Перспективы и обсуждение проектов ПД-8/ПД-14/ПД-35

Расход вообще говоря зависит ровно от двух параметров
- степень двухконтурности. Чем она выше тем расход меньше.
- разницы температуры газов ПЕРЕД и ПОСЛЕ турбины. Аналогично, чем больше разница тем выше экономичность.
По сути это и все. Все остальное вообще рояли не играет. Разница же температур зависит от - степени сжания и теплостойкости лопаток ну и количества ступеней турбины если там недостаточное расширение газов получается.

Все чисто по физике. Ну есть еще какие то потери но их немного и их можно не считать.
 
В чем состоит 35 лет? В нормах выхлопа и в шумности - возможно. да и то вряд ли. В остальном там разница весьма невелика, и никаких 35 лет там и в намеке нету.
 
По всем показателям ПС-90 со всеми своими буквами - это серийный буржуйский 40-летней давности...
ПД-14 - примерно 15-20-летней давности...
 
astoronny сказал(а):
Нуу, надо придерживать...
Ведь это не математика - это жизнь.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Никто не говорит, что нужно верить в цифры из презентаций, но вот так без доказательств бросаться цифрами процентов 10 туда, процентов 10 сюда, тоже как-то странно.

Да откуда вы вообще берете все эти цифры и прикидки?
 
У меня достаточно много лет жизни ушло вот именно "на такие прикидки".
Ну, не только такие , но это я к тому, что "модель двигателя" и взаимоотношения что там от чего хорошо представляю.
В свое время много писал по общим и частным вопросам на двух параллельно-перпендикулярных форумах... на здесь уже пылу нет...

...и да, я буду очень рад ошибиться в своих "пессимизмах", но жизненный и отраслевой опыт, знаете ли, давит в туда
Ну, надеюсь, что не так долго ждать осталось - по крайней мере с ПД-14.
Это сейчас будет самый показательный индикатор где мы и как в гражданском двигателестроении.

Я к чему? Эту дорогу необходимо идти - деваться некуда. Сразу ничего не будет. Мы не просто стояли много лет - мы назад пятились "в компетенциях".
"Перетрахивать" придется практически все, начиная с подготовки ИТР и рабочих.
...и не только в этой конкретной отрасли, а гораздо шире...
 
Вообще, какая тяга потребна для 130-местного Суперджета? 10 тс хватит?
 
А при чём тут двигатель? Посадочная масса в любом случае не превышает взлётную!
А её увеличение в первую очередь связано с новым более энергоёмким шасси.
И это хорошо, потому что позволяет:
1. Меньше времени тратить на выработку топлива при нештатной ситуации в начальной стадии полёта или уменьшить риск при решении срочной посадки с превышением посадочный массы.
2. Открывает путь для новых, более пассажироёмких версий машины.
 
Ту-155 сказал(а):
Половину лопаток поубирать в компрессоре. Всего-то и делов…
Нажмите, чтобы раскрыть...
а с диаметром горячего контура что делать, лопатки спиливать по окружности?, всего то и делов - не вводите в заблуждение некоторых форумчан, а то ещё поверят всерьёз...
 
AlexAlex123 сказал(а):
разным поведением крыла на взлете (у МС-21 площадь крыла чуть меньше).
Нажмите, чтобы раскрыть...
можно подробнее про "поведение крыла на взлёте" - никогда я не слышал об этом, очень хочется узнать, ну просто очень, очень...
 
Потому, что в двигателестроении газотурбинном всё намного сложнее, чем массштабирование размеров, которым Вы заняты. Например, в малоразмерных ГТД намного сложнее организовать и исполнить проблему торцевого перетекания воздуха рабочих лопаток ротора компрессора, что ведёт к уменьшению напорности, снижениюКПД - это лишь одна проблем, для затравки, а их ого го сколько на самом деле.
 
Реакции: YB
это для Вас они скромные, а не для двигателистов ОКБ, ВИАМ, ЦИАМ...
 
Расход топлива зависит от режима, если Вы установите Ваш экономичный ДТРД с m=8, на самолёт типа Ту-154М с крейсерской скоростью 950 км/час, то расход топлива у Вас будет не меньше, а то и больше, чем с его родным Д-30-154.
Вы слишком примитивно рассуждаете, на самом деле всё намного сложнее и не всё зависит "только от m и Tгазов".
 
не поспоришь, это реальная оценка - чтобы это отставание сократить надо очень много работать и не языком, а головой и руками двигателистов...
 
Следуя вашей логике хотелось бы спросить - по вашему мнению у PW1122G (ставится на A319Neo) степень повышения давления в примерно в 1.5-2 раза меньше чем у PW1133G (ставится на A321XLR), или у них разный газогенератор?

Например для теоретического ПД-14А не такое снижение степени повышения давления (с 41 до 38), как должно получиться по вашей логике. Если проапроксимировать степень повышения давления от ПД-14 в сторону ПД-14А, до ПД-8 (имеющего предположительно минимум 70% тяги на эшелоне от тяги ПД-14), то должно получиться где-то 31.

А насчет 41 получить - на базе технологий LEAP-X c 50 получили двигатель такой же размерности, что и ПД-8,- GE Passport 20, c степенью повышения 45. Так что непонятно что, кроме отсутствия цели, мешало получить на ПД-8 37/41 на базе технологий ПД-14/ПД-14М. Но как тут отметили, цели были создать адекватный двигатель в короткие сроки.
 
Последнее редактирование:
более энергоемкое шасси дороже и тяжелее. Вопрос в причинах его разработки. Как один из вариантов, увеличение OEW. Что конечно же далеко не обязательно связано с ростом массы двигателей, но как вариант.
Посторонним В сказал(а):
Открывает путь для новых, более пассажироёмких версий машины.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Интересно кто их будет заказывать в 2030-2045 годах, когда за пределами РФ E2-195, много где санкции на РФ, а внутри РФ есть и 100 мест и скоро будет 180 мест, и рынок не такой уж большой.
 
Сложнее, но на примере GE Passport 20 видно, что большая часть проблем неплохо решается.
p.s. я признаю, что почти наверняка цели по ПД-8 были в адекватном двигателе в короткие сроки, потому эта цель, а не лучших характеристик, и реализуется.
 
Пожалуйста, опишите на примере GE Passport 20 проблемы, которые неплохо решаются, я этого типа и его проблем не знаю вообще, а хочется узнать, очень хочется.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация