Про скорость потока....
Всем доброго времени сутков.
Вот какой меня мучает вопрос. У самолета, чтоб он летел, скорость движения потока воздуха, отбрасываемого винтом (ну или там двигателем реактивным) должна быть больше скорости воздуха над крылом (не в потоке двигателя) относительно самого самолета. Чем выше сопротивление самолета и его скорость, тем, соответственно, должна быть больше эта разница скоростей (пусть масса отбрасываемого в секунду воздуха постоянна). Так вот, у самолета летящего со своей крейсерской скоростью в 1000 км/ч получается движки выгоняют воздух из себя на сверхзвуке? 😮 Или рядом с ним?
Извиняйте за корявый неинженерный язык…
Всем доброго времени сутков.
Вот какой меня мучает вопрос. У самолета, чтоб он летел, скорость движения потока воздуха, отбрасываемого винтом (ну или там двигателем реактивным) должна быть больше скорости воздуха над крылом (не в потоке двигателя) относительно самого самолета. Чем выше сопротивление самолета и его скорость, тем, соответственно, должна быть больше эта разница скоростей (пусть масса отбрасываемого в секунду воздуха постоянна). Так вот, у самолета летящего со своей крейсерской скоростью в 1000 км/ч получается движки выгоняют воздух из себя на сверхзвуке? 😮 Или рядом с ним?
Извиняйте за корявый неинженерный язык…
В общем Вы правы, но винты на такой скорости не работают (слишком мал кпд из за скачков уплотнения при сверхзвуковом обтекании), а реактивные двигатели “выгоняют не воздух”, а продукты горения топлива. Даже если сопло не сверхзвуковое (сопло Лаваля), а просто сужающееся, то на срезе установится скорость звука, но не в воздухе, а в разогретом газе. Как известно из физики, скорость звука зависит от газовой постоянной и температуры a=sqrt(kRT).
Например, для МиГ-21 на высоте 11км и скорости М=2 имеем:
скорость звука в воздухе
a=sqrt(1.4*287.3*216.7)=295 м/с
скорость звука на срезе сопла (пусть температура газа на срезе равна 2000 град. Кельвина)
a=sqrt(1.25*289*2000)=850 м/с
Итого: за счет разности температур звуковая скорость в сопле почти в 3 раза выше, чем в окружающем воздухе.
a=sqrt(1.25*289*2000)=850 м/с
падскажите как такую скорость получить у меня есть емпелер написано GWS оранжевые вентилятор внутри… коллекторный мотор Speed-280 7 штук аккумуляторов кругленьките такие в магазине сказали что будет летать как реактивный… памагите, а в поиск хадил ничигоненашел…??? вмотокалк? икакой пердачик лутше ескай иливалкера?
скорость звука на срезе сопла (пусть температура газа на срезе равна 2000 град. Кельвина)
a=sqrt(1.25*289*2000)=850 м/с
Итого: за счет разности температур звуковая скорость в сопле почти в 3 раза выше, чем в окружающем воздухе.
вроде бы, речь шла не о скорости звука, а о скорости самолёта и газа…
В общем Вы правы, но винты на такой скорости не работают (слишком мал кпд из за скачков уплотнения при сверхзвуковом обтекании), а реактивные двигатели “выгоняют не воздух”, а продукты горения топлива.
Хм, огромное спасибо за развернутый ответ. Поди в авиационном отличником были? 😉
А еще, в двухконтурном движке оч. большая часть воздуха гонится через внешний “холодный контур”, получется в таких движках реативный контур используется по большей части для того чтоб крутить передний вентилятор? Получается двигатель вроде как турбовинтовой, только не винт, а штуковина с крыльчаткой большого шага спереди… так выходит?
И еще непонятка. Везде где я читал про реактивные двигатели, пишут, что в камере сгорания такого двигателя должно создаваться большое давление, для чего там и стоит на входе компрессор (центробежный раньше и центростремительный сейчас). При этом когда рисуют разрез двигателя, то в камере сгорания самое маленькое сечение, но если я правильно помню закон Бернулли, то как раз в самом узком месте трубы самое маленькое давление…непонятка выходит…или тут не совсем труба?..и зачем вообще в камере сгорания большое давление?..
Мож книжку какую посоветуете…Спасибо…
To collapse: Неужто я и впрямь такой глупый вопрос задал, шо начали глумиться? 😠
To collapse: Неужто я и впрямь такой глупый вопрос задал, шо начали глумиться? 😠
Да бог с Вами! 😃
просто цифра порадовала 850м/с - я то 20м/с от винта уже доволен
Вот и проперло меня чего-то, видимо был скачек в настроении.
К Вам это не относилось никоим боком. Вопрос, кстати, и вправду интересный…
Да бог с Вами! 😃
просто цифра порадовала 850м/с - я то 20м/с от винта уже доволен
Ааааааааааа… А то я уже начал думать, шо тупею понемногу…типа, а почему я соединил клеммы аккумулятора и из него дым пошел? 😃 )))
Спокойно, товарищи, я шучу так.
ну, а чо, 850 м/с детская скорость, баллистические ракеты вон по несколько километров в секунду делают 😁 …
А пошутили знатно, я сначала думал, о, типа опять лимита понаехала…а потом тока ник посмотрел…
Хм, огромное спасибо за развернутый ответ. Поди в авиационном отличником были? 😉
А еще, в двухконтурном движке оч. большая часть воздуха гонится через внешний “холодный контур”, получется в таких движках реативный контур используется по большей части для того чтоб крутить передний вентилятор? Получается двигатель вроде как турбовинтовой, только не винт, а штуковина с крыльчаткой большого шага спереди… так выходит?
И еще непонятка. Везде где я читал про реактивные двигатели, пишут, что в камере сгорания такого двигателя должно создаваться большое давление, для чего там и стоит на входе компрессор (центробежный раньше и центростремительный сейчас). При этом когда рисуют разрез двигателя, то в камере сгорания самое маленькое сечение, но если я правильно помню закон Бернулли, то как раз в самом узком месте трубы самое маленькое давление…непонятка выходит…или тут не совсем труба?..и зачем вообще в камере сгорания большое давление?..
Мож книжку какую посоветуете…Спасибо…
To collapse: Неужто я и впрямь такой глупый вопрос задал, шо начали глумиться? 😠
Газовая динамика - моя специальность по образованию. Заканчивал факультет двигателей летательных аппаратов в МАИ в 1984 году.
Двухконтурные двигатели бывают разные (с разной степенью двухконтурности т.е. с разным отношением расходов через внешний и внутренний контур). Задача второго контура - улучшить экономичность за счет увеличения полетного кпд (уменьшить потери от большой разности скоростей струи и скорости полета)
Тяга R= G(Vc-Vп)+Fc(Pc-Pн)
где
G - расход воздуха (керосином пренебрегаем)
Vc - скорость на срезе сопла (струи)
Vп - скорость полета
Fc - сечение сопла
Pc - давление на срезе сопла
Pн - атмосферное давление на данной высоте
Компонент давления Fc(Pc-Pн) в создании тяги для ТРД невелик (в отличии от ЖРД).
На боевых самолетах степень двухконтурности обычно меньше 2 (внешний контур очень узкий), далее эти два контура смешиваются перед форсажной камерой, т.е. здесь задача второго контура немного улучшить экономичность, создать лучшие условия для горения в форсажной камере. Большую двухконтурность на боевых самолетах не применяют, так как это увеличивает сечение миделя двигателя, а значит и самолета. Кроме того, боевой самолет предназначен для полетов с большой скоростью, значит нет необходимости сильно уменьшать скорость струи. Мотор МиГ-25 вообще одноконтурный, но это не мешает ему оставаться рекордсменом скорости.
На пассажирских и транспортных самолетех применяют ТРДД с большой степенью двухконтурности (до 20 и более). В этих двигателях внешний контур вырождается в винт в кольцевой насадке. Здесь главное экономичность, а значит лучше необходимую тягу получить за счет большого расхода G(массы) при небольшой разнице скоростей (Vc-Vп).
Самым экономичным попрежнему остается винт - ТВД. По сути это двухконтурный двигатель с очень большой степенью двухконтурности (>100). У винта один недостаток - малая скорость полета (так как к скорости полета добавляются окружные скорости элементов лопасти).
—
Про сечения Вы опять правильно заметили. Задача компрессора сжимать воздух, это необходимое условия реализации теплового цикла двигателя. Ведь тепло от сгорания топлива следует подводить только к сжатому газу, иначе тягу не получить. Степень сжатия современных компрессоров (только называются они не центростремительный, а осевой. Центростремительными бывают турбины) доходит до 20! А теперь прикиньте какое проходное сечение необходимо столь сильно сжатому воздуху? Вы, вероятно, забываете, что имеете дело со сжимаемой средой (воздухом), а закон Бернулли не подразумевает подвод механической энергии (компрессора) к газу, а является лишь формой закона сохранениня энергии.
