KLN-90B
Но нас же интересует конкретика.

А что тут все хотят посчитать? Я с начала здесь не читал.

---LEngFT 14.12.2016 15:44
---я нашел там еще интересный абзац
"...Авиационные конструкции рассчитываются не по допускаемым напряжениям, как в общем машиностроении, а по разрушающим. Потому что, понятно - культура веса, минимизация массы - основное направление деятельности инженеров при проектировании самолетов."
То есть как я ранее и предположил - Прочнист использует схему расчета применяемую в общем машиностроении, а в авиации она другая.
---
Ну да.
Наземный (корабельный) механизм, предназначенный поймать и затормозить движущуюся железяку (самолет в аэрофинишёр, паровоз или автомобиль в улавливающий тупик), должен проектироваться не как "авиационная конструкция", а как "машиностроительный механизм", а не "культурный самолёт" с минимальными запасами.

Господа! Ну вы уже весь трос измочалили, может уже ниже ватерлинии переместимся.
О том как наши самолеты со дна поднимают, не?

Глубины-то там какие?

Снесите моск местному КБ вопросом: На какие нагрузки должен проектироваться аэрофинишер - на эксплуатационные с нормируемым запасом или на аварийные? :))

а ничО, что Ny безразмерный? :))

при чем тут размерность Ny? Вы возмущались отсутствием в формуле g, я доказал, что она имеет место быть.

Безразмерный значит что он, как и граница России, нигде не кончается? :))

Да ХЗ, не нырял там, да и почти сухопутный, хотя изредка похаживаю, даже кое-какие моряцкие бамажки есть.

прочтите по слогам мой пост про двояк и не флудите :))

Rstaryi, не услышать бы вдруг про внеочередные учения с отработкой
глуб. бомбами.

А че, и бабахнем, весь мир в труху, но потом. ;-)

котик
так, занудства ради:
наш школьный учитель физики за эту формулу сразу, даже не вникая в суть, влепил бы двояк, так как не соблюдена размерность,
...пропущено ускорение, а точнее g. :))

2 Зануда
----------
Речь шла не об аэрофинишере.

И в чем проблема?
Размерность левой части уравнения соответствует размерности силы, правой - массы.

Самое главное - на севере ведь нет противника для АУГ. Чукчам с эскимосами выжить и не замёрзнуть, оттого они народ спокойный и миролюбивый. А где потеплее и молодым мужчинам заняться нечем, , там и рождаются игилы с талибанами. Сегодня АУГ не для нас, а для них. Есть такой хороший американский журнал палубной авиации, называется Approach. Он, между прочим, в открытом доступе и можно почитать, чем и как они занимаются в Афганистане, Ираке и теперь в Сирии. Это вместе с большими техническими трудностями обеспечения работоспособности систем авианосца на морозе, да и самого его плавания в таких условиях, делает его базирование за полярным кругом крайне дорогостоящим и рискованным занятием. Вот почему Кузнецов на боевое дежурство ходит туда, где потеплее - в Атлантику, а чаще - в Средиземное море. У него такое базирование получилось не от хорошей жизни - в то время, когда все развалилось, кроме как на Северный флот, его девать было просто некуда. Два фактора одновременно - порты с подходящей инфраструктурой (созданной для АПЛ Акула) и наличие мощной ремонтной базы (СМП и Звездочка) - были и есть только на СФ. Ни на каком другом флоте вместе этого нет. В этом причина геройства (я это серьёзно) наших моряков и лётчиков. И здесь же косвенная причина возникающих у них неудач.

А зря...Вангую: конкретика у всех разная. Одних интересует почему затягивается проект Rotshield: отмстить там всяким неразумным...и прибить красный щит на ворота? У других: что и по какой причине рвется: путлище или стремя у коня? Мой расчет "на коленке" показывает: конь и подпруга не при делах. Закидывают тапками:)
Каждый волхвов покарать норовит, -
А нет бы - послушаться, правда?
Олег бы послушал - ещё один щит
Прибил бы к вратам Цареграда.

Ну, так то я, а то-ВЫ !:)

...как то вяло "утро красит нежным светом..." :))

booster
самомнение Ваше явно завышенное до зазнайства, а манера общения вызывает только одно желание - не общаться с таким "всезнайкой". Знания Ваши в теории и конструкции ГТД удручающе примитивны, говорить не о чем.
///////
Что есть то есть, по тому как сей специалист "определяет" зависимость тяги МГ от скорости ссылочку выше приводил, ну по поводу Ярославля, столько лет считал чего то, а так и не может в своих расчетах выйти на эффективность отношения стаб/РВ - самомнение компенсирует отсутсвие познаний.

