Двигатель для ПАК ФА

Rand0m

Активный участник
Кстати по Р-27:
В 1974 году коллективу «Вымпела» было поручено разработать унифицированную ракету одновременно для двух истребителей - легкого МиГ-29 и тяжелого Су-27. В процессе работы над семейством ракет Р-27 конструкторы завода окончательно сформировали концепцию модульной конструкции ракеты с взаимозаменяемыми ГСН (тепловой и радиолокационной), сменными двигателями и единой центральной частью, содержащей боевое снаряжение, автопилот, рулевой блок и аппаратуру электропитания. Этот образец отличался от всех известных в мире ракет компактной модульной конструкцией и аэродинамической схемой.

http://www.ktrv.ru/about/structure/419/443/

Что это означает?

Это означает, что у всех ракет семейства Р-27 центральный модуль содержит аппаратуру ИНС с радиокоррекцией.

Иными словами, пилот Су-27 может осуществлять пуск ракет Р-27ЭТ без захвата цели ТГС на подвеске носителя. Для этого у Су-27 реализованы специальные режимы.

При обнаружении цели РЛПК или ОЭПС на ракеты сразу же поступают команды подготовки к запуску.

В режиме НПО пилот может выставить дальность до цели вручную, для ракет с тепловой ГСН это не играет особой роли, так как дальность обнаружения цели типа истребитель оптико-электронной прицельной станцией не превышает разрешённую дальность пуска для ракет Р-27ЭТ (52,5 км). В режиме пуска на максимальную дальность (для ракет Р-27ЭТ это около 120 км) наведение ракеты осуществляется ИНС и кодовыми сигналами радиокоррекции от Радиолокационно прицельного комплекса, пока ИК ГСН ракеты сама не захватит цель.

Добавлено спустя 7 минут 32 секунды:

Слон написал(а):
Ну ладно, ответственно заявляю - мнение о низкой эффективности российских ракет класса "воздух- воздух" - это мое личное мнение и я его никому не навязываю. :-D
Да Бриз тож свое никому не навязывает :-D :grin:
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
Слон написал(а):
А что, у 117С ресурс маленький? Это же модернизированный АЛ-31, там с ресурсом больших проблем быть не должно...
ИМХО, создать двигатель, равный F-119, но с малым ресурсом, могут и сейчас (возможно он и есть уже где-нибудь в лабораториях), только концепция поменялась, в эксплуатацию такой "одноразовый" двигатель принимать сейчас не будут, ибо разорительно очень...
С АЛ-31Ф всегда проблемы с ресурсом были, сейчас вроде до 1500 часов довели, а ещё учтите, что где-то через часов этак 700-800 потребуется переборка горячей части (замена межроторного подшипника). Многие проблемы АЛ-31Ф идут из-за особенностей конструктивного исполнения подшипниковых узлов, и следовательно 117-ый подтвержен аналогичным проблемам (ибо изменить их расположение - создать абсолютно новый двигатель, а не очередную модификацию).
Аналог F-119 тоже не просто создать, если брать Ал-31Ф, то надо увеличивать диаметр, повышать степень повышения давления и температуру перед турбиной (допустим, что нам пофигу на сгоревшие СА после 100 часов). А из-за повышения давления в компрессоре - потребуется увеличить количество ступеней (ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=) ), тут же пойдёт в разнос газодинамическая устойчивость (вон, на Ми-28 газодинамическую устойчивость уже почти 20 лет отрабатывают, а машины до сих пор падают), ещё и масса подрастёт. И получим двигатель, который при определённых режимах полёта идёт в помпаж и весом в 2 тонны.
 

itpb

Активный участник
kvazargius написал(а):
и следовательно 117-ый подтвержен аналогичным проблемам
4000 часов, до 80% новых деталей. и т.д.
" АЛ-41Ф1, имеющего принципиальные отличия в конструкции компрессора, турбины, автоматики и других узлов"

