Ерунда это. Потери на преобразование будут около 25-30%. Для примера, французы из Турботех сделали недавно гтд маленький(с рекуперацией тепла выхлопа!) в двух вариантах турбопроп и гибрид с генератором на валу. Турбопроп имеет мощность 107квт(141лс), а с клемм генератора гибридной версии снимают только 85кВт. 20% потери только тут! Добавим потери в проводах, инверторах, зарядниках, акб и самих электромоторах...
И да, гтд имеют максимальный кпд, минимальный расход на взлетном режиме, когда у них максимальные массовый расход газа, степень повышения давления и температура перед турбиной, см. Цикл Брайтона. Ну, на стенде, по меньшей мере. В полете начинается всякое влияние высоты, скоростного напора и пр. Так что на эшелоне гтд может быть и экономичнее, но именно на высоте и скорости. Просто там взлетные режимы какбэ без надобности.
Плюс масса акб, проводов, и пр электротребухи отожрет массу от коммерческой нагрузки. Нафиг в авиации гибриды с двс/гтд. Какиенить другие источники, которые нельзя использовать напрямую для создания тяги, да. А так… Шляпа.
Имху
При сравнении расхода дизеля и бензинки нужно учитывать, что солярка плотнее(0,84 кг/литр против 0,75 кг/литр в среднем), и если грубо переводить солярные литры в бензиновые, то их нужно умножить примерно на 1,12. Это одна из манипуляций.
Размерность УИ в секундах и м/сек различается лишь на жэ-9,81м/сек^2.
УИ(сек)= Тяга/(массовый расход * жэ);
УИ(м/сек)= Тяга/массовый расход;
В секундах УИ показывает сколько времени двигатель создает тягу расходуя единицу топлива, а в размерности м/сек УИ практически эквивалентен скорости истечения продуктов на срезе сопла. Примерно так.
Имху
Из тех же открытыз источников, гугл, инет, вотэтовотвсе:
"...
АШ-62 выпускался в ОАО “Пермский моторный завод” с 1937 по 1941 гг., а АШ-62ИР — с 1939 по 1952 гг. в ОАО “Пермский моторный завод”, ОАО “Мотор Сич” и ОАО “Рыбинские моторы”. В последние годы АШ-62ИР производился в Польше на заводе PZL Kalisz"
Ан-2 и двигатель для него производился в Польше, у СССР и РФ не осталось для него ничего. Как и для Як-52, ми-2. Всю малую авиацию СССР сбагрил на «страны народной демократии», ибо сверхдержаве типа западло мелочью заниматься. То ли дело сверхзвук, монстры Антеи и Ми-26...
Имху
Причем узга владеет всей документацией на л-410, и чуть ли не является владельцем завода в Чехии. До этоговотвсего узга собирался сначала собирать л-410, а потом и локализовать их производство. Пол-эоки можно было, в принципе, родить из комплектухе того же л-410. Двигатель(первоначально м-601 и предлагался и предполагался на лмс), консоли «отпиленные» по 8/10 нервюру(где мотогондола), оперение, шасси… Была бы унификация с элкой, которую эксплуатировали и обслуживали на тех же площадках, те же компании, те же техники....
Не прошло.
Аэродинамическое качество ан-2 равно 10. Сесть на любой лужайке это несколько преувеличенно. Оставленная в траве борона, или валяющиеся бревно и полный рот земли. Полеты на неподготовленные площадки, площадки с подбором это экстренный, крайний случай. А так-то они запрещены. Емнип. Даже для андва.
В грубом приближении:
Для горизонтального полета нужна тяга(в Ньютонах) равная произведению массы самолёта ускорения свободного падения деленного на его аэродинамическое качество:
F = mg /Ak;
Для создания этой тяги(в Ваттах) на скорости полета(м/сек) нужна мощность равная произведения тяги на скорость:
N = F * V;
Тяга от скорости зависит квадратично, а мощность от скорости — кубически
. Потому с ростом скорости потребная мощность растет нелинейно, а в степени(не помню какой, а считать лень, сорри)
Аспирант Егера не читал? Или прочие исследования, например, по заказу Роскосмоса, о сравнении крылатых с ракетами? Масса конструкции у крылатой ступени вдвое выше, и она сравнима по потерям пн с ракетной посадкой только в случае возврата на старт. Во всех остальных проигрывает. Не говоря про сложность и стоимость. Три двигателя, вместо одного, крылья, шасси, киль и пр которые в космосе нафиг не сдались и все это легко заменяется чуть большим баком с запасом на посадку. Например, посадочный импульс первой ступени Флакон 9 расходует 4,4 тонны топлива. Можно и меньше, но с большей перегрузкой.
