткой воздуха. Я утверждал обратное. Вы по-прежнему придерживаетесь того-же мнения?
- Я утверждал:
1) На F-22 не захотели ставить двигатель с большей тягой на форсаже.
2) Тот двигатель, который там поставили, не может выдать на форсаже большую тягу, конструктивно - из-за:
а) высокой степени сгорания топлива в основных камерах сгорания;
б) малым расходом воздуха через второй контур.
Да, того же...

Aaz>>> Еще раз: на Су-24 капут наступил не просто высокому, а вообще сверхзвуку без всякой S-образности - просто за счет снятия регулировки в/з. Тот факт, что на В-1В сняли регулировку в/з, Вы упорно не желаете учитывать?
Вуду>> - Там не просто регулировки сняли! (Опять же на F-16 их нет никаких, Вы всё время порываетесь забыть). Там действительно сделали такую загогулину во входном устройстве, что всякий регулируемый воздухозаборник потерял смысл.
Aaz> Меня не интересует, кто и какой смысл потерял. Ответьте, плиз: Вы отрицаете, что снятие регулировки в/з (без всяких "загогулин") может сильно посадить сверхзвук?
- Нет, разумеется. Не более, чем это случилось на F-16, с его M_max=2 (V=2132км/ч):


Вуду>> ...невозможно стало даже со степенью двухконтурности "2" обеспечить потребности двигателя в нужном количестве кислорода...
Aaz> Ну, опять пошла бодяга...
- Это не бодяга. Это суровая правда жизни. Если Вы знаете, почему у B-1B такой сравнительно невысокий сверхзвук на больших высотах - изложите Вашу версию?

Aaz>>> Вообще-то там, где нужна малая ИК-заметность, нужно повышать степень двухконтурности (надеюсь, это Вам очевидно).
Вуду>> - Но а если требуется одновременно и высокая скорость?!
Aaz> ????? А что, Д-30Ф-6 высокой скорости не обеспечивал? Вполне себе двухконтурный двигатель...
- Наверняка обеспечивал, с факелом, видным за 500 км...

Вуду>> Не могу только найти ранешних ДТРД с двухонтурностью 0.2. Нету...
Aaz> А Вы найдите сначала "теперешние" ДТРД с такой двухконтурностью...
- F119-PW-100, F-135...

Aaz>> А Вы сами в такую цифру верите?
Вуду> - В ту, которая у меня получилась, в 1:25 и верю...
Ладушки...

Вуду> - Я утверждал:
Вуду> 2) Тот двигатель, который там поставили, не может выдать на форсаже большую тягу, конструктивно - из-за:
Вуду> а) высокой степени сгорания топлива в основных камерах сгорания;
Вуду> б) малым расходом воздуха через второй контур.
Вуду> Да, того же...
Отличненько... Давайте я посчитаю. Пока, чтобы потом не было возражений, я приведу исходные данные для расчета. Итак:
Рф = 16000 кг; Рбф = 14000 кг; удельная тяга "по воздуху" - 130 кг/кг/сек.; удельный расход (бф) - 0,6 кг/кгс.ч; соотношение топливо/воздух на режиме "Максимал" - 1:25; степень двухконтурности - 0,2.
У вас по поводу этих цифр поправки есть? Обсудим и найдем консенсус.

Aaz>> Меня не интересует, кто и какой смысл потерял. Ответьте, плиз: Вы отрицаете, что снятие регулировки в/з (без всяких "загогулин") может сильно посадить сверхзвук?
Вуду> - Нет, разумеется. Не более, чем это случилось на F-16, с его M_max=2 (V=2132км/ч):
Еще раз: Вы отрицаете, что потери из-за нерегулируемого в/з заборника будут больше на самолете, где регулировку сняли, нежели на самолете, который изначально проектировался под нерегулируемый в/з?

Вуду> Aaz>>> Вообще-то там, где нужна малая ИК-заметность, нужно повышать степень двухконтурности (надеюсь, это Вам очевидно).
Вуду> Вуду>> - Но а если требуется одновременно и высокая скорость?!
Aaz>> ????? А что, Д-30Ф-6 высокой скорости не обеспечивал? Вполне себе двухконтурный двигатель...
Вуду> - Наверняка обеспечивал, с факелом, видным за 500 км...
Еще раз: Вам не кажется, что бороться с факелом лучше ПОВЫШЕНИЕМ степени двухконтурности, чем ее ПОНИЖЕНИЕМ?
(двухконтурность Д-30Ф-6 мне обещали найти)

Вуду> Вуду>> Не могу только найти ранешних ДТРД с двухонтурностью 0.2. Нету...
Aaz>> А Вы найдите сначала "теперешние" ДТРД с такой двухконтурностью...
Вуду> - F119-PW-100, F-135...
Степени двухконтурности указанных двигателей, плиз (с форумов не предлагать, даже англоязычных ).

