Новости ОДК (Объединенной Двигателестроительной Корпорации)

Конечно я в КПД понимаю эффективность первой ступени турбины, извиняюсь, не имею искусства выражаться технически грамотно.
 
Эко как вы меня, сразу интегралом, да по голове. Попробую угадать, - думаю, реактивной, так как я имею ввиду ту ступень турбины, на которую давят газы.
 
На том сайте у jumo-004 масса нетто - 719 кг, максимальная сухая тяга - 8,8 кН, удельный сухой расход - 141,7 кг/(кН). За такую конструкцию надо, конечно, давать шнобелевскую премию, характеристики просто ужасны. А вот температуры 775 градусов С на том сайте чего-то не видно. Зато есть справочники по легированным сталям! И они-то показывают объективные данные. Близкая по характеристикам к тинидуру сталь 38Х2МЮА (но только лучше) теплоустойчива до 500 гр. С - написано в марочник Зубченко. Всего-лишь 500 гр. С для неохлаждаемых лопаток.
 
Температура 500 градусов для длительной работы, 770/870 гр. для полых лопаток (охлаждаемых) для кратковременной - все ГТД имеют предельные параметры и долговременные. Соответственно и надежность (ресурсы) - для начала Юмо-004 был неплох, у нас ничего подобного и близко тогда не было. В сравнении с современными ГТД Юмо-004 выглядит бледно, но всегда так было "в начале славных дел".
Американское и английское двигателестроение на немецких разработках получило качественное развитие, да и мы по началу впитывали немецкие наработки англо-американские, копировали, покупали лицензии.
Современные двигатели также предельные параметры ТДЦ используют кратковременно - взлетный, ЧР.
 
Последнее редактирование:
Вот вы пишете, что для начала Юмо был не плох, но в Википедии я нашёл, что тинидуры при 600 гр. С имеет предел прочности 600 МПа, а при 800 гр. С - всего 245 МПа. Все это привело к тому, что поршневые истребители нередко обгоняли эти реактивные болванки. До конца 50-го часа работы двигателя летчик не доживал, недопустимо опускание характеристик двигателя происходило уже в 1-час работы двигателя, и немцы перешли на хромадур. А "славные дела" в России творились примерно так: во 2-й половине 19-го века англичане скупили у России всю платину, да не на цацки, а на катализаторы в конечном итоге, царь-батюшка то думал, что золото всему голова, а оказалось, что полуторка не по зубам царской промышленности, далее пришёл Сталин и стало уже невозможным просто и тупо скопировать pratt whitney r 2800. Я это к тому, что если бы существовали славные начала, то на луну полетели бы мы, Японии радиоприемники продавали бы мы, мерседесы дела ли бы у нас, и атомные секреты воровали бы у нас, первый мобильник появился бы у нас, и самолёты с рениевыми движками Европе продавали бы мы. Надеюсь, что вы поняли мысль.
 
Алексейка сказал(а):
пришёл Сталин и стало уже невозможным просто и тупо скопировать pratt whitney r 2800
Нажмите, чтобы раскрыть...
А чем он от М-82 принципиально отличается кроме четырех лишних цилиндров? r2800 в 39-ом полетел только первый раз. Когда интересно его копировать надо было? Посреди войны что ли?
Алексейка сказал(а):
если бы существовали славные начала, то на луну полетели бы мы
Нажмите, чтобы раскрыть...
Славные начала - это что за субстанция? Анаптаниум? Философский камень?
 
Последнее редактирование:
Нет ни 12 тыс у ПС-90 ни тем более 200 тыс у современных двигателей. ***

Межремонтный ресурс французско-американского двигателя CFM56-5B для самолётов Airbus составляет 40 тыс. часов ***

где там 200 тыс часов? У ПД-14 заявлено что ресурс будет вначале 12 тыс часов. У ПС-90 реальный ресурс около 10 тыс. Не так уж и плохо. ​

 
По КПД. тут явно все перепутали.

Есть два значения. Во первых механическое КПД двигателя. С ним все просто, _предельное_ КПД Tmax-Tmin/Tmax (в Кельвинах). И скажем если температура на улице 300K а за турбиной 300 + 700 (700C) то получим макс возможный КПД 700 / 1000 = 70%. То есть 30% энергии уйдет в тепло а 70% во что нибудь полезное.

