Реактивка - История изменений

Expertx в 13:17, 22 января 2026

2026-01-22T13:17:51Z

Expertx в 20:45, 13 июля 2025

2025-07-13T20:45:05Z

Expertx в 20:40, 13 июля 2025

2025-07-13T20:40:10Z

Expertx в 20:32, 13 июля 2025

2025-07-13T20:32:48Z

109.195.90.92 в 06:27, 15 апреля 2025

2025-04-15T06:27:20Z

109.195.90.74 в 08:22, 2 апреля 2025

2025-04-02T08:22:49Z

109.195.90.74 в 08:18, 2 апреля 2025

2025-04-02T08:18:12Z

109.195.90.126 в 06:12, 2 апреля 2025

2025-04-02T06:12:16Z

109.195.90.126 в 05:55, 2 апреля 2025

2025-04-02T05:55:36Z

109.195.90.52 в 12:16, 1 апреля 2025

2025-04-01T12:16:35Z

@@ Строка 3: / Строка 3: @@
 К "реактивкам" условно относятся крылатые ракеты и турбореактивные самолёты, где сила тяги не меняется от скорости набегающего потока и максимальная воздушная скорость горизонтального полёта ЛА определяется равенством силы тяги на стопе и лобовым сопротивлением на установившейся скорости при Fст=Fх.
-Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при '''Т=1000грК''' через сечение сопла---''Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2'' (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78 х 0.38кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
+Сила тяга это произведение массового расхода топливо-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при '''Т=1000грК''' через сечение сопла---''Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2'' (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78 х 0.38кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
 где ''Vсоп=*=((ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5''=(400--500)м/с,
 давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  ''рогаз=ротвс То/Тсоп''=1.4кг/м3 х 273грК/1000грК=0.38кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!

@@ Строка 9: / Строка 9: @@
 давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  ''рогаз=ротвс То/Тсоп''=1.4кг/м3 х 273грК/1000грК=0.38кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!
-для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=0.9*Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/mсам 9.81м/с2 , скорость сваливания ЛА---''Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5''
+для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=Vсв (Тст АКмах)^0.9''', тяговооружённость----Тст=Fст/mсам 9.81м/с2 , скорость сваливания ЛА---''Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5''
 для ракеты с ПРУ необходимое условие старта----''1.25Vсв=Ft/mрак'', где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона ''Екин="Ft"^2/2mрак''

@@ Строка 5: / Строка 5: @@
 Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при '''Т=1000грК''' через сечение сопла---''Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2'' (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78 х 0.38кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
-где ''Vсоп=*=((ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5''=(400-500)м/с,
+где ''Vсоп=*=((ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5''=(400--500)м/с,
 давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  ''рогаз=ротвс То/Тсоп''=1.4кг/м3 х 273грК/1000грК=0.38кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!

@@ Строка 1: / Строка 1: @@
 Реактивные системы полёта---автор Книжников ВВ
-К "реактивкам" условно относятся крылатые ракеты и турбореактивные самолёты, где сила тяги не меняется от скорости набегающего потока и максимальная воздушная скорость горизонтального полёта ЛА определяется равенством силы тяги на стопе и лобовым сопротивлением на установившейся скорости при
+К "реактивкам" условно относятся крылатые ракеты и турбореактивные самолёты, где сила тяги не меняется от скорости набегающего потока и максимальная воздушная скорость горизонтального полёта ЛА определяется равенством силы тяги на стопе и лобовым сопротивлением на установившейся скорости при Fст=Fх.
 Fст=Fх.
-Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при Т=720гр С через сечение сопла---Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2 (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78х0.4кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
+Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при '''Т=1000грК''' через сечение сопла---''Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2'' (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78 х 0.38кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
-где Vсоп=*=( (ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5=(400--500)м/с,
+где ''Vсоп=*=((ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5''=(400-500)м/с,
-давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  рогаз=ротвс То/Тсоп=1.4кг/м3 х 273грК/(273грК+720грС)=0.4кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!
+давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  ''рогаз=ротвс То/Тсоп''=1.4кг/м3 х 273грК/1000грК=0.38кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!
-для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=0.8*Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/9.81м/с2 mсам, скорость сваливания ЛА---Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5
+для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=0.9*Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/mсам 9.81м/с2 , скорость сваливания ЛА---''Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5''
-для ракеты с ПРУ необходимое условие старта----1.25Vсв=Ft/mрак, где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона Екин="Ft"^2/2mрак
+для ракеты с ПРУ необходимое условие старта----''1.25Vсв=Ft/mрак'', где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона ''Екин="Ft"^2/2mрак''

