То есть в вашей реальности такого самолёта как Ил-10 не было ? :D
>>Вы знаете на какой самолёт шли АШ-73, так что фантазии на тему постройки штурмовика с ним ничуть не менее фантазии, чем увеличение мощности АМ-42 :)
>
> АШ-73 реально выпускался и его характеристики известны, АМ > 2000л.с. гораздо более гипотетический агрегат.
АШ-73 шёл на Ту-4, как вы несомненно должны быть осведомлены, про совершенно негипотетический АМ-46Ф с номинальной мощностью 2350 л.с. я цитировал вам выше...
> Дальностью полета Ил-10 с тонной нагрузки не поделитесь? А с полутора? Что такое? не взлетел потому что в баках почти сухо? А что будет если еще добавить оборудование для полетов над морем? А говорите фантазировать не любите.
Вы опять сделали ряд утверждений характеризующих вас как профана в обсуждаемой теме...
Во первых общие замечания:
1) Я не утверждал что Ил-10 мог использовать тонну или полторы нагрузки, поскольку с моей точки зрения 600 кг вполне достаточно.
2) Цифра в полторы тонны нагрузки вообще смешная - нафига она ? Тонны достаточно что бы повесить ФАБ-1000, которая по сути нужна только против самых крупных кораблей, тяжелых крейсеров и линкоров, да и то 500 кг хватит. Это просто тупой гигантизм и ничего больше по сути, перед СССР не стояло задачи топить крейсера и линкоры где-то посреди мирового океана и врядли стоило рассчитывать на то что противник дотупит до того что бы подогнать их к нашим берегам под удар авиации.
Теперь про взлетит/не взлетит рассмотрим вопрос:
Боюсь что вы не понимаете таких простейших вещей как то что способность самолёта взлететь вес определяется не только мощностью мотора, но и удельной нагрузкой на крыло и аэродинамическим качеством самолёта во взлетной конфигурации и гигантское вляние на взлетный вес оказывает в реальных условиях в первую очередь доступная взлетная дистанция.
Для иллюстрации рассмотрим класический пример с РД-25:
Этот самолет выпуска 1936 г. несколько отличался от опытного дублера. Двигатель М-34Р к этому времени был форсирован до 950 л.с. Оборудование усовершенствовано. Полетная масса достигла 11 250кг. Длина разбега была 1590 м. После взлета самолет набирал высоту 500 м, пройдя 50 км пути, а 1200 м — через 150—170 км пути.
Как несложно заметить, самолёт с весом 11250 кг вполне взлетал на 950 л.с. всего за 1590 метров. Это на случай если у вас были сомнения в том что 2000 л.с. достаточно для взлета.
Итак, в первую очередь играет роль взлетная дистанция. Что можно сказать о типичной нагрузке в 400/600(перегруз) килограмм бомб для Ил-2/Ил-10 ? Что эту нагрузку эти самолёты успешно несли со слабоподготовленными летчиками с откровенно маленьких и поганых (а зачастую и просто размокших) аэродромов.
Что изменилось после ВМВ ? Изменилось то, что реактивная авиация потребовала больших бетонированных аэродромов, аэродромов РОСКОШНЫХ по сравнению с теми аэродромами с которых были предназначены летать Ил-2/Ил-10 с их 400/600 кг нагрузкой, роскошных как по качеству поверхности, так и по размерам аэродрома. Несложно также понять что в случай нанесения ударов по кораблям(для чего по вашему мнению столь обязательно нужна нагрузка в полторы тонны) Ил-10 пилотировали бы не летчики-сержанты, а наиболее подготовленные пилоты-штурмовики из того что имела страна.
Так что реально ограничить взлетный вес(и соответсвенно максимальную нагрузку) Ил-10 могли бы только следующие факторы:
1) Длина ВПП.
2) Прочность силовых элементов самолёта, после подвески определенной нагрузки сломался бы лонжерон крыла или например были бы вырваны со своих посадочных мест бомбожержатели.
3) Прочность шин, поскольку для взлета с больним весом необходима большая скорость - шины же ограничнены определенной
4) Прочность шасси самолёта, после подвески определенного веса они бы просто сломались под весом самолёта.