Если бы двигатель стоял на танке то так бы и было (не случайно КПД дизеля выше - там макс температура это температура сгорания а не температура лопаток а она много выше). Но он стоит на самолете. Который создает тягу реактивной струей (и винт тоже кстати - тягу создает струей). И в струю улетает куча энергии - чем больше скорость струи тем выше улет, так как энергия это m*V**2/2 а тяга это M * V, то чтобы тянуть эффективно нужно грести побольше и помедленнее (не случайно КПД двигателей Ту-96 куда выше чем Б-777 - струя куда больше и медленнее, меньше энергии улетает без толку). А сколько там гребут, и определяется степенью двухконтурности. Которая в свою очередь - диаметром двигателя. И выигрыш за счет большего КПД собственно теплового двигателя не играет особой роли по сравнению с выигрышем за счет двух контурности. Хотя выигрыш и не бесконечен так как еще и надо самолет разогнать и поднять на 12 км а это энергия которая - см. про КПД (но с учетом потерь на тягу которая добавляет потерь и заметно).

И Ту-104 жрет много больше топлива не потому что там температуры ниже, точнее это там тоже есть но немного. А потому что у него диаметр двигателя невелик то есть он тягу создает отбрасывая немного воздуха но быстро. И он в итоге болше воздух перемешивает чем тянет. А ПС-14 больше тянет чем перемешивает.
 
Ни-хре-на!
Это имеет отношение только к профилированию рабочей лопатки и соплового аппарата ступени турбины...
Есть такой параметр - степень реактивности...
Так вот, по высоте лопаток РК/СА (особенно большого удлинения), Вы будете удивлены, но этот параметр очень сильно меняется.
Алексейка сказал(а):
...извиняюсь, не имею искусства выражаться технически грамотно.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Я тоже очень извиняюсь, что осмеливаюсь спросить... откуда у Вас все эти представления?
 
Представлений у меня не очень много, одно из них: видел, как крутится пропеллер над костром, чем жарче горел костёр, тем быстрей крутился пропеллер. Так же для меня очевидно, что конец лопатки имеет наибольшую скорость, и плоскость возле конца лопатки преобразует энергию газов лучше, чем поверхность лопатки у вала турбины. Поэтому основные процессы в турбине для меня просты как пробка. Я понимаю ваше желание усложнить в данной теме, но многие вещи слишком очевидны, их не затуманить заумными книжными фразами.
 
У нас на Итурупе вроде есть и тот, и этот. Вот разрабатывают ли эти месторождения хз
 
Он не просто был неплох, но в СССР выпускались серийно его копии: "Под руководством Николая Дмитриевича Кузнецова немецкие специалисты организовали зимой 1946—1947 гг, выпуск советской копии Jumo-004 под названием РД-10. На заводе № 16 в г. Казани производились ТРД фирмы «БМВ» BMW-003 под названием РД-20 и BMW-003С под названием РД-21. Кроме того на вывезенном из Германии оборудования других немецких авиационных заводов были организованы три новых завода реактивных двигателей № 36 в г. Рыбинске (ныне НПО «Сатурн») , № 478 в Запорожье (ОАО «Мотор Сич»), № 466 в Ленинграде. Немецкие специалисты вывезенные в СССР продолжили работы и над множеством других немецких поршневых бензиновых, дизельных и турбореактивных двигателей не доведенными до серийного производства в Германии. ???????? ?????????? ??????????? ?????????????? (2)
Литература, откуда блогер нарыл это исследование, приведена в конце статьи блогера.
"Development progressed slowly as the compressor and turbines of jet engines are very complicated with delicate components operating under high physical forces. Metal temperatures within an engine can reach as high as 1,800° F (982° C) and there was a shortage of precious alloys such as nickel, cobalt and molybdenum. Junkers Jumo 004 Turbojet
 
Последнее редактирование:
Ту-104 имел ТРД одновальный, потому он и имел удельный расход топлива выше, чем ДТРД даже малой степени двухконтурности, например, НК-8 - двухконтурность n=1. Увеличение духконтруности происходило из за желания получать больше тяги во втором контуре, поскольку в современных ДТРД при n=8-10 массовый секундный расход воздуха (тяга) достигает 80% от суммарного - 20% приходится на "горячий контур".
Диаметр ДТРД это следствие увеличения его двухконтурности.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация