малозаметность 5-го поколения защищена от радаров x-диапазона и в основном с фронтальной точки зрения, для малозаметности от низкочастотных радаров у них должны быть летающие крылья без хвоста. Поскольку опасность для танкеров возрастает, им требуется гораздо большая дальность полета, они предъявляют огромные требования к охлаждению и электричеству, что уже в 5-м поколении является проблемой, решаемой только с помощью двигателя с адаптивным циклом. изначально планировалось, что 5-е поколение будет скрытным в течение пары дней войны, а затем добавит больше оружия в не столь скрытом режиме, но поскольку противники также получили 5-е поколение, сражение может оказаться совсем не таким, как в Ираке, Сербии, Ливии, как они себе представляли. Требуется гораздо более крупное вооружение и внутренняя подвеска, чем планировалось изначально. ВВС США рассчитывали на боеприпасы малого диаметра, которые они могли бы разместить внутри F35

Когда планировался F35, они представляли, что это будет как F117 над Багдадом, который будет сбрасывать высокоточные бомбы во время полета над целями

Во время войны в Украине они узнали, что SDB не совсем работает, имея всего 14 кг тротила, небольшие ошибки в выборе цели делают их неэффективными в бою. Вот почему ВКС сбрасывают примитивные снаряды весом 1000-3000 кг, потому что они не могут попасть достаточно точно.
.
Внезапно самолету-невидимке приходится находиться на расстоянии более 100 км от линии соприкосновения. В Тихом океане ситуация еще более усложняется.F35 внезапно заменяет 16 SDB на, возможно, 2 пригодные для использования небольшие крылатые ракеты.

Но вы же знаете, что, в конце концов, это всего лишь гипотетический бой военно-воздушных сил Китая и США 5-го поколения, который никогда не состоится.
Но это не значит, что деньги не будут потрачены, а технологии усовершенствованы.

BBCRF
Вы удельную тягу с удельным импульсом перепутали. Да, удельный импульс измеряется в [м/с]. Удельная тяга у ТРД - это отношение тяги к секундному расходу воздуха. Отсюда в [кгс*с/кг] [кгс] - тяга двигателя, [кг] - масса воздуха, проходящая через двигатель, [с] - время, за которое через двигатель проходит масса воздуха.

Я понял. Удельный вес. Но я предпочитаю удельную весовую тягу - обратный удельный параметр. Так коэффициент получается больше единицы и это проще при сравнении для человеческого восприятия.
Не согласен. Да, двигатель тяжелый. Pretty Whitney в то время решила совершить "квантовый скачок": решительно перейти от никелевых жаропрочных сплавов на кобальтовые жаропрочные сплавы. Кобальтовые значительно тяжелее. Но при этом стендовые тяги также значительно возросли, как и ВСХ в целом. Так что удельная весовая тяга (максимальная и форсажная) все равно выше чем у двигателей предыдущего поколения. Особенно если сравнивать с семейством F110 от Генеральных электриков. У F119 9,49 - форсажная весовая тяга и 6,03 - максимальная весовая тяга. На близкие характеристики по удельной весовой тяге недавно вышел 177С. Но при этом все равно не дотягивается по удельной тяге. Хотя существенно экономичнее. Короче, не стоит недооценивать F119. Это классный движок. Мощный и нажористый. И, потому только для F-22A подходящий. Для любого другого самолета, у которого нет такой ублюдочной аэродинамики как у F-22A двигатель F119 не подходит. Слишком мощный и нажористый. Единственное, за что в F-22A можно поставить оценку "отлично".