Раскроем эти тезисы:
1) Динна ВПП
сравним Ил-10 со Skyraider по удельной нагрузке на мощность на взлетной мощности:
Взлетный вес Ил-10 с 400 кг бомб (нормальная бомбовая нагрузка) - 6300 кг.
Если подвесить на него 1500 кг бомб - то его взлетны вес будет 6300 + 1500 - 400 = 7400 кг
При таком взлетном весе удельная нагрузка на мощность будет (взлетная мощность АМ-42 = 2000 л.с.) 7400 / 2000 = 3,7 кг/л.с.
Сравним со Skyraider, его взлетная мощность для R-3350-26W/-26WA/-26WB равнялась 2700 л.с. начиная с AD-2 и до самых поздних AD-7, это видно из таблицы, ссылку на которую вы давали:
соответственно что бы иметь такую же как у Ил-2 с 1500 кг бомбами удельную нагрузку на мощность его взлетный вес должен составлять 2700 л.с. * 3,7 кг/ л.с. = 9990 кг, что равно приблизительно 22 000 фунтов.
таким образом ваш вопрос относительно возможности взлета Ил-2 с 1500 кг бомбовой нагрузки равнозначен вопросу относительно возможности взлета Skyraider с взлетным весом 22 000 фунтов.
Ответ на вопрос возможности такого взлета дает приводившийся вами документ относительно AD-5:
в котором на странице 4 PDF'а в таблице PERFORMANCE SUMMARY четко указан взлетный вес для конфигурации (3) DAY ATTACK взлетный вес 22 246 фунтов с подвеской 2000-фунтовой бомбы, двух 150-галлоных ПТБ и 12 5-дюймовых РС.
Более того, на странице 5, по таблице TAKE OFF мы можем оценить взлетную дистанцию для такого взлетного веса, она составляет около 1500-1600 футов или 450-500 метров
Ну и на всякий случай отметим что в таких конфигурация удельная нагрузка на крыло будет у этих самолётов примерно равная, с легким преимуществом в пользу Ил-10.
2) Прочность конструкции
Здесь всё тоже несложно, Ил-10 имел 8-кратный запас прочности конструкции и соответсвенно для самой конструкции подвеска дополнительных 1100 килограмм врядли представляла угрозу, бомбодержатели же доработать сравнительно несложно, в случай, если существующие не выдержали бы увеличившейся нагрузки.
3) прочность шин
Здесь можно сказать во первых шины, в случай если не будут выдерживать, можно без особых проблем заменить на выдерживающие большую скорость, к этомум моменту в связи с развитием реактивной авиации, которая типично выполняет взлеты/посадки на значительно большей скорости, нежели поршневая в этом вопросе должен был пройти заметный прогресс по сравнению с периодом ВМВ, во вторых шины Ил-2/Ил-10 были рассчитаны на работу на неровных и ухабистых полевых аэродромах и несомненно некоторым запасом прочности обладали, который на ровном бетонном аэродроме позволил бы безопасно использовать большую скорость разбега.
Кроме того, можно оценить насколько увеличилась бы скорость отрыва при увеличении взлетного веса Ил-10 с 6300 кг до 7400 кг.
Дело в том что подъемная сила крыла зависит от квадрата скорости и соответсвенно при увеличении скорости на X подъемная сила растет пропорционально X^2.
Рассмотрим конкретный пример, формула подъемной силы крыла, как известно:
Где L- подъемная сила (в отечественной аэродинамике применяется обозначение Y)
Cl - коэфициент подъемной силы крыла (в отечественной аэродинамике применяется обозначении Cy)
p = удельная масса воздуха в кг/м3 (0,125 для уровня моря)
V - скорость в метрах в секунду
S - площадь крыла в квадтраных метра (30 м^2 для Ил-10)
исходя из
Посадочная скорость штурмовика была почти такой же, как и у Ил-2 -при посадочном весе 5380 кг с отклоненными на 45╟ щитками она равнялась 148 км/ч.
допустим что скорость отрыва для взлетного веса 6300 кг(400 кг бомб) для Ил-10 равнялась 180 км/ч (так проще считать, поскольку 180 км/ч = 50 м/с а точные фактические значения нас не интересуют, на интересует разница)
Тогда коэфициент подъемной силы для Ил-10 на взлете составляет:
поскольку подъемная сила L в момент отрыва равна весу самолёта G
Cl = L/ V^2 * p * S /2
Cl = 6300/ 50^2 * 0,125 * 30 / 2 = 1,344
Тогда скорость отрыва для Ил-10 взлетным весом 7400 кг (гипотетические 1500 кг бомб):
V = SQRT(L / p * S * Cl /2)
V = SQRT(7400 / 0,125 * 30 * 1,344 /2) = 54,2 м/с или 195,12 км/ч
Как видите скорсть отрыва хоть и выше на заметные 15 км/ч, вряд ли такой прирост вызовет опасность разрушения шин самолёта.
4) Прочность шасси
Шасси опять же рассчитываются с определенным запасом прочности, дабы выдерживать возникающие при жестких посадках перегрузки(ну как минимум перегрузку 2 они держат, то есть 2 статических веса самолёта), при взлете с ровной бетонной полосы перегрузок возникнуть не должно было, соответственно и проблем дополнительные 1100 килограмм вызвать не должны были.
И что бы поставить точку в этом вопросе обратим внимание на Ил-10М, в результате переделок его нормальный взлетный вырос почти на тонну, до 7100 кг, а из-за введения подвесных баков (или перегруза) его полетный вес мог быть ещё выше:
При полетном весе 6875 кг максимальная горизонтальная скорость полета опытного Ил-10М на высоте 2650 м оказалась равной 512 км/ч, у земли - 476 км/ч. Время набора высоты 1000 м составило 2,1 мин, а высоты 3000 м - 6,4 мин. Дальность полета на высоте 500 м с бомовой нагрузкой 400 кг без подвесных топливных баков достигала 800 км. Длина разбега (закрылок отклонен на 25 ) -410м, пробега (закрылок отклонен на 50 ) - 500 м. Посадочная скорость при весе на посадке 5865 кг (закрылок отклонен на 50 ) - 138 км/ч. С подвесными топливными баками емкостью по 150 л каждый максимальная скорость штурмовика (начальный полетный вес 7298 кг) уменьшалась примерно на 30 км у земли и на 33 км - на высоте 2000 м, но максимальная дальность полета на высоте возрастала до 1030 км.
Указанный ПОЛЕТНЫЙ вес Ил-10М - 7298 кг, всего лишь на 102 кг меньше чем интересующий нас полетный вес 7400 кг (1500 кг бомбовой нагузки) и я думаю теперь у вас не осталось сомнений что Ил-10 вполне мог взлетать с полутра тоннами нагрузки и нормальной заправкой горючего...
Открвенно говоря, данная ваша реплика была сногсшибательно глупой даже для ваших не слишком глубоких познаний в вопросе...
>>> Логично смотреть на двигатели развитие которых не остановилось из за переориентации КБ на ТРД.
>>И что видно ? :)
>
> Видно тысячные серии советских послевоеннх поршневых двигателей.
И каких же именно ? АШ-82ФН, М-62ИР, М-11 и ВК-107А ? :)
Это все моторы военного (а в случае М-62ИР и М-11 и довоенной) разработки.
Более того, сам АМ-42 под такое определение попадает, чем же вы вообще недовольны-то ?
АШ-73 забирал Ту-4 и, как несложно догадаться, отпилить моторов от единственного типа-носителя ЯО было задачей нетривиальной совершенно.
> Занимались АМТКРД-1 - в сентябре 48го он уже летал. Не напомните 3х тонники в 48году в полете в СССР которе плавненько так за 2 года превратились в 9ти тонники?
АМТКРД явно не ПД :)
Так что ваш пример по моему как раз подверждает то, что развитие ПД было заброшено в СССР после ВМВ...
Так что совершенно непонятно, чего вы добивались, приводя такой аргумент, ну кроме как ещё раз подтвердить мою правоту.
>>Поэтому и нет смысла обсуждать Skyraider'ы 48, 50 и прочих поздних годов - в СССР развитие ПД загнулось и адекватность такого сравнения будет 0 целых, 0 десятых...
