Конвертоплан Canadair CL-84 Dynavert (Канада)

В конце пятидесятых годов на испытания вышли первые летательные аппараты вертикального взлета и посадки с поворотным крылом. Машины этого класса, за рубежом обозначаемого как Tiltwing, имели ряд характерных положительных особенностей и поэтому представляли большой интерес для потенциальных эксплуатантов. Активнее всего тематикой тилтвинг-конвертопланов занимались американские специалисты. Тем не менее, и в других странах предпринимались попытки изучения интересной архитектуры техники. Результатом одного из зарубежных проектов стало появление летательного аппарата Canadair CL-84 Dynavert.

Перспективы техники с вертикальным взлетом и посадкой были очевидны, из-за чего подобное направление изучали и развивали многие страны. Так, канадскую авиационную промышленность в этом направлении представляла компания Canadair. C 1957 года специалисты этой компании в сотрудничестве с военным ведомством и рядом научно-исследовательских организаций занимались изучением проблематики вертикального взлета и посадки. В ходе этих исследований были изучены несколько версий архитектуры конвертоплана с теми или иными особенностями конструкции. Среди прочих вариантов изучалась система с поворотным крылом.

Конвертоплан Canadair CL-84 Dynavert (Канада)
Canadair CL-84 в полете. Фото Airwar.ru



В начале шестидесятых годов авиастроители продемонстрировали военным имеющиеся наработки и новые оригинальные идеи. На теоретическом уровне было показано, что существует принципиальная возможность разработки перспективного конвертоплана класса Tiltwing, способного взлетать и садиться на площадки минимального размера, а также решать различные транспортные и иные задачи. Такая машина могла представлять большой интерес как для военного ведомства, так и для различных частных организаций. Все они могли найти применение новой технике в той или иной сфере.

Как часто бывает, интерес со стороны министерства обороны вылился в контракт на разработку полноценного образца, имеющего определенные шансы поступить на вооружение и пойти в серию. Соглашение о разработке полноценного проекта с последующим строительством первого прототипа было подписано в августе 1963 года. Опытную машину новой модели следовало представить на испытания до конца следующего 1964-го года. К контракту на создание проекта прилагалось техническое задание, оговаривавшее требуемые характеристики и возможности летательного аппарата.

Новый проект получил официальное обозначение CL-84. При этом сотрудники компании Canadair применяли более простое рабочее название – «84» или Model 84. На тот момент компания-разработчик являлась структурным подразделением корпорации General Dynamics, руководство которой предложило присвоить проекту дополнительное название Dynavert.


Схема машины. Рисунок Airwar.ru


Учитывая имеющийся опыт, полученный в ходе предварительных исследований, авторы проекта «84» сформировали общий облик будущего летательного аппарата. Предлагалось использовать фюзеляж самолетного типа, на котором должно было устанавливаться качающееся на горизонтальной оси крыло. На крыле помещались гондолы двигателей, вращающих несущие винты. С целью повышения характеристик техники на всех режимах предлагалось использовать развитую механизацию крыла и хвостовое оперение особой конструкции. Контролировать работу всех средств управления планировалось при помощи специальной автоматизированной системы. Дополнительным способом улучшения летных характеристик должна была стать улучшенная аэродинамика планера.

Основным элементом конвертоплана являлся цельнометаллический фюзеляж. Его конструкция была разработана с учетом требований заказчика, касавшихся необходимости использования той или иной аппаратуры. Внутри машины имелся некоторый свободный объем, который можно было использовать в тех или иных целях. В ходе дальнейшей модернизации компоновка фюзеляжа могла быть изменена с получением более крупных полезных объемов.

В случае с опытным «тилтвингом» CL-84 фюзеляж собирался на каркасе и разделялся на несколько основных отсеков. Носовая часть машины, имеющая скругленный обтекатель и наклонные лобовые стекла, вмещала кабину экипажа. Центральные объемы отдавались под элементы топливной системы, возможную полезную нагрузку и т.д. Большая часть фюзеляжа имела сечение, близкое к прямоугольному. Сечение хвостового отсека уменьшалось, из-за чего образовывалась балка с характерными обводами. На ней крепилось хвостовое оперение.


В горизонтальном полете. Фото Aviadejavu.ru


В рамках проекта Model 84 было разработано крыло оригинальной конструкции, соответствовавшей предъявляемым требованиям. Предлагалось использовать прямое крыло цельнометаллической конструкции малого удлинения. В центре консолей крыла предусматривалась установка двух крупных гондол для монтажа двигателей. На задней кромке располагалась развитая механизация. Часть внутренних объемов крыла вмещала элементы сравнительно сложной трансмиссии. В центре конструкции предусматривались крепления для шарнирного монтажа на верхней части фюзеляжа. Конструкция крыла позволила отдать часть ее внутренних объемов под размещение топливных баков.

Управление положением крыла предлагалось осуществлять при помощи гидравлического мотора, соединенного с винтовым подъемником. Все эти устройства находились внутри фюзеляжа. Во время горизонтального полета крыло фиксировалось в нужном положении не только системами управления, но и дополнительным механическим замком.

Почти вся задняя кромка крыла, за исключением законцовок, отдавалась под механизацию. Конструкторы Canadair разработали новые закрылки и элероны со специальной системой управления. Автоматика должна была следить за режимом полета, текущими параметрами и положением крыла, анализировать все эти данные и изменять положение закрылков для получения наиболее высоких характеристик. При необходимости пилот мог вмешаться в этот процесс и вручную установить плоскости в желаемое положение.


CL-84 во время испытаний. Фото Aviadejavu.ru


Летательный аппарат получил хвостовое оперение, приспособленное для решения некоторых задач. На хвостовой балке фюзеляжа поместили стреловидный киль, по бокам от которого находились плоскости прямоугольного стабилизатора. Последний получил законцовки в виде трапециевидных шайб. Киль и стабилизатор имели рули на задних кромках. Кроме того, стабилизатор мог вращаться вокруг горизонтальной оси и занимать положение, соответствующее текущему режиму полета.

Внутри крыльевых гондол разместили турбовинтовые двигатели типа Lycoming T53 мощностью по 1500 л.с. каждый. Двигатель и его вспомогательные агрегаты находились под крылом и прикрывались гондолой-обтекателем. Носовая часть гондолы имела заборные устройства для подачи воздуха к двигателю, в хвостовой предусматривалось сопло. Оба основных двигателя получили собственные несущие винты. Применялись винты с четырьмя прямоугольными лопастями, имевшие диаметр 4,27 м. Втулка винта обеспечивала изменение шага лопастей. Винты большого диаметра обдували почти всю поверхность крыла, давая в горизонтальном полете заметный прирост подъемной силы.

Конвертоплан Canadair CL-84 получил сравнительно сложную трансмиссию, призванную одновременно решать несколько задач. Так, вдоль центральных лонжеронов крыла проходил соединяющий двигатели вал, необходимый для синхронизации вращения двух несущих винтов. В случае отказа одного из двигателей он должен был обеспечить безопасный полет с двумя работающими винтами. Также вал синхронизации был связан с редуктором, передававшим мощность на продольный вал фюзеляжа. Последний был необходим для привода хвостового рулевого винта. Позади оперения на хвосте фюзеляжа имелась опора, на которой помещались горизонтально расположенные соосные двухлопастные винты.


Вертикальный взлет. Фото Wikimedia Commons


Взлетать и садиться предлагалось при помощи убираемого трехточечного шасси. Носовая стойка с двумя колесами малого диаметра в полете поворачивалась назад и убиралась в нишу фюзеляжа. Основные стойки с двумя колесами на каждой предлагалось убирать в обтекатели на бортах фюзеляжа. При уборке стойки поворачивались вперед.

Экипаж летательного аппарата состоял из двух человек и помещался в носовой кабине. Летчики помещались бок о бок и располагали полноценными постами управления с набором всех необходимых устройств и приборов. Кабина имела лобовое и бортовое остекление большой площади, обеспечивавшее хороший обзор передней полусферы. Попадать на свои места пилоты должны были через бортовые люки.

В проекте «84» предлагалось использовать оригинальную систему управления, максимально снижающую нагрузку на пилота. В составе авионики присутствовали приборы, способные следить за работой отдельных агрегатов и систем, а также управлять ими. С использованием большого количества данных, собранного в ходе предварительных испытаний, были сформированы алгоритмы работы автоматики, по которым должно было осуществляться управление закрылками, стабилизатором и т.д. Таким образом, в нормальной ситуации летчику оставалось только взаимодействовать с основными органами управления. Подстройка систем управления под текущие условия осуществлялась автоматически. При этом пилот имел возможность вмешаться в работу автоматики и исправить ее решения.