Aaz> (двухконтурность Д-30Ф-6 мне обещали найти)

А чего искать то

Степень двухконтурности 0,57
Тг = 1367 С (1660К что б не путали потом )
Gв взл. = 150 кг/с
Pвзл. = 9500 кгс
С уд. взл. = 0,72 кг/кгс*ч
Pф. кр. = 15500 кгс (2,83М)
С уд. ф. кр. = 1,9 кг/кгс*ч

Aaz>> Вы же сами только что упорно (вплоть до перехода на личности) доказывали, что у S-образных в/з ОСЕЙ НЕТ.
Nikita> То что Вы не умеете читать все уже давно знают. Еще раз повторяю: у S-образных нет оси. Все еще непонятно ?

Как таковой единой оси у воздухозаборников уже нет. Давно нет.
У F-16 уж и подавно. Тут корректнее говорить о центральной линии.

Aaz>> А теперь по делу: Вас не затруднит дать более конкретное описание, чем "со вполне определенным соотношением длин и положением осей"?
Nikita> Конкретное описание очень простое: двигатель не должен быть виден. Именно для этого serpented inlet duct и придуманы.

Поправка: двигатель не должен быть виден с определенных ракурсов.
У того же F-22 сверху есть створки перепуска.

Zeus>> РД-33-2С
Zeus>> Тг, К : ПФ: 1536, Максимал: 1527. В цельсиях - 1809/1800
Zeus>> Тт, К : ПФ: 1093, Максимал: 1083 (не более). °С - 1366/1356
Zeus>> Тг - температура газов перед турбиной, Тт - за турбиной.
Вуду> - Amigo, поменяйте местами Цельсия с Кельвиным и всё станет нормальным, без сенсаций, всё станет на свои места...

:o :o Да... Ночью все же лучше спать, а не по форумам лазить

Менять не надо. Кельвины тут правильные, и вообще в двигателях температуру по Кельвинам принято считать (по крайней мере в России). Надо Цельсии пересчитать 1263° С вроде получается. Нда, надо же, 1800 написал и не поперхнулся Кстати, у АЛ-31 примерно на сотню выше должно быть (точных данных под рукой нет).

> Я говорил (раза три подряд ): что на трансзвуке трудно летать, но поскольку часть времени БВБ на нём всё-таки, как правило, проходит, то тот, чей самолёт и лётчик в этой зоне чувствует и ведёт себя увереннее - тот и имеет больше шансов данный БВБ выиграть.
>Тот, кто наоборот, - именно в этом "узком" месте имеет больше шансов сдохнуть.

Так я эту логику и развиваю! Просто перевожу на другие данные:
1. На малых скоростях тоже трудно летать;
2. Часть БВБ на них "всё-таки, как правило, проходит";
3. Соответственно, "тот, чей самолёт и лётчик в этой зоне чувствует и ведёт себя увереннее - тот и имеет больше шансов данный БВБ выиграть"

Что неправильно?

Aaz> У меня цифра из энциклопедии "Авиадвигателестроение", 1999 г, ред Чуйко и компания... Сравниет, плиз, с методичкой (кстати, она какого года?)

Ууу, не записал У меня конспект

>такие вещи, как тягу:
Aaz> ПФ (Н=0, М=0, МСА) - 8300 (расход - 2,05-2,1)

81.4 кН (8.3 тс), расход 0.214 кг/(Н*ч) (2.1 кг/(кгс*ч)).

Aaz> Макс. (Н=0, М=0, МСА) - 5040 (расход - 0,77)

49.4 кН (5.04 тс), расход не более 0.0785 кг/(Н*ч) (0.77 кг/(кгс*ч)).

Короче, один к одному (в кгс пересчитывал на ходу, заранее не знал. Надеюсь, правильно ).

>Отсюда соотношение расходов топлива и воздуха составляет для ПФ 1:15,8, а для "максимала" - 1:70,8.
>На форсажном режиме соотношение получается близким к стехиометрическому. Однако надо учесть, что это соотношение есть результат двух процессов - горения в КС и горения в ФК. С учетом того, что в КС это соотношение крайне низко, получается, что в ФК просто "переливают" топливо.