Оно и так больше единицы, если в кг на кН считать:

https://repo.ssau.ru/bitstream/Uchebnye ... j385204595



Для объективности я просто приведу цифры thrust to weight ratio для ТРДДФ 4-го и 5-го поколений что указываются в англоязычной википедии (ну не будут же они там специально представлять свои серийные двигатели 5-го поколения в невыгодном свете по данному параметру):

YF120 Thrust-to-weight ratio: >8.54:1 (augmented)
F119-PW-100 Thrust-to-weight ratio: 5.2:1 (intermediate), 7.0:1 (afterburning)
F135-PW-100/400 Thrust-to-weight ratio: 4.36:1 military thrust, 6.70:1 augmented
F110-GE-129 Thrust-to-weight ratio: 4.38:1 intermediate power, 7.50:1 in afterburner
F110-GE-132 Thrust-to-weight ratio: 4.69:1 intermediate power, 8.02:1 in afterburner
AL-31F Thrust-to-weight ratio: 4.93 (dry), 8.22 (afterburning)
AL-41F Thrust-to-weight ratio: 10.5 - 11:1
AL-41F-1S Thrust-to-weight ratio: 5.49 (dry), 8.75 with afterburner, 9.04 with emergency thrust
AL-51F1 Thrust-to-weight ratio: 7.45:1 on dry thrust, 11.5:1 on afterburner
WS-15 Thrust-to-weight ratio: >10

WS-19 Thrust-to-weight ratio: ~10
EJ200 Thrust-to-weight ratio: 6.11:1 and 9.17:1 (with reheat)
M88-2 Thrust-to-weight ratio: 5.68:1 (dry) and 8.52:1 (with afterburner)
F404-GE-402 Thrust-to-weight ratio: 4.8 (dry), 7.75 (afterburning)
F414-GE-400 Thrust-to-weight ratio: 9
RD-33 Thrust-to-weight ratio: 4.82 (dry), 7.9 (afterburning)

Так что да, F119 тяжелый (для своей тяги) и жрёт много. В результате у F-22A combat range:

460 nmi (530 mi, 850 km) clean with 100 nmi (115 mi; 185 km) in supercruise
595 nmi (685 mi; 1,102 km) clean subsonic
750 nmi (863 mi; 1,389 km) with 100 nmi in supercruise with 2× 600 U.S. gal tanks

Для сравнения у F-15C:

586 nmi (674 mi, 1,085 km) counterair mission with one external fuel tank
470 nmi (540 mi; 870 km) area intercept with 4× AIM-7, internal fuel
1,061 nmi (1,221 mi; 1,965 km) for interdiction mission with three external fuel tanks

Тяга меряется в Ньютонах, А Ньютон это кг*м/с^2. Кг сокращаются как и одна с, и остается м/с. Это ты что то путаешь,а не Я. Более того удельная тяга это Сс-V. Т.е скорость истечения газов минус скорость полета где тут удельный импульс?

На фото J-36, такое ощущение, что они засунули огромные боковые РЛС. Это будет фактически пункт управления в том числе БПЛА и замена ДРЛО с возможностью работать аналогами Кинжала и ракетами РВВ-БД. Скорее всего и нужен третий двигатель для питания всего этого добра.

Прежде всего, помните, что двигатели F119 были готовы к использованию в прототипах самолетов в 1989 году!!

Двигатель F119 разработан специально для F22 с высокой сверхзвуковой скоростью на сухой тяге.
Требованием к ATS была максимальная скорость 1700 узлов, у YF22 была указана скорость всего 2,5+ маха, поэтому скорость, как у Миг-31


И дело не только в соотношении мощности и веса, цели были амбициозными
- Поддержание сверхзвуковой крейсерской скорости
- снижение инфракрасной и радарной заметности
-снижение стоимости жизненного цикла как минимум на 25%
-сокращение количества деталей для современных истребительных двигателей на 40-60%
-Увеличение тяговооруженности на 20%
- Трехкратное увеличение срока службы

А его ядро продолжает работать в 35-м году и, вероятно, в ряде будущих двигателей, таких как PW7000 с обратным вращением

"Старый, но не бесполезный"(C) "Терминатор 5: Генезис"

185 км сверхзвукового полёта на бесфорсажном режиме работы двигателей при вылете на боевой радиус 850 км по идее должны вызвать синдром поиска в этом глубокого тактического смысла. В 720 километровом боевом радиусе перехватчика МиГ-31 с немедленным разгоном после взлёта до скорости М=2,35 тактический смысл есть. В заявленной для Су-57 2000 километровой дальности полёта на бесфорсажной сверхзвуковой скорости тактический смысл есть. А со 185 километрами бесфорсажного сверхзвука F-22A при боевом вылете на радиус 850 км - это наверное просто так получилось из за низкой экономичности F119. Не удивлюсь если у F-15C, пусть и со 185 километровым участком форсажного сверхзвукового полёта, боевой радиус получается повыше.