← Предыдущая		Версия 06:27, 15 апреля 2025
Строка 12:		Строка 12:
	для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)==0.8Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/9.81м/с2 mсам, скорость сваливания ЛА---Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5		для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)==0.8Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/9.81м/с2 mсам, скорость сваливания ЛА---Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5

−	для ракеты с ~~ПУР~~ необходимое условие старта----1.25Vсв=Ft/mрак, где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона Екин="Ft"^2/2mрак	+	для ракеты с ПРУ необходимое условие старта----1.25Vсв=Ft/mрак, где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона Екин="Ft"^2/2mрак

@@ Строка 6: / Строка 6: @@
 Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при Т=720гр С через сечение сопла---Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2 (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78х0.4кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
-где Vсоп=*=( (ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5=(350--500)м/с,
+где Vсоп=*=( (ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5=(400--500)м/с,
-давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  рогаз=ротвс То/Тсоп=1.4кг/м3 х 273грК/(273грК+720грС)=0.4кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(250--300)кПа'''!
+давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  рогаз=ротвс То/Тсоп=1.4кг/м3 х 273грК/(273грК+720грС)=0.4кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(200--300)кПа'''!
 для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=0.8*Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/9.81м/с2 mсам, скорость сваливания ЛА---Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5
@@ Строка 16: / Строка 16: @@
 Типичная скорость горизонтального полёта авиамодели с "турбиной" равна 400--500км/ч при Тст=1!

@@ Строка 4: / Строка 4: @@
 Fст=Fх.
-Где тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при Т=720гр С через сечение сопла---Fст=Sсоп дельта ргаз/2 =Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2 и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78х0.4кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
+Сила тяга это произведение массового расхода топливно-воздушной смеси и скорости истечения горячих газов при Т=720гр С через сечение сопла---Fст=Vсоп (dmтвс/dt)=рогаз Sсоп Vсоп^2=Sсоп дельта ргаз/2 (до звуковое истечение) и для авиамодельного ГТРД  тяга-----'''Fтрд=0.78х0.4кг/м3 (Dсоп Vсоп)^2''',
-где Vсоп=*=( (ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5=500м/с, а давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  рогаз=ротвс То/Тсоп=1.4кг/м3 х 273грК/(273грК+720грС)=0.4кг/м3
+где Vсоп=*=( (ркомпрессор-ратмосферы)/2рогаз)^0.5=(350--500)м/с,
-для самолёта---- '''Vгор=Vсв Кт^(1/Z)=*=0.9*Vсв Тст АКмах''', тяговооружённость----Тст=Fст/9.81м/с2 mсам, скорость сваливания ЛА---Vсв=(2mg/ро Cyмах Sкр)^0.5
+давление на срезе сопла равно атмосферному и поэтому  рогаз=ротвс То/Тсоп=1.4кг/м3 х 273грК/(273грК+720грС)=0.4кг/м3 -----'''адиабатический процесс расширения горячего газа под давлением из термодинамики, где максимальное давление одноступенчатого центробежного компрессора рком=(2.5--3)ратм=(250--300)кПа'''!
 для ракеты с ПУР необходимое условие старта----1.25Vсв=Ft/mрак, где "Ft" это суммарный импульс, а кинетическая энергия разгона Екин="Ft"^2/2mрак
-Типичная скорость авиамодели с "турбиной" равна 400--500км/ч при Тст=1!
+Типичная скорость горизонтального полёта авиамодели с "турбиной" равна 400--500км/ч при Тст=1!