Рукой подать. Карта нужна?:)
http://www.submarinecablemap.com/#/

Как вы себе представляете уничтожение секретного оборудования внутри затонувшего самолёта посредством глубинных бомб? Если что, пусковые установки РГБ на Кузнецове есть, но толку с них в данном случае ноль.

Вопрос с Пк ДТРД вообще звучал так:
1) в первом "горячем" контуре Пк1=27 (давление на выходе из компрессора Р=27 кг/см2), во втором "холодном" контуре Пк2=2 (давление на выходе из вентилятора Р=2кг/см2);
2) в первом контуре давление уже сработано в турбине (давление в первом контуре уже упало значительно - на сколько не известно точно, но явно в половину, если не болеее);
3) в ДТРД без смешения потоков как можно перемножать давления в контурах компрессора, если они не смешиваются?
4) в ДТРД со смешением потоков смешиваются два потока: с давлением 27 кг/см2 и с давлением 2 кг/см2, - по мнению Ленжа суммарное Пк=54 и давление должно возрасти до 54 кг/см2, как это может быть, если смешиваются потоки уже сработанного первого контура и второго очень слабенького по Пк и давлению?
5) в прикорневой зоне лопаток вентилятора создается какое-то давление, которое оказывает влияние на холодный контур - т.е. в первый контур попадает не давление за входным устройством, а насколько-то сжатый воздух в сечении перекрытия контуров.
На все эти вопросы ни один из учебников по теории ГТД не отвечает, но на одном из сайтов написали, что Пк в контурах перемножаются (давления контуров также должны перемножаться) - не получается так, даже теоретически не может так быть с учетом того, что я изложил ранее. Мой консультант со мной согласился и обещал подумать и написать главу в учебник.

Сроки поджимают, результатов экспертизы нет, техническое решение не найдено.

Всех участников ФАК - к стенке.

С ув., тов. Сталин

Выходить по одному. Перед дверью останавливаться, стволы и ножи выбрасывать! :))
https://www.youtube.com/watch? ...

booster:
3) в ДТРД без смешения потоков как можно перемножать давления в контурах компрессора, если они не смешиваются?
4) в ДТРД со смешением потоков смешиваются два потока: с давлением 27 кг/см2 и с давлением 2 кг/см2, - по мнению Ленжа суммарное Пк=54 и давление должно возрасти до 54 кг/см2, как это может быть, если смешиваются потоки уже сработанного первого контура и второго очень слабенького по Пк и давлению?

Что за бред? Вы понимаете, как устроен ТРДД (со смешением или без)?

vasilf, а я читал, что ТАВКР нигде, кроме севера и не нужен по сути. Его авиагруппа должна прикрывать развертывание РПКСН от происков БПА супостата там, куда береговая ИА не долетает/не поспевает.

И вы ошибаетесь, думая, что амеровские АВ не появлялись на севере. По натовским представлениям а/д на севере Норвегии скорее всего были бы выведены из строя и у АВ в фиордах появлялось нормально так работы. И, насколько я читал, такую штуку, как базирование АВ в фиордах натовцы вполне себе отрабатывали на соотв. учениях.

Прежде, чем пытаться оскорбить собеседника, откройте хоть самый примитивный учебник по теории авиаГТД.
В "горячем" контуре авиаГТД создается энергия, которую двигатель 60% (самые современные, а большиство ГТД 70-75%) тратит "сам на себя" - на собственный цикл работы, оставшиеся до 40% можно использовать либо/либо на: только на реакцию газовой струи (ТРД), вращение ВВ+до 10% реакция газа (ТВД), вращение вентилятора + реакция газов контуров (ДТРД), вращение НВ вертолета (ТВлД).
Со смешением или без смешения потоков ДТРД не имеет значения для общего принципа - "горячий" контур работает до 60% "на себя" - на выходе из горячего контура не может быть Пк и Р2, которое создал компрессор высокого давления на входе в КС.

А что переделывать в финишёре до соединительной муфты, кроме заделки в неё, - можно поставить переходник. Из нового: новый трос с большим сроком службы и сама муфта; нагрузки в самом полиспастно-гидравлическом аэрофинишере те же, ну и испытания (только без SYSа – он вредитель).
Так что я чист перед т.Сталиным. Несогласных, согласен с Termi Nemo, -расстрелять:))))))

контра
Просто профессору было лень рассказывать вам про законы круток рабочих лопаток и распределение удельной работы по высоте лопатки. У комля Пв ~1.

