> Спасибо. Примерно так, судя по описанию, я ее (КС) и представлял.
В своих снах?...
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Во-первых, почему ты решил, что именно то же (первичный + вторичный) количество воздуха должно идти в эту КС? При использовании такой КС можно уменьшить производительность компрессора ровно настолько, сколько было вторичного воздуха -- уменьшить диаметр, количество ступеней и т.д. Поверь, кинетическая энергия горячих газов от этого не уменьшится.
Конечно не уменьшится... но проблема в том, что ты так и не понял куда именно девается эта самая кинетическая энергия и куда эта энергия будет передаваться, если у двигателя нет основной массы рабочего тела. помнишь я тебе писал о том, что ты сам себе "вилку сделал"... Ну представь сейчас , что ты оказался прав и от вторичного воздуха в ТРД просто напросто отказались как от вредного и бесполезного балласта. Итак в ИТОГЕ предположим, что в ТРД компрессор подгоняет к турбине только то количество воздуха, которое необходимо для горения топлива. Теперь обратимся к простому расчёту, который я сделал для ТРД АЛ-21Ф: serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Общий расход - 88,5 кг/сек > первичный воздух - 13,27кг/сек - 22,125кг/сек > вторичный воздух - 75,22кг/сек - 66,38кг/сек
Ну а теперь ответь – сможет ли сам себя сдвинуть с места ТРД, у которого его собственная масса осталась без изменения, а секундный расход рабочего тела уменьшился до значения 13,27 – 22,125 кг/сек ? Я могу и твой расчёт взять, хоть он и не верный и сделан «в твою пользу», но даже и он показывает на то, что массы рабочего тела явно не достаточно. sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Вот как должно быть. > АЛ-21Ф1 > > Т.Турбины -- 990 гр. ---- 1112 гр.
> Общий расход - 88,5 кг/сек > первичный воздух - 20,4кг/сек - 24,6кг/сек > вторичный воздух - 68,1кг/сек - 79,4кг/сек
Примерно та же картина. Понимаешь что получается – топливо в КС сгорает в требуемой пропорции, турбина вращает компрессор, передавая ему энергию для прокачки требуемой массы рабочего тела, а компрессор кто-то рассчитал только с учётом той массы воздуха, что необходима для горения, то есть для обеспечения безостановочной работы тепловой машины... Да и кстати... а что именно мешало и ранее отказаться от вторичного воздуха и после охлаждения КС, просто не сверлить дырки в жаровой трубе, чтобы не смешивать его с более горячим воздухом из КС, а вывести этот воздух из КС наружу - сразу же в сопло? Или вообще в атмосферу... Кстати, а ты можешь здесь привести конкретное значение температуры воздуха сразу же на выходе из компрессора, ещё до разделения его на потоки? Это одно остриё вилки на которую ты сам себя посадил... А вот второе нарисовывается: sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> А во-вторых, почему ты считаешь, что если даже оставить производительность компрессора на том же уровне надо обязательно добавлять топливо до такой степени, что ТРД не сможет работать на малом газу, и сразу сорвется с места, в смысле, перейдет на максимал? Ты извини, но придется привести пример из поршневых ДВС. Волга -- 4 цилиндра, рабочий объем 2,445 л. Холостые обороты -- 500 - 600 об/мин.
Опять гаражный опыт?... Так в Волге на холостых оборотах и воздух поступает в соответствии с этими оборотами... А в таком ТРД, что ты предлагаешь, вместе с воздухом для формирования смеси необходимого качества, вдруг подаётся примерно в два раза большее количество дополнительного воздуха. При этом каково качество смеси будет при этом? Я конечно понимаю, что есть целое семейство КС, работающих на расчётных режимах, на обеднённой смеси, но не настолько же её обеднять... По-любому, чтобы двигатель работал придётся добавлять топливо. В ТРД ведь не от объёма цилиндра зависит а от объёма воздуха, подаваемого в КС... Вот это и есть второй зубец той "вилки" на которую ты сел. Ибо если ты скажешь, что от вторичного воздуха не отказались как от балласта, а весь его сделали первичным, завернув в КС, то я тут же напомню тебе твои слова с «покаянием» и спрошу – ты что же в третий раз решил наступить на одни и те же грабли? Ну а если ты твёрдо ответишь, что решил... я опять приведу тебе тот график, который показывал ранее – тот самый, после которого ты вдруг каяться начал... и затем приведу тебе ещё один мой расчёт: serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Итак, рассмотрим ТРД АЛ-21Ф-3, обналиченные параметры которого прекрасно ложатся в наше обсуждение. > Напомню только те параметры, которые мы будем использовать. > АЛ-21Ф-3 > Тяга на форсаже – 11215 кгс; > Удельный расход топлива на форсаже – 1,86 кг/кгс ч; > Расход воздуха через компрессор – 104 кг/сек. > Теперь предположим, что для этого двигателя конструкторам удалось добиться соотношения расхода газов на выходе из сопла к расходу воздуха на входе в двигатель, равного 1,067, что фактически соответствует полному сгоранию кислорода от той части воздуха, что затрачивается на горение и если следовать твоим словам, то места для вторичного воздуха не останется. Наша задача – расчитать расход топлива АЛ-21Ф на режиме «Форсаж» и определить сколько по времени с таким расходом он сможет пролететь. > Определяем секундный расход топлива АЛ-21Ф на форсаже: > Gтф = 1,86 * 11215 / 3600 = 5,79 кг/сек > Далее определяем часовой расход топлива – 20859 кг. > Далее, рассмотрим конкретный самолёт, оснащённый таким двигателем и определим варианты его заправки: > Су-17М: > Вес топлива максимальный без ПТБ, кг – 3630.