Добавлено спустя 3 минуты 24 секунды:

kvazargius написал(а):
ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=)
по моему с точностью до наоборот
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
itpb
Да хоть 100% новых деталей, ничего не меняет) Вы живьём 117С видели?)
Считали его кошмарное количество ступеней КНД и КВД, которое не отличается от АЛ-31Ф? Вон на выставку "Двигатели-2010" выкатили его. РД-93 и тот лучше смотрелся (его хоть гламурненьким розовеньким лаком покрыли с блёстками).
Ещё раз повторю (вроде уже говорил здесь), что в проекте у АЛ-41Ф было 3 ступени компрессора низкого давления, с дальнейшей подернизацией под 2 ступени. Так что говорить, что 117С - это АЛ-41Ф - крайне не верно (это чисто пиар ход, типа новый движок). 117С прежде всего модификация АЛ-31Ф с наработками, полученными в входе проектирования АЛ-41Ф. А про 4000 тысяч часов... на сарае тоже много что написанно, а там дрова лежат. Ресурс можно подтвердить только тогда, когда в эксплуатации постоянно находиться достаточное количество машин, а не 2 штуки (это про ПАК-ФА). Европейцы умудрились на своём Eurojet EJ200 выйти в 4000 часов (правда пишут, что 6000 ч.), но у них двигатель живёт, постоянно летает. А когда 4 двигателя (ну пусть ещё +2 на ЛЛ на базе Су-27), про ресурс, а тем более под его подтверждение говорить рано (при массовом серийном, а не опытном производстве, ресурс катастрофически снижается, это было и есть с АЛ-31Ф М1)
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
itpb написал(а):
kvazargius написал(а):
ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=)
по моему с точностью до наоборот
Позволю с Вами не согласиться.
АЛ-31Ф Пика = 23, 4+10 ступеней
Eurojet EJ200 Пика = 26, 3+5 ступеней.
вывод: европейцы (ДАЖЕ европейцы) на 8-ми ступенях получают большую степень повышения давления, чем наши на 14-ти. А меньше ступеней - меньше вес, меньше деталей (правда выше цена одной детали, причём серьёзно), больше ресурс, и меньше проблемы с балансировкой и снижение трудоёмкости сборки (при повышении металоёмкости и стоимости обработки конечного изделия). в итоге имеем больший ресурс, большую цену, меньшую массу, и чуть меньшую длину двигателя.
Хочу сразу пояснить свою позицию, я считаю АЛ-31Ф отличным двигателем, с потрясающей газодинамической устойчивостью (летать вперёд хвостом не каждый сможет), но он морально устарел и никакая модернизация его не спасёт (а нового двигателя нет, так как нет даже тендера на разработку двигателя 5-го поколения, вот и приходиться всем изголяться и продвигать свои "вариации на тему АЛ-31Ф в современном 21-ом веке").

Добавлено спустя 4 минуты 59 секунд:

itpb написал(а):
я говорю об АЛ-41Ф1 117, без С
хм... тогда почему в одном цифровом обозначении "изделие 117" - уживаются два, судя по вашему представлению, абсолютно разных двигателя (с "С" и без "С")?
А всё просто, это один и тот же двигатель (а именно сам газогенератор), только под разный летательный аппарат (под су-35 и под ПАК-ФА), которые скорее всего отличаются элементами крепления к планеру и расположением коробки агрегатов.
 

Слон

Активный участник
Сообщения
4.014
Адрес
Москва
Rand0m написал(а):
Иными словами, пилот Су-27 может осуществлять пуск ракет Р-27ЭТ без захвата цели ТГС на подвеске носителя. Для этого у Су-27 реализованы специальные режимы.
Это все чьи-то догадки и толкования. С того же паралая, видимо.
У кого из летчиков Су-27 не спрашивали - никто этого не потвердил.
 

Rand0m

Активный участник
Слон написал(а):
Rand0m написал(а):
Иными словами, пилот Су-27 может осуществлять пуск ракет Р-27ЭТ без захвата цели ТГС на подвеске носителя. Для этого у Су-27 реализованы специальные режимы.
Это все чьи-то догадки и толкования. С того же паралая, видимо.
У кого из летчиков Су-27 не спрашивали - никто этого не потвердил.
Может быть и догадки, а может пилотам просто нельзя об этом говорить... :think: Любую инфу фильтровать надо, даже официальную...
 

