То что оно не полетит достаточно далеко, это точно

Это из какого-то кино, нет?

https://www.secretprojects.co.uk/thread ... ost-394330

Просто старая модель из восмидесятых.

Проектирование самолетов, 2018 год







Сама книга: https://disk.yandex.ru/i/NCZtNMF2SAc10g

Книга в которой есть почти все.

Простой вопрос: зачем/кому нужен СВВП?
На примере Ф35А/В ( а эта самый лучший вариант из-за унификации зх вариантов АВС)
Авианосец 100ттонн +Ф35С
Недоавианосец типа британского +Ф35В

Можно сравнить затраты. И боевую эффективность

--Для России не нужен(это если он типа як-41 или что то подобное ф-35Б)Да и авианосец России не нужен.Нахрена ржавого Кузю востанавливают --очередная показуха из серии у других есть и нам тоже нужно для престижу.Трата ресурсов на очередное ведро..
Штатам нужен для морпехов хотя как по мне обычный палубник лучше.Зачем бриты покупали 35 Б мне совсем непонятно.Можно было иметь обычные палубники с гор.взлетом.И лучшими ЛТХ.

Разве "утка" может хорошо в вертикалку?

Вообще, для СВВП целесообразнее дедать силовую установку по схеме Р-579 (21 т тяга) + подъёмный вентилятор, получается экономичнее и взлётка повреждается меньше.

stashandr Разве "утка" может хорошо в вертикалку?

Почему нет?
https://www.secretprojects.co.uk/thread ... 238/page-3

paralay
При всём громадном уважении, проект студента лучше: у него на один подъёмный двигатель меньше

Проектируете вчерашний день.

Я не проектирую свой, а разбираю данный проект. Совмещаю озвученные данные с представленной компоновкой

Может что нибудь все же спроектировать. Только новое концептуальное

Там как то озвучивали стоимость их новых авианосцев, он стоит как нормальный с катапультой....но может с разницей на металл и саму катапульту....но стоимость того же СВВП (он сам в 1,5-2раза дороже), разработка, малая серийность...пилоты. И сам СВВП (даже в случае с Ф35А-Ф35В) эрзац истребитель.

Дак и я о том же.В конце концов можно было купить обычный горизонтальный палубник и взлетать не с катапульты а трамплина.У англов опыт есть ..

Характеристики самолета КВВП

Несущая площадь, крыло + ПГО 41.16 м2
Объём планера 38.4 м3
Омываемая поверхность 192 м2
Аэродинамическое качество макс 10.85

Масса:
максимальная 17284 кг
нормальная 14285 кг (3680 кг топлива)
вертикального взлёта 13845 кг (2100 кг топлива)
топлива 3680 кг, с ПТБ 6680 кг
боевой нагрузки 3000 кг / 1400 кг
снаряженного 10504 кг
пустого 10354 кг
планера с шасси 4203 кг
оборудования 1139 кг
силовой установки 3562 кг

максимальная скорость 1900 - 2185 км/ч
дальность полёта без ПТБ 1682 км
дальность полёта с ПТБ 2641 км

радиус действия КВВП 515 км
радиус действия СВВП 442 км

стартовая тяговооруженность

тяга маршевого двигателя в вертикальном режиме 12 945 кгс (12% - потери тяги)

короткого взлёта и вертикальной посадки (КВВП) 1.26, (12945 кгс + 4500 кгс) : 1.26 = 13845 кг – очевидно посадочная масса

13845 кг (вертикальная посадка) – 10345 (снаряженный) – нагрузки (1400 кг) = 2100 кг (топливо нормальная заправка)

взлётная масса с коротким разбегом 100 метров
нормальная 15425 кг
снаряженного 10345 кг
топлива 3680 кг
нагрузки 1400 кг


обычного взлёта и посадки (ОВП) 0.94, 14500 кгс : 0.94 = 15425 кг

логично предположить, что 15425 кг это максимальная взлётная масса
максимальная 15425 кг
нормальная 13745 кг
пустого 10195 кг
снаряженного 10345 кг
топлива 3680 кг (2100 кг – нормальная заправка)
нагрузки 1400 кг

Как решить противоречие между описанием проекта и приложенным к нему чертежом?
Допустим самолёт изначально сделан под другую силовую установку.
вертикальный взлёт и посадка с массой 13845 кг. Оптимальная тяговооруженность 1.26. В таком случае нам необходима силовая установка, обеспечивающая вертикальную тягу:
13845 кг * 1.26 + 12% (на потери) = 19538 кгс, округляем до 19500 кгс (прям как у F135)
Теоретически нужную тягу и даже несколько больше, можно получить в габаритах изд.30

Уравниваем моменты перед (3.8 м) и позади центра масс (3.5 м).

(3.8 м + 3.5 м) : 2 = 3.65 м * 19500 кгс : 2 = 3.65 м * 9750 кгс = 35 587.5 кгс*м

Вентилятор: 35 587.5 кгс*м : 3.8 м = 9 365 кгс
Сопло: 35 587.5 кгс*м : 3.5 м = 10168 кгс

масса снаряженного 10345 кг
масса пустого 10195 кг

РД-41М 4500 кгс * 3.9 м = 17550 кгс*м
АЛ-41Ф1 5014 кгс * 3.5 м = 17550 кгс*м
суммарная тяга 9514 кгс

Это меньше массы пустого, то есть по заявленному нельзя не только взлететь вертикально, но и сесть. На схеме ВФК на базе газогенератора РД-33, достигнута тяга 5600 кгс, что также недостаточно.
Серый контур - подъёмник УДК проекта 23900


http://files.balancer.ru/forums/attache ... vvp-01.jpg

Не удивительно, это же дипломный проект чей-то.

Это что за проект который летать не в состоянии

А диплому и не надо летать. Ему тихонько лежать в архиве.

Диплому то не нужно .А вот дипломированные инженеры которые нелетающие проекты защищают ...Или и так сойдет.А потом самолеты проектируем с косяками ..А может так и должно быть я не в курсе..

Ну дык, тут не сказано, что он успешно защитил)))

Не верю, что в проекте могли накосячить. Вероятно не всё рассказали и не всё показали или вообще адаптировали для публикации "на скорую руку".
Мелочь, но перевод даН в кгс даёт следующе:
АЛ-41Ф1 14500 даН - 14786 кгс, округлим до 14800 кгс
РД-41М 4500 даН - 4589 кгс, округлим до 4600 кгс

Плечи в балансировочной схеме почти близки, а значит и безфорсажные тяги почти близки. Тут нужен другой ПД, тягой около 8т.

А зачем вообще всё это нужно, если был проект Як-201?

Это дипломный проект. Игра разума

Вообще, самым интересным вариантом (если реализуемо) Это был наш проект 80-ых годов. Когда вместо отдельных двигателей подъема (как на Як-141) Вентилятора (как на Ф-35) или жестких поворотных газоотводов (как на хариере и Х-32).

У самолёта под створками небольшого отсека, располагается надуваемый газоотвод от основного двигателя. По сути шланг из композитных, огнеупорных материалов. В сложенном-сдутом состояние занимает мало места, мало весит. А при необходимости надувается и прогоняет через разгоряченные газы на подъем. Самая интересная тема. Вопрос конечно в реализуемости.