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

Реклама
astoronny сказал(а):
Первый раз я "изогнутые" лопатки подержал в руках в 1988 году...
...бесполочную монокристаллическую и с торцевой полкой направленной кристаллизации...
Нажмите, чтобы раскрыть...
Они применялись в гражданском двигателестроении отечественном?
 
astoronny сказал(а):
...собирались...
По крайней мере в "транспортном" :geek:
...тогда еще и в западном "гражданском" не сильно чтобы...
Нажмите, чтобы раскрыть...
если на SAM-146 применены, то насколько велика вероятность использования на ПД-8 или ПД-14? То, что РЛ без бандажной полки "не есть хорошо", в диссертации на сей счет написано: "Лопатку рабочего колеса ТВД, обеспечивающую высокий КПД ступени ТВД, целесообразно проектировать:
– с полноразмерной бандажной полкой и ступенчатым лабиринтным уплотнением, гребни которого имеют наклон навстречу набегающему потоку газа;
– с профильной частью пера пространственного проектирования, S–образной формы по высоте и наклоном пера на его выпуклую сторону (спинку профильной части лопатки);
– в концевых частях пера на спинке профильной части лопатки целесообразно располагать гребни, препятствующие распространению вторичных токов в центральную область лопатки".
Повышение КПД турбины это прямой путь к экономичности двигателя реального.
 
Последнее редактирование:
nozzle сказал(а):
если на SAM-146 применены, то насколько велика вероятность использования на ПД-8 или ПД-14?
Нажмите, чтобы раскрыть...
За ПД-8 не знаю, на ПД-14 должны быть.
...иначе о "5 поколении" говорить было бы неудобно...
Гнуть лопатки не есть самоцель. Наоборот, это "свидетельство" применения трехмерного профилирования.
Так что если верить, что на ПД-8 ТВД конструировали пермяки по опыту 14-го, то должна быть "кривая".
А остальные ступени турбины там в той же степени "кривые", что и на SAM...
 
прокуратор понтий пилат сказал(а):
Вот именно, сейчас. Aerojet Rocketdyne, Boeing/Lockheed, Northrop, Sierra Nevada, Orbital ATK много лет безуспешно мучались с этим делом, пока не появился ВЕ-4 от Blue Origin.

Недорого это, если что, 1,2 миллиарда у. е. за 122 двига, по 10 лимонов за штуку. Так что, "недорого" - мягко говоря, сомнительный термин.
Дальше. Зачем самой передовой державе в мире покупать у каких-то отсталых русских "морально устаревшее оборудование", если они легко могли бы сделать более передовое? Это всё равно, как если бы Кортес, прибыв в Мексику, по мере истощения своих оружейных запасов, стал бы скупать у индейцев каменные топоры для своих витязей. Ведь это дешевле, чем возить из Испании пушки и ядра. То есть, ваш тезис изначально неверен.
Аналогично, утверждение, что :

вообще не выдерживает критики, поскольку вы же сами его и опровергаете:

Вот вам и проблема. Реинжиниринг обошёлся бы в кругленькую сумму, именно поэтому американоиды и предпочли просто платить по 10 миллионов за штуку.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Ну за это время Маск сделал реально отличный двигатель, и куда дешевле чем могла сделать НАСА по контрактам, и проблема у американцев снялась полностью. Все таки Маск доказал что _1 - нет нерешаемых задач_ и _2 - надо инженеров искать и им платить, а не ген директорам_.
 
Посторонним В сказал(а):
Не могли бы вы развернуть свой тезис – в чём именно заключается "вчерашний день" РД-180?
И почему этот "вчерашний день" американцам удалось реализовать лишь в середине 10-х годов XXI века на ВЕ-4? На всякий случай, уточняю, что говорю про замкнутую схему ЖРД.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Сравните с третьим раптором? Тот много проще, обеспечивает многократное включение, обеспечивает регулировку тяги, надежнее.
 
Реклама
#оффтоп

sm_lite сказал(а):
В полете нет. Но добавить этот функционал не проблема.

