От astro-02
К All
Дата 17.01.2008 01:44:10
Рубрики ВВС;

F-16 получит сверхзвуковую крейсерскую скорость

Вроде бы вариант F-16IN для Индии позволит развивать сверхзвуковую скорость без форсажа.
http://rnd.cnews.ru/army/news/top/index_science.shtml?2008/01/17/283562
От А.Погорилый
К astro-02 (17.01.2008 01:44:10)
Дата 17.01.2008 17:17:47

А при чем здесь форсажный режим?

>Вроде бы вариант F-16IN для Индии позволит развивать сверхзвуковую скорость без форсажа.
> http://rnd.cnews.ru/army/news/top/index_science.shtml?2008/01/17/283562

Форсажный режим в реактивных двигателях (впрыск горючего в форсажную камеру, расположенную за турбиной) - обычный, длительный режим работы. Собственно, это способ обойти ограниченную теплостойкость лопаток турбины.

В отличие от форсажа поршневых двигателей, достигаемого впрыском метанола (на малых высотах) или закиси азота (на больших высотах), неизбежно кратковременного в связи с малым запасом "форсажной жидкости". Или взлетного режима у них же, когда тепловыделение превосходит возможности системы охлаждения, а нагрузки резко снижают долговечность в таком режиме. Почему он также кратковременный.

Не понимаю, почему существенно, чтобы сверхзвук достигался без форсажного режима.
От Дм. Журко
К А.Погорилый (17.01.2008 17:17:47)
Дата 17.01.2008 17:39:18

При дожигании за турбиной даже удельный расход топлива растёт в 3 раза.

Здравствуйте, уважаемый А.Погорилый.

А расход в 5-6 раз. Удельный расход F110-GE-132 F-16C block 50 без дожигания, якобы, 0.7 кг топлива на 1 кгс тяги за час (кг/(кгс*ч)), удельный расход J79-GE-119 F-16/79 с дожиганием -- 1.97 кг/(кгс*ч) при равной тяге.

Такой вот итог примерно 35 лет развития двигателей.

Дмитрий Журко
От А.Погорилый
К Дм. Журко (17.01.2008 17:39:18)
Дата 17.01.2008 17:54:01

Спасибо, понял.

>При дожигании за турбиной даже удельный расход топлива растёт в 3 раза.
>А расход в 5-6 раз. Удельный расход F110-GE-132 F-16C block 50 без дожигания, якобы, 0.7 кг топлива на 1 кгс тяги за час (кг/(кгс*ч)), удельный расход J79-GE-119 F-16/79 с дожиганием -- 1.97 кг/(кгс*ч) при равной тяге.

И ситуация при уменьшении высоты должна худшаться. Степень сжатия (точнее, перепад давлений на входе и выходе) форсажной камеры невелика, а со снижением она падает, т.к. внешнее давление растет. Что снижает КПД любого теплового двигателя. Причем если она изначально невелика - КПД снижается очень сильно.

>Такой вот итог примерно 35 лет развития двигателей.

Скорее, результат оптимизации под определенные режимы работы.
Режимы ведь меняются с высотой и скоростью в очень широком диапазоне. Понятно, что улучшение одного параметра (или параметров в одном режиме) всегда влечет ухудшение другого, т.е. при проектировании надо искать компромисс.
И, видимо, оптимизировали под длительный полет на крейсерском режиме (обеспечение нужной дальности и времени полета) плюс кратковременные действия в боевых условиях, когда допустим значительный рост расхода горючего.
Некоторая аналогия прослеживается с режимами экономическим и полного хода у кораблей.
От Дм. Журко
К А.Погорилый (17.01.2008 17:54:01)
Дата 17.01.2008 18:19:14

Re: Спасибо, понял.

Здравствуйте, уважаемый А.Погорилый.

>И ситуация при уменьшении высоты должна худшаться. Степень сжатия (точнее, перепад давлений на входе и выходе) форсажной камеры невелика, а со снижением она падает, т.к. внешнее давление растет. Что снижает КПД любого теплового двигателя. Причем если она изначально невелика - КПД снижается очень сильно.