Если мне не изменяет память программа называлась ATF (Advanced Tactical Fighter), а со скоростью как у МиГ-31 у детища этой программы точно не получилось, ни при бесфорсажном полёте, ни при полёте на форсаже.

Нельзя отрицать что F-22A - первый истребитель 5-го поколения. Но первый, не значит лучший. Что же на счёт двигателя F119-PW-100 - если его считать ТРДДФ 5-го поколения, то по идее характеризуемые гораздо более высокими значениями thrust to weight ratio и большей топливной экономичностью ТРДДФ WS-15 и АЛ-51Ф1 следует уже причислять к поколению 5+.

По поводу же F135-PW-100. После того как я обратил внимание на его thrust to weight ratio, мне стало понятно проявившееся в прошлом десятилетии настойчивое желание в рамках программ AETD и AETP наработать технические решения по его замене к середине 2020-х годов. Как мы прекрасно знаем заменить F135-PW-100 к середине 2020-х годов не удалось.

Что-то всё как-то очень небезоблачно на сегодня выглядит с американской тактической авиацией на фоне парка в 300+ серийных Chengdu J-20 и первых полётов прототипов китайских истребителей 6-го поколения.

Не стоит в серьез воспринимать цифры из википедии.
На примере Миг-25РБ при взлете с аэродрома он достигал потолка в 20км и скорости 2.35М через 265км. При это топлива оставалась 8. 5т. Да у МиГ-31 больше топлива. Однако я бы отнял бы 100км, на износ техники погодные условия и т.д. Ну и 2000км для Су-57 безфорсажного сверхзвука это что то на уровне сказок

может там несколько факторов сыграли, например такой:

А что не так с thrust to weight ratio? Масса у 100 порядка 1700-1800 кг (сухая, скорее всего), thrust to weight ratio 11+ на форсаже, на стенде тягу в 20 т показывает. Диаметр удалось увеличить без значительного роста массы относительно F119. Там есть проблемы, помимо цены, но сам движок один из наиболее совершенных вплоть до 2020-х. Просто, он не подходит для NGAD, для этого нужен изменяемый цикл, чтобы легко выходить на крейсерский сверхзвук без форсажа, а также увеличить перегоночную дальность. И еще, возможно, их ВВС хотят альтернативного поставщика, чем PW.

BBCRF > Ну и 2000км для Су-57 безфорсажного сверхзвука это что то на уровне сказок

Верно. Вот что говорил конструктор:

По словам Михаила Погосяна, если самолет четвертого поколения на сверхзвуке может преодолеть максимально 650-700 километров, как, например, Су-27, то Т-50 – больше полутора тысяч километров. А дозвуковая дальность — около 3,5 тысячи километров.

https://www.vesti.ru/article/1879721

> А со 185 километрами бесфорсажного сверхзвука F-22A

Это ограничение мирного времени, введённое для экономии ресурса.

Можно я буду опираться на англоязычную википедию? Ведь там реноме F119-PW-100 в ущерб истине наверное портить сильно не будут, нет?

И так, dry weight: Approx. 5,000 lb (2,270 kg) overall. Ну это понятно вес соплом управляющим вектором тяги. Ну так и для других вес с соплом.

Тяга >35,000 lbf (156 kN) (with afterburner).

Перевожу кН в кгс - 15907,6 кгс

15907,6 / 2270 = thrust to weight ratio 7,0 : 1

Есть конечно сносочка про: Actual thrust is in the 37,000–39,000 lbf (164.6–173.5 kN) range. Можете пересчитать thrust to weight ratio с этой тягой.

Ссылку про тягу F119-PW-100 в 20 тс на стенде приведёте?

Безусловно. До 2020-х годов не было других ТРДДФ для истребителей обеспечивавших бесфорсажную сверхзвуковую скорость до М=1,76 включительно.