Не вдаваясь в точность рассчетов, приведу еще несколько опорных цифр, коли конспект под рукой

Стехиометрическое соотношение с воздухом 14.9:1 по массе. Но максимальная температура достигается не при стехиометрической смеси, а при чуть переобогащенной (коэффициент избытка воздуха 0.85-0.95, Т~2600К).

>Но вернемся к режиму "максимал". Получается, что т-ра 1680К (или, согласно данных ув. Zeus'а, 1536К) достигается при соотношении 1:70. В задаче спрашивается, каким должно быть соотношение, чтобы получить Т=1770К? Мне почему-то кажется, что весьма далеким от 1:15...

Не берусь прикинуть, но уверен, там не слишком линейно

>ИМХО, Ваша логическая ошибка заключается в том, что в ВРД нет однозначной цели добиться стехиометрического горения (в отличие от ДВС). "Избыток" воздуха необходим, чтобы добиться потребной тяги двигателя.

Все же есть такая цель. Собственно, форсажная камера - это паллиатив из-за невозможности все сжигать в основной КС, при высоком давлении. Кстати, во многом именно поэтому чем выше температура перед турбиной, тем меньше, как правило, дает форсаж. Это не из-за того что "не получается", а просто не нужно.
А если интересует двигатель не чисто как тепловая машина, а как реактивный движитель - ставьте второй контур.

Zeus> Кстати, у АЛ-31 примерно на сотню выше должно быть (точных данных под рукой нет).
1665К - в книге и на сайте Музей истории авиационного двигателестроения и ремонта.

Zeus> Короче, один к одному...
Тогда расхождение в цифрах можно объяснить только одним - то, что в методичке обозначено "2С", есть движок т.н. "серии 3", который определяется как "ресурсная модификация". А как еще могли повысить ресурс, если не снижением макс. т-ры.

Zeus> Стехиометрическое соотношение с воздухом 14.9:1 по массе. Но максимальная температура достигается не при стехиометрической смеси, а при чуть переобогащенной (коэффициент избытка воздуха 0.85-0.95, Т~2600К).
Ясненько... Переобогащенная не "чуть" смесь в ФК дает падение т-ры. Вот только я т-ры ФК в сети не нашел, кроме довольно старого Т.188 Bristol. Там дано "всего" 2000К. У Вас нет таких данных?

Zeus> А если интересует двигатель не чисто как тепловая машина, а как реактивный движитель - ставьте второй контур.
Возможно (и даже наверняка) в ЦИАМе и двигательных КБ есть люди, которые интересуются им "в первой ипостаси", но все остальные - во второй.

Aaz> Ясненько... Переобогащенная не "чуть" смесь в ФК дает падение т-ры. Вот только я т-ры ФК в сети не нашел, кроме довольно старого Т.188 Bristol. Там дано "всего" 2000К. У Вас нет таких данных?

Например согласно "мануалу" у АЛ-31Ф на ПФ максимальная температура в форсажной камере 2082К.

Aaz> Тогда расхождение в цифрах можно объяснить только одним - то, что в методичке обозначено "2С", есть движок т.н. "серии 3", который определяется как "ресурсная модификация".

Суффикс -2С это обозначение серии и есть. До -2С были -0, -1, -2.
"Серия 3" это соответственно -3. Есть и дальнейшее развитие -3М.

Nikita> Например согласно "мануалу" у АЛ-31Ф на ПФ максимальная температура в форсажной камере 2082К.
Спа! А еще там какие цифры есть? Или она где-то в сети висит - сам гляну.
По ФК я еще нашел "Олимпус" - там аж 2150К.

Aaz> Спа! А еще там какие цифры есть?

Все. Это учебное пособие по двигателю.

Aaz> Или она где-то в сети висит - сам гляну.

Наверняка висит, но где с ходу не подскажу.

