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

Bredonosec> конкретизирую. КАК?
Изменением площади входного сечения во второй контур, после первой ступени компрессора (он же единственный для 2-го контура)

Bredonosec> как вы это видите? плавное изменение? бинарно(да/нет)? скачками?
В принципе возможны все варианты, вопрос только в том, с какими параметрами нам нужен двигатель...

P.S. вот на сколько это усложнит (и/или ухудшит параметры) следующие тракты ТРД, я боюсь предсказать...

davex> Думаете это энергитически выгодно?
В сравнении с чем?

davex>> Хотя, сами посудите, за счет чего питается кислородом форсаж?
Aaz> Вопрос на засыпку: а за счет чего он питается на "чистом" ТРД?
Я уже покаялся, виноват...

davex>> Возможно и так, дайте пожалуйста ссылку или хотя бы название топика...
Aaz> Не помню уже... Возможно, что-то про F-22.
спасибо и вам, поищу...

Bredonosec>> конкретизирую. КАК?
davex> Изменением площади входного сечения во второй контур, после первой ступени компрессора (он же единственный для 2-го контура)
и сменой эффективности его работы в общем. Или попутно предложите мехинизм изменения шага каждой лопасти компрессора? )

Bredonosec>> как вы это видите? плавное изменение? бинарно(да/нет)? скачками?
davex> В принципе возможны все варианты, вопрос только в том, с какими параметрами нам нужен двигатель...
Вопрос был, как ВЫ это видете.

davex> P.S. вот на сколько это усложнит (и/или ухудшит параметры) следующие тракты ТРД, я боюсь предсказать...
напомнить чтоль, как возникает помпаж в двигле?

davex>> Думаете это энергитически выгодно?
Aaz> В сравнении с чем?
Вы так и не ответили вопрос, как вы предполагаете повышать скорость потока во внешнем контуре?

Насколько я помню, 2-х контурный двигатель как раз и делали, для того что-бы уменьшить скорость истекания рабочего тела (суммарную) и соответственно увеличить расход РТ, и тем самым увеличить эффективность на малых скоростях, разве не так?

Уменьшение степени 2-х контурности, это попытка достичь компромиса для достижения требуемых характеристик двигателя, я ошибаюсь?

Bredonosec>>> конкретизирую. КАК?
davex>> Изменением площади входного сечения во второй контур, после первой ступени компрессора (он же единственный для 2-го контура)
Bredonosec> и сменой эффективности его работы в общем. Или попутно предложите мехинизм изменения шага каждой лопасти компрессора? )
Изменение угла атаки лопаток статора очень сложно?

Bredonosec> Bredonosec>> как вы это видите? плавное изменение? бинарно(да/нет)? скачками?
davex>> В принципе возможны все варианты, вопрос только в том, с какими параметрами нам нужен двигатель...
Bredonosec> Вопрос был, как ВЫ это видете.
В идеале конечно лучше плавное изменение, но вот какое смогут сделать, да и будут ли делать, я не знаю...

davex>> P.S. вот на сколько это усложнит (и/или ухудшит параметры) следующие тракты ТРД, я боюсь предсказать...
Bredonosec> напомнить чтоль, как возникает помпаж в двигле?
Разве я где-то говорил, что это панацея от всех бед?
Естественно проблем хватает, но разве расширить диапазон "крейсерских" скоростей (т.е. относительно экономичных) не интересно?
И длительное барражирование на 0,5М, и скоростной марш бросок на 1,5М с достаточно большой дальностью, разве плохо?

