K
Kimon
@ slavka33.150
ЛС, читаете? :-?
ЛС, читаете? :-?
Вертосамолёт.
Гриша друг
Я люблю строить самолеты!
Опять спешите, Анатолий. Надо же аккуратно работать с информацией, тем более с технической.
Номограмма, которую вы привели, построена для одновинтового вертолета с механическим приводом НВ с учетом потерь, характерных для этой схемы. Ее нельзя применять для реактивного винта, у которого совсем другие составляющие потерь.
Slavka30.150 прокомментировал цифру 259 л.с. как мощность пришедшую к лопастям несущего винта и уже отдавшую все потери. А как найти потребную мощность исходной СУ Владимир Александрович очень доходчиво пояснил.
Надо быть немного внимательнее. Заблудиться очень легко.
Slavka30.150 везде, где говорит о предмете, выступает очень квалифицированно. Я это подтверждаю. Зря мечетесь.
R
rtyuiop.400
вообще зависимость пропоорциональна КУБУ оборотов помноженной на диаметр в ПЯТОЙ степени. Я тут формулу приводил на какой то странице, лень перепечатывать-но народу ПОХ, считают по каким то своим формулам.
Гриша друг
Я люблю строить самолеты!
1. И что же он там пишет?
2. Комментарии моего предыдущего поста сюда же.
Так у кого неразбериха в голове?
Знания в конкретной области должны быть системными.
Если этого нет, то даже не глупый человек вязнет в им же созданных проблемах, которые могут засосать его с головой как в болоте и бросить спасительный шест будет некому.
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
Произошла банальная ошибка.
Я имел ввиду не пост №272, а пост №252 .
Это были первые цифры и там ни где не было сказано про принадлежность к какому либо аппарату.
Просто перед глазами находился тот пост №272.
[highlight]В том посте я исправил свою ошибку.[/highlight]
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
[highlight]А может быть это вы спешите?[/highlight]
Берем в качестве примера ЛЕТАЮЩИЙ реактивный вертолет SO-122I «ДЖИН».
У него такие параметры.
Летно-технические характеристики
Экипаж: 2
Длина: 5.30 м
Диаметр несущего винта : 11 м
Вес пустого: 360 кг.
Максимальный взлетный вес : 800 кг.
Силовая установка: 1 турбокомпрессор Turbomeca Palouste IV , мощность 179 kW (240 л.с.)
Максимальная скорость: 130 км/ч.
Продолжительность полета: 2 часа 15 минут.
Начинаем рассуждать.
Если при максимальном взлетном весе 800 кг требуется 240 л.с., то сколько требуется для подъема аппарата весом 1900 кг. Тут некоторые говорят, что достаточно добавить только 19 лошадей и этого будет достаточно, чтоб поднять дополнительных 1100 кг.
Интересно кто после этого ИДИОТ ???
1. Французские инженеры с военным ведомством.
2. Я, который не верит в такие параметры.
2. Автор проекта, который ставит силовую установку с КПД ниже чем у паровоза.
3. Или защитники этого "революционного проекта.
Ответ на вопрос для некоторых покажется очень трудным.
Попробуем применить "никуда не годную" номограмму для предварительного, прикидочного просчитывания возможности существования конкретного решения по вертолету, скажем, SO-122I «ДЖИН»
Значит если бы это был "примитивный" вертолет с поршневым двигателем, то при диаметре ротора 11 метров при всех мыслимых потерях свойственных этим "примитивным" вертолетам по высокому мнению почитателей реактивного привода НВ, ему было бы достаточно всего около 120 л.с. (красные стрелки на номограмме).
Но на том «ДЖИНе» двигатель пожирает 240 кобыл.
Опять смотрим на "примитивную" номограмму. Видим, что "отстойный" вертолет с допотопным поршневым двигателем, и опять со всеми потерями преспокойно летал бы с весом 1250 кг. (синие стрелки).
Выходит разница в весе составляет: 1250 - 800 = 450 кг.
Ну это можно поставить и рулевой винт и редуктор от телеги, с посадить отдельного механика, чтоб следил за двигателем. А можно туда поставить паровой двигатель с ящиком угля. Все равно полетит.
А теперь не торопясь подумайте кто несет чушь.
Вложения
K
Kimon
[smiley=tekst-toppie.gif]100!
G
Gluk@off
Вы уверены? У "Джина" 240 л.с. и тяга одного сопла, не правильно, одной насадки = 27кгс.
Владимир Александрович
Дорогу осилит идущий!
- Откуда
- Москва
Вот начало моего поста №252 после помещения рисунка и конец второй фразы.
Нехорошо, Анатолий, свои проколы замаливать выдумками.
Настораживает такое поведение.
Непонятно как вы работаете с текстом. Продолжаете запутывать себя и других.
Прочитайте еще раз выделенную цитату в своем посте и вернитесь к вашему тексту выделенному мной здесь. Так вот, для вертолета полностью подобного "Джину", но увеличенного в масштабе до взлетной массы 1900кг потребуется уже 570л.с., а обсуждаемому здесь 4-х местному варианту с меньшей окружной скоростью и с меньшим диаметром НВ - 673л.с., как и было подсчитано здесь ранее. Причем учтите у "Джина" работа реактивного винта это штатный долговременный режим крейсерского полета, а в проекте реактивно-компрессорная система - это только энергетический способ создания требуемой подъемной силы на режимах "взлет/посадка". Это накладывает свои особенности на методику проектирования.
Вот здесь, Анатолий, вы молодец. Теперь и из ваших уст прозвучала информация не пустословная, а снятая с графика одновинтового вертолета с механическим приводом НВ. А я ведь на ветке Виктора довольно долго объяснял, что реактивный привод винтов требует в два раза большей мощности исходной СУ и то для размерности диаметров несущих винтов. Для высоконагруженных винтов малого диаметра ситуация гораздо, просто критически, хуже. Предупреждал о том, что выбранная схема совершенно не приемлема и в том и в другом варианте. Теперь к тому же выводу пришли и вы. И вот Андрей уже почувствовал, что "розовые очки" оказывается засиделись именно у него на переносице. Вероятно к вашему выводу будет больше внимания.
В данном случае вы доказали, что вертолеты с механическим приводом строить выгоднее. Т.е. повторили вывод начала 60-х годов прошлого столетия. Почему развитие и пошло по пути совершенствования механической схемы. Но ведь у нас то совсем другая ситуация. Можно сказать предельный частный случай. Если было доказано, что вертолет с реактивно-компрессорным винтом может иметь преимущества при продолжительности полета до 2-х часов - это действительно так. То использование такого принципа до 3-х минут и даже меньше делает такие преимущества резко выраженными и от этой возможности невозможно отказаться. Настолько они заманчивы.
Вот, вот - не торопясь выберете пункт из вашего перечисления:
K
Kimon
...юлит(...или "юзит"? :-?), отнако!
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
Да будет Вам, уважаемый, известно, что я всегда использую конкретные ЦИФРЫ, конкретные ФОРМУЛЫ, конкретные ГРАФИКИ, конкретные ЗАКОНЫ, конкретные ЗАВИСИМОСТИ, конкретные ГОСТы, конкретные Авиационные Правила и конкретные СВОСТВА материалов.
Теперь вернёмся к Вашим "баранам".
Цитирую именно Ваши слова:
Следовательно если для поднятие в воздух вертолета весом в 13 тонн требуется силовая установка мощностью 4000 л.с., то следуя Вашим УТВЕРЖДЕНИЯМ для вашего сорокаместного НЕВЗЛЕТАЙЛА потребуется 10000 л.с. (ДЕСЯТЬ ТЫСЯЧ ЛОШАДИНЫХ СИЛ) как вы выразились на ТРИ минуты использования (возможно Вы сильно приуменьшили время работы Вашего реактивного привода за время одного полета).
А не кажется Вам, уважаемый "изоБРЕДатель", что это непозволительная роскошь возить с собой такой табун лошадей?
Теперь позвольте и мне прицепиться к Вашей не точности в изложении текста.
То что Вы старательно выделили в своем тексте синим шрифтом вовсе не относится к конкретному аппарату - четырех или сорокоместному.
Выделенные слова [highlight]"этого СВВП"[/highlight] с успехом можно адресовать к любому аппарату класса СВВП даже вовсе не принадлежащего вашему перу.