Хвостовые винты. Фото Wikimedia Commons


При вертикальном полете с использованием воздушных винтов на несущем режиме конвертоплан CL-84 должен был использовать управление, схожее с вертолетным. Контроль по крену осуществлялся изменением шага основных винтов, а за тангаж отвечал хвостовой рулевой винт. Закрылки, элероны и качающийся стабилизатор на таком режиме выводились на требуемые углы и улучшали аэродинамику машины, но не использовались для управления.

На переходных режимах автоматика продолжала перемещать закрылки и стабилизатор для получения требуемых параметров. По мере набора горизонтальной скорости росла подъемная сила крыла, что позволяло использовать винты только в качестве тянущих. При этом управление по всем трем каналам должно было осуществляться при помощи «самолетных» плоскостей. В ходе перевода крыла в горизонтальное положение автоматика выполняла соответствующие операции с механизацией.

Предлагаемый летательный аппарат отличался достаточно большими размерами, что было связано с требованиями относительно возможного практического применения. Внутри фюзеляжа имелись достаточно крупные объемы, в которых можно было разместить 12 пассажиров или груз эквивалентной массы. В случае дальнейшего развития проекта свободные объемы могли использоваться для размещения специального оборудования или вооружения требуемого типа.


Подготовка к укороченному взлету с палубы корабля USS Guam (LPH-9), 1973 г. Фото US Navy


В исходном виде конвертоплан-тилтвинг Canadair CL-84 Dynavert имел длину 12,8 м и размах крыла 10,46 м. Два винта диаметром 4,27 м почти полностью перекрывали крыло. Высота машины на стоянке составляла 4,34 м. Пустая машина весила 3,82 кг. Максимальная взлетная масса – до 6,6 т при взлете с укороченным разбегом. При необходимости вертикального взлета масса ограничивалась 5,7 т. Расчетная максимальная скорость превышала 515 км/ч, крейсерская – 480-485 км/ч. Максимальная дальность полета могла достигать 680 км.

Первый прототип перспективного летательного аппарата был выведен из сборочного цеха в конце 1964 года. В течение нескольких следующих месяцев специалисты компании-разработчика выполняли разнообразную программу наземных испытаний. На этом этапе машина впервые поднялась в воздух, однако высота подъема ограничивалась наличием страховочных тросов. Только 7 мая 1965 года опытный CL-84 впервые совершил свободный полет. К этому времени все основные недостатки конструкции были выявлены, а кроме того, летчики-испытатели успели освоить управление необычного образца. Как следствие, первые этапы летных испытаний прошли успешно и без серьезных затруднений.

Испытания первой опытной машины продолжались до 12 сентября 1967 года. К этому времени несколько летчиков-испытателей в общей сложности выполнили 305 вылетов. Очередной полет стал последним для прототипа. При полете на высоте 3 тыс. футов (более 300 м) произошло разрушение подшипника втулки одного из винтов. Конвертоплан потерял управление. Экипаж успел покинуть опытную машину; она разбилась и не подлежала восстановлению. Испытания были приостановлены на длительное время.


Посадка на палубу USS Guam (LPH-9), август 1973 г. Фото US Navy


По результатам испытаний первого прототипа было решено переработать существующий проект. Некоторые особенности «тилтвинга» CL-84 не вполне устраивали летчиков, конструкторов и заказчика, что привело к изменению проекта. Доработанный конвертоплан получил обозначение CL-84-1. Для решения различных задач пришлось увеличить длину фюзеляжа на 1,6 м, использовать более мощные двигатели, новую авионику и и т.д. Кроме того, теперь органы управления должны были устанавливаться на обоих пилотских местах. В таком виде летательный аппарат сохранял все преимущества предшественника, но при этом был лишен его недостатков.

В конце 1969 года опытный CL-84-1 вышел на наземные испытания. 19 февраля следующего года состоялся первый испытательный полет. Был подтвержден некоторый рост основных характеристик, связанных с замененными агрегатами. Кроме того, в заметной мере упростились эксплуатация и управление. По результатам этого этапа проверок можно было решать вопрос о дальнейшей судьбе «тилтвинга» и возможности его практического применения.

Проект CL-84 / CL-84-1 Dynavert разрабатывался канадской авиастроительной компанией при поддержке военного ведомства Канады. Тем не менее, интерес к этой разработке проявили не только канадские военные. В начале семидесятых годов конвертопланом заинтересовались военно-морские силы США. К этому времени американская промышленность уже успела разработать несколько проектов подобной техники, однако ни один из них еще не дошел до серийного производства. Теперь в качестве претендента на поставку в войска рассматривался канадский летательный аппарат.


Опытный образец в экспозиции Канадского авиационного музея. Фото Wikimedia Commons


Интерес американских вооруженных сил был связан с началом войны во Вьетнаме. Этот конфликт уже успел продемонстрировать необходимость летательных аппаратов вертикального взлета, из-за чего армия вновь стала проявлять интерес к такой технике. Серийно производились вертолеты нескольких моделей, и военные рассматривали возможность закупки иной техники с требуемыми характеристиками. Пентагон стал присматриваться как к отечественным, так и к зарубежным проектам такого рода.

Под управлением летчика-испытателя Дуга Аткинса опытный CL-84-1 совершил перелет из Канады в США. Сначала машина перелетела в Вашингтон, где совершила демонстрационную посадку прямо на лужайке перед Белым домом. Затем конвертоплан отправился в Норфолк и на авиабазу Эдвардс. Последней точкой этого маршрута был универсальный десантный корабль USS Guam (LPH-9), который стал площадкой для флотских испытаний. Были подтверждены высочайшие летные характеристики, в том числе взлета и посадки в сложных условиях открытого моря. Машина показала возможность работы в качестве многоцелевого транспорта, а также решения поисково-спасательных, противолодочных и иных задач.

В ходе этих испытаний прототип CL-84-1 также впервые стал носителем оружия. Под фюзеляжем подвешивался контейнер General Electric SUU 11A/A с шестиствольным пулеметом винтовочного калибра. Такое оружие отличалось высокой огневой мощью и буквально накрывало учебную цель градом пуль, но его носитель, при необходимости, оставался на месте и не смещался под действием отдачи.


Летный прототип в музее. Фото Wikimedia Commons


Вскоре начались очередные испытания, на этот раз проводившиеся тремя различными организациями. На базе Патаксент-Ривер единственный опытный образец проверялся специалистами ВМС США, вооруженных сил Канады и Королевских военно-воздушных сил Великобритании. Таким образом, при удачном стечении обстоятельств конвертоплан Canadair CL-84-1 имел все шансы поступить на вооружение одной или нескольких армий.

Испытания продолжались до 8 августа 1973 года, когда во время очередного полета был потерян первый прототип CL-84-1. Во время подъема произошло разрушение редуктора одного из двигателей, после чего летчики были вынуждены покинуть машину. Специалисты компании Canadair отмечали странность подобных событий и наличие некоторых сомнительных моментов. Циркулировали слухи, согласно которым пилоты решили установить рекорд высоты, не получив требуемого разрешения. Авария, соответственно, произошла из-за неправильного управления во время набора высоты.

К моменту аварии первой машины типа CL-84-1 компания-разработчик успела начать строительство еще двух опытных образцов. После потери «головного» образца испытания продолжились при помощи другой техники. Второй прототип вскоре достроили и передали заказчику для проверок. Третий, в свою очередь, не успели собрать и вывести на испытания до закрытия проекта. На новом этапе испытаний в основном проверялся потенциал конвертопланов с точки зрения практической эксплуатации флотом. Второй опытный образец хорошо показал себя, продемонстрировав основные характеристики на уровне существующих вертолетов.


Недостроенный конвертоплан в экспозиции Музея авиации Западной Канады. Фото Wikimedia Commons


За несколько лет испытаний пилоты из Канады, США и Великобритании успели выполнить свыше семи сотен полетов. Интерес к такой технике успели проявить как вооруженные силы, так и некоторые гражданские структуры. Едва ли не со дня на день компания Canadair могла получить заказ на серийное производство техники. Тем не менее, она его не дождалась. Машина так и не пошла в серию по целому ряду причин.

Первым заказчиком могли стать Соединенные Штаты, воевавшие во Вьетнаме и нуждавшиеся в авиационной технике новых типов. Однако Пентагон не стал заказывать канадские «тилтвинги». Машины CL-84-1 не имели никаких заметных преимуществ перед серийными или перспективными вертолетами, а кроме того, должны были производиться за рубежом. Закупку подобной техники посчитали нецелесообразной. Схожим образом рассуждало и британское командование. Военное ведомство Канады имело возможность поддержать свою авиационную промышленность, однако не стало делать этого. В 1974 году проект Canadair CL-84-1 Dynavert был официально закрыт из-за отсутствия реальных перспектив.