----
Есть у меня отличная книга Олега Сергеевича Сергеля “Прикладная гидрогазодинамика”. Он был легендарной личностью в МАИ. Все, кто учился на 2-м факультете, помнят его олимпиады по гидрогазу. Достойно решив несколько задач на ней, можно было смело идти с зачеткой на экзамен. 5 ставили автоматом.
Но книга эта не для “прапорщиков”, написана очень сухо и в то же время емко. И что удивительно, на любые практические вопросы я находил в ней ответ!
я сначала думал, о, типа опять лимита понаехала…
на это и надеялся… 😊
а потом тока ник посмотрел…
вот этим все и испортили 😁
Газовая динамика - моя специальность по образованию. Заканчивал факультет двигателей летательных аппаратов в МАИ в 1984 году.
❗ не в обиду, в Вашем лице я впервые встретил человека из МАИ, который что-то понимает в самолетах…Все предыдущие на баянную тему про тот самолет на беговой дорожке говорили, что самолет не улетит… 😁
А МАИ хороший институт (ибо от родной бауманки отвалился 75 лет назад 😃 ), только вот щас из него каку делают…
Тяга R= G(Vc-Vп)+Fc(Pc-Pн)
Мда, а я вот не уверен, что буду через 20 лет после окончания универа помнить хоть какие-то формулы 😃
На пассажирских и транспортных самолетех применяют ТРДД с большой степенью двухконтурности (до 20 и более). В этих двигателях внешний контур вырождается в винт в кольцевой насадке.
Т.е. фактически импеллер?, только вместо простого движка реактивный? ведь доля тяги, создаваемой реактивным выходом газов мала…
Вы, вероятно, забываете, что имеете дело со сжимаемой средой (воздухом), а закон Бернулли не подразумевает подвод механической энергии (компрессора) к газу, а является лишь формой закона сохранениня энергии.
Вот уж правда, какое тут сохранение энергии… 😊
Есть у меня отличная книга Олега Сергеевича Сергеля “Прикладная гидрогазодинамика”.
Надо у маёвцев поспрашивать…
Ну и на последок, один (пока) вопрос остался. 😊
На некоторых модификациях су-27 таких как су-30, су-34 стоят предкрылки. Какова их роль? они просто работают вместе со стабильником (но, понятно в другую сторону) для увеличения маневренности или все хитрее? Только вот предкрылки, в отличие от стабильника не “помогают” элеронам, а всегда в одну сторону отклоняются…
Ну и на последок, один (пока) вопрос остался. 😊
На некоторых модификациях су-27 таких как су-30, су-34 стоят предкрылки. Какова их роль? они просто работают вместе со стабильником (но, понятно в другую сторону) для увеличения маневренности или все хитрее? Только вот предкрылки, в отличие от стабильника не “помогают” элеронам, а всегда в одну сторону отклоняются…
Предкрылки и отклоняемые носки крыла не используются для управления самолетом. Они отклоняются либо по команде пилота, либо автоматически от датчика углов атаки. Их задача оттянуть переднекромочный срыв на большие углы атаки.
Срыв потока возможен только в диффузорном течении, т. е. когда поток тормозится, за счет растущего противодавления (например в расширяющемся канале). При срыве кинетическая энергия потока уже не в силах преодолеть нарастающее по каналу (контуру) давление. Для того, чтобы подпитать поток (например на верхней пов-ти крыла) дополнительной порцией кинетической энергии - выпускают предкрылки. Между ними и крылом образуется точно спрофилированная щель, по которой воздух перетекает из области повышенного давления под крылом наверх. Так срыв удается отодвинуть ближе к задней кромке, а значит увеличить угол атаки, т.е. увеличить подъемную силу.
Вот несколько страниц из учебника - Гребеньков О. А. “Конструкция самолетов”
Рискну предположить, что вопрос был относительно ПГО, а не о предкрылках…
Рискну предположить, что вопрос был относительно ПГО, а не о предкрылках…
да вроде парень взрослый уже что бы ПГО и предкрылки отличать 😁
да вроде парень взрослый уже что бы ПГО и предкрылки отличать 😁
Я тоже склоняюсь к мнению, что имелись ввиду не предкрылки, т.к. они не только на Су-27ИБ, Су-30 и Су-34 существуют в больших количествах…
Я тоже склоняюсь к мнению, что имелись ввиду не предкрылки, т.к. они не только на Су-30 и Су-34 существуют в больших количествах…
ну если уже в “родной бауманке” предкрылок от пго отличить не могут… тада молчу 😃
ну если уже в “родной бауманке” предкрылок от пго отличить не могут… тада молчу 😃
Вообще-то спрашивающий не говорил что он в бауманке учится…
А МАИ хороший институт (ибо от родной бауманки отвалился 75 лет назад 😃 ), только вот щас из него каку делают…
значь я чёт не так понял 😁 😁 😁
да вроде парень взрослый уже что бы ПГО и предкрылки отличать 😁
Дык вся засада в том, что учусь то я в бауманке да только на факультете радиоэлектроники. Неужели вы думаете, что если б я учился на авиационной специальности, я б вообще задал ентот вопрос? 😃
Пардон за ошибку в терминах. Ну не научили меня в кружке г.Орехово-Зуево правильному лексикону развитой механизации, ибо не встретил там нужных книг. Каюсь.
Зато теперь я в полном веденьи, зачем нужен отклоняемый носок, про него б я тоже спросил… 😎 А имел ввиду я названное вами всеми ПГО. 😉 Тока ногами не бейте…
А Конкорду ОГРОМНОЕ спасибо!
Кстати, а есть ли разница в терминах ПГО и ЦПГО?
Если нет, то какой лучше использовать?
Дык вся засада в том, что учусь то я в бауманке да только на факультете радиоэлектроники. Неужели вы думаете, что если б я учился на авиационной специальности, я б вообще задал ентот вопрос? 😃
ну тада пардон! 😁
переднее горизонтальное оперение работает по разному в зависимости от режимов полёта.
на взлёте-посадке помогает сократить разбег/пробег, в полёте по простому сказать повышает манёвренность, создаёт “нестабильность”. это если совсем коротко.
на взлёте-посадке помогает сократить разбег/пробег, в полёте по простому сказать повышает манёвренность, создаёт “нестабильность”. это если совсем коротко.
Ааа. Просто сбивает с толку тот факт, что это самое ПГО иногда у них отдельно от стабильника работает. Вот как, например, на ентом фото. Стабильник не отклонен, а ПГО на всю…
Ааа. Просто сбивает с толку тот факт, что это самое ПГО иногда у них отдельно от стабильника работает. Вот как, например, на ентом фото. Стабильник не отклонен, а ПГО на всю…
Стаб там тоже отклонён, но это не так заметно!
У ПГО несколько “назначений”
- оно создаёт дополнительную подъёмную силу
- работает как компенсатор пикирующего момента
- управляет потоком над крылом, это самое муторное в просчётах, там такое твориться… нибожемой…
завязанно всё это дело через ЦБВМ, там очень сложный алгоритм работы, сначала всё продувалось, а потом проверялось и корректировалось при облётах…
на авиамоделях типа Су-33/34/35 и бесхвосток типа Рафаля и Тайфуна я бы углы работы ПГО больше чем +/-15° делать не стал бы
сорри, сначала написал потом подумал 😁
пго не обладает демпфирующим свойством, оно же впереди ЦМ находится 😁
теперь подредактировал!
У ПГО несколько “назначений”
- работает как демпфер
Имеется ввиду, что он может быть флюгируемым по потоку и тогда он “противится” изменению установившего угла полета? 😊
Имеется ввиду, что он может быть флюгируемым по потоку и тогда он “противится” изменению установившего угла полета? 😊
я уже поправил свой пост, см. выше!
во флюгере он никак не будет компенсировать, он просто будет стоять по потоку.
ПГО компенсирует пикирующий момент если оно работает.
Крыло создаёт подъёмную силу, но так же и пикирующий момент. Что бы это момент компенсировать, нужно либо ГО (стабилизатор) на котором возникает отрицательная подъёмная сила и он давит в низ, компенсируя и демпфируя момент, либо ПГО, которе задирает нос самолёта.
НО- ГО съедает часть подъёмной силы крыла, поэтому крыло делают немного больше, от сюда вес, сопротивления и т.д и т.п.
ПГО подъёмной силы не съедает, а наоборот добавляет, но так как ПГО находится перед Центром Масс, то не может демпфировать раскачку, поэтому схемы “только с ПГО” не стабильны!
Это с одной стороны манна небесная для боевого истребителя- манёвренность, с другой стороны наказание для конструкторов, так как без компьютера такой самолёт летает очень не стабильно.
Только не путать самолёты с ПГО и самолёты схемы “утка”! 😁
Это с одной стороны манна небесная для боевого истребителя- манёвренность, с другой стороны наказание для конструкторов, так как без компьютера такой самолёт летает очень не стабильно.
Только не путать самолёты с ПГО и самолёты схемы “утка”! 😁
Ясно. Все просто, но чуть сложнее, чем я думал 😃 Спасибо.