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

nozzle сказал(а):
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.
Нажмите, чтобы раскрыть...
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.
 
Реклама
AlexAlex123 сказал(а):
Сложнее, но на примере GE Passport 20 видно, что большая часть проблем неплохо решается.
Нажмите, чтобы раскрыть...
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.
 
nozzle сказал(а):
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.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что в значительной мере решаются.
 
Последнее редактирование:
AlexAlex123 сказал(а):
Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что решаются.
Нажмите, чтобы раскрыть...
как же они решаются, что Вы описать не можете?, а как же я узнаю, ведь без Вас не обойтись никак, Вы же уникум, гигант мысли, гениальный теоретик...
 
Жека80 сказал(а):
Вообще, какая тяга потребна для 130-местного Суперджета? 10 тс хватит?
Нажмите, чтобы раскрыть...
А сколько он весить будет? Я уверен есть относительно простой метод "первого приближения", который конструктора используют, где вводными данными являются нагрузка на крыло (нужен вес самолёта и площадь крыла) и аэродинамическое качество самолёта. Я даже калькулятор онлайновый видел для расчёта тяги с одним отказавшим, но сайт 404 выдаёт.

Ну или если совсем уж грубо, можно по открытым данным выяснить текущую тяговооруженность (допустим SSJ LR), и выяснив её уже получить новую потребную тягу под новый вес.
 
Последнее редактирование:
AlexAlex123 сказал(а):
Не опишу, но его показатели топливной эффективности (примерно 0.56 для 0.78M) свидетельствуют о том, что в значительной мере решаются.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Решаются...
...трудовым коллективом GE, в орг. структуре GE, в рамках бизнес и инженерных процессов GE, используя научно-технический задел GE, на конструкторских, технологических, испытательных и производственных мощностях GE, и со всем накопленным кноу-хаву GE...
...причем примерно такие же вопросы успешно решаются в PW и RR...
...только вот решения получаются весьма разные... интересно, почему бы это???
.
 
nozzle сказал(а):
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...
Нажмите, чтобы раскрыть...
Пусть верят. Вера - дело хорошее.
А мы посмотрим как скоро идея уменьшать количество лопаток начнёт мелькать в СМИ.
 
Реклама
nozzle сказал(а):
7740+2=7742
Нажмите, чтобы раскрыть...

вы уж разберитесь сами, как правильно :giggle:

nozzle сказал(а):
А Вы какими рассчётами руководствуетесь, спрашивая про 10 тС?, скажу Вам сразу: "тяга Суперджет-100 составляет 7740+2=15480 кгС".
Нажмите, чтобы раскрыть...

думаю все же лучше умножить, а не прибавить :)
#ау
Нажмите, чтобы раскрыть...
 
Последнее редактирование:
Aleks W сказал(а):
А сколько он весить будет? Я уверен есть относительно простой метод "первого приближения", который конструктора используют, где вводными данными являются нагрузка на крыло (нужен вес самолёта и площадь крыла) и аэродинамическое качество самолёта. Я даже калькулятор онлайновый видел для расчёта тяги с одним отказавшим, но сайт 404 выдаёт.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?
 
lopunder сказал(а):
Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Тяга на крейсере равна весу самолета, деленную на полетное качество - и все. Площадь и нагрузка на крыло определяются высотой и скоростью, когда это соотношение соблюдается.
 
lopunder сказал(а):
Мне казалось, что нагрузка на крыло влияет на потребную тягу лишь косвенно. Она определяет скорость отрыва, а тяга двигателя рассчитывается, исходя из массы самолета и потребной скорости, которую надо достигнуть на определенной дистанции разбега. Скажем, самолету массой 100 тонн при дистанции разбега 1000 м и скорости отрыва 200 км/ч нужна тяга 16 тонн. Нет?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Если крыло сделать в два раза больше по площади то скорость отрыва будет не 200 а 120 (условно), при прочих равных.

#АУ
 
lopunder сказал(а):
Да, я не уточнил: речь идет про тягу на взлете, а не в крейсерском полете.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Эту тягу считают по скороподъемности. Берут потребную тягу для ГП, но для режима набора высоты ; затем определяют потребную тягу для набора, поделив вес самолета на нужную скороподъменость, и складывают их. Остается учесть нужный запас - вот Вам и тяга.
Точно так же поступают и для расчета отказного случая: потребная тяга на ГП + тяга для создания нормируемого градиента набора.
Безусловно, реальный расчет куда более сложен - но приведенный метод позволяет "на пальцах" прикинуть и сравнить разные варианты, не утруждаясь громоздкими методами.
 
IG сказал(а):
Если крыло сделать в два раза больше по площади то скорость отрыва будет не 200 а 120 (условно), при прочих равных.

#АУ
Нажмите, чтобы раскрыть...
Э - нет: принимая во внимание квадратичность зависимостей, будет не менее 141.4 км/ч. А, учитывая, что двойное крыло будет, минимум, вдвое тяжелей - и того больше.
 
Европейское агентство авиационной безопасности (EASA) перестало выходить на связь с АО "ОДК-Авиадвигатель" (Пермь) после получения платежа за валидацию сертификата двигателя ПД-14, предназначенного для самолетов МС-21, сообщается в материалах Арбитражного суда Пермского края.

Согласно материалам, в декабре 2021 года "ОДК-Авиадвигатель" перечислил в адрес EASA 409,4 тыс. евро за услугу валидации. Агентство подтвердило получение платежа, но услугу не оказало, а позднее, 28 февраля прошлого года, "заблокировало получение электронных писем от истца".

В связи с этим в сентябре прошлого года "ОДК-Авиадвигатель" обратилось в Арбитражный суд Пермского края с иском о взыскании с EASA 438,5 тыс. евро неосновательного обогащения. В общей сумме требований 29,1 тыс. евро заявлены к взысканию как проценты за пользование денежными средствами.
www.interfax.ru

Авиарегулятор ЕС перестал отвечать разработчику ПД-14, получив платеж за его сертификацию

Европейское агентство авиационной безопасности (EASA) перестало выходить на связь с АО "ОДК-Авиадвигатель" (Пермь) после получения платежа за валидацию сертификата двигателя ПД-14, предназначенного для самолетов МС-21, сообщается в материалах Арбитражного суда Пермского края.
www.interfax.ru www.interfax.ru
 
Реклама
Назад