Клуб опытных чайников. (Профи, Вы знаете всё? Проверьте себя!)

[ахтунг]

Да мне в общем-то уже безразлично обсуждение этой темы. Я и сам в чем надо разберусь. Так что предлагаю всем прекратить выступления по этому вопросу. Стереть всю эту тему из форума я конечно не могу....
За сим откланиваюсь...

 

[Drinker]

И чем меньше скорость взлета и длина разбега - тем меньше потребная длина ВПП. То естьдлина разбега и потребная длина ВПП жестко связаны. И если бы удалось уменьшить длину разбега, то и потребную длину ВПП тоже можно было бы уменьшить. От этого многократно уменьшилась бы строительная стоимость аэродромов, и выросла бы безопасность полетов.

Ахтунг! Это уже похоже на флуд. Ну будет полоса длинной 100 м, ее тоже будут ограждать забором, но вдруг опять что-то случится и кто-то зацепится за этот забор? Сокращать до 50 м? Тогда уж проще строить пассажирские и грузовые ракеты. Да и откуда у Вас официальные данные о длинне разбега Ту-134? Эта цифра варьируется в зависимости от взлетной массы - посмотрите ж наконец-то в РЛЭ!!

 

[Seagull_JL]

Эта цифра варьируется в зависимости от взлетной массы

а также от погоды, индивидуальных особенностей борта, покрытия и уклона полосы и даже широты КТА.
И это только физические факторы.
А есть ещё нормативные.

 

[alek-tim]

Да что Вы все о высоких материях!!! Ему нужно сначала разобраться в простых понятиях что есть "взлетная дистанция" "потребная длинна ВПП", а потом изобретать велосипед

 

[Drinker]

а также от погоды, индивидуальных особенностей борта, покрытия и уклона полосы и даже широты КТА

Эт уже высокая степень детализации - чудак даже взлетную массу взял первую попавшуюся в интернете, не удосужившись обратиться к первоисточникам. Первокурсник, наверное...

 

[Dr.Andre]

то и потребная длина ВПП тоже значительно уменьшилась бы...

А про запас??

 

[belski01]

Хорошее название у темы, как раз под мой вопрос по истории (нужно знать).

Мне нужна информация о ВРД, в котором компрессор приводился бы в движение турбиной работающей от собственного рабочего тела.

Если конкретнее, мне нужна информация о двигателе в котором большая часть мощности малого ГТД расходовалась на нагнетание воздуха в камеру сгорания основного ВРД. Т.е. без отбора части энергии перед соплом, либо отбора только для одного каскада.

Пока ближайшее что удалось найти это описание турборакетного двигателя, но это не то.

С уважением.
Бельский А.Ю.
Г. Воронеж.
[email protected]

 

[military_upir]

2belski01 что значит малый ГТД ? газогенератор, или речь идет о турбопрямоточных двигателях ? хоть схемку примитивную бы кинули.

 

[belski01]

Не, в турбопрямоточных обычный ТРД "отключается" при переходе на прямоточность, вы правы лучше схемку нарисую.
Я б уже нарисовал но это будет схемка "как я себе представляю давным давно прочитанное" возможно весьма далекое от реальности. Сегодня вечером попытаюсь в Кореле набросать.

 

[belski01]

Гм. вот как я себе это представляю, в упрощенном виде (без разделения на каскады и прочего).
Две камеры сгорания, та что "вращает" турбину/компрессор 2 находится в своем "личном" контуре (т.е. на рисунке три контура)... в целом сильно неуверен.

 

[military_upir]

Однако Не хотелось бы критику разводить, но в таком двигателе который изображен на картинке, нет никакого смысла. На картинке-вывернутый наизнанку трехконтурный двигатель с форсажной камерой во втором контуре . Передвиньте Компрессор 1 за Компрессор 2 и получится вполне привычная схема, тем более что тогда и 6 ступеней турбины получат какой-то смысл..
Если же задумка в том чтобы каждый контур питался от своей камеры сгорания, то и в этом тоже нет большого смысла, кроме усложнения схемы. Осевой компрессор это всего лишь роторная машина сжимающая воздух, и для обеспечения нормальных условий работы рабочих лопаток этой роторной машины применяют либо поворотные лопатки статоров, либо разрывают схему различными контурами сидящими на своих валах(отчего получается различная скорость вращения роторов).
ЗЫ для общих сведений погуглите по словам "теория авиационных двигателей".

 

[belski01]

Не хотелось бы критику разводить

Критика как раз очень даже важна.

Если же задумка в том чтобы каждый контур питался от своей камеры сгорания, то и в этом тоже нет большого смысла, кроме усложнения схемы ...разрывают схему различными контурами сидящими на своих валах(отчего получается различная скорость вращения роторов).