Aaz>>> А Вы сами в такую цифру верите?
Вуду>> - В ту, которая у меня получилась, в 1:25 и верю...
Aaz> Ладушки...
Вуду>> - Я утверждал:
Вуду>> 2) Тот двигатель, который там поставили, не может выдать на форсаже большую тягу, конструктивно - из-за:
Вуду>> а) высокой степени сгорания топлива в основных камерах сгорания;
Вуду>> б) малым расходом воздуха через второй контур.
Вуду>> Да, того же...
Aaz> Отличненько... Давайте я посчитаю. Пока, чтобы потом не было возражений, я приведу исходные данные для расчета. Итак:
Aaz> Рф = 16000 кг; Рбф = 14000 кг; удельная тяга "по воздуху" - 130 кг/кг/сек.; удельный расход (бф) - 0,6 кг/кгс.ч; соотношение топливо/воздух на режиме "Максимал" - 1:25; степень двухконтурности - 0,2.
Aaz> У вас по поводу этих цифр поправки есть? Обсудим и найдем консенсус.
Поправка маленькая:
Р_б/ф=115.5:9.81=11774кг
C_{уд взл. ф} = 1,9 кг/(кгс·ч),

Aaz>>> Меня не интересует, кто и какой смысл потерял. Ответьте, плиз: Вы отрицаете, что снятие регулировки в/з (без всяких "загогулин") может сильно посадить сверхзвук?
Вуду>> - Нет, разумеется. Не более, чем это случилось на F-16, с его M_max=2 (V=2132км/ч):
Aaz> Еще раз: Вы отрицаете, что потери из-за нерегулируемого в/з заборника будут больше на самолете, где регулировку сняли, нежели на самолете, который изначально проектировался под нерегулируемый в/з?
- (безнадёжно) У B-1B не просто "сняли регулировки воздухозаборника", у него ко всем чертям собачьим переделали всё входное устройство! Искривив и изуродовав проточный тракт этого устройства, сделав затруднительным не только прохождение электромагнитных волн к лопаткам компрессора, но и самого воздуха к лопаткам компрессора! Разумеется, это гораздо негативнее сказалось на падении скоростных характеристик на сверхзвуке, чем просто отказ от регулируемого воздухозаборника, изначально расчитанного на высокий сверхзвук...

Вуду>> Aaz>>> Вообще-то там, где нужна малая ИК-заметность, нужно повышать степень двухконтурности (надеюсь, это Вам очевидно).
Вуду>> Вуду>> - Но а если требуется одновременно и высокая скорость?!
Aaz> Aaz>> ????? А что, Д-30Ф-6 высокой скорости не обеспечивал? Вполне себе двухконтурный двигатель...
Вуду>> - Наверняка обеспечивал, с факелом, видным за 500 км...
Aaz> Еще раз: Вам не кажется, что бороться с факелом лучше ПОВЫШЕНИЕМ степени двухконтурности, чем ее ПОНИЖЕНИЕМ?
- "Опять - двадцать пять", - но ведь там же нужна высокая скорость (M=1.5) без форсажа

А без форсажа двигатели с большой двухконтурностью не обеспечивают таких высоких скоростей: требуется снимать б

ольшую мощность на вращение вентилятора первого контура, значит - отбирать её от температуры выходящих гзов и т.о. снижать скорость реактивной струи (тягу). И тогда потом - врубай форсаж во всю мощь, - а это большой факел, это "прощай малая заметность", это повышенный расход топлива (снижение боевого радиуса)...

Вуду> - Я утверждал:
Вуду> 2) Тот двигатель, который там поставили, не может выдать на форсаже большую тягу, конструктивно - из-за:
Вуду> а) высокой степени сгорания топлива в основных камерах сгорания;
Вуду> б) малым расходом воздуха через второй контур.

Вуду> Поправка маленькая:
Вуду> Р_б/ф=115.5:9.81=11774кг
Как хотите – вам же хуже… С Вашего позволения, я округлю до 11780 кг.

Вуду> C_{уд взл. ф} = 1,9 кг/(кгс•ч),
Эта цифра в расчете не участвует, потому я ее и не привел.

Ну-с, (натягивая резиновые перчатки ), приступим…
Расход воздуха через двигатель составляет 16000 / 130 = 123,1 кг (он считается от форсажного режима, каким бы «маленьким» тот не был - на "максимале" расход такой же, конечно, если мы говорим не о ДИЦ).
На режиме «максимал» расход топлива составит 0,6 кг/кгс.ч * 11780 кгс = 7068 кг/час = 1,96 кг/сек.
В КС при полном сгорании топлива (сие недостижимо, но для это расчета неважно) будет «сожжено» воздуха 1,963 * 15 = 29,5 кг.
Следовательно, в ФК из первого и второго контура «перейдет» 123,1 – 29,5 = 93,6 кг.
Предположим даже, что воздух второго контура не "работает" в ФК (уходит прямиком на охлаждение в плоские сопла - были такие варианты снижения ИК-заметности). Через второй контур протекает 123,1 кг / 1,2 * 0,2 = 20,6 кг. Тогда получается, что в ФК только из первого контура поступает 93,6 - 20,6 = 73 кг. При этом прирост тяги на форсаже составляет 16000 – 11780 = 4220 кг.
(Для сравнения: не самый лучший на сегодняшний день двигатель РД-33 при расходе воздуха 76,5 кг создает тягу 8300 кг).