> Далее определяем время, в течение которого Су-17М, оснащённый двигателем АЛ-21Ф-3, модифицированным sander и якобы с полным отказом от вторичного воздуха, продержится в воздухе до полной выработки топлива: > tп = 3630 / 20859 = 0,17ч. = 10,2 мин. > Для справки: примерно такое время самолёт затрачивает на выполнение захода на посадку.
И ведь ПРИКОЛ в том, что ты ни на один из этих моих вариантов не смог дать сколь-нибудь вразумительного ответа...
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Да нет, к сожалению пока не отказались. Изобретение такой КС -- это всего лишь первый шаг. Дело теперь за разработчиками турбин. Они должны создать турбину, которая будет выдерживать температуру стехиометрической КС. Боюсь, это не скоро будет.
Ну вот смотри сам - ты боишься того, что "это не скоро будет" в то время как ТРД уже практически нигде не используются и о дальнейшем совершенствовании их не заботятся. Сейчас превалируют ТРДД и ТВРД, а разработчики озабочены сейчас уже ТРД ДИЦ, которые по факту выполнены двухконтурными, с подключением на малых скоростях третьего контура... Я могу конечно предположить что в ТРДД откажутся от вторичного воздуха первого контура, но это ведь произойдёт в пользу воздуха второго контура, а это не что иное как перераспределение потока воздуха за счёт вторичного воздуха, о чём я тебе говорил неоднократно и расстановки фактов это моё предположение не изменит. Однако мне что-то подсказывает такую мысль, что фактически представленная на рисунке КС сделана двухзонной с областью активного горения в центре, куда воздух подаётся через завихрители и с областью протекания вдоль внутренних стенок жаровой трубы горячего воздуха, обогреваемого от зоны активного горения и одновременно охлаждающего внутренние стенки жаровой трубы. Но это всего лишь моё предположение, сделанное когда я в первый раз увидел этот рисунок.
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Почему нет возможности? Добавляй сколько угодно, лишь бы турбина выдержала.
Сколько угодно? А это сколько конкретно? к примеру для работы на режиме "МГ" требуется определённый расход топлива и для приготовлении качественной смеси необходимо подать определённую массу воздуха. При этом если мы добавим в три раза большую массу, то смесь станет настолько обеднённой, что в жаровой трубе просто пламя "сдует"... То есть мы опять возвращаемся к необходимости добавления топлива, то есть к тому вопросу, от которого ты отказался с покаянием... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Да даже если и уменьшится, просто двигатель сбросит с себя лишний балласт в виде вторичного воздуха. Неужели никак нельзя понять, что на сжатие и прогонку по проточной части и каналам охлаждения воздуха, который не участвует в горении, связкой турбина - компрессор тратится больше энергии, чем этот воздух потом отдает турбине и реактивной струе? Этот воздух ничего не добавляет к производительности турбины и тяге, а наоборот, даже еще и отбирает.
К производительности турбины этот воздух ничего не добавляет, однако он необходим для выполнения полезной работы по толканию двигателя вперёд и без этого воздуха турбина будет работать фактически сама на себя.
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Только в зоне горения, где и температура до 2000 гр.
Так а зачем этого соотношения достигать не в зоне горения?
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Нет, вообще не упадет.
Да неужели? Так ты же вроде сам по формуле считал... Ну хорошо, не веришь формуле, посмотри вот это:
В простейшем определении реактивная тяга предполагает отделение от тела какой-то его части с определенной массой и определенной скоростью относительно этого тела. От величины этой массы и скорости как раз и зависит величина создаваемого импульса и, в конечном итоге, тяги.
Для воздушно-реактивного двигателя в его родной среде, атмосфере, упомянутая выше масса — это масса воздуха, проходящего через газовоздушный тракт в единицу времени. Больше воздуха проходит через двигатель — больше тяга.
Вот как мне теперь не напомнить тот опыт, который я тебе предлагал ранее: serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Кстати, для этого эксперимента тебе не понадобится ни автомобиль, ни топливо, ни больших знаний или умений - только элементарная сноровка и твёрдое осознание того, что твои руки не являются продолжением ягодиц. Для эксперимента понадобится только один воздушный шарик (примерно такой как у Пятачка был – это как раз твой уровень), и ещё пара трубок от коктейля и трубка, типа соломинки, с проходным диаметром 1 – 2 мм). Я тебе ранее предлагал мультик с шариком, так что и описывать опыт мне долго не придётся. Тебе просто нужно его повторить, внеся от себя некоторые детали и проведя его в 2 этапа. На первом этапе тебе необходимо установить трубку от коктейля в горло шарика и надёжно зафиксировать его в горле, предварительно закрыв проход в трубке (перед этим шарик лучше заранее надуть). После этого открыть проход в трубке и на-глаз оценить скорость и ускорение, которые получит шарик. После этого необходимо заменить трубку от коктейля на соломку и повторить опыт. > А после этого ответить для себя на один простой вопрос – в каком из проведённых этапов ускорение и скорость шарика будет выше и почему?