Нет идея совсем не в этом. Идея в том чтобы можно было потреблять весь кислород поступающий в камеру сгорания (2) в ней самой (этому препятствовали бы турбины), без дожига в форсажной камере.

тогда и 6 ступеней турбины получат какой-то смысл

Шесть я нарисовал от балды... эээ то есть для наглядности, мол бОльшая часть тяги забирается ими для компрессора.

ЗЫ, Изначально хотел нарисовать двухконтурный центробежный компрессор с трубчатыми камерами сгорания на этом принципе, дабы не было придирок к нагреву воздуха в компрессоре, но это куда сложнее.

 

[military_upir]

Нет идея совсем не в этом. Идея в том чтобы можно было потреблять весь кислород поступающий в камеру сгорания (2) в ней самой (этому препятствовали бы турбины), без дожига в форсажной камере.

Не понял какие-бы турбины препетствовали?

мол бОльшая часть тяги забирается ими для компрессора.

Видите ли в чем дело, турбины не забирают тягу. На картинке показаны процесс идущий в компрессоре и турбине. Воздух в процессе прогона через статоры теряет скорость, увеличивается давление и естественно температура. в турбине же ровным образом наоборот в сопловом аппарате газ разгоняется его давление и температура падают. UPD Думал-думал, и мне кажется понял, Вы хотите чтобы в КС принял участие в процессе сгорания весь воздух, а не только первичный?!

 

[belski01]

Отвечу несколько не по порядку, отвлекают.

Видите ли в чем дело, турбины не забирают тягу.

Это я не так выразился. Имеется ввиду "поглощение энергии рабочего тела", в этом контуре реакция выхлопа должна составить лишь незначительную часть общей тяги, основная мощность идет на вал. Иначе говоря в центре - аналог турбовинтового двигателя, в котором свободные турбины вращают не винт, а компрессор 2.

Не понял какие-бы турбины препетствовали?

Из-за температурного ограничения на поток газов.

UPD Думал-думал, и мне кажется понял, Вы хотите чтобы в КС принял участие в процессе сгорания весь воздух, а не только первичный?!

По смыслу достаточное определение моего взгляда на сию конструевину.
Только учитывая то что в окислении топлива участвует только из первичного/вторичного воздуха, можно сказать что абсолютно большая часть воздуха в КС (2) должна быть первичной. И т.к. нет турбин за КС (2) и ограничения по температуре мягче, можно ее упростить отказавшись от третичного воздуха.... наверное смогу конкретизировать сию мысль если освою нормальный СССРовский учебник по авиационным ГТД (в процессе).

 

[FW]

belski01, а зачем нужна "камера сгорания 2"?

 

[belski01]

belski01, а зачем нужна "камера сгорания 2"?

Потому что двигатель(контур) с камерой сгорания 1 - малореактивный, его мощность используется для вращения компрессора 2, поэтому за камерой 2 нет никаких турбин, это позволит сжигать больше топлива в ней....

 

[FW]

поэтому за камерой 2 нет никаких турбин, это позволит сжигать больше топлива в ней....

как раз об этом я и думаю. Значит цель данного мотора сжигать, как можно больше топлива? теперь всё ясно.

Кстати, схемка уж очень упрощенная, сделайте хотя бы связи между валами и дисками компрессора и турбины.

 

[belski01]

как раз об этом я и думаю. Значит цель данного мотора сжигать, как можно больше топлива? теперь всё ясно.

Забавно, но как ни странно именно так )
Только я бы сказал "сжигать столько топлива на сколько хватит кислода не пользуясь форсажной камерой", т.е. уже явно не пассажирские лайнеры подразумеваются + возможно тратить меньше топлива на запуск.

Кстати, схемка уж очень упрощенная, сделайте хотя бы связи между валами и дисками компрессора и турбины.

Таки вы делаете больно моей лени, сия особь не обладает знаниями АутоКада и прочего несомненно полезного профессионального ПО.

 

[FW]

Только я бы сказал "сжигать столько топлива на сколько хватит кислода не пользуясь форсажной камерой", т.е. уже явно не пассажирские лайнеры подразумеваются + возможно тратить меньше топлива на запуск.

belski01, Вы меня извините, но Вы либо плохо шутите, либо издеваетесь.... желаю успехов в "исследованиях".

 

[belski01]

military_upir, Вы будете спорить с тем что излишек кислорода используется в форсажной камере и с тем что нельзя превышать расход горючего в КС выше определенного уровня из-за предела термостойкости турбины?

отличнейшая я считаю общеобразовательная книжка.

Ести и посерьезнее литература, вполне даже на русском.

В общем и тем не менее... сносный чертеж в двух вариантах с нормальным отображением отличающихся элементов будет сделан в ближайшем будущем.