Вы все еще придерживаетесь мнения, с изложения которого начат этот пост?

Вуду> - (безнадёжно)
(еще более безнадежно) Ладно, проехали…

Вуду> - …без форсажа двигатели с большой двухконтурностью не обеспечивают таких высоких скоростей: требуется снимать большую мощность на вращение вентилятора первого контура, значит - отбирать её от температуры выходящих газов и т.о. снижать скорость реактивной струи (тягу).
Вполне внятно. Но для меня пока не факт, что из посыла «требуется снимать большую мощность на вращение вентилятора первого контура, значит - отбирать её от температуры выходящих газов и т.о. снижать скорость реактивной струи (тягу)» вытекает, что «двигатели с большой двухконтурностью не обеспечивают таких высоких скоростей».
Процесс неоднозначен: проигрываем в скорости истечения, но зато выигрываем в массе отбрасываемого воздуха (только про «V квадрат» говорить не надо: мы не знаем, насколько упадет скорость и какая масса при этом прибавится). Хотя бы расчетом «на пальцах» подтвердить можете?

Процесс неоднозначен: проигрываем в скорости истечения, но зато выигрываем в массе отбрасываемого воздуха (только про «V квадрат» говорить не надо: мы не знаем, насколько упадет скорость и какая масса при этом прибавится).

 

А где мы её, эту массу возьмем?

B.M.>

Процесс неоднозначен: проигрываем в скорости истечения, но зато выигрываем в массе отбрасываемого воздуха (только про «V квадрат» говорить не надо: мы не знаем, насколько упадет скорость и какая масса при этом прибавится).

 

B.M.> А где мы её, эту массу возьмем?
??? Как это "где? - прогоним через второй контур.

Вуду> Так на фига изобретать велосипед: "что эффективнее для данного конкретного ЛА?" Почему создатели не вмандючили на него очень прекрасный двигатель от B-1B, со степенью двухконтурности 2? Почему вместо этого они выбрали 0.2?
Вот я и пытаюсь понять ПОЧЕМУ, вместо Вашей позиции: "они умные, если выбрали, то потому что так лучше". А практически любой выбор при проектировании есть компромисс, и мне интересно понять, между чем и чем это компромисс и как соотносятся "победившая" и "проигравшая" характеристики...

Вуду> - Но 2150К в форсажной камере - это не очень много...
Пока это максимальная реальная цифра, которая мне попалась.

B.M.> Прогоним через второй контур тогда, когда она у нас появится.
B.M.> Без роста общего расхода воздуха, и габаритов двигателя - ничего не получится.
Какая глубокая мысль... Если Вы не заметили, то мы не сравниваем ТРД с ДТРД, а говорим о степени двухконтурности, что подразумевает, что второй контур уже есть - дело в его "размерах".

B.M.> Можно привести основные крейсерские режимы (по скорости) для двух аппаратов?
КАКИХ аппаратов?

Здравствуйте.

ТРД и ДТРД с малой степенью двухконтурности — двигатели одного назначения, для длительного сверхзвукового полёта. Второй контур даёт возможность охладить и термоизолировать газогенератор, использовать — рекуперировать, для тех, кто по-русски не вполне — отведённую при охлаждении энергию, не более.

Средние и большие степени двухконтурности — более 0.25 — позволяют повысить тягу на взлёте, на малых скоростях за счёт меньшей скорости при большей массе истекающих газов, за счёт бОльшего расхода воздуха, диаметра двигателя и размера заборника.

F135, созданный на основе F119 имеет намного бОльшую тягу за счёт двухконтурности. Но и больший диаметр, расход воздуха, меньшую тягу на сверхзвуке. Впрочем, такие рассуждения применимы именно к очень близким по технологии и решениям двигателям, вроде F119 и F135, F100 и PW1120.

Кстати, насколько я знаю, тяга РД33 повышена за счёт большего расхода воздуха. Новый двигатель предлагают для МиГ-29М и К с новым заборником. Проверять некогда.

Дмитрий Журко

Д.Ж.> Кстати, насколько я знаю, тяга РД33 повышена за счёт большего расхода воздуха.

Не только, на -3М еще и новая камера сгорания, насколько помню.