смотрите контра, вот ступень

http://uploads.ru/80zU9.gif

вот типичный график ПИ за этой ступенью (расчет у них не удался, но оранжевые точки эксперимент, измерено сразу за НА)

http://uploads.ru/rWpyU.gif

(это взято из сети из статьи "Газодинамический расчет первой ступени экспериментального двухступенчатого компрессора с использованием программного комплекса CFX", но на нее тут ссылку не пускает)

вот еще с просторов интернета типичный график ПИ по радиусу за ступенью уже вентилятора

http://www.studfiles.ru/html/2 ...

rвт - радиус втулки, rк - радиус лопатки

Что, контра, характерно? Наибольшие потери у корня и у законцовки, это раз. И типичная разница в ПИ по радиусу 0.2-0.3, это два. Ничего подобного "У комля Пв ~1" не наблюдается. Эмпирическая формула Псум = Пв + Пк это ерунда. Например 1.5+15=16.5, в то время как 1.5*15=22.5.

При определении ПИ перед КС мотора с вентилятором большого диаметра нужно, конечно, перемножать ПИ контуров. Но ПИ внешнего контура в этом произведении может быть меньше, чем приводимая в статейках Пи на среднем радиусе вентилятора как раз из-за потерь у корня.

Таблетки, контра, меняйте... у вас здравые проблески мысли завьюжены конкретной пургой.

Оставшиеся в живых пусть еще раз попытаются... Попытка, не пытка. Я правильно, рассуждаю тов. И-150?:)
Нет смысла что-либо менять. Даже по моим завышенным расчетам, при установленных параметрах и исправном аэрофинишере все должно прекрасно работать. Поделюсь с Вами еще одной ссылкой. Смотрите, чтоб не сперли:)
https://www.dynamore.de/de/suc ...
Если надумаете писать письмо автору модернизации, то начните так. В то время как космические корабли бороздят просторы вселенной, наш форумный ФАК столкнувшись с проявлением "недокументированных функций" ПО системы управления модернизированного Вами аэрофинишера, под угрозой тотального физического уничтожения, в отчаянии принял решение обратиться к Вам...:)

https://vk.com/wall-43518900_322

https://multiphysics.ru/stati/ ...

BLASIUS:
Ничего подобного "У комля Пв ~1" не наблюдается. Эмпирическая формула Псум = Пв + Пк это ерунда.

Просто вы не понимаете, что речь идет о ТРДД с одноступенчатым вентилятором и m > 4. Амеры на своем TF-39 с m = 8 были вынуждены использовать 1.5-ступенчатый вентилятор, чтобы получить Псум = Пв * Пк вместо Псум = Пв + Пк

2 И-150
Даже можете уточнить "...столкнувшись с проявлением "недокументированных функций" ПО ANSYS версии 11.0 (Central & Eastern Europe) системы управления модернизированного Вами аэрофинишера.." :)

BLASIUS
При определении ПИ перед КС мотора с вентилятором большого диаметра нужно, конечно, перемножать ПИ контуров. Но ПИ внешнего контура в этом произведении может быть меньше, чем приводимая в статейках Пи на среднем радиусе вентилятора как раз из-за потерь у корня.

Какой практический смысл имеет оперирование с цифрами Пк перед КС, если весь сжатый в компрессоре газ (воздух) в первом контуре будет использован далее в КС+Турбины и потеряет большую часть того давления, которым газ обладал на выходе из КВД?
Энергия газа на выходе из турбин "горячего" контура совсем не та, что была в КС, она сработана и то, что осталось используется далее в смешанном или не смешанном потоке вентилятора, два сопла или одно общее - для рабочего цикла ДТРД не принципиально, хотя имеет значение.

Как все запущено! Сжатый в ступенях компрессора воздух в КС приобретет значительно больший объем, что и обеспечит возможность получения тяги/мощности с мотора.

Какой практический смысл имеет оперирование с цифрами Пк перед КС, если весь сжатый в компрессоре газ (воздух) в первом контуре будет использован далее в КС+Турбины и потеряет большую часть того давления, которым газ обладал на выходе из КВД?


ээээ.... не понял вопрос...

https://ru.wikipedia.org/wiki/ ...

KLN-90B
Нет смысла что-либо менять. Даже по моим завышенным расчетам, при установленных параметрах и исправном аэрофинишере все должно прекрасно работать.