На момент окончания испытаний компания-разработчик располагала двумя опытными экземплярами конвертоплана типа CL-84-1. Второй прототип этой модели был передан Канадскому авиационному музею (г. Оттава). Третья машина второй версии, ни разу не поднимавшаяся в воздух, перешла в собственность Музея авиации Западной Канады (г. Виннипег). Следует отметить, что последний опытный образец не успели достроить и собрать, из-за чего его фюзеляж и крыло демонстрируются отдельно.

Видя зарубежные успехи в области летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, канадская авиационная промышленность предприняла попытку создания собственного проекта такой машины. Усилиями конструкторов компании Canadair поставленные задачи были успешно решены. В течение нескольких лет на земле и в воздухе испытывались два опытных образца с достаточно высокими характеристиками. Новая техника смогла привлечь внимание потенциальных заказчиков в лице зарубежных стран и дойти до международных совместных испытаний. Тем не менее, имеющаяся ситуация в авиационной отрасли, экономические и политические факторы закрыли конвертоплану-тилтвингу Canadair CL-84 Dynavert дорогу к серийному производству и эксплуатации. После закрытия этого проекта Канада не предпринимала новых попыток создания техники подобного класса.


По материалам сайтов:
https://vertipedia.vtol.org/
http://airwar.ru/
http://aviadejavu.ru/
http://aafo.com/
http://aviastar.org/
Автор: Рябов Кирилл


Мнение редакции "Военного обозрения" может не совпадать с точкой зрения авторов публикаций

CtrlEnter
Если вы заметили ошибку в тексте, выделите текст с ошибкой и нажмите Ctrl+Enter
Читайте также
Комментарии 60

Информация

Уважаемый читатель, чтобы оставлять комментарии к публикации, необходимо зарегистрироваться.
Уже зарегистрированы? Войти
  1. venaya 30 марта 2017 17:29
    Расчетная максимальная скорость превышала 515 км/ч, крейсерская – 480-485 км/ч

    Неплохие показатели. Теперь вернёмся к "нашим баранам". РФ - обладает самыми крупными не освоенными территориями на планете. Тоесть одним из важнейших, только для нас, техническим параметром смело можо считать топливную экономичность полёта. Представленный ЛА по отношению к предыдущей публикацией с четырьмя винтами имеет всего два больших винта, что поднимает как раз и общие тех. параметры ЛА, так и важную в первую очередь для нашей страны топливную экономичность полёта.
    Для Рябова Кирилла: В прошлый раз вы с задержкой показали пример ЛА с изменяемой геометрией крыла. Простите, но тот самолёт расчитан на полёты режимах предзвукового и сверхзвукового полёта. Здесь мы имеем скорость только 515 км/час (да хоть 700 км/час). При таком режиме полёта создавать повышенную стреловидность крыла нет никакого резона, только вред. На этих дозвуковых скоростях ЛА полностью подчиняется законам и формулам ак. Императорской АН Д.Бернулли, то есть суммарное сопротивление воздушному потоку (или просто в вязкой среде) определяется площадью "смоченной поверхности" (термин для жидких сред). Так что увеличение удлинения крыла уменьшает "смоченную поверхность" ЛА, и таким образом снижает суммарное сопротивление воздушной среды всех элементов ЛА, показатель более общий чем "лобовое сопротивление Создаётся впечатление, как будто у нас с вами различное образование в области расчётов "аэродинамического качества" ЛА. Моё глубокое убеждение заключается в том, что в принципе конвертоплан, при желании и правильных расчётах, в состоянии иметь большую топливную экономичность, чем даже обычный самолёт, хотя бы только из-за отсутствия необходимости создавать планер самолёта для снижения скорости "срыва воздушного потока". необходимого для уменьшения скоростей взлёт/посадка. Попробуйте лично подумать об открывающихся возможностях, при проектировании конвертопланов, тех самых, которые не возможны при проектировании обычного (дозвукового) самолёта. Думаю что в принципе конвертоплан, при правильном тех. задании на проектирование, в состоянии перевернуть обыденные представлении о вообще летательных аппаратах (ЛА). Если ко мне есть вопросы, пишите хоть "в личку".
    1. SVVP 1 апреля 2017 06:38
      [quote=venaya]Для Рябова Кирилла: В прошлый раз вы с задержкой показали пример ЛА с изменяемой геометрией крыла. Простите, но тот самолёт расчитан на полёты режимах предзвукового и сверхзвукового полёта.[/quote]
      wassat venaya ! Уверяю, что Вы меня спутали с топик-стартером! Я не имею к нему никакого отношения! lol Хотя, я и продемонстрировал, что изменяемая геометрия крыла, очень качественно меняет характеристику коэффициента удлинения его, при одинаковой общей длине.
      И ещё, Вы точно прочли мною рекомендуемую литературу по аэродинамике? Или Вы поступаясь принципами "...не учите меня - я и так всё знаю!" остались "при своём мнении"? Тогда "последний патрон" по вашей фанатичной уверенности! bully
      1. Какие величины и характеристики влияют на общий коэффициент Сх?
      2. Из каких отдельных элементов он состоит?

      P/S
      ...
      [quote=venaya]Если ко мне есть вопросы, пишите хоть "в личку".[/quote]

      PP/S

      quote=venaya]Попробуйте лично подумать об открывающихся возможностях, при проектировании конвертопланов, тех самых, которые не возможны при проектировании обычного (дозвукового) самолёта. Думаю что в принципе конвертоплан, при правильном тех. задании на проектирование, в состоянии перевернуть обыденные представлении о вообще летательных аппаратах (ЛА)[/quote]

      ...я уже подумал, и знаете, очень давно. Так вот, результатом моих раздумий, стало изобретение по поданной заявке в 2013 году, а выглядит оно так:


    2. SVVP 1 апреля 2017 07:18
      ...и ещё, отметьте верное утверждение по коэффициенту Сх, по предоставленному тесту:
    3. SVVP 1 апреля 2017 18:14
      Цитата: venaya
      Если ко мне есть вопросы, пишите хоть "в личку".

      Написал - а толку то??? lol Нечем ответить, аль чи шо??? what
  2. Даос 30 марта 2017 17:30
    Схема с поворотным крылом безусловно аэродинамически самая выгодная... а вот использование хвостового вертолётного винта срезает эту выгоду напрочь. Да и трансмиссия переусложняется + проигрываем в характеристиках в самолётном режиме. Зато с управлением проще. Конвертоплан это конечно сплошной компромисс - вечная попытка "в одну телегу впрячь коня и трепетную лань". Но задача "безаэродромного старта" никуда не делась - а уж идея "летающего автомобиля" безусловно будет будоражить умы ещё долго...
    1. venaya 30 марта 2017 17:47
      Цитата: Даос
      Конвертоплан это конечно сплошной компромисс - вечная попытка "в одну телегу впрячь коня и трепетную лань"

