Снова о тяге

[Wlad]

Разговоры о том, что тяга Сушки занижена подвинули меня провести некоторые расчеты по определению фактической тяги двигателей. Предлагаю ниже последовательность рассуждений.

Для расчета необходимо иметь данные по сопротивлению самолета.

Существует такое понятие, как качество самолета. Это отношение подъемной силы к сопротивлению К=У/Qс, где У- подъемная сила, Qc- сопротивление самолета. В установившемся горизонтальном полете (выполняется условие постоянства скорости и высоты) У= Gc, т.е. вес самолета Gc уравновешивается подъемной силой, а сопротивление самолета уравновешивается тягой.

Сопротивление самолета зависит от угла атаки (при увеличении угла атаки от наивыгоднейшего сопротивление увеличивается) и скорости полета (сопротивление растет пропорционально квадрату скорости). Найти эту величину проще всего при установившемся безмоторном планировании (опять же условие постоянства скорости и угла снижения). Для планирования существует такая формула: Vy = V/K, где Vy – вертикальная скорость планирования, а V – скорость планирования. Отсюда выводим К = V/Vy.

Для расчетов я планировал с высоты 1000м с полетной массой20т на скоростях 300, 400, 500км/ч. Получились такие цифры:

- 300км/ч – вертикальная 9м/с, угол атаки 9 градусов. Делим 83м/с (300км/ч) на 9, получаем качество 9,26.

- 400км/ч – вертикальная тоже 9м/с, но угол атаки 6 градусов. Качество уже 12.

- 500км/ч – вертикальная 14м/с, угол атаки 3 градуса. К=138/14= 9,9.

Причем характеристики оставались одинаковыми как с двигателями, работающими на малом газу, так и с выключенными движками.

Лучшее качество получилось на скорости 400км/ч. Вероятно эта скорость и угол атаки в 6гр. наиболее близки к наивыгоднейшим. Наименьшее сопротивление должно быть на этой скорости. Для этого подставим результаты в формулу K = У/Q, заменив в ней подъемную силу на вес самолета. Получим К = G/Q, отсюда Q = G/K. Получаем:

-300км/ч- Q = G/K = 20/9.26 =2.15тонны.

-400км/ч- 20/12 = 1,66т.

-500км/ч- 20/9,9 = 2,02т.

Увеличение сопротивления самолета при уменьшении скорости от наивыгоднейшей происходит за счет увеличения угла атаки, а при увеличении, пропорционально квадрату скорости.

Для определения полной тяги двигателя необходимо провести замеры в наборе высоты.

Установившийся подъем, как и снижение, характеризуется постоянством скорости и угла подъема. В наборе высоты на долю силовой установке приходится не только преодоление сопротивления, но и часть веса самолета, причем тем большую, чем круче траектория набора (от 0% в горизонтальном полете до 100% при вертикальном движении).

Для режима подъема существует такая формула: P = G2 + Q, где G2 = G sin θ (синус угла подъема).

Для определения максимального угла подъема на форсаже я стартовал на скорости 400км/ч со 100м до 1000м.

Получилась такая ситуация: максимальный угол тангажа по авиагоризонту, при котором скорость оставалась 400км/ч составил 50°, причем после высоты 1200-1300 скорость начинала плавно падать, что ввиду последних “открытий” падения тяги с высотой вполне объяснимо. Приняв угол тангажа за угол подъема (в реальности он несколько меньше, так нужно отнять угол атаки и добавить угол установки крыла, который я не знаю, обычно 3-4градуса), находим G2. G2 = G sin θ = 20 sin50 = 20*0.766 = 15.32т. Далее находим полную тягу. P = G2 + Q =15,32 + 1,66 = 16,98. Итак, суммарная тяга на форсаже составила без малого 17тонн! Комментарии оставляю желающим.

[Андрей_Андреевич]

Здравствуйте.

У меня к вам вопрос,(без доли критики) а вы были ознакомлены с книгой «Турбореактивный Двухконтурный Двигатель с Форсажной Камерой Сгорания Ал-31Ф » 1987г ВВИА

[Wlad]

К сожалению нет, но уже начал закачку, думаю, через несколько часов смогу ознакомиться!

[Wlad]

Скачал Учебное пособие по ТРДД АЛ-31Ф, более подробно вникну позже, а пока нашел график зависимости полной форсажной тяги от высоты и числа М на этой высоте. Получается такая ситуация:

Н=0м М=0,34 (около 400км/ч) Рф=113кН (11500кг)

Н=2км М=0,34 (фактически немного больше), Рф=95кН (9700кг)

На высоте 1км тяга получится около 104кН или 10600кг. Умножим на два двигателя и получим 21200кг.

Данные с графика снимал приближенно, но ,думаю, что ошибка не более 5%.

Если где-то ошибся, поправьте.

[Yo-Yo]

Скачал Учебное пособие по ТРДД АЛ-31Ф, более подробно вникну позже, а пока нашел график зависимости полной форсажной тяги от высоты и числа М на этой высоте. Получается такая ситуация:

Н=0м М=0,34 (около 400км/ч) Рф=113кН (11500кг)

Н=2км М=0,34 (фактически немного больше), Рф=95кН (9700кг)

На высоте 1км тяга получится около 104кН или 10600кг. Умножим на два двигателя и получим 21200кг.

Данные с графика снимал приближенно, но ,думаю, что ошибка не более 5%.

Если где-то ошибся, поправьте.

 

Решпект... тяга там примерно 17.5 кН, так что попали в точку... в книжке тяги без учета потерь в воздухозаборнике, так что на самолете она несколько ниже.

[Ди]

Тоже как то озадачивался подобной проблемой после оценки тяги силовой установки модели Су-27 в Ло.

 

Оценивал тягу весьма простым способом: F=ma, где m - полная масса ЛА из редактора; а - продольное ускорение.

 

А продольное ускорение определял по изменению скорости во времени при разгоне по ВПП на ПФ. Ну и получил тоже где-то 17-18 тонн суммарной тяги.

 

Йо-Йо, так куда девается тяга АЛ-31Ф в ЛО?

[Yo-Yo]

Тоже как то озадачивался подобной проблемой после оценки тяги силовой установки модели Су-27 в Ло.

 

Оценивал тягу весьма простым способом: F=ma, где m - полная масса ЛА из редактора; а - продольное ускорение.

 

А продольное ускорение определял по изменению скорости во времени при разгоне по ВПП на ПФ. Ну и получил тоже где-то 17-18 тонн суммарной тяги.

 

Йо-Йо, так куда девается тяга АЛ-31Ф в ЛО?

 

Откуда берется, туда и девается... :) А почитать пост выше - не судьба?

[Wlad]

Спрашивается, на ... такие воздухозаборники, если они вместо повышения газодинамической устойчивости и соответственно других характеристик съедают почти четыре тонны тяги! Поставили бы сзади две чурки, как на А-10..... :(

[Андрей_Андреевич]

Спрашивается, на ... такие воздухозаборники, если они вместо повышения газодинамической устойчивости и соответственно других характеристик съедают почти четыре тонны тяги! Поставили бы сзади две чурки, как на А-10..... :(

 

Кхе, Кхе.

А вы с таким приспособлением как регулируемый воздухозаборник не знакомы, и таким явлением как «помпаж» и «зуд» не ознакомлены ;) он же сверхзвуковой ЛА и притом более <1.5M а при скоростях нужен только регулируемый воздухозаборник. И тот который стоит на Су-27 является одним из оптимальных.

 

А у А-10 извиняюсь скорости, какие. :) он же дозвуковой ЛА.

[Wlad]

Андрей_Андреевич, я тут пошарился немного, и вот что вычитал:

По поводу потерь в воздухозаборниках:

В практической аэродинамике МиГ-29 приведена таблица (цитирую) “Высотно – скоростные характеристики РД-33 на режимах максимал и полный форсаж для стандартных условий с учетом принятых стандартных потерь в воздухозаборнике при неполном расширении газа в сопле”.

Данные такие:

Н = 0км – Рф = 8000кгс при М=0, 7700 при М=0,3, 7900 при М=0,5 и 8600 при М=0,6

Н = 1км – Рф = 6900 при М=0,2, 7100 при М= 0,35, 7250 при М=0,4 и 7900 при М=0,6

Это при стендовой тяге в 8300кгс! Неплохо, а?

