AlexAlex123
Местный
Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что в значительной мере решаются.
Последнее редактирование:
Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что в значительной мере решаются.Пожалуйста, опишите на примере GE Passport 20 проблемы, которые неплохо решаются, я этого типа и его проблем не знаю вообще, а хочется узнать, очень хочется.
как же они решаются, что Вы описать не можете?, а как же я узнаю, ведь без Вас не обойтись никак, Вы же уникум, гигант мысли, гениальный теоретик...Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что решаются.
А сколько он весить будет? Я уверен есть относительно простой метод "первого приближения", который конструктора используют, где вводными данными являются нагрузка на крыло (нужен вес самолёта и площадь крыла) и аэродинамическое качество самолёта. Я даже калькулятор онлайновый видел для расчёта тяги с одним отказавшим, но сайт 404 выдаёт.Вообще, какая тяга потребна для 130-местного Суперджета? 10 тс хватит?
Решаются...Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что в значительной мере решаются.
Вообще, какая тяга потребна для 130-местного Суперджета? 10 тс хватит?
Пусть верят. Вера - дело хорошее.а с диаметром горячего контура что делать, лопатки спиливать по окружности?, всего то и делов - не вводите в заблуждение некоторых форумчан, а то ещё поверят всерьёз...
7740+2=15480чего именно?
7740+2=77427740+2=15480
7740+2=7742
А Вы какими рассчётами руководствуетесь, спрашивая про 10 тС?, скажу Вам сразу: "тяга Суперджет-100 составляет 7740+2=15480 кгС".
думаю все же лучше умножить, а не прибавить
#ау
Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?А сколько он весить будет? Я уверен есть относительно простой метод "первого приближения", который конструктора используют, где вводными данными являются нагрузка на крыло (нужен вес самолёта и площадь крыла) и аэродинамическое качество самолёта. Я даже калькулятор онлайновый видел для расчёта тяги с одним отказавшим, но сайт 404 выдаёт.
Тяга на крейсере равна весу самолета, деленную на полетное качество - и все. Площадь и нагрузка на крыло определяются высотой и скоростью, когда это соотношение соблюдается.Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?
Если крыло сделать в два раза больше по площади то скорость отрыва будет не 200 а 120 (условно), при прочих равных.Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?
Да, я не уточнил: речь идет про тягу на взлете, а не в крейсерском полете.Тяга на крейсере равна весу самолета, деленную на полетное качество - и все
Эту тягу считают по скороподъемности. Берут потребную тягу для ГП, но для режима набора высоты ; затем определяют потребную тягу для набора, поделив вес самолета на нужную скороподъменость, и складывают их. Остается учесть нужный запас - вот Вам и тяга.Да, я не уточнил: речь идет про тягу на взлете, а не в крейсерском полете.
Э - нет: принимая во внимание квадратичность зависимостей, будет не менее 141.4 км/ч. А, учитывая, что двойное крыло будет, минимум, вдвое тяжелей - и того больше.Если крыло сделать в два раза больше по площади то скорость отрыва будет не 200 а 120 (условно), при прочих равных.
#АУ
В "НПО Энергомаш" получили лицензию Министерства промышленности и торговли РФ на разработку, производство, испытание и ремонт авиационной техники. Она необходима в рамках проведения работ по действующему соглашению с "Объединенной двигателестроительной корпорацией" (ОДК, входит в Ростех) на производство камер сгорания для авиадвигателей ПД-8 для российских самолетов Sukhoi SuperJet (SSJ-New)"Энергомаш будет только камеры сгорания или всю "горячую часть" двигателя ПД-8
Как говорил осенью в интервью Иноземцев, Энергомаш будет делать камеру сгорания (в перспективе, возможно, не только для ПД-8). При этом речь, насколько понял, не о самом Энергомаше (который в Химках), а о входящем ныне в его состав предприятии Протон-ПМ, находящемся на соседней с Авиадвигателем/ПМЗ площадке в Перми (он в былые годы "отпочковался" от ПМЗ и стал заниматься ракетной тематикой, но до некоторого времени участвовал по кооперации и в изготовлении пермских авиационных двигаталей).Энергомаш будет только камеры сгорания или всю "горячую часть" двигателя ПД-8?