inf1kek

Активный участник
Сообщения
2.847
Адрес
Россия
kvazargius написал(а):
itpb написал(а):
kvazargius написал(а):
ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=)
по моему с точностью до наоборот
Позволю с Вами не согласиться.
АЛ-31Ф Пика = 23, 4+10 ступеней
Eurojet EJ200 Пика = 26, 3+5 ступеней.
вывод: европейцы (ДАЖЕ европейцы) на 8-ми ступенях получают большую степень повышения давления, чем наши на 14-ти. А меньше ступеней - меньше вес, меньше деталей (правда выше цена одной детали, причём серьёзно), больше ресурс, и меньше проблемы с балансировкой и снижение трудоёмкости сборки (при повышении металоёмкости и стоимости обработки конечного изделия). в итоге имеем больший ресурс, большую цену, меньшую массу, и чуть меньшую длину двигателя.
Хочу сразу пояснить свою позицию, я считаю АЛ-31Ф отличным двигателем, с потрясающей газодинамической устойчивостью (летать вперёд хвостом не каждый сможет), но он морально устарел и никакая модернизация его не спасёт (а нового двигателя нет, так как нет даже тендера на разработку двигателя 5-го поколения, вот и приходиться всем изголяться и продвигать свои "вариации на тему АЛ-31Ф в современном 21-ом веке").

Добавлено спустя 4 минуты 59 секунд:

itpb написал(а):
я говорю об АЛ-41Ф1 117, без С
хм... тогда почему в одном цифровом обозначении "изделие 117" - уживаются два, судя по вашему представлению, абсолютно разных двигателя (с "С" и без "С")?
А всё просто, это один и тот же двигатель (а именно сам газогенератор), только под разный летательный аппарат (под су-35 и под ПАК-ФА), которые скорее всего отличаются элементами крепления к планеру и расположением коробки агрегатов.
вот только максимальная тяга у европейца всего 9200, так что. что его сравнивать с ал-31 ? не говорю уже про 117ый.
 

Barbudos

Активный участник
Сообщения
24.482
Адрес
Санкт-Петербург
inf1kek написал(а):
вот только максимальная тяга у европейца всего 9200, так что. что его сравнивать с ал-31 ? не говорю уже про 117ый.
При чем здесь тяга? Речь идет о степени повышения давления на одной ступени -нагруженности ступени. У них и диаметр разный, и расход воздуха - но речь-то не об этом... :?
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
inf1kek
Отмасштабировать и всё. Ладно, если не хотите масштабировать, берём F135 (да, чуть мощнее, но не к такой ли тяге должен стремиться двигарель на ПАК-ФА, с учётом модернизаций планера с однозначным увеличением массы?).
Overall Pressure Ratio: 28
Количество ступеней: 3+6
источник: http://www.f135engine.com/proven-tech/e ... cter.shtml

Как видим, все современные двигатели имеют Пика 25 и более, имея максимум 9(!!!) ступеней.
А наши (АЛ-31Ф и 117) - 4+10 (на 117-ом сам лично считал, хотя там может и 4+9 (по последней ступени у меня возникли вопросы), но это сути не меняет, 14 или 13 - всё равно много), при аналогичном Пика. Это чисто вопросы технологии, можем ли мы производить (на зарубежном оборудовании) высоко-напорные ступени или нет.
Barbudos Во! Именно это и хотел сказать, да радость после победы Ливерпуля над МЮ не даёт нормально формулировать мысли =)
 

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
inf1kek написал(а):
kvazargius написал(а):
itpb написал(а):
kvazargius написал(а):
ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=)
по моему с точностью до наоборот
Позволю с Вами не согласиться.
АЛ-31Ф Пика = 23, 4+10 ступеней
Eurojet EJ200 Пика = 26, 3+5 ступеней.
вывод: европейцы (ДАЖЕ европейцы) на 8-ми ступенях получают большую степень повышения давления, чем наши на 14-ти. А меньше ступеней - меньше вес, меньше деталей (правда выше цена одной детали, причём серьёзно), больше ресурс, и меньше проблемы с балансировкой и снижение трудоёмкости сборки (при повышении металоёмкости и стоимости обработки конечного изделия). в итоге имеем больший ресурс, большую цену, меньшую массу, и чуть меньшую длину двигателя.
вот только максимальная тяга у европейца всего 9200, так что. что его сравнивать с ал-31 ? не говорю уже про 117ый.
- А вот трёхступенчатый компрессор низкого давления и шестиступенчатый компрессор высокого давления, полная степень повышения давления - 28, тяга 19.5 тонн:
http://www.airwar.ru/enc/engines/f135.html
 

itpb

Активный участник
я не согласен насчет степени повышения давления. Поднимаем давление -растет температура, растет температура - повышенные требования к материалам турбины или низкий ресурс. Если температуру повышать, то уменьшается удельная тяга, так как надо тратить работу на высокое сжатие.
Везде свой компромис и целесообразность (и цена). И судя по всему, подвижки по материалам турбокомпрессора у нас имеются. А говорить, что мы это инженерно не можем делать - неверно на мой взгляд.
В принципе, удельная мощность наших движков и экономичность почти всегда была или на уровне или выше.

