Колеса остывают действительно долго (250 градусов после посадки, через час 130), другое дело, что на стандартный оборот рейса (как раз около часа) это в принципе не влияет.
Сколько сейчас самый быстрый оборот? 40 мин? И за это время колодки не остывают? Сказка.
- это не миф, а условия партнёрских соглашений с GE, на что и указывалось.
Да с чего вы взяли, что SaM-146 сделан на основе ГГ 88-го?Если М88 имеет бесфорсажную тягу ~6000 кГс, значит, SaM можно тянуть до ~9000 кГс без особого ущерба для его здоровья.
http://www.ainonline.com/aviation-n...8-05-21/snecma-courts-rj-oems-dem-21-turbofan
Snecma courts RJ OEMs with DEM 21 turbofan
by Thierry Dubois
- May 21, 2008, 9:17 AM
French engine manufacturer Snecma is developing a new high-pressure core for regional jet applications, dubbed DEM 21 for “21st century demonstrator,” in the 12,000- to 17,000-lb-thrust range. The program may provide the basis for variants capable of powering regional airplanes of up to 70 seats.
Snecma has scheduled the first core run for the first quarter of next year. According to Snecma’s market research, a demand for new engines in the regional airline industry remains strong.
“We started from studies we had for an alternative TP400 military turboprop core,” Michel Laroche, Snecma Motors’ vice president of engineering, told AIN. At the time, power requested for the European FLA military transport–now the Airbus A400M–may have evolved in such a way that a lower-power core may have proven necessary. Other contributions to DEM 21 come from the “platform for high-temperature tests” (PHT) program. PHT is a research core engine that achieved a turbine inlet temperature of 2,000 deg K. “This platform has given turbine technologies to DEM 21,” said Laroche. However, he would not disclose DEM 21’s turbine inlet temperature.
“After the first core test early next year, we plan to have the core mature later that year or early in 2003,” Laroche said. “This means meeting performance and durability goals.” He insisted Snecma is putting the core in a “realistic environment” to get a better picture of real-world requirements.
DEM 21 will feature a six-stage compressor with at least an 11:1 pressure ratio, a low-emissions combustor and a single-stage turbine. “The combustor will be neither DAC nor TAPS,” said Laroche. The double annular combustor (DAC) is a CFM56 option on the Airbus A320 family, whereas a twin annular pre-swirl (TAPS) combustor is being developed under the Tech56 technology acquisition program by CFM partners Snecma and General Electric. Laroche just said injectors will be arranged in a “single-area layout” but will “meet specifications to get low emissions.”
The turbine will feature “advanced materials, such as single crystals,” Laroche said. Both compressor and turbine will benefit from 3-D fluid dynamics. To reduce costs of ownership, engineers will use “fewer vanes and blades per stage, bladed disks [blisks] and low-cost manufacturing techniques.”
A low-pressure spool that may be put together with the DEM 21 core “could use Snecma technologies developed for CFM applications. Asked about fuel-burn reduction, Laroche said, “Low NOx and low noise are top priorities.” However, an engine developed around DEM 21 would be “state-of-the-art in terms of fuel burn.”
When unveiling DEM 21, Snecma mentioned bullish market studies in the regional airline industry. According to the French engine manufacturer, these studies pointed “to the significant development potential of the air transport market” and “the emergence of new regional aircraft.”
In addition, Snecma found “a high probability of a requirement for new engines from multiple sources.” Snecma wants a piece of the pie. “We are still in the process of watching the market, but we want to be there when it is time to make offers,” Laroche stressed.
Asked about possible competition with partner General Electric on regional jet engines, Laroche answered, “There is no competition as no program has been launched so far.” However, teams working on DEM 21 are separate from CFM teams “as it is a distinct task."
боюсь спросить, а как афл это замерил?! Если на кадре только разноцветная полоска и времяКолеса остывают действительно долго (250 градусов после посадки, через час 130), другое дело, что на стандартный оборот рейса (как раз около часа) это в принципе не влияет.