Но F119-PW-100 обеспечивал эту замечательную бесфорсажную сверхзвуковую скорость за счёт своей прожорливости по топливу и массивности по конструкции. Обеспечивал на дистанции ~185 км при боевом вылете на боевой радиус 850 км без ПТБ.

А сейчас появились два конкурента сходного класса тяги, WS-15 и АЛ-51Ф1. Более совершенные по конструкции (что видно по заявленным для них значениям thrust to weight ratio) и гораздо более экономичные.

Об этом можно судить по тому что для J-20 заявлен максимальный боевой радиус 2000 км и перегоночная дальность с двумя ПТБ 5500 км (максимальный боевой радиус F-22A 1389 км и перегоночная дальность с двумя ПТБ 3220 км).

А для Су-57М кроме практической дальности с двумя ПТБ в 5500 км заявлены так же 2000 км полёта на крейсерском сверхзвуке со скоростями до значения M=2,0 включительно.

Так он и для F-22A в условиях Тихоокеанского ТВД не подходит. Выше я привел иллюстрацию того какие результаты ожидались от внедрения нового газогенератора разработанного в рамках программы AETP при модернизации F-22A - увеличение радиуса действия на 18%, экономия затрат на топливо в 448 млн. долларов. Но что-то не срослось. ТРДДФ F-22A так и остался немодернизированным. Для F-35 использование в новом ТРДДФ для него результатов программы AETP должно было сделать ещё больше, но что то тоже не срослось.

Это combat range, боевой радиус по русски говоря, с указанными особенностями - вылет на радиус 850 км со 185 км полёта на крейсерской сверхзвуковой скорости. Для бОльшего радиуса, извините, топлива в баках немае. Если увеличить длительность участка сверхзвукового полёта, то боевой радиус будет ещё меньше.

Если у Вас есть более точные цифры, приведите их. По МиГ-31 это цифры для МиГ-31Э из каталога Рособоронэкспорта.

- что за двигатель с "обратным вращением"?

Проблема с переводом из Яндекса, но одной из экспериментальных разработок F119 является двигатель с турбинными ступенями, вращающимися в противоположных направлениях, что еще больше снижает вес и количество деталей, а также значительно повышает эффективность, поскольку инженерные разработки позволяют отказаться от некоторых или даже большинства дисков статора и при этом нет необходимости в замене. также это преимущество заключается в охлаждении, поскольку эти статоры также требуют охлаждения. Предполагается, что выигрыш значителен, особенно в двигателях с очень высокой производительностью. PW7000, предположительно, является передовым двигателем, разработанным на основе XF66 или XF69, которые были разработаны в противоположность ядру F119


Axial Flow Contra-Rotating Turbines
J. F. Louis

Противовращение.

Изначальный месседж был про F135-PW-100, именно он на стенде свыше 20 тонн выдает, другое дело, что нужно соблюдать ресурсные показатели.
По поводу F119-PW-100, степень двухконтурности 0,2 почти все объясняет. Интересно, что для движков 4-го поколения в США тоже была явная тенденция к снижению степени двухконтурности, вряд ли ради крейсерского сверхзвука на F-15/16/18, значит, зачем то это было нужно.
И вот именно поэтому, я бы особо не ожидал чудес от Су-57М. Иначе будет неизбежное разочарование, как с Су-57, когда выяснилось во время китайской выставки, что дальность с двигателями изд. 117/177 меньше, чем у СУ-35. Потому что, если у Ал-51Ф степень двухконтурности в районе 0,3-0,4, то это означает не только бесфорсажный сверхзвук, но и ставит под вопрос декларируемую экономичность. Но посмотрим.

Если речь про противоположное направление вращения ТВД и ТНД, то такой "инновации" уже сто лет в обед, и оно применяется и у нас и у них, даже в гражданской авиации. Позволяет чуууууууть-чуть повысить КПД ТНД за счёт меньшего угла поворота в СА1 ТНД, никакой заявкой на новое поколение двигателей, конечно, это не пахнет даже


Что такое диски статора?

Вы шутите, да?за каждым ротором находится статор, После каждой вращающейся лопатки на ступени компрессора находится практически неподвижная лопатка. Это увеличивает длину, вес и количество деталей двигателя, которые нуждаются в охлаждении.