Но не ухудшается. Тяга турбореактивных двигателей на уровне море выше, чем на высоте. Примите, это факт. Гипотезы потом. Буду рад продолжить обсуждение известных фактов.

>>Такой вот итог примерно 35 лет развития двигателей.
>Скорее, результат оптимизации под определенные режимы работы.

Ничего подобного. «Режимы работы» прежние.

>Режимы ведь меняются с высотой и скоростью в очень широком диапазоне. Понятно, что улучшение одного параметра (или параметров в одном режиме) всегда влечет ухудшение другого, т.е. при проектировании надо искать компромисс.

Это «очень широкое» рассуждение.

>И, видимо, оптимизировали под длительный полет на крейсерском режиме (обеспечение нужной дальности и времени полета) плюс кратковременные действия в боевых условиях, когда допустим значительный рост расхода горючего.

Что «оптимизировано»? J79? Конечно оптимизирован, B-58 как-то надо было в начале 60-ых летать на сверхзвуке поперёк штатов. Но и через Атлантику на довольно лёгком F-104 летали на этом же двигателе.

J79-GE и F110-GE -- двигатели совершенно одного назначения, близкой массы и размеров, но разных поколений.

>Некоторая аналогия прослеживается с режимами экономическим и полного хода у кораблей.

Аналогии неуместны, до того как Вы познакомитесь с общедоступными и ясными фактами.

Дмитрий Журко
От А.Погорилый
К Дм. Журко (17.01.2008 18:19:14)
Дата 17.01.2008 20:19:07

Re: Спасибо, понял.

Я бы просил принять как данность, что Вы знаете вопрос гораздо лучше чем я. А я прошу обьяснить те или иные моменты, высказывая свои предположения именно как предположения.

>Но не ухудшается. Тяга турбореактивных двигателей на уровне море выше, чем на высоте. Примите, это факт. Гипотезы потом. Буду рад продолжить обсуждение известных фактов.

Тяга ТРД на уровне моря больше при той же скорости? Или значительно меньшей (где-то около взлетной и ниже, т.е. на взлетном режиме)?
Как меняется с высотой расход топлива на километр пути (при оптимальной для данной высоты скорости, по расходу топлива на километр)?
Правильно ли я понимаю, что внешняя характеристика ТРД падающая (тяга монотонно падает с ростом скорости)?

>>>Такой вот итог примерно 35 лет развития двигателей.
>>Скорее, результат оптимизации под определенные режимы работы.
>Ничего подобного. «Режимы работы» прежние.

Не очень понимаю.
Для двигателей авиалайнера есть два основных режима - взлетный (кратковременный, с максимальной тягой при малой скорости, на высоте близкой к урповню моря) и крейсерский (с минимальным расходом топлива при длительной работе, оптимальной высоте полета и крейсерской скорости).
В боевом самолете (особенно истребителе) по идее должен добавляться третий - боевой, обеспечивающий в бою максимальную скороподьемность, скорость, разгонную динамику. Причем как крейсерский полет, так и боевой режим для боевого самолета должны быть для широкого диапазона высот, определяемых тактической ситуацией, от земли до потолка.
Так, нет?

И еще. Я посмотрел ТТХ разных моделей F-16 (не всех, очень уж их много).
Максимальная скорость у земли где-то 1,1-1,2 М. Максимальная тяга двигателя без форсажа - более половины нормального взлетного веса.
Означает ли это, что при полете на максимальной скорости у земли аэродинамическое качество самолета менее 2?
От Koshak
К А.Погорилый (17.01.2008 20:19:07)
Дата 18.01.2008 10:10:28

Re: Спасибо, понял.

>Максимальная скорость у земли где-то 1,1-1,2 М. Максимальная тяга двигателя без форсажа - более половины нормального взлетного веса.
>Означает ли это, что при полете на максимальной скорости у земли аэродинамическое качество самолета менее 2?

Нет конечно не озночает, т.к. если бы его качество было =2, то скороподьемность была бы нулевая
От А.Погорилый
К Koshak (18.01.2008 10:10:28)
Дата 18.01.2008 15:18:53

Re: Спасибо, понял.