Так может быть ты просто чисто теоретически ответишь на этот вопрос?
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Еще раз повторяю -- весь вторичный воздух тоже охлаждающий.
Вторичный воздух в первую очередь представляет собой основную массу рабочего тела и никто не заставляет использовать его в качестве хладагента. Но раз уж всё равно его прокачивают через двигатель для получения реактивной тяги, то почему бы его не использовать для охлаждения? Ну а если есть хорошие материалы, то можно от охлаждения отказаться, но от воздуха - ни в коем случае. И если его и заберут весь во второй контур, или как-нибудь по иному направят в обход КС, это ничего не изменит.
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Пройдет. И еще как. И тогда не нужна будет форсажная камера.
Просто не хватит воздуха.
22:18 29.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Ну а теперь, имея на руках такой интересный материал, как приведенная КС по патенту, выложенному тобой, я предлагаю тебе полностью сосредоточиться на обсуждении вопроса темы. А именно - теперь просто примени эту КС, рассмотренную в патенте к какому-нибудь ТРД, хочешь - конкретному, хочешь - к гипотетическому и покажи нам как ТРД оснащённый такой камерой будет двигать ЛА...
Так ты же сам только что и привел пример (наверное еще гипотетического) стехиометрического двигателя. Где ты раньше был? Или недавно нашел? И эта камера сгорания (что я привел) скорее всего для него.
Посмотри на его характеристики
Возьмем максимальный режим, так как обороты компрессора в этом ТРД постоянные, значит и расход воздуха 186 кг постоянный.
Тяга --- 20000 кгс Уд.расх. топлива ---- 2,06 кг/кгс*ч. Расход воздуха ---- 186 кг/сек.
Считаем секундный расход топлива
2,06 * 20000 / 3600 = 11,45 кг/сек
Считаем секундный расход воздуха необходимый для сжигания 11,45 кг топлива.
15 * 11,45 = 171, 75кг/сек.
Общий расход 186 кг/сек.
Всего 14,25 кг/сек воздуха не участвует в горении. Там в патенте (по твоей ссылке) вроде написано, что на охлаждение элементов турбины отбирается от компрессора всего 7% воздуха. Так оно примерно и получается. И никакого вторичного.
PS. С постоянным расходом воздуха я погорячился. Неправильно понял термин "постоянная приведенная частота вращения компрессора nпр = const".
22:26 29.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на сообщение:
>> Пройдет. И еще как. И тогда не нужна будет форсажная камера.
>Просто не хватит воздуха.
Вот смотри, я даже и не подозревал до сегодняшнего вечера о стехиометрическом двигателе, что по твоей ссылке. Спасибо ты ознакомил с этим изобретением. Но буквально за несколько часов перед этим написал свои слова:
"Пройдет. И еще как. И тогда не нужна будет форсажная камера."
И они оказались верными. Приведенный тобой двигатель (на стадии изобретения), его параметры, это полностью подтверждают.
18:43 30.03.2017
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Так ты же сам только что и привел пример (наверное еще гипотетического) стехиометрического двигателя.