В.М.> Не могут. Улучшить качество результатат - могут, а объем продувок -нет.
Тогда возникает вопрос от человека, которые понимает принципы и мерояприятия по проектированию ( поскольку работал с БРЭО ) но не знает конкретной сути вопроса по части аэродинамики: а зачем они там нужны ( компьютеры ) ? Разумеется, я осознаю, что им может найтись дофига различных применений - ну например автоматизация работы той же аэродинамической трубы ( чтобы данные брать не с самописца, а из файла или чтобы запрограммировать эксперимент - ну например для нестационарного случая ) или для автоматизации документооборота ( чтобы каждый чертеж не копировать вручную и не перерисовывать с нуля, что скажется на меньшем количестве чертежников и как следствие - уменьшении ошибок ). Но что касательно облика самого самолета - разве подбор модели ведется не на компьютере ( имитационная программная продувка ) - т.е. все гоняется на реальных моделях в аэродинамических трубах? Получилось что-то не так - переделали модель и в аэродинамическую трубу? Или туда отправляются только т.н. "устойчивые" конфигурации? Или все так весело, что "устойчивые" конфигурации не проходят и половины тестов, посему меняются так часто, что можно сказать что все, что до этого прогнали на компьютерах можно выкидывать в мусорную корзину из-за слабости соответсвия численного эксперимента с реальным ( в силу несовершенности программ ) ? Про полный прогон масштабной и полномасштабной модели я ничего не говорю - это надо делать обязательно, вопрос в том, сколько продувается до того, как будет изготовлена окончательная модель.

davex> Изменение угла атаки лопаток статора очень сложно?
Да не так чтобы, но по меньшей мере увеличвает массу двигателя и только одного статора может оказаться недостаточно - а на роторе это менять веселее. В идеале и форму менять желательно динамически

davex> В идеале конечно лучше плавное изменение, но вот какое смогут сделать, да и будут ли делать, я не знаю...
Если бы все так было просто - было бы уже давно. Отправить внешний контур на прямоток гораздо проще, но кроме SR-71 ( и тот сравнительно небольшой серией ) я про другие что-то не слышал. Думаю, не вам первому эта идея в голову приходит... но с реализацией веселее

davex> Естественно проблем хватает, но разве расширить диапазон "крейсерских" скоростей (т.е. относительно экономичных) не интересно?
davex> И длительное барражирование на 0,5М, и скоростной марш бросок на 1,5М с достаточно большой дальностью, разве плохо?
Ну длительное баржирование, насколько я понимаю сейчас примерно на таких скоростях и делают, а вот насчет марш-броска на 1.5М что-то у меня сомнения - та ли это скорость для него... и будет ли она экономична... ( например у Миг-25 на оптимальной дозвуковой и на 2.35М на 19км высоты километровый расход топлива примерно одинаковый... )

Bredonosec> насчет раптора что-то болталось, будто крейсерский сверхзвук на 1,4М. Что по требуемой тяге соответствует 68% (или сколько там устойчивый режим) мощи его двиглов.

Официально - в ТТЗ 1.5М, "оценочные" данные 1.72М.


А картинка с secretprojects, имхо, напоминает работу студента по "рапторизации" МиГ-29.

В.М.>> Не могут. Улучшить качество результатат - могут, а объем продувок -нет.
yacc> Тогда возникает вопрос от человека, которые понимает принципы и мерояприятия по проектированию ( поскольку работал с БРЭО ) но не знает конкретной сути вопроса по части аэродинамики: а зачем они там нужны ( компьютеры ) ?

Время экономить. Ту же работу меньшими силами делать. Достигать нового качества. Но полностью заменить реальные испытания компьютеры не в состоянии.


yacc>Но что касательно облика самого самолета - разве подбор модели ведется не на компьютере

Нет, он идет в голове проектанта Протсо за то же время компьютеризованный проектант больше вариантов перебрать может.

davex> Насколько я помню, 2-х контурный двигатель как раз и делали, для того что-бы уменьшить скорость истекания рабочего тела (суммарную) и соответственно увеличить расход РТ, и тем самым увеличить эффективность на малых скоростях, разве не так?
ЕМНИС, делалось это именно для УВЕЛИЧЕНИЯ МАССЫ (без гемора с теплонапряженностью двигателя). Задача "уменьшения скорости", ИМХО, абсурдна по определению...

В.М.> Но полностью заменить реальные испытания компьютеры не в состоянии.
А ведь пытаются... - но с постоянным результатом.

В.М.>> Но полностью заменить реальные испытания компьютеры не в состоянии.
Aaz> А ведь пытаются... - но с постоянным результатом.