>>Максимальная скорость у земли где-то 1,1-1,2 М. Максимальная тяга двигателя без форсажа - более половины нормального взлетного веса.
>>Означает ли это, что при полете на максимальной скорости у земли аэродинамическое качество самолета менее 2?
>
>Нет конечно не озночает, т.к. если бы его качество было =2, то скороподьемность была бы нулевая

Максимальная скорость на данной высоте всегда достигается при нулевой скороподьемности. Так же как и статический потолок - самолет поднимается до тех пор, пока скороподьемность не станет практически нулевой.
Кстати, максимальная скороподьемность у истребителей получается (если на небольших высотах) при скорости менее половины максимальной на этой высоте. Например, в инструкции летчику Як-3 сказано, что наивыгоднейшая скорость при наборе высоты (для максимальной скороподьемности) на высотах от 0 до 4000 метров - 270 км/час по прибору, что на этих высотах близко к фактической скорости.
От NV
К Koshak (18.01.2008 10:10:28)
Дата 18.01.2008 11:30:32

Именно это оно и означает

>>Максимальная скорость у земли где-то 1,1-1,2 М. Максимальная тяга двигателя без форсажа - более половины нормального взлетного веса.
>>Означает ли это, что при полете на максимальной скорости у земли аэродинамическое качество самолета менее 2?
>
>Нет конечно не озночает, т.к. если бы его качество было =2, то скороподьемность была бы нулевая

а скороподъемность в горизонтальном полете и есть нулевая. А качество - ну и что ? Просто не надо путать аэродинамическое качество (текущее) и максимальное аэродинамическое качество. Скажем, при нулевой подъемной силе (нулевой угол атаки) и качество нулевое. А нулевая подъемная сила у самолета совершающего маневр - бывает сплошь и рядом.
От Koshak
К NV (18.01.2008 11:30:32)
Дата 18.01.2008 11:40:38

Опс...

>Просто не надо путать аэродинамическое качество (текущее) и максимальное аэродинамическое качество.

Совершенно верное замечание, согласен, спасибо
От Alex Medvedev
К А.Погорилый (17.01.2008 17:17:47)
Дата 17.01.2008 17:33:29

Re: А при...

>Не понимаю, почему существенно, чтобы сверхзвук достигался без форсажного режима.

Расход топлива большой на форсажном режиме.
От Ktulu
К astro-02 (17.01.2008 01:44:10)
Дата 17.01.2008 12:12:36

Это с подвеской (ПТБ и проч.) или без? (-)
От Banzay
К astro-02 (17.01.2008 01:44:10)
Дата 17.01.2008 09:50:08

развалица же нахрен...

Приветсвую!
>Вроде бы вариант F-16IN для Индии позволит развивать сверхзвуковую скорость без форсажа.
****************************
И как с аэродинамическим нагревом будет?


Типичный солдат Красной Армии, как и форумчанин,вел тоскливую, трудную жизнь
От NV
К Banzay (17.01.2008 09:50:08)
Дата 17.01.2008 11:05:32

Почему развалится

>Приветсвую!
>>Вроде бы вариант F-16IN для Индии позволит развивать сверхзвуковую скорость без форсажа.
>****************************
>И как с аэродинамическим нагревом будет?

ничего с ним не будет. Имеется в виду крейсерский полет на сверхзвуке - без форсажа ну может М=1.1 или 1.2 будет. На нагрев у F-16 начхать можно, даже на максимале. Его максимальная скорость на уровне МиГ-21.

А без форсажа на сверхзвуке еще в 50-е кое-кто летать мог. Например Су-7. Который не Су-7Б.

Виталий
От Koshak
К NV (17.01.2008 11:05:32)
Дата 17.01.2008 11:25:30

Re: Почему развалится

>>И как с аэродинамическим нагревом будет?
>
>ничего с ним не будет. Имеется в виду крейсерский полет на сверхзвуке - без форсажа ну может М=1.1 или 1.2 будет

Фиг с ним, со сверхзвуком, тут интереснее ценники и БРЭО:
http://rnd.cnews.ru/army/news/top/index_science.shtml?2008/01/17/283562

"Новая сделка, возможно, предваряет значительно более важный и для США, и для Индии контракт на поставку американских истребителей F-16 взамен морально и физически устаревших МиГ-21. Компания Lockheed Martin планирует представить для участия в индийском тендере на закупку 126 самолетов.новый вариант истребителя F-16IN. "Цена вопроса" составит около $10 млрд.