Вообще-то я думаю, что может быть уже и не гипотетический. Но не это главное. ИРОНИЯ судьбы в том, что, как ранее я тебе писал, ты фактически сам себя усадил на вилку из трёх зубьев, два из которых я описал в предыдущем посте, а про центральный зуб мы поговорим как-нибудь позже... А вот как для тебя проявляется один из зубов в действии: Главное в том, что перед тем как обсуждать этот гипотетический или не очень двигатель, необходимо решить где и каким образом его можно использовать. Вот к примеру у меня сразу же возникает вопрос – а можно ли его установить на какой-нибудь самолёт? Ну пусть не гражданский – там экономичность одно из основных требований, так на военный. К примеру на истребитель – так как раз нужна высокая тяговооружённость... Ну а из истребителей можно взять к примеру Су-27, который имеет и так достаточно высокую тяговооружённость, а если его два движка, тягой 12500 кгс каждый, заменить на движки с тягой 20000 кгс, то получим просто супермашину. Посему мне просто останется сделать необходимые расчёты. Но мне считать почти не придётся – практически всё уже посчитал ты: sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Тяга --- 20000 кгс > Уд.расх. топлива ---- 2,06 кг/кгс*ч. > Расход воздуха ---- 186 кг/сек. >
> Считаем секундный расход топлива > > 2,06 * 20000 / 3600 = 11,45 кг/сек
И показатели действительно внушительные... А мне лишь остаётся проверить пригодность этого движка для полётов на крейсерском режиме, или как написано в описании – экономичном режиме, то есть режиме, на котором самолёт находится большее время своего полёта. Итак имеем: Тяга на экономичном режиме – 10000 кгс; Удельный расход топлива – 1,5 К сожалению в описании приводится только максимальный расход воздуха и не приведён расход для экономичного режима... жаль... ибо тебя ожидал бы неприятный сюрпрайз... Ну да ладно, нам в принципе и не нужен этот расход. Мы просто определим какую массу топлива потребляет этот двигатель, работая на экономичном режиме: Часовой расход топлива – 15000 кг. Для сравнения часовой расход уже упоминавшегося нами АЛ-31Ф составляет 24500 кг на форсаже и 5228 кг на режиме «МАКСИМАЛ»... Ну и нам осталось только посчитать сколько времени пролетит самолёт Су-27 на экономичном режиме, если два его двигателя АЛ-31Ф заменить на представленный гипотетический стехиометрический двигатель. Для этого берём максимальный запас топлива Су-27, соответствующий варианту заправки «ПОЛНАЯ» - 9600 кг. Отсюда получаем, что Су-27, оснащённый двумя стехиометрическими двигателями, продержится в воздухе на экономичном режиме всего 0,32 часа, что составляет 19,2 мин. Вот чего ты добился, направив весь вторичный воздух в КС и о чём я неоднократно писал тебе ранее и объяснял. Ну и куда ты засунешь теперь этот стехиометрический двигатель? Только в крылатую ракету... но и тут ЗАСАДА – габариты у него слишком большие... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> PS. С постоянным расходом воздуха я погорячился. Неправильно понял термин "постоянная приведенная частота вращения компрессора nпр = const".
Это не принципиально, ибо к рассматриваемому вопросу никакого отношения не имеет... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> И они оказались верными. Приведенный тобой двигатель (на стадии изобретения), его параметры, это полностью подтверждают.
Его параметры не подтверждают только одного – ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ его использования в авиации... Но опять-таки, я повторяю, речь у нас с тобой шла не об этом и то, что ты сейчас пытаешься сделать, я не могу назвать иначе как попыткой «натянуть глаз на ЗАДНИЦУ»... Натянуть-то может быть у тебя и получится, но ведь после этого нужно всех убедить, что глаз этот моргать хотя бы сможет... Ну посуди сам:- я тебе привожу конкретные слова из патента, в которых чёрным по белому написано о том, что воздух в ТРД это очень важная вещь, как минимум намного сильнее влияющая на тягу нежели температура перед турбиной. А значит потеря этого воздуха (в нашем случае вторичного) означает намного большие проблемы с тягой нежели снижение температуры газов перед турбиной из за вторичного воздуха:
Количество энергии, подводимой к двигателю, и эффективность ее преобразования в тяговую мощность (тягу) зависят не только от температуры газа (удельной работы цикла ТРД), но и от расхода воздуха, который в относительном виде характеризуется коэффициентом расхода воздуха КG - отношение действительного расхода воздуха, проходящего через двигатель, к теоретически возможному.
Влияние подогрева (температуры) газа и расхода воздуха на тяговую мощность ТРД аналогичны, но неэквивалентны. Подогрев газа увеличивает тяговую мощность ТРД пропорционально квадратному корню, а расход воздуха - прямопропорционально, соответственно, затраты топлива на повышение тяговой мощности в первом случае оказываются больше, чем во втором (эффект двухконтурного двигателя). Отсюда следует, что для получения одной и той же тяги выгоднее повышать расход воздуха, чем подогрев газа, а значит необходимо, чтобы коэффициент KG всегда и везде был как можно больше.
Я тебе привожу конкретные слова из источника о том, что именно воздух, а не продукты горения топлива является основной составляющей реактивной тяги:
В простейшем определении реактивная тяга предполагает отделение от тела какой-то его части с определенной массой и определенной скоростью относительно этого тела. От величины этой массы и скорости как раз и зависит величина создаваемого импульса и, в конечном итоге, тяги. Для воздушно-реактивного двигателя в его родной среде, атмосфере, упомянутая выше масса — это масса воздуха, проходящего через газовоздушный тракт в единицу времени. Больше воздуха проходит через двигатель — больше тяга.
Но ты делаешь вид, будто этого не написано и опять хватаешься за патент, пытаясь привязать его к камере сгорания из другого патента, уверяя при этом что это именно то, о чём ты говорил, хотя ещё недавно ты заявлял следующее: sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на сообщение:
>> Да, я вынужден признаться в одном своем заблуждении. Я говорил, что лучше его пустить в камеру сгорания и добавить топлива. Теперь я думаю, что это не верно. Достаточно просто убрать его из процесса, и температура сама повысится без добавления топлива. И естественно повысится и КПД ГТД, и его тяга.
И всё это при том, что спор наш изначально зашёл про ТРД, и не просто про ТРД, а про уже существующие ТРД, работа которых описывается в учебниках и касался он вопроса о том лишний ли вторичный воздух в ТРД или нет, является ли он просто необходимым для охлаждения балластом, понижающим параметры ТРД, или всё-таки это рабочее тело, точно такое же как и первичный воздух, только большего объёма, охлаждающий лишь попутно и который просто необходим для формирования тяги. Я считаю, что на именно вот этот спорный вопрос я вчера дал тебе достаточно исчерпывающий ответ, смысл которого ты извратить уже на смог и попытался замолчать его – сделать вид, что просто не увидел его.