Это у Вас в голове было "очевидно" к чему это относится.
Когда в разговоре участвует Два объекта обсуждения, то как то адресуют слова к тому или иному объекту. Вы этого не сделали и теперь пытаетесь что то там оспаривать. Как ни читать Ваши слова все равно не понятно к чему они относятся.
Пожалуйста будьте САМИ повнимательнее, уважаемый.
Владимир Александрович
Дорогу осилит идущий!
- Откуда
- Москва
Такое стремление только приветствуется. Одно плохо. Конкретное системное мышление ХРОМАЕТ. "Оно хорошее, но почему-то хромает...".
Ну вот видите, торопитесь с выводами и опять все путаете. Я так понял, график вы взяли из книги М.Тищенко и др. "Вертолеты". Цифра 4000л.с. которую вы взяли из графика путем интерполирования учитывает требования норм летной годности для случая полета с одним отказавшим двигателем. Вертолет Ми-8 может лететь и безопасно садится с одним отказавшим двигателем. Если вы знаете, самый первый опытный Ми-8 был не с двумя, а с одним двигателем. Правда там и массы были несколько другими. Так вот, Ми-8 для безопасной посадки достаточно иметь порядка 2000-2200л.с. Для взлета хватило бы 2200-2400л.с., но с одним отказавшим двигателем на земле взлет не производят, да и двигатель ТВ3-117 не выдаст такой мощности без чрезвычайного режима.
Для пересчета на реактивный винт имеем право взять среднюю величину 2300л.с. Чтобы получить мощность непосредственно на винте, надо из мощности исходного двигателя убрать ту часть, которая уходит в потери. Для механического привода учтем их коэффициентом 0,80. Тогда мощность на винте будет равна: 2300*0,80=1840л.с. Теперь, чтобы найти потребную мощность исходного двигателя уже в реактивно-компрессорном винте 40-ка местного проекта, надо учесть, что там система создает около 15 тонн вертикальной тяги. Остальное добавляют отклоненные сопла маршевых двигателей. Пересчитываем полученную мощность с 13 на 15 тонн: (15000/13000)*1840=2123л.с.
Вот теперь эту мощность, приведенную к винту 40-ка местного аппарата надо разделить на КПД реактивного привода. Мы уже пользовались величиной его КПД[sub]р[/sub]=0,42. Примем ее и здесь. Тогда мощность исходного двигателя в реактивно-компрессорном приводе найдется как 2123/0,42=5055л.с. Турбокомпрессор на базе подъемного двигателя РД-38 (320кг массы) выдает располагаемую мощность 5600л.с., что конечно же отразится на величине подъемной силы тяги.
Примерно таким будет результат на самом деле. Более точный расчет выглядит значительно сложнее и не так нагляден, но результат именно такой.
Анатолий, не надо юлить. Оставьте эти глупости. Торопитесь, везде торопитесь.
В первом проекте таблица была заведена сразу с общим видом. По второму я объяснил, что не могу завести из-за невосприимчивости системы к формату TIF. Все поняли, а вы здесь у нас самый умный и не поняли. Все там было ясно и понятно.
Поспешили ну и успокойтесь. Постарайтесь дальше быть осторожнее. Оппоненты у вас подобрались серьезные. Будете дальше трепыхаться своим сарказмом, только еще смешнее будете выглядеть на фоне своих конкретных ошибок.
Надо менять стиль работы. Мы что здесь собрались состязаться в остроумии?
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
Системное мышление,
системное мышление,
системное мышление, ???
Что же это такое у меня там хромает??? :-/
Попытаюсь попробовать чуток посистемнить.
Значит берем Ваши данные из поста №272 и проделываем "без системный" анализ параметров четырехместного "ЧУДА ".
Берём "Дальность с максимальной коммерческой нагрузкой" 4000 км и делим на "Крейсерскую скорость" 820 км/час. Получаем примерно 4,88 часа полета.
Вспоминая о СИСТЕМНОМ МЫШЛЕНИИ прибавляем навигационный запас топлива на 15 минут, то есть 0,25 часа и имеем время хлебания горючего примерно 5,13 часов.