Провел аналогичные замеры на МиГе и получил такие данные:

Качество самолета на скорости 430км/ч (М=0,36), малый газ, составило 9,9 – 10,5 (по аэродинамике Кмак = 11 на М = 0,35) Масса самолета 14700кг, сопротивление 1400-1500кг.

Максимальный тангаж при наборе на форсаже был немногим больше 60º, взяв угол набора равный 60º, получил G2 =12700кг и суммарную тягу 14200кг, что составляет 7100 на движок. Смотрим в таблицу – высота 1км, М = 0,35 – Рф = 7100! Совпало.

И составляет 85% от стендовой тяги. А на Сушке 68%! Неужели там такие плохие воздухозаборники? Верится с трудом.

[military_upir]

Кстати, у Су-27, до М=1.2 воздухозаборник не регулируется, МиГ, в этом плане более прогресивен, со своими тремя программами. Почему так было сделано ? Видимо были причины.

[Ди]

Про воздухозаборники я понял, только не поверилось, неужели так и в реальности...

 

Прожорливые воздухозаборники на Су-27 однако :roll:

 

А в детстве читал: Су-27 может набирать скорость в практически вертикальном кабрировании...

[Андрей_Андреевич]

Андрей_Андреевич, я тут пошарился немного, и вот что вычитал:

По поводу потерь в воздухозаборниках:

В практической аэродинамике МиГ-29 приведена таблица (цитирую) “Высотно – скоростные характеристики РД-33 на режимах максимал и полный форсаж для стандартных условий с учетом принятых стандартных потерь в воздухозаборнике при неполном расширении газа в сопле”.

Данные такие:

Н = 0км – Рф = 8000кгс при М=0, 7700 при М=0,3, 7900 при М=0,5 и 8600 при М=0,6

Н = 1км – Рф = 6900 при М=0,2, 7100 при М= 0,35, 7250 при М=0,4 и 7900 при М=0,6

Это при стендовой тяге в 8300кгс! Неплохо, а?

Провел аналогичные замеры на МиГе и получил такие данные:

Качество самолета на скорости 430км/ч (М=0,36), малый газ, составило 9,9 – 10,5 (по аэродинамике Кмак = 11 на М = 0,35) Масса самолета 14700кг, сопротивление 1400-1500кг.

Максимальный тангаж при наборе на форсаже был немногим больше 60º, взяв угол набора равный 60º, получил G2 =12700кг и суммарную тягу 14200кг, что составляет 7100 на движок. Смотрим в таблицу – высота 1км, М = 0,35 – Рф = 7100! Совпало.

И составляет 85% от стендовой тяги. А на Сушке 68%! Неужели там такие плохие воздухозаборники? Верится с трудом.

 

Поправлюсь, я сказал, что один из лучших но не что лучший, я МиГ 29 за многие вещи больше уважаю, и заборники у него да, лучше, ИМХО такой угол ковша заборника у Су-27 как мне кажется вызван тем чтоб сократить лобовое сопротивление он него. А как всегда или то или это. Этот только моё скромное предположение и не больше.

 

А вот МиГ-29 не люблю за одно, за малый запас топлива.

[Андрей_Андреевич]

.....А в детстве читал: Су-27 может набирать скорость в практически вертикальном кабрировании...

 

Если слить всё топливо(ОСТАТОК=~~10%), снять всё БРЭО, то тогда, почти ДА.

Это в большей степени к МиГу отнести можно это у него соотношение движки_кгс/масса в лучшую сторону чем у Су.

[Wlad]

"И в борьбе с зеленым змеем побеждает змей!"

[Андрей_Андреевич]

"И в борьбе с зеленым змеем побеждает змей!"

Это в чей адресс. :roll: :)

[military_upir]

ИМХО такой угол ковша заборника у Су-27 как мне кажется вызван тем чтоб сократить лобовое сопротивление он него

Чтобы не было затенения потока в воздухозаборнике при полете на больших углах атаки.

[Wlad]

"И в борьбе с зеленым змеем побеждает змей!"

Это в чей адресс. :roll: :)

Конечно воздухозаборника!!!

Сорри, что с задержкой, не следил за темой.