PS Я, конечно, имел в виду многоразовость.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Для вертикальной посадки на реактивной тяге РД-180 великоват, и вероятно, не обладает достаточным дросселированием. И хотя обе проблемы, как минимум отчасти, решены при дальнейшем развитии проекта и создании РД-191, все же этот двигатель кажется слишком громоздким и сложным для использования в многократно используемых ракетных ступенях. Неспроста практически нет проектов с его использованием в этой роли.

Хотя для своего времени – движок замечательный, все семейство на базе РД-170 – вершина советской конструкторской школы. Переизбыток кислорода в топливной смеси – отдельная песня: в Штатах в свое время от него отказались, посчитав невозможной, а Глушко сотоварищи не только смогли освоить эту технологию, но и довели ее до настоящего совершенства. В США проект разработки и выпуска этого двигателя никогда не окупился бы, а в советских реалиях (и советских ценах) это смогли осуществить. Ну а потом американцы покупали их, прежде всего, из-за уникального соотношения цена-качество, а не из-за каких-либо особенных характеристик. $10 млн за такой движок – это очень, очень скромные деньги. Примерно в тот же период за один RS-68 для Дельты IV они платили до $60 млн.

С ракетными двигателями в СССР все было хорошо. Но не с авиационными, особенно для ГА :D
 
shiro сказал(а):
Переизбыток кислорода в топливной смеси – отдельная песня: в Штатах в свое время от него отказались, посчитав невозможной, а Глушко сотоварищи не только смогли освоить эту технологию, но и довели ее до настоящего совершенства.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Оффтоп конечно: но не могли бы вы пояснить эту мысль?
 
shiro сказал(а):
ракетными двигателями в СССР все было хорошо. Но не с авиационными, особенно для ГА
Нажмите, чтобы раскрыть...
В СССР ГА во многом была вторична, по сравнению с военной, а там были совсем другие критерии. И вообще это не только в авиации.

FunFly сказал(а):
Оффтоп конечно: но не могли бы вы пояснить эту мысль?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Представьте себе металлическую турбину работающую, фактически, в горячем кислороде. Причем очень нагруженную турбину.
 
sm_lite сказал(а):
Представьте себе металлическую турбину работающую, фактически, в горячем кислороде. Причем очень нагруженную турбину.
Нажмите, чтобы раскрыть...
По моему, речь шла о пределах горения ТВС, определяемых коэффициентом избытка воздуха, а для керосина это Альфа=0,5-1,2, если я правильно помню цифры. В зоне горения не может быть других избытков, иначе керосин не будет гореть, и вопрос был о том, где же эта перенасыщнность кислородом происходит?
 
nozzle сказал(а):
По моему, речь шла о пределах горения ТВС, определяемых коэффициентом избытка воздуха, а для керосина это Альфа=0,5-1,2, если я правильно помню цифры. В зоне горения не может быть других избытков, иначе керосин не будет гореть, и вопрос был о том, где же эта перенасыщнность кислородом происходит?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Избыток кислорода в генераторном газе, который крутит ТНА, там температура что-то вроде 600-800 градусов.
 
nozzle сказал(а):
т.е. после сгорания ТВС в камере сгорания в горячий газ подмешивают кислород?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Нет. Для работы турбины (которая нужна для работы насоса) используется отдельный газогенератор в котором газ для работы турбины получают при избытке одного из компонентов. "Кислый газ" — избыток окислителя, "сладкий газ" — избыток горючего. Избыток нужен для того чтобы понизить температуру газа. После отработки газа в турбине в ЖРД замкнутой схемы он подается в основную камеру сгорания, в ЖРД открытой схемы он либо сбрасывается либо используется в рулевых камерах, например.
 
nozzle сказал(а):
т.е. после сгорания ТВС в камере сгорания в горячий газ подмешивают кислород?
Нажмите, чтобы раскрыть...
Речь про ЖРД с компонентами жидкий кислород+керосин с дожигание окислительного газогенераторного газа. В таких двигателях весь кислород идет в газогенератор и там реагирует с частью керосина. Этот газ крутит турбину и после идет в форсуночную головку камеры. Там смешивается с оставшимся керосином и сгорая создает тягу в реактивном сопле.
Так работают большинство ЖРД закрытого типа с компонентами керосин+О2.
Поэтому непонятно в чем уникальность 170-го двигателя.
 
Реклама
Назад