19:51 30.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Тяга на экономичном режиме – 10000 кгс; > Удельный расход топлива – 1,5
Это параметры при Н = 0, М = 0, то есть, на месте на земле. По ним считать некорректно. Есть еще одна картинка, с графиками для полета на высоте 20 км. Но только для максимального режима. По ним можно практически все посчитать и сравнить с параметрами АЛ-31Ф на форсаже.
Вот, например, для 3 МАХ: Тяга ---8607 кгс Расх. Возд. ---- 80 кг/ сек. Расх. Топл. удель. -- 1,74 кг/ кгс*ч Расх. Топл. сек ---- 4,16 кг/ сек. Расх. топл в час --- 14967 кг/час.
Сколько там АЛ - 31 Ф на форсаже потребляет топлива? 3,96 кг/кгc*ч Тяга --- 12500 Часовой расход -- 49500.
Хотя, наверное эта тяга и расход на земле, на месте. Убавим тягу на 60%, а расход -- на 20%.
Тяга --- 5000 кгс, Уд. Расх. топл. ---3,168. тогда часовой будет --- 15840.
Больше, чем у стехиометрического, но при меньшей скорости. Какая максимальная у Су - 27?
21:46 30.03.2017
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Это параметры при Н = 0, М = 0, то есть, на месте на земле. > По ним считать некорректно.
Да неужели... Все параметры и для АЛ-31Ф и для стехиометрического двигателя приведены для Н=0, М=0. Так что как раз сравнение их достаточно корректно, потому что приведено с учётом одинаковых начальных условий. При этом при увеличении Н и М эти условия изменились бы как для АЛ-31Ф, так и для стехиометрического двигателя. Если бы были данные для конкретных значений Н и М, относительно именно АЛ-31Ф, то можно было бы и их сравнить... А пришивать сейчас таблицу из патента к АЛ-31Ф просто бессмысленно, тем более рассчитывая все для форсажного режима, который для АЛ-31Ф не типичен и допускается у АЛ-31Ф только в течении 2-х минут... Свой расчёт я сделал именно для экономичного режима, чтобы показать, что экономичный режим для стехиометрического двигателя, выносит топлива больше, нежели максимальный режим для АЛ-31Ф и что как ни крути, а движок этот просто пожирает топливо, что и подтверждает ранее приведенная мной страница с графиком. Да и расчёт ты делаешь не типичный. Ибо подавляющее время полёта самолёт летит на дозвуке... ну или как сейчас стало модным, на сверхзвуке в районе 1,3М. Вот для этого значения и прикинь часовой расход топлива для стехиометрического двигателя... Вот только для АЛ-31Ф таких графиков нет, а твоё снижение на 20% это ничто иное как волюнтаризм... При этом что ты этим своим расчётом хочешь доказать? И один и другой сжирают на этом режиме примерно одинаковое количество топлива (это если принять твои волюнтаристические убавления тяги и расхода для АЛ-31Ф). И при этом учти, что обо типа двигателя должны летать во всех диапазонах высот и скоростей и полёт этот как раз числа М=3 не касается - просто не нужна такая скорость... Короче - я просто не понимаю что именно ты сейчас хочешь сказать...
22:23 30.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> И при этом учти, что обо типа двигателя должны летать во всех диапазонах высот и скоростей и полёт этот как раз числа М=3 не касается - просто не нужна такая скорость...
Слушай, а тебе ли решать нужна такая скорость или нет? Посмотри на это:
" Целью изобретения является: а) расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более; б) повышение общего кпд ТРД до 0,5 и более.
И на это: "Авиационная стехиометрическая силовая установка может быть использована при создании самолетов: разведчиков, перехватчиков, разгонщиков."
И раз уж целью изобретения является расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более, то и будем сравнивать параметры максимальных режимов. На земле, так на земле.
А они далеко не в пользу АЛ-31ф.
При форсажной тяге 12500 кгс и удельном расходе топлива 3,96 кг/кгс*ч часовой расход = 49500. На 1 км при максимальной скорости 2500 км/ч -- 19,8кг У СМ -- 41200. На 1 км при максимальной скорости 4440 км/ч -- 9,27 кг. Как говорится, комментарии излишни.
23:46 30.03.2017
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Слушай, а тебе ли решать нужна такая скорость или нет?
Нет не мне - я просто смотрю на область применения самолёта Су-27 и из неё исхожу. А ещё смотрю на требования к истребителям и перехватчикам, ибо Су-27 сочетает в себе функции и тех и других.
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> И раз уж целью изобретения является расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более, то и будем сравнивать параметры максимальных режимов.