Fishbed, извините, голословные утверждения я обсуждать не хочу. Есть официальные данные об эксплуатации SaM-146 в Интерджете. И они более чем устраивают авиакомпанию. Двигатели там точно такие же, не "спец. сборки". Кто и что творил с Суперджетом в нашей державе, пусть разбирают эксплуатант с производителем. Для этого есть наработанный инструментарий.Посторонним В, возможность увеличения тяги есть на любом двигателе. Действительно, какой ценой ? Сейчас двигатель долго не летает, его форсирование тогда снизит и так небольшой ресурс. При налете самых старых "суперджетов" в РФ около 5000 часов, на них уже двигатели или меняные, или летающие по спец.допуску на определенное кол-во циклов с постоянной проверкой поврежденных областей.
Разговор изначально шёл о том, что поднять мощность SaM-а ну никак не возможно! Или возможно, но такой ценой, что лучше и не пробовать...Как раз специалисты Safran за то чтобы Sam-146 существовал в своей нише, не заходя на поле CFM56. Увы.
Документов, конечно, не покажу. Но вот ссылка на одну давнюю дискуссию:Да с чего вы взяли, что SaM-146 сделан на основе ГГ 88-го?
TFRS - работник Сатурна.Суперджетофоб писал: В программе ЫЫО не знаю ни одного примера заимствований технологий
.
TFRS пишет: Мне Вас жаль, раз не знаете примеров. Каскад Низкого Давления для SaM146 почти в полной мере соответствует вашим мечтам о заимствовании.
А разве Сатурн его не собственноручно делал?
TFRS пишет: Собственноручно, но не с нуля ведь, а как раз на базе некоторых технологий с CFM56-7B, которые дорабатывались и адаптировались под наши реалии. Под передачей технологий подразумевается не только «документация», но и методики расчёта/проектирования, технологии производства и многое другое.
враньё. Горячая часть сделана на основе генератора DEM21 созданного в конце 90-х годов. Какие к чертям 30 лет????????
и нет, газогенератор не от старого М88.
Газогенератор DEM21 «был создан исходя из опыта создания М88-2», это не совсем одно и то же
Вы сами-то прочитали то, на что ссылаетесь?Документов, конечно, не покажу. Но вот ссылка на одну давнюю дискуссию:
TFRS - работник Сатурна.
Так что ваш пересчёт "Если М88 имеет бесфорсажную тягу ~6000 кГс, значит, SaM можно тянуть до ~9000 кГс" некорректен.
Возможно, что говорить именно о 9 000 и некорректно. Но в процессе разговора мы заметно удалились от первоначальных позиций. А началось всё с заявления Fishbed о том, что увеличить тягу SaM-а невозможно, потому что "и так ресурса нет, а тогда ему вообще кранты". Это явная неправда. Сотрудники PowerJet не раз, и не два говорили, что удовлетворят все потребности ГСС. А подход последних решить всё, не очень задевая двигатель, мне очень импонирует. О чём и говорил.Так что ваш пересчёт "Если М88 имеет бесфорсажную тягу ~6000 кГс, значит, SaM можно тянуть до ~9000 кГс" некорректен.
И вы им верите?Сотрудники PowerJet не раз, и не два говорили, что удовлетворят все потребности ГСС.
Это от незнания.А подход последних решить всё, не очень задевая двигатель, мне очень импонирует.
"Чудес не бывает" (с) Во всяком случае, их не бывает в аэродинамике.Могу лишь дополнить ещё одной мыслью - если в ГСС действительно реализуют свои идеи с оптимизацией крыла, то должна снизиться потребная тяга не только на взлётном участке, но и на крейсере.
Сами-то поняли, что сказать хотели?А за счёт этого можно немного нивелировать отставание от конкурентов в удельном расходе двигателя. Потому как прямые конкуренты SSJ SV используют более мощные моторы, а значит, реальный расход будет отличаться меньше, чем показывают удельные цифры.
- ув. вами astoronny весьма ехидно отзывался о возможности универсального единого газогенератора. А тут единый двигатель!Сотрудники PowerJet не раз, и не два говорили, что удовлетворят все потребности ГСС. А подход последних решить всё, не очень задевая двигатель, мне очень импонирует. О чём и говорил.