Добавлено спустя 4 минуты 9 секунд:

и еще, повышение давления не единственный способ увеличения мощности.
 

inf1kek

Активный участник
Сообщения
2.847
Адрес
Россия
Breeze написал(а):
inf1kek написал(а):
kvazargius написал(а):
itpb написал(а):
kvazargius написал(а):
ну не делают у нас высоконагруженные ступени, как у суппостатов=)
по моему с точностью до наоборот
Позволю с Вами не согласиться.
АЛ-31Ф Пика = 23, 4+10 ступеней
Eurojet EJ200 Пика = 26, 3+5 ступеней.
вывод: европейцы (ДАЖЕ европейцы) на 8-ми ступенях получают большую степень повышения давления, чем наши на 14-ти. А меньше ступеней - меньше вес, меньше деталей (правда выше цена одной детали, причём серьёзно), больше ресурс, и меньше проблемы с балансировкой и снижение трудоёмкости сборки (при повышении металоёмкости и стоимости обработки конечного изделия). в итоге имеем больший ресурс, большую цену, меньшую массу, и чуть меньшую длину двигателя.
вот только максимальная тяга у европейца всего 9200, так что. что его сравнивать с ал-31 ? не говорю уже про 117ый.
- А вот трёхступенчатый компрессор низкого давления и шестиступенчатый компрессор высокого давления, полная степень повышения давления - 28, тяга 19.5 тонн:
http://www.airwar.ru/enc/engines/f135.html
и чего? хороший двигатель, да. пока правда с массой проблем. св
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
itpb :Shok: :Shok: :Shok:
поднимаем давление - растёт работа компрессора - это правда)
Так же растёт температура воздуха ПОСЛЕ компрессора, там температуры не такие, чтобы использовать жаропрочные материалы, а далее верхнюю температуру цикла (работы) - мы получаем в Камере Сгорания, можем нагреть до 2000К, а можем и до 1400К, всё зависит от ограничений по температурам в турбине (но имеем выйгрыш в экономичности). А почему если повысить температуру - тяга уменьшится?) Зачем тогда вообще компрессор?) Все современные фирмы бьются, чтобы получить пика 40-50 и более, потому что на турбине они всё это будут срабатывать и получая бОльший прирост в работе, нежели увеличение работы на сжатие. Второй способ - увеличивать диаметр вентилятора.

Всегда все проблемы в обработки той или иной детали, почему китайцы, полностью копируя наш движок получают нулевой ресурс? вроде и материалы теже и размеры... а всё кроется в "остаточных напряжениях" и прочих материловедческих фишек.
Приведите пожалуйста доказательства, у какого нашего двигателя и удельная тяга и экономичность выше, чем у конкурентов (и каких)?

Добавлено спустя 1 минуту 59 секунд:

inf1kek
А кто сказал, что у 117-го их нет?
Даже у более "старого" АЛ-31Ф М1 они есть
 

itpb

Активный участник
kvazargius написал(а):
А почему если повысить температуру - тяга уменьшится?)
не уменьшится, но как я понимаю, существуют ограничения, связанные со срывом потока на лопатках турбин при увелечении разности давления. Потому
(как я понимаю) нельзя повышать давление выше определенного уровня при заданном диаметре уменьшая количество крыльчаток. Приходится делать ступени. И чем больше нужно воздуха при заданном диаметре, тем больше нужно ступеней. А рост ступеней - уменьшает мощность, приводя к ситуации, когда затраты на работу компрессора на определенных режимах меньше, чем его отдача.

Это не утверждения, а рассуждения вслух. Сравниваю по аналогии с автотурбинами :)

kvazargius написал(а):
Так же растёт температура воздуха ПОСЛЕ компрессора, там температуры не такие, чтобы использовать жаропрочные материалы, а далее верхнюю температуру цикла (работы) - мы получаем в Камере Сгорания, можем нагреть до 2000К, а можем и до 1400К, всё зависит от ограничений по температурам в турбине (но имеем выйгрыш в экономичности).
повышение давления в компрессоре и рост температуры в турбине.
 