Ну да... Вот к примеру АЛ-31Ф по сравнению с АЛ-21Ф действительно расширяет область применения и по высоте и по скорости, а вот того, что в патенте... ну да... по скорости он расширяет - по максимальной, а по минимальной суживает и сужение это намного сильнее нежели расширение... То есть в ИТОГЕ имеем ухудшение характеристик самолёта. Причём ухудшение это ТОТАЛЬНОЕ, не позволяющее ему летать на дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. При том, что и режимов у АЛ-31Ф больше - есть и "МАКСИМАЛ" и "ФОРСАЖ"... А во патентный движок реально может работать только на максимальных скоростях, а как только речь зайдёт о заходе на посадку и посадке - то он просто ВЫЖРЕТ весь запас топлива...
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> При форсажной тяге 12500 кгс и удельном расходе топлива 3,96 кг/кгс*ч часовой расход = 49500.
Вообще-то на форсаже у АЛ-31Ф удельный расход составляет 1,96 кг/кгс*ч, а значит его часовой расход на форсаже составит 24500 кг. Соответственно для двух движков часовой расход составит 49000 кг. А у стехиометрического при максимальной тяге 20000 кгс, удельный расход составляет 2,06 кг/кгс*ч, то есть часовой расход у одного СМ будет 41200 кг, а для двух СМ - 82400 кг. При этом, не зависимо от высоты, форсажный режим у АЛ-31Ф это режим кратковременный, не более 2 мин, и необходим только для разгона и набора высоты, а всё остальное время Су-27 летает на МАКСИМАЛ и ниже, а на этом режиме удельный расход АЛ-31Ф снижается от 0,75 (на максимале) до 0,666 (крейсерский). sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Как говорится, комментарии излишни.
Так а чего комментировать натянутый на "Ж" глаз, который моргать отказывается?
> И раз уж целью изобретения является расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более, то и будем сравнивать параметры максимальных режимов. > На земле, так на земле. > > А они далеко не в пользу АЛ-31ф.
> > При форсажной тяге 12500 кгс и удельном расходе топлива 3,96 кг/кгс*ч часовой расход = 49500. На 1 км при максимальной скорости 2500 км/ч -- 19,8кг > У СМ -- 41200. На 1 км при максимальной скорости 4440 км/ч -- 9,27 кг.
Так а чего же ты, говоря "на земле, так на земле", вдруг сразу на 1 км забрался?
00:46 31.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Причём ухудшение это ТОТАЛЬНОЕ, не позволяющее ему летать на дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. При том, что и режимов у АЛ-31Ф больше - есть и "МАКСИМАЛ" и "ФОРСАЖ"... А во патентный движок реально может работать только на максимальных скоростях, а как только речь зайдёт о заходе на посадку и посадке - то он просто ВЫЖРЕТ весь запас топлива...
С чего бы это? Вот параметры на 0,5 МАХ, снятые с графика Расх. воздуха ---- 12 кг/сек. Уд. расх. топлива -- 1,86. Коэф. изб. воздуха -- а = 1,35
и рассчитанные по ним мною
Сек. расх. топл. --- 0,6 кг/сек. Час. расх. топл. --- 2160 кг/ч Тяга --- 1161 кгс И даже скорость ист. газов --- 1118 м/сек. Кстати, обрати на последний параметр внимание.
На экономном режиме скорость истечения почти полторы тысячи метров в сек. Вот что отсутствие вторичного воздуха делает.
00:48 31.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Так а чего же ты, говоря "на земле, так на земле", вдруг сразу на 1 км забрался?
Да уж!
01:13 31.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на сообщение:
>> При форсажной тяге 12500 кгс и удельном расходе топлива 3,96 кг/кгс*ч часовой расход = 49500.
>Вообще-то на форсаже у АЛ-31Ф удельный расход составляет 1,96 кг/ > кгс*ч,
Да, наверное. Это в вики 3,96.
> а значит его часовой расход на форсаже составит 24500 кг. >Соответственно для двух движков часовой расход составит 49000 кг. > А у стехиометрического при максимальной тяге 20000 кгс, удельный расход составляет 2,06 кг/кгс*ч, то есть часовой расход у одного СМ будет 41200 кг, а для двух СМ - 82400 кг.
А не жирно будет два по 20000 кгс? Одного с четвертью вполне достаточно. Как-раз 25000 кгс. И к часовому расходу прибавим четверть 41200 + 10300 = 51500. Немногим больше, чем у СУ, но....
На 1 км полета стех. потратит 11,6 кг, а СУ -- 19,6 кг/км
> При этом, не зависимо от высоты, форсажный режим у АЛ-31Ф это режим кратковременный, не более 2 мин, и необходим только для разгона и набора высоты, а всё остальное время Су-27 летает на МАКСИМАЛ и ниже, а на этом режиме удельный расход АЛ-31Ф снижается от 0,75 (на максимале) до 0,666 (крейсерский).
Вот ты найди сначала параметры для конкретных скоростей и высот, тогда и будем сравнивать.
А пока посмотри конкретные показатели СТЕХа для 3,5 МАХ и Н = 20 км.