Промышленная турбина, но то же самое происходит и в реактивном двигателе

1. В авиационных двигателях лопатки компрессора не охлаждаются. В ТНД - весьма редко
2. Об исключении статорных лопаток компрессора вообще всерьёз не стоит говорить. Они для регулирования компрессора необходимы так-то
3. Вы же не думаете, что противовращение делается для КАЖДОЙ ступени? Как вы себе это представляете? Вы для каждой ступени подшипниковую опору предлагаете делать?



Вы в одном из постов ранее сослались на статью "Axial Flow Contra-Rotating Turbines" за авторством J. F. Louis. Там есть картинка хорошая, где видно, что противовращение реализуется, по сути, для двух разных турбин (одна высокого давления, другая - низкого). Просто в данном случае обе турбины одноступенчатые



Если бы они были многоступенчатыми, то все ступени ТНД (сколько бы их ни было) вращались бы в ОДНУ сторону, а все ступени ТВД - в другую. Соответственно, исключить можно было бы только ОДИН сопловой аппарат - СА1 ТНД (или, скорее, просто уменьшить угол поворота потока в нём)

Я знаю, что встречное вращение будет происходить только на одной части сцены, но они упоминают о радикальных улучшениях в XTE-66 с точки зрения количества деталей и длины двигателя

XTE-66. Pratt & Whitney began test-running the XTE-66 prototype of its PW7000 next-generation fighter engine in February 1999. The XTE-66 is to be used as the basis for growth of the F119 engines used on the F-22 and JSF. The XTE-66 is based on the XTC-66 core, which was successfully demonstrated in 1998 under the Advanced Technology Engine Gas Generator segment of the U.S. DoD's Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) effort. The twin-spool XTE-66 has an advanced two-stage fan and a vaneless LPT that rotates opposite the core. The HP spool rotates at up to 22,000 rpm in one direction, while the LP spool turns at 10,000 rpm in the opposite direction. The net result is expected to be a 50 percent thrust-to-weight improvement over the F119.

600-700км,он че курил? для Су-27 этот показатель меньше 600км. Если взять среднюю скорость в 1.5М и высоту 11км то двигатели сожрут все 9.5т где то за 15-20 минут. И это без учета разбега и набора высоты и скорости. Т.е получается дальность полета 397 км

Ну так это общемировая тенденция, которая без всяких противовращений происходит. И в случае XTE-66 это радикальное улучшение достигается за счёт большого количества различных мероприятий (не знаю, каких именно), а не за счёт противовращения


XTE-66, как я понимаю, это некий демонстратор технологий, созданный на основе F119, у которого одноступенчатая ТВД (HPT) и одноступенчатая ТНД (LPT). Тогда противовращение роторов могло позволить избавиться от соплового аппарата (Guide vane) ТНД, что позволило сэкономить несколько килограммов массы и формально говорить о vaneless LPT. Но это же только частный случай, если бы ТНД (LPT) имела 2-3-4 ступени (а это было бы так для любого другого двигателя, у которого не настолько низкая степень двухконтурности [bypass ratio], как у F119) то там было бы неизбежно наличие сопловых аппаратов (guide vanes) 2, 3 (и так далее) ступеней ТНД.

Скажу даже больше.
При большей степени двухконтурности [bypass ratio] была бы ниже частота вращения каскада низкого давления, и тогда противовращение не позволило бы избавиться даже от соплового аппарата (guide vane) 1 ступени ТНД.

Можете посмотреть на двигатель F135. Там тоже есть противовращение роторов ТВД и ТНД (HPT and LPT), но никакого "vaneless LPT" там нет. И в ADVENT его тоже нет

можно пруфы на это заявление еще со скоростью 2М. Где жор двигателей еще больше

У нас нет двигателей с противовращением роторов (исключение АЛ-51 который ток проходит испытания). Единственный такой двигатель который я знаю это F119-PW-100

Из наших двигателей у ПД-14 есть противовращение роторов.
У буржуев это GEnx, GE9X, семейство LEAP и P&W1000G.

семейство д-36 с противовращением

ну точно блядь надежные источники