      Вот здесь я с вами категорически не согласен. Ведь "сплошной компромисс", а именно: "в одну телегу впрячь коня и трепетную лань" - это как раз и есть отдельно взятый самолёт или отдельно взыятый вертолёт. Вы посмотрите: чем выше аэродинамические свойства планера самолёта, тем сложнее (требуются большие скорости) осуществлять режимы взлёт/посадка. Аналогичная ситуация с вертолётами, что шикарно описал ещё сам Миль, то есть винтокрылые машины "в одном флаконе" стараются стараются осуществить две перпендикулярные функции и поддержка аппарата в воздухе, и обеспечение его скоростного поступательного передвижения. Да ещё все хотят чтобы он передвигался быстро, что в принципе, по Милю, не возможно. Насчёт заднего винта: знаете здесь много проф. лётчиков, у них "очко играет" реально, им требуется, в первую очередь, безопасный ЛА. Насчёт дополнительного сопротивления третьего винта - проблема легко решаемая, не стоит на ней зацикливаться.
      1. Даос 30 марта 2017 17:52
        ну я вроде как сам "вертикальщик"... так что проблемы знаю не по наслышке.
        А проблема "вертолётного винта" это прежде всего "волновой кризис" высоких скоростей. Т.е. любой конвертоплан с обеспечением тяги воздушным винтом будет компромиссом между тягой на вертикальных режимах и ограничением скорости горизонтального полёта. Решение этой проблемы либо отказ от винта как такового либо переход на "импеллерную схему" хотя и она имеет серьёзные ограничения.
        1. venaya 30 марта 2017 18:36
          Это хорошо, что вы "вертикальщик", со спецом легче общаться. Вы сейчас только что назвали наиболее часто обсуждаемые пути решения возникающих проблем. Я, в своих двух постах, постарался призвать отказаться от традиционно предлагаемых путей решения проблем и сосредоточиться на поиске вновь открываемых возможностей совершенно новом ЛА, которые упорно стараются не замечать ни разработчики новых ЛА, ни их заказчики. Вы всё время ищите какие-то мелкие сложности (не проблемы это вообще), а ведь полезнее и продуктивнее находить и реализовывать вновь возникающие огромнейшие возможности. Насчёт "универсального" винта, какие-то "ноу хау" всегда имеются, вопрос только как их рационально публиковать, для меня это актуально, много идей уже реализовано (за "так", и чаще не у нас). Подскажу только, что использование двигателей в обычном режиме, с моей точки зрения, получается не рационально. Так что призываю вас лично более обратить внимание на не достижимые в других ЛА достоинствах конвертопланов, тогда мелкие, не принципиальные. сложности уйдут на второй план, а суммарный выигрыш в характеристиках покроет всю имеющуюся "мелочёвку" не принципиальных технических сложностей.
          1. Даос 30 марта 2017 21:20
            Если честно ничего не понял что вы тут пытались сказать. Преимущества конвертопланов известны равно как и их неискоренимые недостатки. Дальше начинается исключительно "баланс интересов" - к сожалению задач при которых достоинства конвертопланов перевешивают их недостатки не слишком много и почти все они в военной сфере т.к. в гражданской возникает ещё серьёзное отягощение "экономикой эксплуатации"
            1. venaya 30 марта 2017 22:57
              Цитата: Даос
              Преимущества конвертопланов известны равно как и их неискоренимые недостатки ... в гражданской возникает ещё серьёзное отягощение "экономикой эксплуатации"

              Вы в своих высказываниях опираетесь на широко распространённые мнения, которые я постоянно слышу. Нет, я не хочу чтобы вы сразу прислушались к моему мнению, здесь нужно время, много времени, чтобы посмотреть на все возникающие проблемы ЛА более осторожно и более взвешенно. Просто я хочу заметить, что "преимущества" и "неискоренимые недостатки" присутствую в каждом типе ЛА, и в самолёте, и в вертолёте и в конвертоплане почти поровну. Просто ко многим "неискоренимым недостаткам" в самолёте и вертолёте люди попривыкали. А вот "неискоренимые недостатки" конвертоплана выпячивают наружу, ввиду откровенно сырых действующих моделей и пока экспериментальных образцов. Люди вздумали, что эта летающая парнография и есть предел возможности данных типов аппаратов, что не вно не так. Посмотрите, "Оспрей" явно приспособлен как ЛА морского базирования явно не гражданского применения. Если исключать ограничения по размерам размаха крыла, то тогда возникают дополнительные преимущества данного ЛА, в том числе и для гражданского применения, что в сумме в состоянии резко может снизить "отягощение "экономикой эксплуатации"". В США основное количество войск, это морская пехота, отсюда и требования к их ЛА, это следует учитывать. Если избавиться от этого ограничения, то можно исключить "серьёзное отягощение "экономикой эксплуатации"", я так думаю. Не считаю, что истинные достоинства конвертоплана можно быстро оценить и тем более быстро реализовать "в железе", пока это дороговато, но с течением времени всё возможно и я на это надеюсь.
              1. Даос 31 марта 2017 10:47
                Так "оспрей" и создавался под специфические задачи морской пехоты - При этом смысл использовать его для других задач (например как чисто транспортный) отсутствует. Он проиграет по экономичности. В 60е годы очень много велось разработок СВВП в надежде на "гражданскую" эксплуатацию... но все они не выдержали столкновения с реальностью. На сегодня задача не имеет приемлимого по экономике технического решения - слишком большая разница в "вертикально переходных" и "крейсерских" режимах.
        2. SVVP 1 апреля 2017 08:38
          Цитата: Даос
          А проблема "вертолётного винта" это прежде всего "волновой кризис" высоких скоростей. Т.е. любой конвертоплан с обеспечением тяги воздушным винтом будет компромиссом между тягой на вертикальных режимах и ограничением скорости горизонтального полёта.

          Если Вы "вертикальщик", должны и обязаны знать о существовании ещё одной разновидности винта, который в NASA назвали "ненагруженный пропеллер" (термин появившийся в 1947 году). А вот и ссылка по нему, и текст:

          http://www.k2x2.info/transport_i_aviacija/amerika
          nskie_samolety_vertikalnogo_vzleta/p11.php

          Проведенные в NASA исследования воздушных винтов показали, что может быть найдено компромиссное решение и может быть создан винт, получивший название «ненагруженный пропеллер», для которого можно получить достаточно высокий относительный КПД на режимах вертикального взлета и посадки и вместе с тем высокий КПД в горизонтальном полете (г| = 0,65 - 0,85) до скоростей, соответствующих числу М = 0,8. Было установлено, что в диапазоне скоростей полета от 0 до 400 км/ч изменения скорости вращения винтов не требуется, при увеличении скоростей от 400 до 640 км/ч желательно, а при скоростях более 640 км/ч - необходимо. Воздушные винты должны иметь шарнирное крепление лопастей, чтобы уменьшить напряжение в лопастях и изгибающие моменты.
  3. pimen 31 марта 2017 12:45
    по-моему, если даже найти минимально-приемлемую схему конвертоплана - а это, как мне кажется, возможность технически полностью разделённых вертикального и горизонтального перемещений, то это, минимум, 4 поворотных двигателя: два у фюзеляжа в носу и хвосте, и два на крыльях. Даже если убрать всю механику синхронизирующих редукторов и перейти на электротягу, получается либо два винтовых и два реактивных, либо четыре реактивных двигателя, вообще мало приемлемых для вертикального взлёта.
    1. SVVP 1 апреля 2017 07:29
      Не верно. Усложнение, в ущерб надёжности - замкнутый порочный круг(!), потому и мирятся с вертолётной схемой, даже в ущерб скорости (хотя и пытаются "выжать" из вертолёта по максимуму, со всеми изобретательскими ухищрениями по лопастям и доп.средствам...)
      1. pimen 1 апреля 2017 09:22
        странная у вас логика если усложнение добавлением ещё одной плоскости равновесия вы считаете порочным кругом, а между тем даже в этом случае его схема будет проигрывать вертолётной
  4. SVVP 1 апреля 2017 07:41
    По самому же проекту CL-84 Dynavert (Канада), можно сказать, что для первой попытки - очень неплохой результат, даже можно сказать отличный! Жаль, что канадцы пошли "на поводу" американцев и продали весь проект "с потрохами", которые имели цель погубить идею, потому как в ней полностью не разобрались, а если не поняли сами - "...так тогда недостанься никому!"(С)... fool
  5. SVVP 1 апреля 2017 09:35
    Цитата: pimen
    странная у вас логика если усложнение добавлением ещё одной плоскости равновесия вы считаете порочным кругом, а между тем даже в этом случае его схема будет проигрывать вертолётной


    Попробую пояснить wink
    У вертолёта - один ротор, он позволяет уверенно авторотировать, при отказе всех СУ и это называется "планированием на режиме РСНВ" для уверенной аварийной посадки. А в случае отказа одного из четырёх винтов квадрокоптера, когда нибудь наблюдали картинку, что происходит??? "Абракадабра", ведущая к потере всего ЛА, уверяю Вас - сам наблюдал, да и видеороликов на "тубе" полно...
    1. pimen 1 апреля 2017 10:19
      два винта будут гораздо менее эффективно авторотировать чем четыре, но и четыре плохо. Я бы вообще предусмотрел в конструкции по Ц.Т. большой складной (раскладной?) страховочный винт исключительно для авторотации, нагруженный на аварийный генератор и компрессор, (можно даже снабдить его возможностью наклонять ось вращения). Просто я хотел изложить своё мнение о том насколько всё плохо с идеей конвертоплана
      1. SVVP 1 апреля 2017 10:45
        Цитата: pimen
        два винта будут гораздо менее эффективно авторотировать чем четыре, но и четыре плохо. Я бы вообще предусмотрел в конструкции по Ц.Т. большой складной (раскладной?) страховочный винт исключительно для авторотации, нагруженный на аварийный генератор и компрессор, (можно даже снабдить его возможностью наклонять ось вращения)