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
itpb написал(а):
я не согласен насчет степени повышения давления.
- Есть такая дисциплина: "Теория реактивных двигателей". Любой ботаник может свободно её найти, открыть и читать до полного прояснения.
Поднимаем давление - растет температура, растет температура - повышенные требования к материалам турбины или низкий ресурс.
- Не к материалам турбины, а к материалам последних ступеней компрессора высокого давления - по мере повышения давления очередные диски приходится изготавливать из титана, а последние - даже из сталей. Но температура газов перед турбиной зависит только от температуры после камер сгорания, а там температура зависит от того, сколько в единицу времени мы там сжигаем топлива, т.е. эта температура зависит от положения рычага управления двигателем, которым управляет лётчик и настройки топливной автоматики, где верхний предел оборотов зависит от прочностных свойств лопаток турбины.
Если температуру повышать, то уменьшается удельная тяга, так как надо тратить работу на высокое сжатие.
- Если повышать давление, то в одном и том же объёме камер сгорания можно сжечь большее количестви топлива, следовательно, получить большее количество энергии при его сгорании и большую тягу двигателя при его меньшей массе. Поэтому степень повышения давления все стремятся максимально увеличить, - ты разве ничего не слышал, например, о дизельных двигателях с турбонаддувом?
Везде свой компромис и целесообразность (и цена).
- И технологические возможности.
И судя по всему, подвижки по материалам турбокомпрессора у нас имеются. А говорить, что мы это инженерно не можем делать - неверно на мой взгляд.
- Возможности росавиапрома в этом плане всегда отставали от американцев.
В принципе, удельная мощность наших движков и экономичность почти всегда была или на уровне или выше.
- Никогда не была.
и еще, повышение давления не единственный способ увеличения мощности.
- Можно ещё вес увеличить. :-(

Добавлено спустя 23 минуты 39 секунд:

itpb написал(а):
kvazargius написал(а):
А почему если повысить температуру - тяга уменьшится?)
не уменьшится, но как я понимаю, существуют ограничения, связанные со срывом потока на лопатках турбин при увелечении разности давления.
Для того, чтобы обтекание лопаток было нормальным, всё это предварительно тщательно рассчитывается.
Потому (как я понимаю) нельзя повышать давление выше определенного уровня при заданном диаметре уменьшая количество крыльчаток. Приходится делать ступени.
- Их и делают. Но число их стремятся свести к минимуму, насколько это возможно.
И чем больше нужно воздуха при заданном диаметре, тем больше нужно ступеней.
- Я же привёл пример с двигателем F-135.
У F-136 соотношение близкое - там трехступенчатый компрессор низкого давления и пятиступенчатый - высокого.

f136_division.jpg


А рост ступеней - уменьшает мощность, приводя к ситуации, когда затраты на работу компрессора на определенных режимах меньше, чем его отдача.
- Нет дураков, которые сконструировали бы подобный двигатель.
Это не утверждения, а рассуждения вслух. Сравниваю по аналогии с автотурбинами :)
- Прямые аналогии здесь неприемлемы.
 

kvazargius

Активный участник
Сообщения
81
Адрес
Москва-Березники
itpb написал(а):
Это не утверждения, а рассуждения вслух. Сравниваю по аналогии с автотурбинами :)
Ну Breeze уже всё сказал.
Автотурбины - центробежные/центростремительные, а в современной авиации - осевые, поэтому утверждения про срывы/крыльчатку немного не к месту.
 

itpb

Активный участник
Breeze написал(а):
Для того, чтобы обтекание лопаток было нормальным, всё это предварительно тщательно рассчитывается.
я так понимаю, хоть как расчитывай, но срыв потока - это заурядное явление для современных движков, просто у одних чаще, у других реже. И чем больше разница давлений, тем срывы чаще (или ограничения на те или иные маневры пепелаца).

Breeze написал(а):
Если повышать давление, то в одном и том же объёме камер сгорания можно сжечь большее количестви топлива, следовательно, получить большее количество энергии при его сгорании и большую тягу двигателя при его меньшей массе.
Breeze написал(а):
Цитата:
А рост ступеней - уменьшает мощность, приводя к ситуации, когда затраты на работу компрессора на определенных режимах меньше, чем его отдача.