>
> Загнулось развитие линеки АМ а не ПД вобще. Так что сравнение будет совершенно адекватным - в США были промышленные мощности для производства и ПД и ТРД паралельно, в СССР тоже но на них выпускались не микулинские двигатели, а вот в США какраз R-3350 и выпускались.
Никто как бы не сомневается что США было страной богатой, а вот примеров того что развитие (развитие, а не производство) ПД в СССР не прекратилось после ВМВ вы нам не предьявили, в то время как я уже показывал наличие в СССР АМ-46Ф, который просто не поставили в производство.
> Давате с цифрами и фактами, а то 1700л.с. которые обычно указывают для АШ-82В както многовато для АШ-82 у которого в длинноресурсной версии АШ-82Т наземный режим 1530л.с. Насчет мегавентилятора тоже будет интересно узнать сколько он потребляет, в цифорках, если они у вас еконечно есть.
Ну тут вы в очередной раз демонстрируете непонимание базовых принципов функционирования ПД...
Получить увеличение наземной мощности на существующем номинале для двигателя с приводным нагнетателем и границей высотности выше 0 метров нефиг делать - достаточно снизить передаточное число привода нагнеталя, снижая отбираемую нагнетателем мощность и как отрицательный момент - высотность двигателя.
Учитвая что АШ-82ФН имел границу высотности первой скорсти нагнетателя 1600 метров и номинальную мощность на этой высоте 1630 л.с. (на 100 л.с. больше чем у земли) для того чтобы добиться 1700 л.с. на номинале, не увеличивая давления наддува или оборотов номинала достаточно было границу высотности первой скорости нагнетателя опустить до 1000 метров где-то.
Это вам в качестве краткого экскурса в теорию ПД.
Теперь что касается конкретно АШ-82В - там было применено более простое решение, видимо не хотели терять в высотности и поэтому для увеличения ресурса просто снизили давление наддува.
Если у нас при давлении наддува 1200 мм рт. ст.(форсаж АШ-82ФН) ресурс 6 часов, а при давлении наддува 1000 мм рт.ст. (номинал АШ-82ФН) - 100 часов, то насколько надо снизить наддув что бы получить форсажный ресурс не 6% от общего, а 20-30% ?
Правильно, довольно немного и значение мощности будет как раз между 1530 л.с.(номнал земной АШ-82ФН) и 1850 л.с. (форсаж земной АШ-82ФН) где-то как раз 1700 л.с. и форсажный ресурс при этом будет не 6 часов, а 20-30 часов.
Учитывая что вертолёт с полным грузом должен выполнять висение(взлет-посадку по вертолетному) не в каждом далеко вылете, бывают вылеты порожняком или с немаксимальным для данных условий грузом - то этого будет достаточно.
Конкретно для АШ-82В это выглядело так:
берем "Ми-1, Ми-4. Альбом по эксплуатации и технике пилотирования 1962"
как легко заметить - обороты относительно форсажа АШ-82Т осталсь те же, а вот давление наддува уменьшилось значительно, с 1250 мм рт.ст. до 1125 мм рт.ст.
Проверяем - 1900/1250 * 1125 = 1710 л.с. то есть очень близко к тому что имеем в реале :)
страница 21 - Номинал
[173K]
интересно отметить что номинал тоже уменьшился по сравнению с АШ-82Т, хоть и не так сильно - с 1040 мм рт.ст до 970 мм рт.ст.
Что касается вентилятора - то тут всё просто, сотнями лошадиных сил отбирает у двигателя мощность нагнетатель, но он не просто воздух гоняет, он его сжимает, соотвественно для вентилятора просто гоняющего воздух потери в полторы сотни л.с. крайне маловероятны.
> Назвыется отсутсвие естественного обдува.
Да нет, это называется отсутствие понимания специфики применения вертолёта :)
Хорошо, что бы для вас хоть немного дошло возмем такой пример:
Вертолёту надо подцепить на внешнюю подвеску, допустим, буровую вышку максимального для него веса, донести её до скважины и поставить её на неё...