        ))) Вот о этом - я и писал, подразумевая
        Цитата: SVVP
        Усложнение, в ущерб надёжности - замкнутый порочный круг(!),

        Вы же не допускаете мысли, что все ваши "...я бы для надёжности и то, и это бы, для надёжности!" - не имеют дополнительную "паразитную массу"??? wink

        Цитата: pimen
        Просто я хотел изложить своё мнение о том насколько всё плохо с идеей конвертоплана


        Только вот к этому





        это не имеет никакого отношения! Поясняю, это абсолютно новый тип техники, отмечено ФИПС, как пионерское изобретение winked
        1. pimen 1 апреля 2017 11:34
          вот то что на вашем фото - потолок этой идеи и есть: и в этих ущербных размерах, и в этом ущёрбном вертикальном полёте, и в ограниченной способности садиться только по-вертолётному, и безопасности, кстати, тоже
          1. SVVP 1 апреля 2017 11:41
            Цитата: pimen
            и в этих ущербных размерах, и в этом ущёрбном вертикальном полёте, и в ограниченной способности садиться только по-вертолётному, и безопасности, кстати, тоже

            Простите, lol Вы - спец? Аналитик? Имеете хоть какое то отношение к вертолётам? Самолётам? И уж Боже Вас упаси, авиаконструктор знаменитый?
            Чем Вас размеры "ущербили"? Это лишь первые шаги, демонстратор возможностей bully
            1. pimen 1 апреля 2017 12:06
              ну, не нервничайте вы так. Я просто имел в виду, что это, конечно, лучше чем ничего, а при таких размерах и винтах (их, кстати, можно сделать с перекрытием (длинной пилонов) у аппаратов есть шанс стать доступными не только подневольным военным, но и отдельным гражданским энтузиастам
              1. SVVP 1 апреля 2017 12:17
                Цитата: pimen
                ну, не нервничайте вы так.

                Я? laughing Ни сколечки! bully Получил результаты, по партизански осваиваю - придёт время, вывалю во вседоступность.
                Цитата: pimen
                Я просто имел в виду, что это, конечно, лучше чем ничего

                Извините, это


                "лучше чем ничего"???!!! belay

                Вы попробуйте найдите что то, хоть приближённо близкое как по самолётам - так тем более и по вертолётам. Успехов! bully
                1. pimen 1 апреля 2017 12:22
                  упс... А с безопасностью-то, вернее, реноме у тех кто эксплуатирует?..
                  1. SVVP 1 апреля 2017 12:29
                    winked Я тут "где то" отписывался, что
                    Цитата: SVVP
                    Это лишь первые шаги, демонстратор возможностей

                    Т.б., это только первый и пока единственный на сегодняшний день экземпляр(!).

                    Ну, ладно, я и так многое что поведал, о чём бы не стоило пока. feel
                    Ждите, как придёт время - всё будет в доступе hi
                2. Даос 2 апреля 2017 14:40
                  Что то какие то чудеса у нас в ТТХ... особенно заявленная максималка в 800 км/ч и мощность двигателя в 174 л/с... ну и расход топлива в 5 литров на сотню... это сколько г/л.с? удельный выходит... ИМХО фантастика... ненаучная.
                  разгруженные винты, ладно... а куда вы вихревое сопротивление денете? при таком диаметре винта? на скорости 800? вес ещё ладно... хотя 200 кг при такой схеме? узлы поворотные которые нагрузку в несколько тонн должны воспринимать из "пены" делать планируете? + роторы, + вес силовой установки, + вес баков для топлива... При этом вес мотодельтаплана? Я конечно старый уже пень но не слышал о таком "прорыве" в материаловедении и сопромате. Углепластик и титан не дают такой весовой отдачи... В общем пока это из разряда "нет сынок, это фантастика". А там ещё и крыло обратной стреловидности нарисовано. А его и так крутит мама не горюй (именно поэтому всё огрничено экпериментами по сию пору) так на него ещё и роторы несущие на концы вкрячили...
                  1. SVVP 2 апреля 2017 17:31
                    Цитата: Даос
                    особенно заявленная максималка в 800 км/ч

                    ))) Попробуйте с фактами поспорить, любезный! Все вопросы к Циммерману и NASA:





                    Первый полет был совершен в январе 1947 г. (летчик-испытатель Бун Гай-тон). В последующих полетах была достигнута рекордная для того времени скорость - 811 км/ч на высоте 8800 м (летчик-испытатель Ричард Буровз). Была продемонстрирована возможность вертикального взлета и полета на режиме висения при уменьшенной взлетной массе.


                    Цитата: Даос
                    мощность двигателя в 174 л/с


                    Это об одном роторе, любезный ))) (надо ж, сообразил!;) )



                    Это электронный калькулятор, приближённый расчёт "прямоточника", который гораздо хуже, чем этот:



                    ...а начиналось всё с этого:



                    ...и не забудьте "что-то там домыслить" исходя из 4-той с низу строчки ТТХ! ))) У меня на решение этой задачки ушло около года ;) Удачи!
                    Цитата: Даос
                    Углепластик и титан не дают такой весовой отдачи...

                    С углепластиком - в десятку! А вот титан - эт точно
                    Цитата: Даос
                    "нет сынок, это фантастика".

                    Цитата: Даос
                    Я конечно старый уже пень но не слышал о таком "прорыве" в материаловедении и сопромате.

                    ...вопче то, рвали на разрывной машине, торсион выдюжил 47 тонн на сторону (одну, с-твенно!))) ) Лопасть - чуток пожуже...
                    Цитата: Даос
                    При этом вес мотодельтаплана?

                    ...может движок дельтаплана из общего, всё же выкините??? ))) Речь то - не о классике с СУ её классической!

                    Ну, лады, повеселили, задачек получили - занялись делом! ;D ;D ;D
                    1. SVVP 2 апреля 2017 18:01
                      P/S

                      Запамятовал ещё от чё добавить, на роторе измерения делал по топливу - ТДР (макс - 3,2 гр/сек), на тягу винта - динамометр (397 кг)
                      Ну а это



                      как всё происходило...

                      К стати, "стеклянная лабораторка" - "ходила" 195,7 м/сек угловой скорости, и ничего, сдюжила (дальше разгонять - просто не было желания, то что на неё "ставили" - она оправдала)
                  2. SVVP 2 апреля 2017 19:23
                    Цитата: Даос
                    А там ещё и крыло обратной стреловидности нарисовано.

                    ))) Вам "подсказать", или сами "догадаетесь" о точке момента приложения сил? ;)
                    Может тогда "хоть что то станет по-понятней" ;D ;D ;D

                    ...позабавлю ещё следующими цЫФИрями ;) При снятии параметров с одной лопасти в статике, при создании условий имитирования рабочего

                    получена тяга в 176,7 Ньютона.

                    Как то так winked
                    1. Даос 2 апреля 2017 23:25
                      Поживём посмотрим... исходников маловато. не говоря уже о подробностях конструктива. Но пока всё равно попахивает ... фантастикой. Реактивный ротор тоже ни разу не новость... только так же как и то что на практике нихрена не вышло... Трибельфлюгель можно ещё вспомнить... С циммерманом тоже спорить не буду. Там правда движки были не на 174 л/с а на порядок помощнее... но бог с ним... равно как и "шумовка" ни разу не конвертоплан... В общем пока реально инженерное решение не увижу не поверю...
                      1. SVVP 3 апреля 2017 05:24
                        ...а я и говорил "чуток выше" lol
                        Цитата: SVVP
                        Я? Ни сколечки! Получил результаты, по партизански осваиваю - придёт время, вывалю во вседоступность.


                        и ещё добавлял, у том же духе

                        Цитата: SVVP
                        Ну, ладно, я и так многое что поведал, о чём бы не стоило пока.
                        Ждите, как придёт время - всё будет в доступе


                        - так вам всё сразу подавай!!! wassat
                        Ждите, а то и так ветка "за оффтоплена" нетематическим winked

                        Цитата: Даос
                        В общем пока реально инженерное решение не увижу не поверю...

                        Вы его увидели, по пословице, "...За деревьями - леса не видно"(С)/пословица/
                        Ну а суть - верно(!), завсегда в деталях кроется bully
                      2. SVVP 3 апреля 2017 07:35
                        Цитата: Даос
                        Поживём посмотрим... исходников маловато. не говоря уже о подробностях конструктива.

                        Щас бы! laughing "Разбежался - не удержать!" bully Может вам ещё и преподробнейшие чертёжики скинуть со всей технологией, "...да, ключики от квартирки, где голые девки лежат" (С)/непереводимый-народный-фольклор/??? tongue
                        Цитата: Даос
                        Реактивный ротор тоже ни разу не новость...