> С чего бы это? > Вот параметры на 0,5 МАХ, снятые с графика > Расх. воздуха ---- 12 кг/сек. > Уд. расх. топлива -- 1,86. > Коэф. изб. воздуха -- а = 1,35 > > и рассчитанные по ним мною > > Сек. расх. топл. --- 0,6 кг/сек. > Час. расх. топл. --- 2160 кг/ч
> Тяга --- 1161 кгс > И даже скорость ист. газов --- 1118 м/сек. > Кстати, обрати на последний параметр внимание.
Ну во-первых секундный расход топлива отлично виден из графика для Gт и при М=0,5 он составляет примерно 1,1 – 1,2 кг/сек. Отсюда, зная удельный расход топлива мы можем определить тягу СМ на М=0,5. Она составит 2129 кгс как минимум, а часовой расход топлива составит как минимум 3960 кг. А во-вторых, для того, чтобы хоть как-то СМ сравнивать с АЛ-31Ф по работе на скорости и высоте, необходимо знать такие же графики для АЛ. Мы таких графиков просто не имеем, а подтасовывать данные «на глазок» занятие не благодарное. То есть этому твоему расчёту доверять не приходится... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Да уж!
Уж да... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Да, наверное. Это в вики 3,96.
Вики – это несомненно «кладезь мудрости» ... sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> А не жирно будет два по 20000 кгс? Одного с четвертью вполне достаточно. Как-раз 25000 кгс. И к часовому расходу прибавим четверть 41200 + 10300 = 51500. Немногим больше, чем у СУ, но....
Нет, не жирно. Сам посуди, тяга АЛ-31Ф на форсаже составляет 12500 кгс. Двух двигателей – 25000 кгс. Ты же предлагаешь поставить один СМ с тягой 20000 кгс вместо двух АЛ. Получаем солидную потерю в тяговооружённости, особенно на низких высотах и скоростях, где она особенно необходима. Ну и кому такой самолёт нужен, если сейчас наоборот работают над повышением тяговооружённости? А одного с четвертью это как? Один СМ с добавлением турбины и сопла от второго СМ? Ну хорошо, предположим, что ты создал ещё один СМ, с такими же массо-габаритными характеристиками как в патенте, но с тягой на четверть большей, равной 25000кгс. При этом и жрать такой движок ведь будет ещё больше... Немногим больше чем у Су?... Только ты не забывай, что режим ФОРСАЖ для Су-27 не является основным режимом и включается повторно-кратковременно, а может за весь полёт вообще ни разу не включаться (к примеру перелёт с заправкой «ОСНОВНАЯ» на аэродром подскока) и практически весь полёт по маршруту для Су-27 проходит на экономичном режиме работы движков. А СМ всё своё топливо может сожрать ещё на земле, во время руления... да куда там руление – ещё на стоянке при проверке самолётных систем перед выруливанием (минут 10) он уже сожрёт 600 кг. топлива (кстати это значение соответствует аварийному остатку топлива Су-27... так уж получилось...), затем во время руления и подготовке к взлёту примерно столько же если не более... то есть ещё до взлёта он выработает 1200 кг. Затем пока взлетит, наберёт скорость и высоту... И в итоге уже садиться срочно нужно – остаток топлива мал...
> А пока посмотри конкретные показатели СТЕХа для 3,5 МАХ и Н = 20 км. > > Расх. возд. --- 130 кг/с > Уд. расх. топл. -- 1,86 кг/кгс*ч
> Сек. расх. топл. -- 5,78 кг/с > Час. расх. топл. -- 20808 кг/ч > Тяга --- 11187 кгс.
Ну смотрел уже... и ЧТО? Часовой расход 20808 кг/ч, при этом полная заправка Су-27 – 9600 кг, а основная – 5600 кг... При полной заправке с таким движком Су-27 пролетает примерно 28 мин, и это при том, что такое время он затрачивает на руление, взлёт, заход на посадку и посадку... Ну а с основной заправкой ему лучше и не взлетать... И это только с одним СМ движком, тяга которого всего 20000 кгс – меньше чем у двух АЛ-31Ф. Ну и кому такой самолёт нужен? sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> На экономном режиме скорость истечения почти полторы тысячи метров в сек. Вот что отсутствие вторичного воздуха делает.
Ты всё-таки не исправим. Я уже два дня подряд показываю тебе выдержку из патента, который у тебя есть, при этом судя по твоим постам с расчётами, ты его уже выучил наизусть... однако главную и ключевую для нашей темы фразу ты как будто не замечаешь... ну что ж... попробую ещё раз:
Влияние подогрева (температуры) газа и расхода воздуха на тяговую мощность ТРД аналогичны, но неэквивалентны. Подогрев газа увеличивает тяговую мощность ТРД пропорционально квадратному корню, а расход воздуха - прямопропорционально, соответственно, затраты топлива на повышение тяговой мощности в первом случае оказываются больше, чем во втором (эффект двухконтурного двигателя). Отсюда следует, что для получения одной и той же тяги выгоднее повышать расход воздуха, чем подогрев газа, а значит необходимо, чтобы коэффициент KG всегда и везде был как можно больше.