F-16IN подвергся существенным улучшениям. Впервые в экспортном варианте самолета будет применен радар с активной ФАР, обеспечивающей быстрое двумерное электронное сканирование лучом AESA. Самолет сможет быстро набирать сверхзвуковую скорость и совершать крейсерский полет без использования форсажного режима - такая "суперкрейсерская" возможность предусмотрена только для будущих истребителей 5-го поколения F-22 и F-35. В комплекте к новому самолету предполагается поставить средства ИК-разведки и радиоэлектронного противодействия"
От А.Никольский
К Koshak (17.01.2008 11:25:30)
Дата 17.01.2008 14:06:45

он до апреля станет серийным образцом?

вообще, хотя бы прототип этого "блок 70" имеется?
По условиям тендера вроде как до апреля он должен быть уже серийно производимым с соотв.сертификатом
С уважением, А.Никольский
От Дм. Журко
К А.Никольский (17.01.2008 14:06:45)
Дата 17.01.2008 18:56:38

Откуда именно "блок 70" не припомните? Официально так называется? (-)
От А.Никольский
К Дм. Журко (17.01.2008 18:56:38)
Дата 17.01.2008 19:51:40

слышал от побывавших наа авиасалоне в Бангалоре (-)
От Андрей Платонов
К А.Никольский (17.01.2008 14:06:45)
Дата 17.01.2008 16:32:52

Re: он до...

>вообще, хотя бы прототип этого "блок 70" имеется?
>По условиям тендера вроде как до апреля он должен быть уже серийно производимым с соотв.сертификатом

Первый раз слышу о сертификации военных самолетов. :-)

Хотя, вру - еще Михайлов рассказывал о несоответствии ВТС Ан-70 гражданским нормам по шуму... :-))))))))))
От А.Никольский
К Андрей Платонов (17.01.2008 16:32:52)
Дата 17.01.2008 17:03:19

Re: он до...

З
>
>Первый раз слышу о сертификации военных самолетов. :-)
++
имеется ввиду, что должна быть доказана подготовленность (степень - не знаю) серийного производства данной модификации. Чтоб бумажный проект не подсунули

С уважением, А.Никольский
От Дм. Журко
К А.Никольский (17.01.2008 14:06:45)
Дата 17.01.2008 15:54:02

F-16? Подозреваю, что уже. (-)
От А.Никольский
К Дм. Журко (17.01.2008 15:54:02)
Дата 17.01.2008 16:13:44

а есть какие-то сообщения об испытаниях

не говоря уж о фотках?
С уважением, А.Никольский
От Дм. Журко
К А.Никольский (17.01.2008 16:13:44)
Дата 17.01.2008 17:18:40

Re: а есть...

Здравствуйте, уважаемый А.Никольский.

Простите, выразился непонятно, а мысль проста. F-16 давно серийный, с семидесятых. Ваш вопрос мне понятен, Вы ведь именно об IN, но условия индийцев можно понять так, что любой F-16 заведомо подходит.

В любом случае, перечисленное в заметке -- это простая смесь того, что уже экспортировалось. Может быть двигатель чуть новее, чем те, что уже поставлялись, block 60+, не более.

Объясню просто, но многословно:

Сверхзвук без дожигания на F-16 это просто. Известно, что F-16/79 с двигателем J79 тягой 8.1 тс был вполне сверхзвуковым самолетом, при нормальной взлётной массе 11.5 т. Серийный F-110-GE-132 выдавал в начале века до 8.6 тс без дожигания. Тяжелее F-16/79 чуть более чем на 1 т.

Соответственно, одноместный F-16 с последним двигателем от General Electric должен быть вполне сверхзвуковым (M>1.5) самолётом. Летать так будет недалеко, так как даже сниженный удельный расход нужно всё-таки умножать на довольно большую тягу.

О возросшей массе с точки зрения скорости можно судить по простому соотношению так называемого аэродинамического качества -- АК. АК это отношение подъёмной силы (~вес самолёта), к силе сопротивления (~тяга).