                        Верно! yes Да только паровой двигатель паровоза от "деревенского дизелька" - мало чем отличается, разве что КПД??? winked ...
                      3. SVVP 3 апреля 2017 07:41
                        Цитата: Даос
                        С циммерманом тоже спорить не буду. Там правда движки были не на 174 л/с а на порядок помощнее...


                        Как вовремя подметили! belay А не заметили, так, "навскидку", коль Вы специалист, разницы в массе, масштабах и конструктивных особенностях по пресловутому коэффициенту "Сх"???... feel

                        Ну, ладно, wink - сам уж "в разнос пошёл"... lol
  6. Даос 3 апреля 2017 11:54
    SVVP,
    Я многое заметил, ибо как ни крути всё таки по образованию (тому ещё советскому) являюсь именно "инженером механиком по эксплуатации ЛА и АД" причём со специализацией "изд ВМ" - т.е. СВВП. и к теме этой априори не равнодушен, продолжаю изучать и собирать материал. Именно поэтому и скептичен - т.к. в "чудеса" верить не приучен а верю в теорию подкреплённую практикой. Прорыва в этой теме не было и даже не намечалось. Т.к. законы физики и аэродинамики остаются неизменными. И показатель "удельной мощности" давно уже танцует на техническом пределе... В общем посмотрим. А то вон Маск тоже дохрена чудес наобещал а в итоге всё равно "китайские батарейки".
    1. SVVP 3 апреля 2017 12:24
      Цитата: Даос
      Именно поэтому и скептичен - т.к. в "чудеса" верить не приучен а верю в теорию подкреплённую практикой.

      Тогда позвольте Вас спросить,
      1. У Вас есть знания термо-газодинамики? Двигателестроении?
      Цитата: Даос
      Т.к. законы физики и аэродинамики остаются неизменными. И показатель "удельной мощности" давно уже танцует на техническом пределе...

      2. Есть ли разница в адиабатических и изотермических процессах, особенно, если в них присутствует центробежная экспонента???...

      Лучше в ЛС ответьте, и если не последует ответа - весь "пересуд - ниочём!" hi
      1. Даос 3 апреля 2017 14:58
        Термо и газодинамику изучал в пределах "ТАД" (Теории авиационных двигателей) так что представление имею (хотя я безусловно не теоретик а практик эксплуатационщик) Каким образом вы к "идеальным" газовым процессам касающимся прежде всего теплового расширения и работы газа прислонили "центробежную экспоненту" я конечно не понимаю... расшифруете?
        "Адиабатический процесс — термодинамический процесс в акроскопической системе, при котором система не получает и не отдаёт тепловой энергии." (с)
        "Изотермический процесс — термодинамический процесс, происходящий в физической системе при постоянной температуре." (с)

        т.е. определить разницу мы можем только с учётом того реального процесса который описываем.

        Упрощая до предела де факто в любой "тепловой машине" мы можем повышать КПД только приближаясь к "идеальной кривой" - рабочему циклу идеального газа снижая потери. Но порога эффективности мы достигнуть не можем т.к. потери неизбежны а рабочий газ у нас всегда отличается от идеального. При этом мы всё равно ограничены самой этой "идеальной кривой" - т.е. физическим пределом работы даже для идеального рабочего тела т.к. не можем передать ему больше тепла чем например в принципе выделяется при полном (что тоже идеальный показатель) сгорании топлива.
        1. SVVP 3 апреля 2017 20:50
          Хорошо, если Вы всё же решили вести диалог в рамках форума, т.е, на всеобщем обозрении, у меня есть только одно условие - вести диалог настолько понятно, по Фейнмановски, "...чтобы даже домохозяйка могла понимать", о чём тут бишь мы с Вами толкуем (принимаются все условия пояснения - вплоть до "на пальцах"), кратко, лаконично, доходчиво и просто, насколько это возможно.

          Итак, приступим:
          Цитата: Даос
          Каким образом вы к "идеальным" газовым процессам касающимся прежде всего теплового расширения и работы газа прислонили "центробежную экспоненту" я конечно не понимаю... расшифруете?

          Коль у Вас целевое образование, должны понимать, что суть означенных каналов - однотипна, т.е., центробежное сжатие воздуха, компрессор, т.е. а не к
          "идеальным" газовым процессам касающимся прежде всего теплового расширения
          , как Вы упомянули.


          С
          Цитата: Даос
          Адиабатический процесс

          всё понятно, от сжатия повышается температура, от расширения - понижается.
          А теперь то, что лежит в основе предложенного мной движителя, т.е., изотермическое сжатие в компрессоре центробежном. При центробежном охлаждаемом сжатии воздуха, давление будет выше на выходе, потому как охлаждённый воздух, при одинаковых оборотах ЦК - будет иметь бо"льшую плотность, нежели без оного, потому что при разной температуре - разный объём одной и той же массы воздуха, это физика. Далее, ВУ движителя, находится по оси ротора, и при режиме "самолёт" становится фронтальным, - это дополнительный своеобразный наддув, что в свою очередь повышает так же КПД движителя, хотя бы и без таких "мелочей" как то, что охлаждённый воздух имеет меньшую вязкость, а значит, меньше имеет индуктивных потерь.

          Ваша очередь, Даос. Есть что подвергнуть сомнению? Найти противоречие?
          (Пока касаемся ВУ и компрессора(!), КС и сопло - "на закусь"!)
          1. Даос 3 апреля 2017 21:59
            хоть вы и призываете к тому что бы поняла даже "домохозяйка" пока излагаете крайне невнятно... во всяком случае я не смог уловить взаимосвязь.
            1) Холодный воздух сжать легче - аксиома, именно поэтому на ТРД топливная автоматика имеет температурную компенсацию дабы не спалить движок при слишком низких температурах воздуха на входе...
            2) Нагрев воздуха при сжатии происходит при любом типе компрессора но у центробежного потери выше т.к. газовый тракт не прямой - это повышает газодинамическую устойчивость но снижает КПД - в итоге от ТРД с центробежными компрессорами полностью отказались (ВК-1, он же Дервент) кстати именно потому что ротор центробежного компрессора является фактически перегородкой на пути воздушного потока он не имеет больших выгод от предварительного сжатия воздуха в канале воздухозаборника.
            Впрочем я так понимаю что у вас роль лопаток компрессора выполняет лопасть несущего ротора? и подразумевается что воздух захватываясь у корня лопасти за счёт центробежной силы сжимается во внутреннем канале и подаётся в КС на конце её? Угадал?
            1. SVVP 3 апреля 2017 22:11
              laughing Опять Вы "за своё" о сложности изложения! Если охлаждаем и получаем большее давление, исходя из Вашего
              Цитата: Даос
              Холодный воздух сжать легче - аксиома,

              - получаем большее давление при тех же оборотах (хотя и имеем большую работу на это!), но работа проявляется в большей степени на выходе из сопла по импульсу. А больше производимой работы - больше мощность в сумме. Так? wink И не увиливать, пажалста! bully

              Цитата: Даос
              Впрочем я так понимаю что у вас роль лопаток компрессора выполняет лопасть несущего ротора? и подразумевается что воздух захватываясь у корня лопасти за счёт центробежной силы сжимается во внутреннем канале и подаётся в КС на конце её? Угадал?


              В точку!
            2. SVVP 3 апреля 2017 22:23
              Цитата: Даос
              кстати именно потому что ротор центробежного компрессора является фактически перегородкой на пути воздушного потока он не имеет больших выгод от предварительного сжатия воздуха в канале воздухозаборника.

              ...в нашем случае, при поступательной скорости от 500 км/час - мы имеем наддув в ВУ, порядка + одна атмосфера, т.б., 1 кг/см2 (относительно вертолётного режима)
              1. Даос 3 апреля 2017 22:38
                Ок. в принципе понятно. Хотя вопрос потерь в длинном узком Эс-образном воздушном канале с крайне небольшим сечением остаётся открытым...Ну и какой реальный удельный расход воздуха через такую "загогулину" тоже вопрос ... а именно этот параметр будет определять тягу (равно как и какое количество топлива можно будет в нём сжечь) - в теории схема рабочая - на практике скорее всего просто немасштабируемая в требуемой степени. Вариант "турбины Гирона" - известна с древней греции - практического применения не нашла.
                1. SVVP 3 апреля 2017 22:44
                  Цитата: Даос
                  Хотя вопрос потерь в длинном узком Эс-образном воздушном канале с крайне небольшим сечением остаётся открытым

                  Не правы - канал строго линеен(практически "труба") и ни какая не "загогулина", достаточно широк по сечению, и его сечение просчитано и перепроверено бывшим работником КБ "Сатурн".
                  1. Даос 3 апреля 2017 22:50
                    У вас по любому газовый поток как минимум дважды должен повернуть на 90 градусов от входа до выхода... Надо считать не трубу в лопасти а весь газовый тракт от воздухозаборника до среза сопла.
                    1. Даос 3 апреля 2017 22:52
                      И сечение этой трубы ограничено профилем лопасти и увеличить его невозможно - иначе потеряем качество винта.
                      1. SVVP 4 апреля 2017 05:40
                        Цитата: Даос
                        И сечение этой трубы ограничено профилем лопасти и увеличить его невозможно - иначе потеряем качество винта.