Ну и в довершение сказанного просто скажу тебе: – такие впечатляющие параметры работы стехиометрического двигателя по сравнению с двигателем АЛ-31Ф, при сохранении массо-габаритных характеристик на уровне последнего, достигнуты не столько за счёт повышения температуры газов перед турбиной, сколько за счёт повышения секундного расхода воздуха через двигатель. Сам посуди, по сравнению с АЛ-31Ф (112 кг/сек), секундный расход воздуха у СМ увеличен до 186 кг/сек – аж на 74 кг/сек, что примерно соответствует расходу вторичного воздуха такого ТРД как АЛ-21Ф-1.
22:14 31.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Ну во-первых секундный расход топлива отлично виден из графика для Gт и при М=0,5 он составляет примерно 1,1 – 1,2 кг/сек.
Секундного расхода топлива на графике нет. Есть только удельный. С кг/кгс*ч. Для М 0,5 он равен примерно 1,86. G кг/с -- это секундный расход воздуха. Для М 0,5 -- 12 кг/с. Та что в моих расчетах все верно.
22:34 31.03.2017
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> Секундного расхода топлива на графике нет.
Да неужели?
sander (Пролетарий) писал(а) в ответ на :
> G кг/с -- это секундный расход воздуха. Для М 0,5 -- 12 кг/с.
Да? Так а что такое за параметр Gт, который согласно графика равен 1,1?
Я не вижу, чтобы он был равен 12 кг/сек...
23:00 31.03.2017
serg757 (Совок) писал(а) в ответ на :
> Ты всё-таки не исправим. Я уже два дня подряд показываю тебе выдержку из патента, который у тебя есть, при этом судя по твоим постам с расчётами, ты его уже выучил наизусть... однако главную и ключевую для нашей темы фразу ты как будто не замечаешь... ну что ж... попробую ещё раз: > Влияние подогрева (температуры) газа и расхода воздуха на тяговую мощность ТРД аналогичны, но неэквивалентны. Подогрев газа увеличивает тяговую мощность ТРД пропорционально квадратному корню, а расход воздуха - прямопропорционально, соответственно, затраты топлива на повышение тяговой мощности в первом случае оказываются больше, чем во втором (эффект двухконтурного двигателя).
Вот что в первой половине этой цитаты ключевое -- эффект двухконтурного двигателя. Но при его применении снижается скорость, хоть и повышается полетный КПД. Конечно неразумно летать на самолетах с ТДР на дозвуковых скоростях. Например, Ту - 104. Скорость полета 250 м/с, а скорость истечения до 500 м /с. Считай половина энергии реактивной струи вылетает "в трубу". Вот тут самое место для двухконтурных, и с большой степенью двухконтурности -- ТВРД. Которые собственно сейчас в большинстве своем и применяются на лайнерах ГА.
Но не надо сюда приплетать вторичный воздух ТРД. Этот воздух и воздушный поток внешнего контура ТРДД -- абсолютно разные вещи. Ну как можно не видеть разницы между потоком воздуха, идущего прямиком через трубу под давлением 1,5 - 2,0 кг/см, и воздухом, который под большим давлением проталкивается через небольшие отверстия и щели в жаровую трубу охлаждая поток горячих продуктов сгорания и отбирая у него значительную часть энергии, и при этом полученной им при нагревании энергии даже не хватает на то, чтобы путем воздействия через лопатки турбины на компрессор сжать и прогнать, как ты выражаешься, следующую порцию такого же вторичного воздуха. Приходится еще и струе продуктов сгорания отдать часть энергии на это дело. На сжатие воздуха для сгорания топлива гораздо меньше требуется энергии. В подтверждение тому турбина и компрессор СТЕХдвигателя -- У турбины одна ступень и степень сжатия компрессора -- 3,5 вроде.
> Отсюда следует, что для получения одной и той же тяги выгоднее повышать расход воздуха, чем подогрев газа, а значит необходимо, чтобы коэффициент KG всегда и везде был как можно больше. >
Все правильно. Газ они уже подогрели до предела -- 2400 гр. Выше уже какая то хрень на молекулярном уровне происходит и топлива вообще очень много надо.
А вот как они расход воздуха повысили ты заметил? Коэффициент избытка воздуха близкий к 1 только на скоростях от 1 М до 2 М. А далее, чем выше скорость, тем больше избыток воздуха. На максимальной он равен 1,5. Но он весь участвует в горении, в отличии от вторичного.
> Ну и в довершение сказанного просто скажу тебе: – такие впечатляющие параметры работы стехиометрического двигателя по сравнению с двигателем АЛ-31Ф, при сохранении массо-габаритных характеристик на уровне последнего, достигнуты не столько за счёт повышения температуры газов перед турбиной, сколько за счёт повышения секундного расхода воздуха через двигатель. Сам посуди, по сравнению с АЛ-31Ф (112 кг/сек), секундный расход воздуха у СМ увеличен до 186 кг/сек – аж на 74 кг/сек, что примерно соответствует расходу вторичного воздуха такого ТРД как АЛ-21Ф-1.
Я не знаю, как у АЛ - 31 Ф, (нет параметров в полете), а у СТЕХа расход воздуха на максимальной скорости едва достигает 130 кг/с.
