Перспективы отечественного двигателестроения
Тема: Перспективы отечественного двигателестроения
2 APZ:
Спасибо!
В ответ на Вашу любезность, придется таки немного посчитать :-)
По самым грубым прикидкам, соотношение между температурой в сопле Exhaust Gas Temperature и температурой газа на входе в рабочее колесо первой ступени не может быть для SAM (в его классе параметров) ниже, чем 1.6... (извините, что не привожу принятых допущений, долго)
Что дает взлетную температуру под 2000К :-((
Чего, как Вы сами понимаете...
Тогда идем на канадский правительственный терминологический сайт и смотрим термин TGT:
DEF – A temperature which may be used for engine control purposes, measured between the turbine stages of a multistage turbine engine: sometimes loosely employed for E.G.T.
http://www.termiumplus.gc.ca/tpv2alpha/...
Таки, я полагаю, в обоих сертификатах речь идет (вероятнее всего) о TGT, в понимании перед турбиной вентилятора/винта.
А тут уже прикидка будет посложней, поскольку допущений по термодинамическому циклу нужно гораздо больше :-(
Как-нибудь напрягусь, буде время позволять :-)
А в компенсацию, на вкусненькое, своего рода загадка :-)
Теперь, когда цифры по SAM и ТР перед глазами рядышком — что можно сказать, глядя на
Maximum Take-off: 997°C
Maximum Continuous: 997°C
Maximum Overtemperature (20 seconds): 1015°C
????
> Как вы думаете, как долго сохранится «тонкая фокусировка, обеспечивающа десятые доли процента» в условиях тех температур, вибраций, и термоциклических деформаций? 20000 часов? 60000 часов? Три ха-ха...
- именно для таких неверующих господь создал динамическую фокусировку и компенсацию:)
Дорого? Да не очень.
http://www.vkonline.ru/article/244048.html
Комитет Госдумы по обороне обсуждал перспективы авиадвигателя НК-93
МОСКВА. 14 МАРТА. ВОЛГА НЬЮС. ОБЗОР СМИ.
В Комитете Государственной Думы по обороне состоялись расширенные слушания о дальнейшей судьбе авиадвигателя НК-93, пишет портал argumenti.ru.
Еще в 2008 г. авиадвигатель НК-93 совершил испытательный полет под крылом летающей лаборатории Ил-76ЛЛ. Но из-за прекращения финансирования был снят с самолета и отправлен на завод в Самару.
Руководители и научные сотрудники ЛИИ им. М.М.Громова, которые обеспечивали летные и наземные испытания НК-93 в Жуковском, заявили, что двигатель в целом подтвердил свои характеристики в полете.
Генеральный конструктор ОАО "Кузнецов" Дмитрий Федорченко рассказал, что было бы задание, а двигатель можно осовременить, подогнать под технологии завтрашнего дня, все для этого есть. Конструктивно модель шагнула в 2025 г., но даже в сегодняшнем виде его можно ставить на экранопланы или суда на воздушной подушке.
- Дмитрий Александрович, а у вас в журнале подробностей не будет?
22:55 Seerndv пишет:
- именно для таких неверующих господь создал динамическую фокусировку и компенсацию:)
+++++++++++++++
да за ради бога!
как можно выступать против его созданий :-)
особенно, когда сами внедряют, а не господу это дело оставляют...
astoronny: Теперь, когда цифры по SAM и ТР перед глазами рядышком — что можно сказать, глядя на
Maximum Take-off: 997°C
Maximum Continuous: 997°C
Maximum Overtemperature (20 seconds): 1015°C
*************************
М-м-м-м...
Я бы сказал, что
1. Оба двигателя работают "на пределе", и не имеют запасов по кратковременному форсированию.
2. Требования к ресурсу ТР400 ниже, чем это принято для пассажирских самолетов.
Кроме того, приведенные цифры могут служить подтверждением ваших слов о том, что г/г у ТР400-D6 действительно другой (т.е. не ведущий свое происхождение от М88).
astoronny: ...я полагаю, в обоих сертификатах речь идет (вероятнее всего) о TGT, в понимании перед турбиной вентилятора/винта.
******************************
Означает ли это, что у трехвального ТР400 температура на "первой" турбине заведомо выше, чем у двухвального SaM?
А можете сказать, что в случае TP работает "на пределе"?
В смысле — что является ограничителем?
Подсказка: обратите внимание на соотношения номинал / взлет у одного и у другого двигателя...
Я даже попросил ссылку на документ для уточнения, хотя в итоге он оказался один и тот же :-)
00:19 APZ пишет:
astoronny: ...я полагаю, в обоих сертификатах речь идет (вероятнее всего) о TGT, в понимании перед турбиной вентилятора/винта.
******************************
Означает ли это, что у трехвального ТР400 температура на "первой" турбине заведомо выше, чем у двухвального SaM?
++++++++++++++++++
Без прикидочного расчета ничего определенного сказать нельзя, поскольку степень сжатия по этим двигателям распределяется (видимо) по совершенно разным соображениям — соответственно и сработка температуры пойдет совсем по-разному.
Не забывайте — у САМ на турбине вентилятора еще и работа подпорных ступеней "висит", тогда как в ТП за второй ступенью (перед турбиной винта) остается почти чистый "располагаемый перепад"
00:19 APZ пишет:
astoronny: ...я полагаю, в обоих сертификатах речь идет (вероятнее всего) о TGT, в понимании перед турбиной вентилятора/винта.
******************************
Означает ли это, что у трехвального ТР400 температура на "первой" турбине заведомо выше, чем у двухвального SaM?
++++++++++++++++++
Без прикидочного расчета ничего определенного сказать нельзя, поскольку степень сжатия по этим двигателям распределяется (видимо) по совершенно разным соображениям — соответственно и сработка температуры пойдет совсем по-разному.
Не забывайте — у САМ на турбине вентилятора еще и работа подпорных ступеней "висит", тогда как в ТП за второй ступенью (перед турбиной винта) остается почти чистый "располагаемый перепад"
astoronny: А можете сказать, что в случае TP работает "на пределе"?
В смысле — что является ограничителем?
Подсказка: обратите внимание на соотношения номинал / взлет у одного и у другого двигателя...
******************************
Тогда придется уточнять, что есть "номинал", и что есть "взлет". :)
Под "номиналом" в обоих случаях подразумевается Maximum Continuous. Для ТР400 эта цифра совпадает с показателем Maximum Take-off. ИМХО, такое возможно лишь за счет "зарезания" ресурса.
При этом существует "предельный" режим, при котором дельта Т3 невелика (18 град.), причем режим этот ОЧЕНЬ кратковременный (20 сек. - это вообще ничто). Скорее всего, это режим отказа одного движка на взлете по короткой ВПП.
В целом создается впечатление, что двигатель, вообще говоря, не укладывается в заданные хар-ки, и его в рамки ТЗ загоняют коленкой. :)
astoronny: Я даже попросил ссылку на документ для уточнения, хотя в итоге он оказался один и тот же :-)
******************************
Это бывает. :) Попробую повторить ссылку на СТ для ТР400 - http://www.easa.europa.eu/certification/type-certificates/...
astoronny: Не забывайте — у САМ на турбине вентилятора еще и работа подпорных ступеней "висит", тогда как в ТП за второй ступенью (перед турбиной винта) остается почти чистый "располагаемый перепад"
***************************
А разве подпорные ступени не могут висеть на валу ТВД?
APZ,
20 секунд - это уже max overtemperature 1015 C - читай отказная ситуация
А по мощностям там чуть другой расклад - 5 минут.
Ratings (maximum propeller shaft power):
• Uprated Take-off (5 minutes): 8251 kW
• Normal Take-off (5 minutes): 7971 kW
• Maximum Continuous: 7971 kW
astoronny: Я даже попросил ссылку на документ для уточнения, хотя в итоге он оказался один и тот же :-)
******************************
Это бывает. :) Попробую повторить ссылку на СТ для ТР400 - http://www.easa.europa.eu/certification/type-certificates/...
+++++++++++
Про документ – не обращайте внимания. Это я чего-то уже не соображал, и мне сейчас уже самому трудно объяснить, что я хотел сказать... ;-(
astoronny: Не забывайте — у САМ на турбине вентилятора еще и работа подпорных ступеней "висит", тогда как в ТП за второй ступенью (перед турбиной винта) остается почти чистый "располагаемый перепад"
***************************
А разве подпорные ступени не могут висеть на валу ТВД?
+++++++++
Нет, на валу ТВД подпорные ступени «висеть» не могут, иначе это будут просто дополнительные ступени КВД по сути ;-)
APZ: В целом создается впечатление, что двигатель, вообще говоря, не укладывается в заданные хар-ки, и его в рамки ТЗ загоняют коленкой. :)
++++++++++++
С режимами я кажется разобрался, свел до кучи мощности и температуры, но это хорошо бы нарисовать – поддержание мощностей по режимам до определенной температуры окружающей среды, а потом «срезка» по температуре.
Причем и максимальный взлетный и номинал садятся на одну «срезку», что не типично.
Взлетный режим есть режим ограниченной продолжительности (такой вот «тяжелый»).
Номинал есть максимальный режим неограниченной продолжительности ( хотя его доля в общей наработке может и квотироваться).
Теперь смотрите, у нас есть ~8200 kW максимальной взлетной мощности и эта мощность тем ценней, чем выше температура среды (особенно учитывая недобор нескольких тонн полезной нагрузки). И вот, когда нам важен каждый киловатт, мы сажаем этот режим на температуру срезки номинала, настолько «прохладную», что позволяет длительную работу. Да и так, на низких температурах среды, разница по мощности между режимами ограниченного и неограниченного времени работы невелика, меньше пяти процентов.
О чем это может говорить? Только о том, что совсем не температура газа не является ограничивающим фактором при высоких температурах наружного воздуха, а мощность на валу, которую и приходится «срезать» (сквозь слезы).
По мне так наиболее вероятным предположением являются ограничения по редуктору, как-то так...
Ну а теперь собственно по температуре.
Опять, пришлось сделать много допущений и предположений, которые пришлось бы долго расписывать (в другой раз, если сложится).
Они сложились в «мегадопущение» что степень повышения давления на взлетном режиме составляет ~ 18-19 с определенным кпд процесса сжатия.
Из этого допущения и официальных температур следует, что температурный перепад на турбинах двухкаскадного гг составляет 420-450К и температура на входе в рабочее колесо первой ступени турбины должна находится в диапазоне 1670 – 1720 градусов Кельвина.
Украинские военные (ссылку на коих я как-то давал) пришли к схожим выводам, получается...
Или приняли схожие допущения, или где-то чего-то разведали :-)
Jumbo: 20 секунд - это уже max overtemperature 1015 C - читай отказная ситуация
*************************************
Вас не затруднит перевести на русский термин "отказная ситуация"?
Jumbo: А по мощностям там чуть другой расклад - 5 минут.
Ratings (maximum propeller shaft power):
• Uprated Take-off (5 minutes): 8251 kW
• Normal Take-off (5 minutes): 7971 kW
• Maximum Continuous: 7971 kW
*************************************
Тоже весьма интересно: одна и та же мощность является и ограниченной, и неограниченной.
++++++++++++++++++++++++++++++++++++++
astoronny: Это я чего-то уже не соображал, и мне сейчас уже самому трудно объяснить, что я хотел сказать... ;-(
*************************************
Да все нормально вы сказали - я вместо ТР400 повторно дал ссылку на тот же SaM. :)
astoronny: Нет, на валу ТВД подпорные ступени «висеть» не могут, иначе это будут просто дополнительные ступени КВД по сути ;-)
*************************************
А почему нельзя сказать, что сейчас подпорные ступени по сути являются дополнительными ступенями КНД? :)
astoronny: О чем это может говорить? Только о том, что совсем не температура газа является ограничивающим фактором при высоких температурах наружного воздуха, а мощность на валу, которую и приходится «срезать» (сквозь слезы).
По мне так наиболее вероятным предположением являются ограничения по редуктору, как-то так...
*************************************
Я никак не могу понять, каким образом при одном и том же предельном значении т-ры получаются ДВЕ взлетных мощности 7970 и 8250 кВт. Единственное, что приходит в голову – затяжеление винта.
Тогда получается, что 5 мин. для 8250 кВт может быть ограничением с учетом продольной(!) нагрузки на вал редуктора.
Но тогда как и почему одна и та же мощность 7970 кВт является одновременно и ограниченной (Normal Take-off), и продолжительной? Если это уже ограничения по г/г – то ведь в температурах такого ограничения нет.
Где та заветная черта? И не уловишь взглядом,
Как безо всякого труда заходит ум за разум...
(т/ф «Дом, который построил Свифт»)
astoronny: Ну а теперь собственно по температуре.
*************************************
На фоне описанной выше «чехарды» с режимами сами по себе температуры и давления уже «имеют невинный вид детской игры в крысу» (О.Бендер). :)
astoronny: Украинские военные (ссылку на коих я как-то давал) пришли к схожим выводам, получается...
Или приняли схожие допущения, или где-то чего-то разведали :-)
*************************************
Показ сообщений пользователя, наконец, заработал, так что постараюсь этот ваш пост найти.
Может, хоть что-то смогу понять... :)
sys пишет:
> Очень спорно, особенно с учетом погрешностей самих оптических пирометров.
- пожалуй вы правы, но не всё так ужасно:
The temperature at the inlet of the high-pressure
turbine is very important for monitoring and control
purposes, because modern engines are subjected to
stresses nearly as high as the stress limits of the materials.
To determine this temperature pyrometers are used,
however there exist repeatability and accuracy problems.
To overcome these problems the engine standard
analyzed in this work needs an uncertainty margin of 50
K in the HPT stator outlet temperature SOT, which is
equivalent to a thrust potential loss of 5 %.
In this work a new way based on the capacity
method for determination of a redundant temperature
has been presented, which can be used to online check
the temperature deduced from the pyrometer measurements
in flight. This may decrease the necessary uncertainty
margin to 22 K leading to a thrust potential gain
of 3 %. This is especially valid for steady-state flight.
Through applying stability criteria at moderate engine
load changes this uncertainty margin can be maintained.
During severe transients the deviations between the
temperatures calculated from the pyrometer measurements
and those from the capacity method are so large
that a solution appears to be difficult. This problem is
mainly attributable to the fact that the blade surface
temperature is inert. A temperature check in all flight
cases requires a transient model which considers all
relevant physical relationships. This should be the subject
of future works.
[file_pdf]http://www.mtu.de/en/technologies/engineering_news/development/Abdullahi_Method_online_monitoring_en.pdf[/file_pdf]
- мерят пересчётом. Погрешность вносит инертность тепловая лопатки.
Поэтому и пришла в головы мысль измерять температуру дополнительно внесённых калиброванных керамических элементов, у которых та же инертность поверхности была бы ниже.
Хотя 3% - это всего лишь 30 десятых процента:)
![[image]](../../../pics.aviaport.ru/cache/news/170x/722981.jpg)