- Нет дураков, которые сконструировали бы подобный двигатель.


но ведь такая ситуация довольна просто получается на разных скоростях. И, так понимаю, как раз решением ее занимаются многие инженеры (регулируемые воздухозаборники, эжекторы и т.д.).

Добавлено спустя 7 минут 25 секунд:

Breeze написал(а):
Я же привёл пример с двигателем F-135.
У F-136 соотношение близкое - там трехступенчатый компрессор низкого давления и пятиступенчатый - высокого.
это двигатель самолета, который летает в скоростных режимах лайнера, а не истребителя. Опять же, не вижу ноу-хау. Подобные движки делают в Европе. Так же не могу сказать, что, чем меньше ступеней - тем лучше. Наверное не менее важна стабильность. Если движлк стабилен для своих режимах на 3 ступенях - пусть будет 3, на 2 или 9 - соответственно. Кроме того, уменьшаем количество ступеней - повышаем требования к материалам. Не уверен, что такая уж сильная получается экономия веса на крыльчатках.

Добавлено спустя 2 минуты 45 секунд:

Breeze написал(а):
Прямые аналогии здесь неприемлемы.
почему? Принцип действия один и тот же. И с графиками турбин я прекрасно разбираюсь.

kvazargius написал(а):
Автотурбины - центробежные/центростремительные, а в современной авиации - осевые
ничего не понял. Какие центробежные?


Breeze написал(а):
Любой ботаник может свободно её найти, открыть и читать до полного прояснения.
есть куча ботаников, котореы прочитали ее до полного просветления, но это не мешает им спорить друг с другом по множемтву вопросов и быть несогласными.

Добавлено спустя 6 минут 37 секунд:

Breeze написал(а):
Цитата:
Если температуру повышать, то уменьшается удельная тяга, так как надо тратить работу на высокое сжатие.

- Если повышать давление, то в одном и том же объёме камер сгорания можно сжечь большее количестви топлива, следовательно, получить большее количество энергии при его сгорании и большую тягу двигателя при его меньшей массе. Поэтому степень повышения давления все стремятся максимально увеличить, - ты разве ничего не слышал, например, о дизельных двигателях с турбонаддувом?


нет, везде есть предельные характеристики. Например нужно много надуть - ставим огромную турбину - в итоге она будет эффективна только после определенного количества топлива. Ставим турбину поменьше - прекрасно работает на небольшом количестве топлива, но срывается с большим. Поэтому ищем компромис: многорежимные регулируемые турбины, наддув за счет набегающего потока воздуха с определенных скоростей и т.д. Поэтому видишь, даже в авто все не так просто, не говоря уже за ТРД. С точки зрения стабильности и экономичности - уменьшение наддува и увеличение объема (диаметр вентилятора и объем камеры сгорания) - лучшее решение. Все остальное - просто работа над компактностью и весом.

Добавлено спустя 2 минуты 32 секунды:

kvazargius написал(а):
Ну Breeze уже всё сказал.
практически везде написав то же самое, что и я, только другими словами и в другом ракурсе.

Добавлено спустя 16 минут 37 секунд:

Но в целом, я благодарен Breeze за пояснения деталей. Я конечно понимаю, что для двигателиста-конструктора все наши рассуждения на форумах детский наивный лепет, но каждый привносит небольшую частичку знаний, поэтому в дискуссиях возникает неплохое поверхностное представление, что конечно развивает кругозор.

Мне у Breeze "не нравится " только две вещи:
1. Априори россияне не создавали и не могут создать что-то лучшее. То есть какая-то однобокая критика, хотя и часто справедливая. Но тогда нужно критиковать не только россиян.
2. Мания величия гуру. Я конечно понимаю, что "человек в авиационной теме", но нет ничего такого, придуманного человеком, чтоб другой не понял с точки зрения обычной логики. Многие профессионалы своего дела не чураются доступным языком объяснять свою позицию новичкам, не повторяя при этом через слово ботан, кидаясь ссылками на теории из книжек и т.д. Возьмем даже физику к примеру - только в ней одной за последние 50 лет было пересмотрено процентов 30 теорий и еще столько же под сомнением. Абсолютного знания не бывает.
 
Сверху