Идиоты- неистребемы

davex>> Изменение угла атаки лопаток статора очень сложно?
yacc> Да не так чтобы, но по меньшей мере увеличвает массу двигателя и только одного статора может оказаться недостаточно - а на роторе это менять веселее.
Естественно, за все нужно платить...

yacc> В идеале и форму менять желательно динамически
Я фантазер, но не настолько...

davex>> В идеале конечно лучше плавное изменение, но вот какое смогут сделать, да и будут ли делать, я не знаю...
yacc> Если бы все так было просто - было бы уже давно.
Согласен.

yacc> Отправить внешний контур на прямоток гораздо проще, но кроме SR-71 ( и тот сравнительно небольшой серией ) я про другие что-то не слышал.
Видать не так нужны оказались 3М крейсерской скорости...

yacc> Думаю, не вам первому эта идея в голову приходит... но с реализацией веселее
Наверняка...

yacc> Ну длительное баржирование, насколько я понимаю сейчас примерно на таких скоростях и делают, а вот насчет марш-броска на 1.5М что-то у меня сомнения - та ли это скорость для него... и будет ли она экономична... ( например у Миг-25 на оптимальной дозвуковой и на 2.35М на 19км высоты километровый расход топлива примерно одинаковый... )
Ф-22-му, вроде крейсерскую в ТТЗ писали 1,4М, если не ошибаюсь, конечно, ну а МиГ-25-й, ну и двигатели его, конечно, оптимизировался под высокую сверхзвуковую, по этому такие параметры и получились, универсальный двигатель позволил бы увеличить продолжительность полета на низких скоростях, хотя и получился бы сложнее и тяжелее.

В.М.> Нет, он идет в голове проектанта Протсо за то же время компьютеризованный проектант больше вариантов перебрать может.
Ну... программы тоже человек придумывает, а не компьютер сам себе

В.М.> Время экономить. Ту же работу меньшими силами делать. Достигать нового качества. Но полностью заменить реальные испытания компьютеры не в состоянии.
Так это везде так - рутину отдать инструменту, который сделает это точнее с меньшим количеством ошибок. Вопрос в том на чем эту рутину делать - на компьютере или в аэродинамической трубе с окончательной проверкой в последней. Неужели ничего не изменилось? Речь же шла не количестве продувок вообще ( в т.ч. и виртуальных ), которое скорее всего не изменилось ( если не стало больше - за счет возможности побольше погонять на компах ), а про количество промежуточных продувок в реальных аэродонимических трубах.

yacc> Неужели ничего не изменилось? Речь же шла не количестве продувок вообще ( в т.ч. и виртуальных ), которое скорее всего не изменилось ( если не стало больше - за счет возможности побольше погонять на компах ), а про количество промежуточных продувок в реальных аэродонимических трубах.
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...

Bredonosec> вы таки пытаетесь свернуть тему
Вы о чем? О помпаже? Выполню "домашнее задание", тогда можно будет вернуться к этому вопросу...

Bredonosec> Вышепомянутый суперкруз, насколько известно, достигнут без подобных извращений, как изменяемая степень 2-контурности.
Он просто оптимизирован на эти параметры, а в других будет более прожорлив...

Bredonosec> А насчет причин/механизма возникновения помпажа таки почитайте. А попутно, за счет чего достигается устойчивость двигла к помпажу.
Как сказал выше, обязательно почитаю....

yacc>> В идеале и форму менять желательно динамически
davex> Я фантазер, но не настолько...
Эт я вам как физик - про самый общий случай Вам же здесь на помпаж намекали... Насколько я понимаю теорию воздушных реактивных двигателей с максималом-то ( с пониженной степенью двухконтурности ) скорее всего будет Ок, траблы возникнут на промежуточных экономичных режимах ( при повышенной степени двухконтурности ) - когда в первом контуре, рассчитаном на бОльший расход воздуха, его хватать не будет ... и углом атаки можно не обойтись. Нее... ИМХО сменная степень двухконтурности - bad idea Уж интереснее пульсирующие детонационные двигатели до ума довести...

davex> Ф-22-му, вроде крейсерскую в ТТЗ писали 1,4М, если не ошибаюсь, конечно, ну а МиГ-25-й, ну и двигатели его, конечно, оптимизировался под высокую сверхзвуковую, по этому такие параметры и получились, универсальный двигатель позволил бы увеличить продолжительность полета на низких скоростях, хотя и получился бы сложнее и тяжелее.
Что то мне кажется что supercruise - это бесфорсажный сверхзвук, а не крейсерская скорость ( скорость оптимальная с точки зрения километрового расхода топлива в полете на дальность )... Весовое совершенство двигаетеля ( тяга на килограмм веса ) - достаточно важный параметр...

Aaz> ЕМНИС, делалось это именно для УВЕЛИЧЕНИЯ МАССЫ (без гемора с теплонапряженностью двигателя). Задача "уменьшения скорости", ИМХО, абсурдна по определению...
Да конечно, вы правы, некоректно выразился, должно было звучать приблизительно так:
2-й контур в двигатель добавляют для увеличения массового расхода РТ, что при постоянстве тяги, как следствие означает уменьшение скорости...
Так корректнее?

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...
Я не полагаю - я интересуюсь Даже в программировании есть такая вещь как release candidat и версии и их может быть несколько, а после первой запросто могут налететь на то, что архитектуру нафик надо переделывать ибо получается криво... Полнее компьтерная модель - раньше обнаружишь, раньше обнаружишь - не придется для этого трубу гонять ( у которой наверняка есть ресурс ) Заменять все и вся компьютерами я не предлагаю - глупо

yacc> Эт я вам как физик - про самый общий случай Вам же здесь на помпаж намекали... Насколько я понимаю теорию воздушных реактивных двигателей с максималом-то ( с пониженной степенью двухконтурности ) скорее всего будет Ок, траблы возникнут на промежуточных экономичных режимах ( при повышенной степени двухконтурности ) - когда в первом контуре, рассчитаном на бОльший расход воздуха, его хватать не будет ... и углом атаки можно не обойтись.
На самом деле, тут скорей без регулировки статора турбины не обойтись, и я уже не помню, делают такое или нет...

yacc> Нее... ИМХО сменная степень двухконтурности - bad idea
Это сложная задача, а не плохая идея... ИМХО, конечно...

yacc> Уж интереснее пульсирующие детонационные двигатели до ума довести...
ЭЭЭ, а что ведуться еще работы по этим двигателям, мне казалось, что их давно забросили...

yacc> Что то мне кажется что supercruise - это бесфорсажный сверхзвук, а не крейсерская скорость ( скорость оптимальная с точки зрения километрового расхода топлива в полете на дальность )...
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> Весовое совершенство двигаетеля ( тяга на килограмм веса ) - достаточно важный параметр...
Что правда? не может быть
шучу-шучу, естественно очень важный параметр, только суммарный вес двигателя и необходимого топлива для выполнения задачи, гораздо важнее, хоть в прямую такой параметр по моему не используется...

блин, три дня небыло, а понаписали уже...

Aaz> "...промежуточные степы в контексте ПАК ФА неинтересны..." (с - Ваш)
ну дык...нам же нужен онли этап три

Aaz> Насколько я понимаю, "третья стадия" может быть готова к сер. производству в течение 2-2,5 лет (причем это - при "плановом" развитии, без гначки и активного дополнительного финансирования).
то есть если я вас правильно понял - то двигатель с характеристиками 5-го поколения мы получим через озвученный срок?? загадочно...

Aaz> Не смотрел еще...
а вы полюбопытствуйте, интересно же..., хотя ИМХО я сомневаюсь, бо как незачем...

EvgenyVB>> 3. конечный продукт должен соответствовать требованиям к двигателю 5-го поколения, т.е.: степень пов. давления 30, t - 1900К, степень двухконтурности примерно 0.2 (мы же хотим получить кр. св.звук)
Aaz> Извините, но это ВАШИ требования... Я лично ТТЗ не видел.
Извините, но это не мои требования - это общепризнанные (мировые) требования к движку 5-го поколения
чтобы движок соответствовал планеру 5-го поколения

Aaz> И с чего это Вы привязываете "крейсерский сверхзвук" к степени двухконтурности?
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...
во фразе "крейсерский сверхзвук" пропущено одно слово - бесфорсажный