АК на сверхзвуковой скорости для таких самолётов 5-10. Возьмём 5. Если масса возросла на 1 т, то тяга должна возрасти на 200 кгс и скорость останется прежней. Ничего запредельного для нынешних двигателей.

И, скорее всего, скорость около M=1.5 он сможет развить с одним сбрасываемым баком и, разумеется, парой ракет на концах крыльев.

Дмитрий Журко
От А.Погорилый
К Дм. Журко (17.01.2008 17:18:40)
Дата 17.01.2008 17:39:49

Все сложнее

>О возросшей массе с точки зрения скорости можно судить по простому соотношению так называемого аэродинамического качества -- АК. АК это отношение подъёмной силы (~вес самолёта), к силе сопротивления (~тяга).

>АК на сверхзвуковой скорости для таких самолётов 5-10. Возьмём 5. Если масса возросла на 1 т, то тяга должна возрасти на 200 кгс и скорость останется прежней. Ничего запредельного для нынешних двигателей.

При данном весе самолета при снижении высоты полета происходит следующее.
Тяга двигателя не растет, т.к. для этого пришлось бы увеличить давление в камере сгорания, а оно ограничено прочностью. Скорее она падает, т.к. растет давление за соплом (оно тормозит вытекающую струю) и менее оптимален режим компрессора и воздухозаборника. Из-за снижения степени сжатия должен падать КПД (как в любом двигателе, потому что цикл дальше от цикла Карно). То есть тяга падает, относительный расход горючего растет.
И, добавлю, режим работы форсажной камеры ухудшается, т.к. меньше перепад давления между "после турбины" и "за бортом" (а это - не просто снижение ее КПД, а резкое снижение его, т.к. давление за турбиной не так уж велико, это не давление за компрессором).

Сопротивление движению можно считать состоящим из двух частей - сопротивление крыла и сопротивление частей, не создающих подьемную силу.
Сопротивление крыла по идее должно расти, т.к. подьемная сила, равная весу самолета, становится меньшей долей от максимальной подьемной силы на данной высоте. ТО есть надо снижать угол атаки, он меньше того, при котором аэродинамическое качество крыла наивысшее. И чем меньше высота, тем меньше аэродинамическое качество, т.е. больше лобовое сопротивление крыла.
Сопротивление прочих частей с уменьшением высоты растет вследствие увеличения плотности воздуха.
Так что простые соображения не работают, нужны конкретные количественные данные.

Влияние подвесных элементов состоит из двух частей.
Первое - они увеличивают вес, нужна бОльшая подьемная сила, а значит большее сопротивление крыла.
Второе - они сами создают аэродинамическое сопротивление.
Тут тоже из общих соображений ничего не ясно, нужна конкретика.
От NV
К А.Погорилый (17.01.2008 17:39:49)
Дата 18.01.2008 11:56:30

Тяга будет расти с уменьшением высоты

по очень простой причине - повышению плотности воздуха. На давление в камере сгорания можно наплевать, оно ничего не ограничивает. Потери на противодавление конечно есть, но они не столь значительны.
От Дм. Журко
К А.Погорилый (17.01.2008 17:39:49)
Дата 17.01.2008 18:00:24

Re: Всё проще.

Здравствуйте, уважаемый А.Погорилый.

С чего вдруг высота изменилась? Вы о чём? Вам пока не надо ничего сложного применять, рановато. И, знаете ли, практика -- критерий, а не рассуждения на пальцах.

О внешних подвесках известно, что F-16 всегда рассчитывался и испытывался с двумя ракетами, они -- часть его аэродинамической конфигурации. О сверхзвуковом подфюзеляжном баке также известно довольно много, известно, что он используется на большинстве западных истребителей на сверхзвуке. О дополнительной массе я написал достаточно, чтоб Вы поняли, что добавочная тяга будет не так уж велика. Промежуток M=1.2-2 достаточно широк, чтобы Ваши домыслы не брать в расчёт совсем.

А если Вы на самом деле хотите «конкретики», то обращайтесь к Flight Manual, они доступны.

Дмитрий Журко
От Koshak
К А.Никольский (17.01.2008 14:06:45)
Дата 17.01.2008 14:12:06

Подозреваю, что вряд-ли (-)