Далее отыскиваем "Максимальный запас топлива" 516 кг
Теперь делим эти 516 кг на 5,13 часа и получаем часовой расход топлива равный чуть больше 100 кг в час.
Автор умышлено не указывает мощность своих "Двиглов".
Вот мне и хочется узнать какая мощность требуется для полета самолета с массой 1950 кг и со скоростью 820км/час. И заодно не мешало бы указать удельный расход горючего.
Что касается СИСТЕМНОГО МЫШЛЕНИЯ, то (ПЕРВЫЙ ШАГ) не отработав сам "зонтик" в набегающем потоке воздуха в части уверенного раскрывания его в полетное положение и складывание его в контейнер, моё СИСТЕМНОЕ МЫШЛЕНИЕ не пускает дальше ни на шаг.
Вы же обладаете даром провидца и готовы смело взяться за проедание чужих денег.
Эту ЦИФРУ я по своей стойкой привычке взял из параметров самого вертолета такую, которая присуща реальному вертолету. А номограмма показывает примерно те же значения.
S
slavka33bis
"Дык, вот в чём собака порылась"?
Вы-то, вроде как, тоже денюжку (скроооомненько так) поросили.
Или даже не попросили, а дали понять, что от стороннего финансирования не отказались бы.
И даже был адресот для такой прозьбы.
И в те временя вам мягкоговоря грубо отказали.
В те временя у вашего проекта и появилось прозвище "ушастая кастрюля."
Помните?
Уже не в первый раз от вас всплывает заострение на финансировании.
Вы-то, вроде как, тоже денюжку (скроооомненько так) поросили.
Или даже не попросили, а дали понять, что от стороннего финансирования не отказались бы.
И даже был адресот для такой прозьбы.
И в те временя вам мягкоговоря грубо отказали.
В те временя у вашего проекта и появилось прозвище "ушастая кастрюля."
Помните?
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
Вернемся опять к замечательному параметру "весовая отдача".
При взлетном весе 1950 кг этот четырехместное "ЧУДО" способно перевозить только 300 кг полезной нагрузки.
Получается: 300 / 1950 = 0,1538 или 15,38 %.
Не слишком ли мал этот показатель для вновь проектируемого летательного аппарата?
Берем следующий параметр.
По уверению автора для преодоления 4000 км пути четырьмя человеками на борту требуется всего 516 кг горючего.
Получается: 516 / (4*4000) = 0,03225 кг/(чел*км). Или 32,25 грамма горючего на одного человека на километр пути. Получается не очень рекордная цифра, правда если автор подтвердит расчетами необходимую мощность двигателей и реальное потребление горючего.
При взлетном весе 1950 кг этот четырехместное "ЧУДО" способно перевозить только 300 кг полезной нагрузки.
Получается: 300 / 1950 = 0,1538 или 15,38 %.
Не слишком ли мал этот показатель для вновь проектируемого летательного аппарата?
Берем следующий параметр.
По уверению автора для преодоления 4000 км пути четырьмя человеками на борту требуется всего 516 кг горючего.
Получается: 516 / (4*4000) = 0,03225 кг/(чел*км). Или 32,25 грамма горючего на одного человека на километр пути. Получается не очень рекордная цифра, правда если автор подтвердит расчетами необходимую мощность двигателей и реальное потребление горючего.
Владимир Александрович
Дорогу осилит идущий!
- Откуда
- Москва
В таблице указан максимальный запас топлива 560кг, а не 516кг.
При полной коммерческой нагрузке в 300кг используется нормальный запас топлива - 400кг. Итого полезная нагрузка - 700кг, а весовая отдача 700/1950=0,36 или 36%. Вполне приличное значение показателя весового совершенства.
Вы в своем посте №279, как и в №314 приводите неверную цифру 15,4%. Я в посте №287 уже пояснял, что полезная нагрузка кроме коммерческой (платной) включает запас топлива на борту.
Весовая отдача считается как отношение полезной нагрузки к максимальному взлетному весу. Соответственно, результат будет не 15,4%, а 36%. Так принято считать с самого зарождения авиации.