То есть надо прилететь, дать поймать монтажникам тросы свисающие, подождать вися пока они закрепят и после этого разгоняться пока "добавка" подъемной силы от горизонтальной скорость не позволит убрать режим до номинального - это 3-5 минут от начала подъема вышки (выхода на максимальную мощность)
Прилетев на скважину надо зависнуть и позволить монтажникам отцентровать вышку над скважиной и закрепить её, а затем поднявшись на неё отцепить тросы - это уже минут 10, а то и все 15 - итого 13-20 минут максимальной мощности в полете.
Смысл в таком полете от 5-минутного форсажа АШ-82Т ?
> О! Вы наконец то узнали о существовании турокомпаундов в семействе R-3350 с чем и поздравляю.
Увы, поздравлять совершенно не с чем, об этой системе читал я ещё лет 9 назад в статьях John Deakin, вот например:
кстати, очень рекомендую, отличный автор, уровень вашего понимания функционирования ПД он поднимет совершенно чудесным образом при внимательном изучении, с нынешнего околонулевого уровня-то.
У него там целая колонка, процентов на 60 посвященная ПД.
>Ну что позволяет эта система иметь большую мощность на низкооктановом бензине по сравнениею с двгателем без нее на более высокооктановом или как?
Вы уже настолько себя загнали что несёте очевидный бред и сами же ему верите, смотрим ваш тезис:
а доводка полусырого R-3350 привела к получние большей мощности при большем ресурсе на более низкооктановом бензине.
Очевидно что тот же R-3350-30W имеет большую мощность на 115/145 нежели на 100LL и ваша фраза изначально о такой доводке что мощность двигателя стала больше на 100LL чем на 115/145 бессмыслена.
> А насчет статьи в вики можете не напрягаться о турбокомпаундах я слушал на лекции лет так 25 назад.
Судя по тому что эту систему вы называете "золотой ключик" вы на этих лекциях изучали "Буратино" :)
>>, а за счет прилепливания забавной примочки - турбокомпрессора,
>приводимого от выхлопных газов, который соединялся через гидромуфту с валом двигателя и "возвращал" на него таким образом часть уходившей с выхлопными газами энергии :)
> И что-же в ней забавного? Совершенно нормальное устройство для повышения КПД.
Забавного в ней то (что вы видимо прослушали вслествии упоенного изучения "Буратино" на лекциях) что такая удельная характеристика как мощность к весу страдает неслабо :D
Если бы взглянули в источник по "Нептуну" который я вам дал, вы бы лего заметили что на номинале мощность двигателя с примочкой - 2600 л.с. всего лишь, то есть прирост относительно номинала R-3350-26WA составляет всего лишь 300 л.с. при том же 115/145 в качестве бензина, а заглянув в вашу таблицу
без труда бы обнаружили бы что вес двигателя при этом вырос с 2848 фунтов для -26WA до 3408 фунтов для -30W, то есть на 300 килограмм.
Мягко говоря сомнительное приобретение для самолётов с высокими летными данными, по килограмму на каждую лишную л.с. поэтому и нашла данная примочка применение только на тяжелых самолётах большой дальности, для которых важна экономичность...
Впрочем, если верить указанному на вики:
By this point reliability had improved with the mean time between overhauls at 3,500 hours and specific fuel consumption in the order of 0.4 lb/hp/hour (243 g/kWh).
то даже с этой примочкой экономичность R-3350 на за гранью фантастики отнюдь, 243 g/kWh - 180 грамм/л.с./час, АШ-82Т, как следует из таблицы, которую я приводил выше имеет 215 грамм/л.с./час
>Кстати компрессоры обычно чтото сжимают, что по вашему сжимает "турбокомпрессор" "примочки"?
Ничего, в данном случае я пытался максимально доходчиво для вашего уровня выразить мысль что "примочка" данная похожа на турбокомпрессор по своему устройству, только не сжимает воздух, а передает мощность на вал дивгателя :)
И как видите вполне преуспел в своей задаче, вы настолько хорошо поняли устройство "примочки" что осознали то что я использовал некорректный термин :) Спасибо за замечание :)
_mi4forsaj.JPG)
_mi4nominal.JPG)