                        На чертеже американском, сечение канала, если брать в среднем, лежит в пределах 1 (в начале и конце - в пределах 1, 5) к ВУ двигателя - и это при адиабатической работе движителя. У меня же с постоянством на сужение, кроме как перед КС - гораздо больше проходное чем у них сечение канала, рассчитанное и ни как не влияющим на качество профиля винта, специально по характеристикам подобранного по стандартам винтового профиля по назначению. Спросите, почему так у них было? Отвечаю, что по переводу сказано, лопасть - взята серийная, не специально сконструированная и исполненная, "подходящая по параметрам" к специально сконструированной КС(!). А в рекомендациях отчёта говорится, что требуется канал по сечению увеличить - но не сказано на сколько должна быть эта величина. Нам же, пришлось вычислить эту закономерность и применить на практике - по результатам получилось очень даже неплохо.
                    2. SVVP 3 апреля 2017 23:25
                      Цитата: Даос
                      У вас по любому газовый поток как минимум дважды должен повернуть на 90 градусов от входа до выхода... Надо считать не трубу в лопасти а весь газовый тракт от воздухозаборника до среза сопла.

                      Хм! Оч-странно! )) Американцы, а точнее NASA, все Ваши повороты считали достижением увеличения больших степеней
                      Хотите для Вас открою "Америку"? Наслаждайтесь yes
                    3. SVVP 4 апреля 2017 07:07
                      Цитата: Даос
                      Надо считать не трубу в лопасти а весь газовый тракт от воздухозаборника до среза сопла.

                      Вы как то невнимательно читаете, belay Я ж ведь Вам "чёрным - по русски" писал, что
                      Цитата: SVVP
                      и его сечение просчитано и перепроверено бывшим работником КБ "Сатурн".

                      Всю газодинамику, весь газовый тракт от ВУ ротора - до среза сопла каждого двигателя КС.
                      1. SVVP 4 апреля 2017 07:25
                        Вам что нибудь говорит имя Юрий Витальевич Карханов? Именно он выполнял приближённый газодинамический расчёт всего движителя, от ВУ роторов - до среза сопла КС. Очень прискорбно, что такой талантливый Человек с большой буквы, скончался на седьмом десятке лет жизни 13.02.2017 г....
                2. SVVP 3 апреля 2017 22:51
                  Цитата: SVVP
                  Запамятовал ещё от чё добавить, на роторе измерения делал по топливу - ТДР (макс - 3,2 гр/сек), на тягу винта - динамометр (397 кг)

                  Вы думаете, что цифры - "потолошные"? Т.б., "взятые с потолка"? wink
                  "Разочарую"! С работающего ротора, с угловой в 240 м/сек good
                  1. Даос 3 апреля 2017 22:58
                    по вашим цифрам получается 11 с половиной килограмм/час. пропан это в среднем 2л/кг... т.е. 22 -25 литров час... Это уже ближе к реальности... Хотя как показывает практика "полигонные цифры" можно смело умножать на два...
                    1. SVVP 3 апреля 2017 23:41
                      Цитата: Даос
                      по вашим цифрам получается 11 с половиной килограмм/час. пропан это в среднем 2л/кг... т.е. 22 -25 литров час... Это уже ближе к реальности...

                      Это на максимале, режим висения расчётные под 800 кг взлётного, в реальности двухместный немного не дотягивает и до 400 кг. взлётного lol
                    2. SVVP 4 апреля 2017 09:11
                      Могу процитировать целевой перевод по ключевым моментам, с того отчёта NASA за 1956 г. для того, чтобы понять, что и адиабатически - это выгодно для применимости к конвертоплану:
                      РЕЗЮМЕ
                      Исследовательское расследование вертолетного струйного давления и реактивного движения системы был проведен на вертолетной испытательной башне Лэнгли. Эффекты из окружной скорости отношение топлива к воздуху и коэффициент давления на продвигающих характеристиках реактивной давлением системы были определены для диапазона из окружных скоростей от 135 до 171 метров в секунду, отношений давления торможения от комля лопасти винта 1.9, 2.14, и 2.31, и отношения топлива к воздуху от 0 до 0.03. На переферии смонтированная камера сгорания с выхлопным соплом постоянного диаметра использовалась в исследовании. Анализ показывает что для данного коэффициент давления и отношение топлива к воздуху, максимальная определенная двигающая мощность должны произойти при окружной скорости, в которой двигательная тяга равна воздуху и топливу нагнетанию термина, мощности и полному удельному расходу топлива .
                      Без горения в КС, минимального общего удельного расхода топлива 1.03 кг в час на лошадиную силу, на основе консервативной оценки компрессора и удельный расход топлива, а отношение ротора пропульсивной лошадиных сил с эквивалентным сжатого воздуха лошадиных сил около 0,45 был полученный при соотношении давления 2,31 и скорости КС 171 метров в секунду. Горение при соотношении топливо/воздух 0,02. В двигателе общий удельный расход топлива был увеличен примерно на 11 процентов в конечном отношение мощности было увеличено примерно до 1,0.
                      По сравнению с приводным несущим винтом вертолета, реактивный привод ротора имеет преимущество механической простоты и более высокой полезной нагрузки к отношение полного взлётного веса , однако, более короткий диапазон или срок работы, потому что у него более высокий удельный расход топлива. Из различных типов двигателей, этот движитель, несмотря на то, что более тяжел и более сложен , чем другие реактивные двигатели, прямоточные ПВРД и пульсирующие ПуВРД , особенно применим к вертолетам из-за его большой тяги к соотношение фронтальной зоны и ее низкий общий удельный расход топлива. С намного меньшим сопротивлением двигателя при данной тяге, производительность ротора существенно не нарушена внешним сопротивлением обтекаемой части двигателя, как это имеет место для импульсных и прямоточных двигателей роторов. Кроме того, центробежное сжатие не подлежит изменению в тяге ротора при азимутальных изменения положения ротора и роторные углы атаки лопасти, что характерно для других смонтированных реактивных установок, которые принимают воздух на прямом уплотнении входных устройств.
                      ВВЕДЕНИЕ
                      Исследование вертолетной системы центробежного давления - часть из программы, посвященной исследованию приведенных в действие реактивных приводов несущих винтов вертолета предпринятый Национальным Консультативным комитетом для Аэронавтики.
                      Другие аспекты этой программы включают в себя аналитическое исследование силовой установки (см. 1), исследование ротора с реактивным двигателем
                      (см. 2, 3 и 4), а также исследование импульсно-реактивных роторов (см. 5).
                      Расследование, о котором сообщают в этой статье, проводилось с центробежной системой получения давления , собранной от доступных лопастей ротора, которые были ограничены структурными соображениями, чтобы превзойти скорости 171 метров в секунду и приведены в действие разработанной камерой сгорания с соплом постоянного диаметра, главным образом, чтобы работать в очень низких соотношениях топливо/воздух.
                      Замечания по реактивной системе давления в лопасти
                      Это было показано на рисунке 10, что минимальный общий удельный расход топлива под давлением реактивной системы происходит для условия без горения в КС. Тем не менее, как показано на рисунке 7, отношение ротора пропульсивной мощности для компрессора воздуха лошадиных сил является минимальным для этого состояния. Поэтому для того, чтобы определить оптимальное давление в системе, необходимо оценить влияние большей компрессии, удельного веса и низкий удельный расход топлива холодного центробежного сжатия системы и более высокий удельной расход топлива под давлением реактивной системы адиабатического сжатия. Другая проблема, которая должны быть приняты во внимание, это обеспечение достаточной площади воздуховода для больших воздушных масс потоков, которые необходимы для получения холодного сжатия воздуха.