Далее, в оценочном расчете надо учесть, что на взлете тратится больше топлива, чем в крейсерском полете, несмотря на меньшие расходы при снижении. Учтем этот момент, отняв 10кг от 400. Получим 390кг. Тогда часовой расход будет 390/5,13=76кг/ч
Теперь о мощности двигателей.
При стандартных атмосферных условиях мы подсчитали, что для взлета по вертолетному нужно 673л.с., но необходим запас мощности, чтобы такой взлет был возможен и при повышенных температурах. Поэтому найденную мощность надо увеличить хотя бы на 20% - 800л.с. На земле для этой мощности взлетного режима удельный расход 0,225кг/л.с.ч.
Для крейсерского полета со скоростью 820 км/ч на высоте 10-12км используется режим 0,75НОМ. На этом режиме и на этих высотах мощность составляет 480л.с. и удельный расход 0,150кг/л.с.ч.
Отсюда часовой расход топлива будет 480*0,150=72кг/ч. Двигателей два. Их мощность в расчете общая.
Километровый расход топлива на одного человека: 72/(4*4000)=0,025кг/п.км, т.е. 25гр/п.км. Тоже очень конкурентная позиция. Она соответствует уровню, достигнутому в современных пассажирских самолетах.
Откуда же такая экономичность?
Предполагается использование турбопоршневых комбинированных двигателей. В составе каждого двигателя механический генератор газа (МГГ) и турбовентилятор (ТВ), установленный сбоку на пилоне.
Расчетная тяга двух турбовентиляторов на земле при МСА - 500 кг. На высоте 10-12км и режиме 0,75НОМ -160 кг.
Это же очень мало, скажете вы. Но дело в том, что на таких высотах сила полного сопротивления полету из-за разряженного воздуха тоже снижается в несколько раз.
Например, двигатель НК-8-2У (Ту-154) на земле имеет взлетную тягу 10500кг, а на высоте 11км и режиме 0,8НОМ этот двигатель имеет тягу около 2000кг. Три двигателя - 6000кг. Этого достаточно, чтобы Ту-154 с полетным весом 80-90тонн летел со скоростью 850-900км/ч.
Понятно, что вам еще трудно с этим разобраться. Но это же не означает непродуманности и непроработанности вопроса в расчетах и построениях.
Продувки уже нужны для проверки того, что просчитано и обосновано.
Соответственно и уровень экспериментальных работ должен быть на высоте.
Anatoliy
Верной дорогой идете товарищи !!!
- Откуда
- Севастополь
Со всем этим и далее по тексту у меня все прояснилось и вопросов нет, кроме "зонтика".
Гриша друг
Я люблю строить самолеты!
После баталий, которые здесь происходили, у меня ощущение, что облик обоих проектов стал более объемным или более живым - можно, наверное, и так сказать.
Но меня опять интересует силовая установка. Она во многом определяет степень совершенства всего летательного аппарата и успех здесь, как мы знаем из истории авиации, зачастую определял успех всей машины.
А потому имеются вопросы к Владимиру Александровичу.
Но меня опять интересует силовая установка. Она во многом определяет степень совершенства всего летательного аппарата и успех здесь, как мы знаем из истории авиации, зачастую определял успех всей машины.
А потому имеются вопросы к Владимиру Александровичу.
Можно ли пояснить более подробно общую схему и общие принципы такой установки, придерживаясь академической формы изложения?
S
slavka33bis
Анатолий, а что вас в несущей системе так смутило-то?
Аналония с зонтиком (вы, похоже, до сих пор ещё так и не поняли) тут совершенно не уместна.
Кто вам сообщил о том, что несущий винт будет раскрываться (в плоть до полного раскрытия) без его одновременного раскручивания?
Я так и не могу добраться до начала этой темы чтобы её почитать, но лично я (будь я конструктором такого складного в полёте НВ) обязательно предусмотрел бы вращение этого НВ в процессе уборки/выпуска.
А обороты напрямую зависили бы от положения оси вращения НВ.
При уменьшении угла наклона оси уменьшаются обороты НВ.
Ну как-то так.
И ещё.
В конструкции подвески лопасти НВ ко втулке, ятакпонял, предусмотрена кинематика поворота этой лопасти (при складывании винта) вокруг её Осевого Шарнира вплодь до 90 градусов.