Регулярное снятие параметрической информации.боюсь спросить
Документы выкладывать не собираюсь по понятным причинам))) . Если не хватает слов, то извинитеизвините, голословные утверждения я обсуждать не хочу.
Пока как есть щас, то форсировать его просто некуда, если не хотим менять двигатели на А-чеках.
1.Так, 9 февраля 2010 года на двигателе № 146101/2 во время 187-го полёта самолёта SSJ 100 № 95003 произошёл инцидент, причиной которого, по мнению PowerJet, явилось разрушение зацепа диска 3 ступени КВД. Казалось бы, для того и производят испытательные полёты, чтобы выявить недостатки. Однако следует обратить внимание на то, что данный дефект имеет повторяющийся характер: 1-й случай разрушения зацепа произошел в 2009 году, 2-й случай - 9 февраля 2010 года и третий - в марте 2010года при стендовых испытаниях двигателя SaM146. И что самое неприятное, представленная фирмой PowerJet информация в связи с инцидентами не позволяет сделать заключение о причине дефекта.
2.Также, в процессе лётных и стендовых испытаний был выявлен ряд производственных дефектов, в том числе:
- трещины жаровой трубы камеры сгорания в осевом и окружном направлениях;
- трещины рабочих лопаток 1 ступени ТНД
- трещины на покрывном корпусе платформы СА 1 ступени ТНД;
- трещины по пайке корпуса - бобышки крепления трубопроводов системы управления радиальным зазором.
Мне было чётко сказано - 120 мест, максимум максиморум - 130 (и то в терминах "ну, может быть..."). И это всё, что можно получить от SaM-146.
увеличенная площадь крыла - это увеличенные индуктивное сопротивление и сопротивление трения. Как результат - рост потребной крейсерской тяги. Это не считая прироста сопротивления трения за счёт удлиненного фюзеляжа.
Газо- и термодинамика двигателя изначально рассчитываются так, чтобы крейсерская тяга соответствовала "донышку" кривой удельного расхода. Смещение по этой кривой (неважно, влево или вправо) означает рост удельного расхода. Перенастройка FADEC может смягчить эти негативные последствия, но не более того.
Так что не обольщайтесь - "отставание от конкурентов в удельном расходе двигателя" станет ещё больше.
В прошлогоднем интервью тому же Flight Global тот же Долотовский сказал: ...мы ожидаем повышения аэродинамического качества крыла удлиненной версии на несколько процентов по сравнению с тем, что на обычной версии самолета»."Ещё один человек" (может и Долотовский) в "ещё одном интервью" "уважаемому изданию" сказал, что аэродинамическое качество будет улучшено до 18 единиц против нынешних 16,5.
Тут тоже не всё ясно.Если это правда, то на крейсере как раз хватит той же тяге при весе на 10% больше.
Где-то так (если не больше). Потребная длина ВПП поползёт к 2500 м. То есть, скажем, в РнД, Храброво, Витязево... уже могут быть проблемы (особенно летом)....в начале разгона тянуть просто будет очень слабый двигатель увеличенную массу, то есть ускорение на 10% меньше.
Нет, Долотовский речь ведёт именно о крейсерском качестве. Что будет во взлётной конфигурации - х.е.з.Или там подъёмная сила увеличивается на 10% при таком же сопротивлении на взлётной скорости?
"Технически" можно ввести на SaM-146 чрезвычайный режим.И короче нет тут решения.
Не думаю. Потому что в противном случае не было бы (пусть и в ныне закрытых планах) проектов ПД-10, предназначенного для SSJ-100NG.Кстати, ещё такой вопрос - у ГСС есть экслюзивное соглашение с Французской Арабской Республикой, что на Суперджет можно поставить только СаМ?
Забудьте....заложить техническую возможность поставить ПД-10
При этом дальность падает с 4580 км у LR (цифра с сайта Сухого) до 3200 км у SV (по той же ссылке на статью в АТО), т.е. на 40+%.
Понятно, что топлива в SV будет меньше, чем в LR - но не настолько же.