                      ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
                      Разведочное исследование напорно-струйного системы вертолета с тангенциально установленной камерой сгорания, было проведено на Лангли Вертолет испытания башни. Испытания проводились с выходом фиксированной зоны сопла в диапазоне скорости консоли лопасти от 135 до 171 метров в секунду и при корневых соотношениях давления торможения в 1,9, 2,14 и 2,31. Некоторые из более актуальных следующие результаты:
                      1.Для данного отношения давления торможения от комля до консоли, и окружной скорости, минимальный полный удельный расход топлива реактивной системы давлением исследованной полученной без горения в КС. Например, определенный топливный довод "против" - предположение 1,03 кг / ч / л.с., было получено для конкретного ротора, проверенного в отношение давления торможения от комля до консоли 2.31, при окружной скорости 171 метров в секунду, и принятый полный удельный расход топлива компрессора 1 lb/hr/air на лошадиную силу.
                      2. Использование горения в КС увеличивает отношение двигающей лошадиной силы - мощность к эквивалентной лошадиной силе сжатого воздуха за счет увеличенного полного удельного расхода топлива реактивной силы системы. Горение в КС, в отношении топлива к воздуху приблизительно 0.02 лошадиных сил ротора девидентов к эквиваленту отношения воздушной лошадиной силы приблизительно единства и полный удельный расход топлива приблизительно 1,13 кг / ч / л.с. в коэффициенте давления 2.31 и окружной скорости 171 метров в секунду. Это можно сравнить со средним удельным расходом топлива ПВРД 4,54 кг/ ч / л.с. и ПуВРД, средний удельный расход топлива 2,95 кг/ ч / л.с.
                      3. Сравнение конкретной валовой тяги из тангенциально установленной КС указано то, что потери составляют 8 процентов в тяге, из-за вращения.
                      4, анализ показывает это для данного коэффициента давления и воздушно-топливной смеси отношение, максимальная определенная пропульсивная мощность и минимум в целом удельный расход топлива должен произойти в окружной скорости, в который двигательная тяга равна скорости воздушному и топливному потоку.
                      5. Анализ также показывает что отношение лошадиной силы ротора к эквиваленту лошадиной силе сжатия воздуха - минимум для условия прекращения горения в КС. Отношение для конкретного проверенного ротора было около 0.45. Без горения в КС, отношение лошадиной силы, приблизился бы к 0.67 как предел, если пропульсивная мощность сохранялась в максимальном значении.
                      1. Даос 4 апреля 2017 10:58
                        Кстати - в приведённом вами отрывке (я так понимаю протокола испытаний) приведены данные по удельному расходу топлива: "1,13 кг / ч / л.с"
                        Итого имеем при заданных 174 л/с. расход в 196 кг/ч. То есть даже если это взлётный режим и при крейсерской будет в два раза ниже получаем где то 95 кг/ч... что в общем то эквивалентно расходу вертолёта с аналогичной по мощности силовой установкой - это действительно похоже на правду. Т.е. топливная экономичность схемы лучше чем у ПВРД и сопоставима с ТРД... Кстати и технологический предел тоже указан...
            3. SVVP 3 апреля 2017 22:39
              Цитата: Даос
              Нагрев воздуха при сжатии происходит при любом типе компрессора но у центробежного потери выше т.к. газовый тракт не прямой - это повышает газодинамическую устойчивость но снижает КПД

              Всё бы в согласии Вами излагаемого! Но я не зря упомянул Вам

              Цитата: SVVP
              ...и не забудьте "что-то там домыслить" исходя из 4-той с низу строчки ТТХ!


              Потому как топливо - СУГ, и испаряясь в теплообменном испарителе, отдельном от воздушного канала - охлаждает воздух при его сжатии в канале лопасти
              1. Даос 3 апреля 2017 22:47
                Это тоже понятно, только как не охлаждай воздух его максимальный расход всё равно на 95% задаётся сечением канала (не говоря уже о том что давление тоже нельзя поднять до бесконечности) Ну и главный "бублик с маком" который вырисовывается в этой схеме - узел подачи топлива во вращающуюся втулку ротора техническая реализация этого узла с учётом обеспечения требуемого уровня надёжности, возможности и скорости дросселирования с условием обеспечения устойчивого горения во всём диапазоне высот и скоростей... Самая сложная часть любого РД - это его топливная автоматика. Опять же эта схема при всей её оригинальности пока никак не объясняет декларируемую феноменальную топливную экономичность...
                1. SVVP 3 апреля 2017 23:04
                  Цитата: Даос
                  только как не охлаждай воздух его максимальный расход всё равно на 95% задаётся сечением канала (не говоря уже о том что давление тоже нельзя поднять до бесконечности

                  Расчётные - получили, и они гораздо лучше "прямоточника", получается, этак в 4 раза.
                  Цитата: Даос
                  Ну и главный "бублик с маком" который вырисовывается в этой схеме - узел подачи топлива во вращающуюся втулку ротора техническая реализация этого узла с учётом обеспечения требуемого уровня надёжности, возможности и скорости дросселирования с условием обеспечения устойчивого горения во всём диапазоне высот и скоростей...

                  Я ж Вам "талдычил" - всё решено bully Как производитель гарантирует по паспорту, не менее 10 000 часов (хотя, нами найдены материалы, позволяющие повысить как минимум в трое), а дросселирование - на автоматике, которая уже перегарантирована 200 летней проверкой.

                  Цитата: Даос
                  Опять же эта схема при всей её оригинальности пока никак не объясняет декларируемую феноменальную топливную экономичность...


                  Знать, зря я перед Вами "...метал бисер"... belay И про охлаждаемое сжатие, и про наддув в режиме самолёт, и про меньшую вязкость воздуха...
                  Ладно, облетаю до конца - поговорим о Ваших "детских страхах"! laughing
                  1. Даос 4 апреля 2017 10:51
                    Посмотрим, страхи то не "детские" - а элементарно в том что вы выложили первоначально не было соответствующих данных. А "узкие" места видны. Ещё раз подчеркну что я не теоретик, я практик эксплуатационщик. И дистанцию между "гладко было на бумаге" и практическим воплощением очень хорошо понимаю.
                    Опять же буду только рад если у вас всё получится и это будет реально рабочая машина... Во всяком случае это действительно может быть прорывом с точки зрения персонального воздушного транспорта.
                    1. SVVP 4 апреля 2017 11:24
                      Цитата: Даос
                      Т.е. топливная экономичность схемы лучше чем у ПВРД и сопоставима с ТРД...

                      То то и оно, и это чисто по адиабатической схеме, и без специального рассчитанного газохода. На узком канале уже прикидывали потери - много, расточительно много...
                      Цитата: Даос
                      Кстати и технологический предел тоже указан...

                      Не предел это ещё, а вот с изотермой - похоже точно предел был бы, да есть задумка одна хитрющщая, которую мы с Новосибирцем одним из бывшего "ящика" посчитали, если здоровья, сил и ума хватит - отодвину предел(по Новосибирцу получается, в 1,5 - 2 раза), дас Бог wink Мы с Кархановым Ю.В. это успели в своё время обсудить, да не дожил он. Знать мне придётся продолжить с мужиками преодолевать "Рубикон"...
                      Цитата: Даос
                      Во всяком случае это действительно может быть прорывом с точки зрения персонального воздушного транспорта.

                      Благодарю за понимание.

                      Если желаете, могу скинуть ссылку на официальный документ, на который ссылаюсь - он в свободном доступе, в оригинале, с самого официального сайта NASA. Есть желание - адрес для пересылки в ЛС.

                      Цитата: Даос
                      может быть прорывом с точки зрения персонального воздушного транспорта.

                      ... wink наверняка, "не только", тем более, что работая над ним почти 30 лет, много чего "понапридумывал" как его использовать, хотя бы то, что ему не нужна противообледенительная - лопасть от сжатия изнутри греется
                      1. Даос 4 апреля 2017 16:51
                        Реально буду рад если получится... Кстати сам в своё время проектировал персональный ЛА правда у меня была схема комбинированного скегового КВП с экранопланом (с расчётом использования в акваториях рек). Схема то была вполне рабочая но практически неприменимая как собственно сами малые СВП.
                    2. SVVP 5 апреля 2017 20:31
                      Цитата: Даос
                      (с расчётом использования в акваториях рек). Схема то была вполне рабочая но практически неприменимая как собственно сами малые СВП.

                      )) Мною предложенному - эта задача "по плечу", если заметили, да и с разрешительными полётами всё сейчас просто всё же, так что о применимости, можно поспорить ;)
                      Цитата: Даос
                      Реально буду рад если получится...

                      А уж мне как автору, это как радостно будет - не описать, ведь выпестовано, своё. ;)
Картина дня