Ну, будь по Вашему. Только, если ещё один самоль потопят – всенепременейше расстрелять : )

Не доросли значит Вы до уровня экспертов ФАКа! :))

Но сначала чаю... всем непг'еменно горячего чаю..:) SYS'a оставить в живых, только напоить:) Он шарит в прогах и радиосвязи. Писать будем на Йепта:)

...над ФАКом сгущаются тучи :)

А чего СИСа жалеть! Гулять так гулять!

kovs214
Старожил форума. Ответить.
----
Вы правы. Именно так во времена СССР обстояло дело с увеличением ресурса самолётов. С двигателями было немного по-другому. Конечно, наработка двигателей самолётов – лидеров давала необходимый статистический материал. Но главным здесь была безаварийная наработка всего парка двигателей. Поэтому для разных серий одного конкретного типа двигателя ресурс одномоментно был разным. Я лично имел дело с этим, когда работал на капремонте авиадвигателей. А вот когда двигатель эксплуатируется «по состоянию», тут происходят чудеса. Хорошо помню пример, когда один из двигателей Боинга венгерской компании Малев наработал без съёма с крыла 28000 ч, приблизившись тем самым к ресурсу самого самолёта. Очевидно, этому способствовала передовая система диагностики. Известно, что на одном типе амеровского вертолёта штатная бортовая система диагностики указывала лётчику на устойчивый тренд роста содержания в масле маслосистемы двигателя не стружки, нет, - металлических частиц, ещё не улавливаемых фильтрами. Это при том, что двигатель работал, по нашим понятиям совершенно нормально, они уже снимали его с борта и отправляли в ремонт. Мы о таком не мечтали даже во сне. На самолёте Ту-160 стояла система регистрации параметров «Гамма». После посадки самолёта кассета с записью обрабатывалась ЭВМ, которая выдавала нам (двигателистам) красивые и наглядные графики протекания параметров всех 4-х двигателей на протяжении всего полёта. Но обработка этих графиков «в рукопашную» занимала много времени. А тут - боеготовность. Мой непосредственный руководитель Иван Павлович Анисимов, ктн, настоящий энтузиаст, человек феноменальной работоспособности по собственной инициативе взялся за полную автоматизации этого процесса. Он разработал алгоритмы, которые позволяли ЭВМ после обработки параметров двигателей в ходе конкретного полёта выдавать заключение: «Двигатель функционирует правильно». Но для такого резюме в ЭВМ необходимо было заложить предельные допуски на отклонение параметров. В этом-то и была проблема, поскольку система «Гамма» была установлена только на опытных самолётах и на небольшом количестве серийных и необходимой статистической базы не было. А со смертью И.П. Анисимова это дело вообще заглохло.

Продолжение.
----
Возможно, Вам, как лётчику будет интересно знать, как я, как представитель двигательной фирмы, принимал решение на полёт опытного Ту-160. В день вылета на предполётной «гонке» двигателей я занимал в самолёте левое кресло. В правом находился «хозяин» самолёта, а именно - техник. РУДы были у него. Предполётная «гонка» по РЛЭ занимала примерно 15 мин на каждый из 4-х двигателей. Я в это время записывал в формализованный бланк параметры работы двигателя вручную. Однажды многоопытный немолодой уже техник решил для сокращения времени «гонять» двигатели попарно. Мне, конечно, это усложняло работу, но ради «боеготовности» я не роптал. И вот «хозяин» двинул оба РУДа двигателей правого крыла на полный форсаж. Самолёт ощутимо крутануло на месте. «Что это было? - спросил меня технарь, быстро убрав РУДы. «Полный форсаж на одном крыле и несимметричная тяга», - был мой ответ. Если бы не корабельные якорные цепи, которыми самолёт был прикован к могучим анкерам, замурованным в бетон, колодки нас могли и не удержать. После завершения «гонки» мы не могли вылезти из самолёта, поскольку стремянка оказалась далеко от люка. С бланком в руках я мчусь в свою бытовку, где начинаю натыкать параметры двигателей на график, начертанный заранее на миллиметровке. Убедившись в том, что «мои» точки не выходят из поля допусков, с лёгким сердцем иду подписывать карту готовности самолёта к полёту. Со временем благоприятная статистика протекания параметров работы двигателей в полёте позволила нам, к большому удовольствию заказчика, отказаться от предполётных «гонок». Лётчики запускали двигатели и после непродолжительного их прогрева на малом газе прямо-таки рулили на исполнительный старт. За это время двигатели прогревались настолько, что требование РЛЭ о выходе на взлётный режим за время не менее 5 мин при этом выполнялось всегда. Система «Гамма» очень помогала нам в работе. К примеру, она позволяла нам увидеть, как разнятся обороты роторов и температура газов при одинаковом положении РУДов, и каковы при этом уровни вибраций роторов. На эти незначительные отклонения, находящиеся при том в пределах нормы, лётчики не обращали внимание. А нам это давало пищу для размышлений. Можно было устроить внеплановый осмотр лопаток турбины эндоскопом или проверить балансировку вентилятора. Всё это, конечно, не отменяло проведения послеполётных осмотров и плановых регламентных работ, по результатам которых мы, в том числе, принимали решение о возможности продления ресурса. Прошу прошения у участников форума за оффтоп