Язык статьи корявый, конечно.
Как я понял идея японца в том, что спутник будет выхлопом ионника тормозить мусор, а сам за счёт противотяги улетать не будет? Окей, но под действием струи у мусора начнет изменяться скорость, а, следовательно, орбита и спутник с мусором очень быстро разойдутся. Мусор просто будет летать на немного более низкой орбите. Или спутник должен будет также менять орбиту, отслеживая мусор, но это тогда проще делать «приклеевшись» к мусору физически, обойдется вдвое дешевле как минимум.
Имху
Даже 1 литр бензина, если принять кпд преобразования бензин-двс-генератор, со всеми потерями, за 0,2, это плюс примерно 3квт*часа, 10 кг аккумуляторов плюс/минус.
Ауди А1 етрон тоже. Ещё в 11-12 годах. В багажник электромобилю(А2 етрон, емнип) тупо закинули ванкель на 30сил с генератором. Родили новый класс «электромобиль с продолжением пробегом».
Стоимость первой ступени это примерно три четверти от стоимости всей ракеты. Даже один корпус спасти уже солидная экономия потому что это не просто бочка, а по сути летающий бак со всей обвязкой, клапанами, трубопроводами и пр, что не подлежит замене просто принципиально. Не говоря про двигатели.
И да, гтд имеют максимальный кпд, минимальный расход на взлетном режиме, когда у них максимальные массовый расход газа, степень повышения давления и температура перед турбиной, см. Цикл Брайтона. Ну, на стенде, по меньшей мере. В полете начинается всякое влияние высоты, скоростного напора и пр. Так что на эшелоне гтд может быть и экономичнее, но именно на высоте и скорости. Просто там взлетные режимы какбэ без надобности.
Плюс масса акб, проводов, и пр электротребухи отожрет массу от коммерческой нагрузки. Нафиг в авиации гибриды с двс/гтд. Какиенить другие источники, которые нельзя использовать напрямую для создания тяги, да. А так… Шляпа.
Имху
К основным преимуществам ЖРД МТ на продуктах электролиза воды относятся повышенный удельный импульс (~2 940 м/с), безопасность для окружающей среды, низкая стоимость и доступность РТ. Стоит обратить внимание на наличие залежей водяного льда на Луне и Марсе, что определяет перспективность применения ЖРД МТ на продуктах электролиза воды в проектах по исследованию и освоению ближайших к Земле небесных тел Солнечной системы...."©
https://cyberleninka.ru/article/n/raketnye-dvigateli-ao-okb-fakel-dlya-kosmicheskih-apparatov-opyt-lyotnogo-primeneniya-i-novye-razrabotki
УИ(сек)= Тяга/(массовый расход * жэ);
УИ(м/сек)= Тяга/массовый расход;
В секундах УИ показывает сколько времени двигатель создает тягу расходуя единицу топлива, а в размерности м/сек УИ практически эквивалентен скорости истечения продуктов на срезе сопла. Примерно так.
Имху
"...
АШ-62 выпускался в ОАО “Пермский моторный завод” с 1937 по 1941 гг., а АШ-62ИР — с 1939 по 1952 гг. в ОАО “Пермский моторный завод”, ОАО “Мотор Сич” и ОАО “Рыбинские моторы”. В последние годы АШ-62ИР производился в Польше на заводе PZL Kalisz"
Имху
Не прошло.
Для горизонтального полета нужна тяга(в Ньютонах) равная произведению массы самолёта ускорения свободного падения деленного на его аэродинамическое качество:
F = mg /Ak;
Для создания этой тяги(в Ваттах) на скорости полета(м/сек) нужна мощность равная произведения тяги на скорость:
N = F * V;
Тяга от скорости зависит квадратично, а мощность от скорости — кубически
. Потому с ростом скорости потребная мощность растет нелинейно, а в степени(не помню какой, а считать лень, сорри)
Как я понял идея японца в том, что спутник будет выхлопом ионника тормозить мусор, а сам за счёт противотяги улетать не будет? Окей, но под действием струи у мусора начнет изменяться скорость, а, следовательно, орбита и спутник с мусором очень быстро разойдутся. Мусор просто будет летать на немного более низкой орбите. Или спутник должен будет также менять орбиту, отслеживая мусор, но это тогда проще делать «приклеевшись» к мусору физически, обойдется вдвое дешевле как минимум.
Имху