Если это так, то это многие проблемы снимает.
И ещё.
Ни кто не утверждает же, что НВ будет выпускаться на скорости 800...850 км/ч.
Владимир Александрович
Дорогу осилит идущий!
- Откуда
- Москва
Не знаю получится ли академическое изложение. Попробую.
Начать можно с того, что в скоростных малоразмерных летательных аппаратах существует проблема создания СУ с высокой степенью экономичности.
Большие дозвуковые скорости полета требуют реактивного принципа движения, а малоразмерные ТРД резко теряют в экономичности по целому ряду причин: малая степень сжатия компрессора, более высокое влияние зазоров на КПД компрессора и турбины, рост влияния вязкости потока в проточной части на величину потерь, низкий КПД компрессора, невозможность внутреннего охлаждения лопаток турбины из-за их малых размеров и соответственно значительно более низкие предельные температуры газов перед турбиной, очень высокие обороты ротора и т.п.
Все вместе приводит к тому, что малоразмерные ТРД примерно с мощности 250кВт безнадежно, с большим отрывом, теряют свои преимущества перед поршневыми двигателя традиционной конструкции.
Если по массе они еще выдерживают конкуренцию, то по экономичности, надежности и ресурсу вообще становятся непригодными для продолжительных полетов и длительной эксплуатации.
В проекте 4-х местного СВВП ставилась задача найти такую комбинацию СУ, чтобы она одновременно удовлетворяла потребность реактивно-компрессорной системы несущего винта в сжатом воздухе для вертикального взлета и служила источником энергии для маршевого полета.
Выбирать можно было из нескольких схем:
1. Поршневой двигатель с КШМ (с наддувом от ЦК)+мультипликатор+центробежный компрессор = далее > турбовентилятор или > реактивный НВ;
2. Бесшатунный поршневой двигатель (с наддувом от ЦК) + мультипликатор+центробежный компрессор = далее > турбовентилятор или > реактивный НВ;
3. Свободно-поршневой генератор газа (СПГГ) = далее > турбовентилятор или > реактивный НВ;
4. Бесшатунный механический генератор газа (МГГ) = далее > турбовентилятор или > реактивный НВ ;
Турбовентилятр во всех схемах одинаковый и представляет собой многолопастной высокооборотный вентилятор, помещенный в кольцевую проточную часть (как в ДТРД) и соединенный через вал с центростремительной турбиной. К турбине подводится выхлопной горячий газ с давлением около 0,5МПа (5кг/см[sup]2[/sup]) и температурой примерно 770[sup]0[/sup]К. Перед турбиной может устанавливаться камера сгорания для дополнительного подвода теплоты к рабочему телу (форсаж).
Первый тип получается перетяжеленным и наиболее сложным из-за наличия дополнительных высокотехнологичных агрегатов (мультипоикатор, ЦК). Выхлоп цилиндров смешивается с воздухом после ЦК. Давление потока газа в подающем канале до 0,25МПа (2,5кг/см[sup]2[/sup])
Второй тип легче, но тоже сложен из-за наличия тех же дополнительных высокотехнологичных агрегатов. Выхлоп цилиндров, также, смешивается с воздухом после ЦК. Давление потока газа в подающем канале до 0,3МПа (3кг/см[sup]2[/sup])
Третий тип дает очень хорошую экономию в массе, прост по конструкции, но сложен в управлении. Весь воздух, затем газ проходит через полости СПГГ и идет к потребителю, неся с собой остаточное тепло цикла. Давление потока газа в подающем канале до 0,6МПа (6кг/см[sup]2[/sup]) Необходимость в мультипликаторе и ЦК отпадает. Может быть выполнен с независимо работающими на общий газосборник небольшими газогенераторными модулями.
Четвертый тип тоже дает хорошую экономию массы, несколько сложнее по конструкции, прост в управлении. Весь воздух, затем газ проходит через полости МГГ и идет к потребителю, неся с собой остаточное тепло цикла. Давление потока газа в подающем канале до 0,55МПа (5,5кг/см[sup]2[/sup]) Необходимость в мультипликаторе и ЦК, также, отпадает. Технически быстрее реализуем, чем третий тип.
Пока, наверно, достаточно информации.