Продолжение.
----
Возможно, Вам, как лётчику будет интересно знать, как я, как представитель двигательной фирмы, принимал решение на полёт опытного Ту-160. В день вылета на предполётной «гонке» двигателей я занимал в самолёте левое кресло. В правом находился «хозяин» самолёта, а именно - техник. РУДы были у него. Предполётная «гонка» по РЛЭ занимала примерно 15 мин на каждый из 4-х двигателей. Я в это время записывал в формализованный бланк параметры работы двигателя вручную. Однажды многоопытный немолодой уже техник решил для сокращения времени «гонять» двигатели попарно. Мне, конечно, это усложняло работу, но ради «боеготовности» я не роптал. И вот «хозяин» двинул оба РУДа двигателей правого крыла на полный форсаж. Самолёт ощутимо крутануло на месте. «Что это было? - спросил меня технарь, быстро убрав РУДы. «Полный форсаж на одном крыле и несимметричная тяга», - был мой ответ. Если бы не корабельные якорные цепи, которыми самолёт был прикован к могучим анкерам, замурованным в бетон, колодки нас могли и не удержать. После завершения «гонки» мы не могли вылезти из самолёта, поскольку стремянка оказалась далеко от люка. С бланком в руках я мчусь в свою бытовку, где начинаю натыкать параметры двигателей на график, начертанный заранее на миллиметровке. Убедившись в том, что «мои» точки не выходят из поля допусков, с лёгким сердцем иду подписывать карту готовности самолёта к полёту. Со временем благоприятная статистика протекания параметров работы двигателей в полёте позволила нам, к большому удовольствию заказчика, отказаться от предполётных «гонок». Лётчики запускали двигатели и после непродолжительного их прогрева на малом газе прямо-таки рулили на исполнительный старт. За это время двигатели прогревались настолько, что требование РЛЭ о выходе на взлётный режим за время не менее 5 мин при этом выполнялось всегда. Система «Гамма» очень помогала нам в работе. К примеру, она позволяла нам увидеть, как разнятся обороты роторов и температура газов при одинаковом положении РУДов, и каковы при этом уровни вибраций роторов. На эти незначительные отклонения, находящиеся при том в пределах нормы, лётчики не обращали внимание. А нам это давало пищу для размышлений. Можно было устроить внеплановый осмотр лопаток турбины эндоскопом или проверить балансировку вентилятора. Всё это, конечно, не отменяло проведения послеполётных осмотров и плановых регламентных работ, по результатам которых мы, в том числе, принимали решение о возможности продления ресурса. Прошу прошения у участников форума за оффтоп.

Приношу свои извинения. Так сработал мой комп.

Аполитично рассуждаете, клянусь, честное слово! Не понимаете политической ситуации!Вы жизнь видите только с позиции моего персонального расчета троса палубного авифинишера, клянусь, честное слово! Отдать SYS'a в то время, когда наш ФАК еще не полностью рассчитался с государством по сдаче газодинамического расчета первой ступени экспериментального двухступенчатого компрессора с использованием программного комплекса CFX?:)

Испыт, оффтоп не оффтоп, а воспоминания интересные. Спасибо.

Как вы себе представляете уничтожение секретного оборудования
внутри затонувшего самолёта посредством глубинных бомб?

Я пошутил. А что?
Ну не оставлять же в целости. Кто знает, у кого кранЫЫ крепче.

ispit.
Есть, конечно, у нас некоторая отсталость в двигателях, но на то есть исторические причины. Хотя АИ-20 и АИ-24, как мне кажется, были доведены до совершенства (я про лётную эксплуатацию). У НК-8-2У, как мне кажется, была одна беда, это титановый пожар, а так особых отказов не было...Хотя, хотя... Было у нас разрушение двигателя, с титановым пожаром и печальным концом :(( Д-30-КУ-154, там межвальный подшипник был слабым местом, но как-то отказов не было. Конечно это всё благодаря золотым рукам ИТС и авиатехникам. У нас , в "конюшне", было около 30 с-тов ТУ-154Б-2 и ТУ-154М, сравнить было с чем. ПС-90, это отдельный разговор, тут политика...
Гонка двигателей. У нас была специальная стоянка с цепями и отбойником. Ну а нарушение технологии гонки может кончится печально. В ГА были такие чудеса, "рубили" противоположно стоящий самолёт.

Двигатели на Ту-160 это нечто. Чувствуешь как трясутся кишки.