Aaz> Даже есль отвлечься от "степени примерно 0,2", то при чем здесь "горячая" часть (то бишь газогенератор)?
Aaz> В реале никто с г/ненератором особо не играется. Степень обычно варьируют исключительно за счет второго контура, зажимая и расширяя его. Сейчас (с появлением "блисков"), насколько я понимаю, можно повышать степень двухконтурности за счет увеличения расхода во втором контуре (степень увеличения давления в КНД).
а если у нас внешний диаметр двигателя некая константа (±)?
собственно, я могу сослаться на то, благодаря чему у меня и появились эти сомнения


Т-10С>Но я имел ввиду конкретный двигатель: изд.145. И называть его уж совсем "бумажным" не стоит. Сей агрегат был получен путем обрезания внешнего контура Р-79 до диаметра АЛ-31Ф и унификации с ним по посадочным узлам. Т.е. по сути он является модификацией существующего двигателя, причем модификацией, не затрагивающей горячую часть. Хотелось бы напомнить что его "папа" налетал четырехзначное кол-во часов на Як-141, причем он изначально делался под однодвигательный истребитеть, (это я отребованиях к надежности ), причем "вертикалку" (это я об устойчивости ). В результате вышеозначенного "секвестра" получился двигатель стендовой тягой 16000. Причем стендовая тяга это как бы не все. Постольку двигатель имеет небольшую двухконтурность соответственно его хар-ки на сверхзвуке намного лучше, чем у АЛ-31Ф во всех его ипостасях.

Aaz>Но дело в том, что "сверхзвуковая крейсерская скорость" - это показатель САМОЛЕТА, а не двигателя. Например, на Ф-22 б/ф тяговооруженность выше, чем форсажная на МиГ-25. Тем не менее, скорость последнего выше...
нескромный вопрос можно - а причем здесь вообще тяговооруженность? В таких случаях обычно спрашивают тяговооруженность Конкорда
я бы сказал так: бесфорсажный крейсерский сверхзвук - это планер+двигатель.

davex> На самом деле, тут скорей без регулировки статора турбины не обойтись, и я уже не помню, делают такое или нет...
Весьма и весьма неуверен... если здесь есть двигателисты, то они меня поправят, 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

davex> Это сложная задача, а не плохая идея... ИМХО, конечно...
Я в плане реализуемости за конечные сроки при современном технологическом уровне.. Крылья изменяемой стреловидности строили серийно, но... как-то от них отказались

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

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?
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

Небольшой грубый качественный рассчет:
Тяга двух двигателей F119 на форсаже - примерно 31 т. Обычно форсаж увеличивает тягу где-то на 50% больше чем бесфорсажная т.е. максимал должен быть где-то 20т, но в силу того, что ее понижением степени двухконтурности и увеличением степени сжатия увеличивают, то пусть будет где-то 25т. Расход топлива на максимале у АЛ-31Ф где-то 0.7-0.8 кг/ кгс*ч, на малом форсаже 0.9, на ПФ - 1.8. У Р-15 ( Миг-25 ) соответственно 1.2, 2.2, 2.75 для тех же режимов. Возьмем для простоты счета для F119 расход на максимале в 1 кг/кгс*ч ( ошибемся на 10-20%, а с учетом высотной и скоростной характеристики - может даже более-менее будем истине соответствовать ) Пусть у F-22 топлива 8.5т и при полете на потолок ( а эти 1.5М будут на высоте 11-15 км ) на запуск/взлет/набор высоты и скорости/снижение после полета на потолке/заход на посадку и посадку/аварийный запас он тратит 3.5т топлива, то при полете на потолке у него остается 5 т топлива. При принятом нами расходе и тяге он израсходует эти 5т за 1/5 часа т.е. за 12 мин. Но... с увеличением высоты падает плотность воздуха и тяга на такой высоте и скорости ( 1.5М и 15 км ) будет где-то 40% от стендовой т.е. меньше расход топлива, т.е. время надо в 2.5 раза увеличить - 30 мин. 1.5М на 12-15 км это примерно 1600 км/ч - т.е. где-то 800 км. Т.е. километровый расход где-то 6.25 кг/км - как у Миг-25 Миг-31 - экономичнее. И это я грубо подсчитал...
Приаттачу данные по Миг-25 по поводу того как и на что у него расходуется при полетах на дальность: