0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Формула удельного расхода топлива авиационного двигателя

Научная электронная библиотека

3.2.4 Физико-механические параметры процесса воздушных перевозок гражданской авиации РФ

К физико-механическим параметрам можно отнести основные характеристики авиационных двигателей, это высотно-скоростные характеристики — тяга двигателя, расход топлива, секундный расход воздуха mВ, удельный вес двигателя , габаритные размеры и ресурс двигателя.

Расход топлива может быть выражен:

1) в абсолютных величинах. К абсолютным величинам относится расход топлива за все время полета от аэродрома отправления до аэродрома назначения или на отдельных этапах полета;

2) в относительных величинах. К относительным величинам относятся:

а) удельный расход топлива — есть отношение часового расхода топлива к реактивной тяге или мощности двигателя, килограмм топлива на один ньютон тяги в час, вычисляем по формуле

(3.26)

где т — степень двухконтурности двигателя;

Н — высота полета, км.

Удельный расход топлива зависит от режимов работы двигателя, его типа, расчетных параметров рабочего процесса двигателя и КПД его элементов. Наиболее важен удельный расход топлива в условиях длительного крейсерского полета. Большое влияние на величину удельного расхода топлива Суд оказывает высота полета и число М при работе ТРД и ТРДД на максимальных оборотах;

б) часовой расход топлива, т.е. килограмм топлива на один час полета. Часовой расход топлива СН равен произведению тяги на СУД ( ), т.к. при возрастании высоты полета тяга уменьшается, а с ростом чисел М полета увеличивается, то часовой расход будет интенсивно уменьшаться с увеличением высоты и увеличиваться с ростом М. Если полет происходит на сверхзвуковых скоростях на высотах меньше расчетной высоты диффузора на входе воздуха в двигатель, то эффективная тяга двигателя РЭФ существенно меньше тяги двигателя, а часовой расход остается неизменным;

в) километровый расход топлива q, т.е. килограмм топлива на один километр пути — есть расход топлива за то время, за которое воздушное судно пролетит относительно Земли с постоянной высотой и скоростью один километр пути. При безветрии километровый расход топлива, в килограммах на километр, вычисляем по формуле

, (3.27)

где V — истинная скорость воздушного судна (скорость воздушного судна относительно воздуха), м/с.

Часовой и километровый расход топлива могут выражаться осредненным значением, когда принимается полный расход топлива от старта до посадки, или показателем, соответствующим расходу топлива только на крейсерском участке полета, при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед посадкой;

г) расход топлива, приходящийся на один пассажиро-километр или на одну тонну-километр.

Тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, различают:

1) внутреннюю тягу (реактивную тягу) Р — результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учета внешнего сопротивления;

2) эффективную тягу РЭФ, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки;

3) удельная тяга двигателя (тяга, приходящаяся на один килограмм расхода воздуха) является мерой экономичности силовой установки, параметром определяющего шум двигателя и критерием для сравнения аэродинамического сопротивления силовой установки.

Важной характеристикой, определяющей конструктивное совершенство авиационного двигателя, является его удельный вес, т.е. отношение сухого веса двигателя к максимальной стартовой тяги, вычисляемой по формуле

, (3.28)

Существенной геометрической характеристикой двигателя максимальный диаметр, зависящий от степени двухконтурности и стартовой тяги, в метрах, вычисляем по формуле

. (3.29)

Из разнообразного множества технологических параметров, в соответствии с рисунком 3.1, выбирают те, которые оказывают максимальное влияние на процесс воздушного сообщения, рассмотрим их.

Формула удельного расхода топлива авиационного двигателя

Могу только посоветовать взять в руки учебник и:
1. изучить вопрос на что расходуется подведенное количество теплоты и разобраться с полезной работой цикла и с потерями;
2. уяснить тот факт, что для любого ТРД существует число Маха, когда его тяга равна нулю, а Суд бесконечности;
3. задуматься над тем, что произойдет, когда это М будет превышено.

РЛЭ приводить тут не надо, это не эксплуатационый режим.

в качестве вопросов для дальнейшего самообразования:

1. почитать про двигатели комбинированных циклов (например ТРД+ПВРД, ТРД+ЖРД);
2. подумать над гипотетическими случаями возможных отказов в регулировании таких моторов на различных режимах полета ЛА.

Во-вторых, если первый абзац моей предыдущей реплики называть хамством, то у нас кардинально различные представления о русском языке.

Могу только посоветовать взять в руки учебник и:
1. изучить вопрос на что расходуется подведенное количество теплоты и разобраться с полезной работой цикла и с потерями;
2. уяснить тот факт, что для любого ТРД существует число Маха, когда его тяга равна нулю, а Суд бесконечности;
3. задуматься над тем, что произойдет, когда это М будет превышено.

РЛЭ приводить тут не надо, это не эксплуатационый режим.

в качестве вопросов для дальнейшего самообразования:

1. почитать про двигатели комбинированных циклов (например ТРД+ПВРД, ТРД+ЖРД);
2. подумать над гипотетическими случаями возможных отказов в регулировании таких моторов на различных режимах полета ЛА.

Cравните ваш пост с вопросом заданным ТС (вопросом закрытого типа — требующим ответа Да или Нет).
На досуге почитайте учебник логики. Уясните для себя понятие софистика и ознакомьтесь с методологическим принципом «Бритва Оккама». Успехов!

Я бы ответил так: при максимальной скорости полета тяга равна нулю, следовательно, при делении расхода топлива на ноль, получаем удельный расход топлива равный бесконечности.

Речь идет об удельном расходе топлива, а не о физическом, и если двигатель создает отрицательную тягу (что в общем случае в динамике вполне может быть) то при положительном физическом расходе удельный расход отрицательный.

К чему вся эта заумь?

Почему просто не признать, что на «пограничном режиме» традиционная формула С уд.
не применима. Ведь не считают пилоты перегрузку на вираже с креном 90 гр. по формуле
N=1/cos90. К полету «на ноже» вполне применима формула для центрифуги.

Вы наверное удивитесь, но еще бывают: отрицательная частота в радиотехнике, отрицательное сопротивление(в том числе и удельное) в электронике и даже отрицательная масса, но это уже в далеких глубинях квантовой физики.)))

Скан разворота книги «Боевая авиационная техника» с рисунком, на котором показана скоростная характеристика ТРД и приведены разъяснения, почему эта характеристики имеют такой характер: http://s017.radikal.ru/i425/15 .
Рисунок из «Справочника авиационного техника» с аналогичной скоростной характеристикой ТРД: http://s017.radikal.ru/i420/15 .
Для сравнения — рисунок с «кривыми Жуковского»: http://s019.radikal.ru/i618/15 . .
Учтите, что рисунки взяты не из «теорий академиков», а книг для начальной подготовки летно-технического состава, изданных 30-50 лет тому назад…

Читать еще:  Устройство для запуска дизельного двигателя зимой

Что касается текущего тысячелетия — здесь показана структурная схема интегральной САУ самолета: http://s018.radikal.ru/i526/15 .
Несложно убедиться в том, что самолет с ИСАУ теоретически летит по «кривым Жуковского», а практически по алгоритмам и программам, заложенным в бортовые и двигательные компьютеры. Хотя ежели кто будет утверждать, что пилоты типа corsairа & neustafа смогут на А320 с отключенными компами летать «по Жуковскому» — я особо спорить не буду…

Ну а на этом рисунке http://s017.radikal.ru/i418/15 . приведен фрагмент прикладной программы со всякими буковками и циферками, которые по мнению наших форумных «экспертов-практиков» практического значения не имеют…

Разумеется: если в «практической аэродинамике neustafа» нет понятий таких понятий как «маневр пикирование», «полет с несимметричной тягой двигателей» то следовательно, по его мнению этих понятий и не существует практически вообще.

ПМСМ: употреблять абстрактную «практическую аэродинамику», без указания конкретного типа ЛА, не совсем верно. Конечно: есть «практическая аэродинамика самолета МИГ-29», «практическая аэродинамика самолета АН-2», но есть и просто «аэродинамика».
Естественно, что в «практической аэродинамике АН-2» нет полета на около- сверхзвуковых скоростях, нет полета с несимметричной тягой…
Ну и еще можно упомянуть существование так называемых «особых случаев в полете». Например: при выключении форсажа произошел отказ управления площадью сопла, критическое сечение осталось раскрытым… На тягу двигателя это как-то повлияет?
Так что сдается мне, что neustafа кроме существования ВСХ (высотно-скоростных характеристик двигателя) ждет еще много «открытий чудных»…

есть максимальная скорость двигателя ТРД

И все же есть режим максимальной скорости двигателя, когда удельный расход топлива равен нулю.

если тяга стремится к нулю, то удельный расход стремится к бесконечности

По ссылке
http://s017.radikal.ru/i425/15 .
на рисунке 3.87 максимальная скорость двигателя обозначена буковками: «Vmax» и «Vmaxф» и в тексте дается объяснение, русским по белому.

Аналогичные рисунки и разъяснения приведены в книге:
Клячкин А.Л. «Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей» стр. 56 -60.
Цитата см. стр. 58: «Наконец, на больших сверхзвуковых скоростях полета тяга ТРД, достигнув максимума, падает вплоть до нуля в соответствии с неизбежной тенденцией изменения удельной тяги».

Попробуем разобраться с максимальной скоростью самолета. У самолета есть:
1) Максимальная скорость горизонтального полета — это скорость, которую может достичь самолет в горизонтальном полете при использовании располагаемой мощности двигателей.
2) Максимальная безопасная скорость (например, скорость экстренного снижения про которую позабыл neustaf), которая может быть вызвана ограничением по флаттеру и т.п.
Понятно, что точно установить величину максимальных скоростей на этапе проектирования самолета невозможно, поэтому при проектировании двигателей принимают расчетную максимальную скорость — при которой создается нулевая тяга. Смотри
http://s017.radikal.ru/i425/15 .
на стр. 244
Также максимальная скорость может быть ограничена выходом на границу устойчивой работы компрессора, воздухозаборника или раскруткой роторов….
Ну а если подходить к делу со столь любимых neustafом практических позиций, то максимальная скорость двигателя — это величина заданная в его САУ. Обычно задаются: максимальное число М и максимальная приборная скорость. Для двигателя одного конкретного дозвукового самолета максимальное число М, заданное в САУ двигателя примерно в полтора раза больше чем максимальное число М по типовому полетному циклу самолета.
Ну а минимальная скорость полета для двигателя равна нулю, т.к. двигатель должен работать на рулении, разбеге, пробеге, т.е. на тех скоростях, на которых обычный самолет лететь не может. Термин «скорость полета» в данном случае несколько абстрактный характер, но морочить голову: а при какой скорости начнется реальный полет, применительно к двигателю смысла нет никакого. А если кто не согласен с термином «скорость полета» может придумать свой, альтернативный, типа «скорость передвижения двигателя в пространстве» и пытаться внедрить его в жизнь, хоть через МАК, хоть через всемирную лигу сексуальных реформ…

Вывод: не надо путать параметры двигателя с параметрами ЛА. Диапазон рабочих скоростей двигателя может и не соответствовать рабочим скоростям ЛА, ( быть шире).

Удельный расход топлива

Количество топлива, расходуемого в двигателе за единицу времени на единицу мощности, называется удельным расходом топлива.

— В зависимости от того, к какой мощности отнесен расход топлива,

1. удельный индикаторный расход

2. удельный эффективный расход топлива.

Слово «удельный» часто опускается. Эффективный расход топлива является важным параметром ДВС, всегда указан в заводском паспорте двигателя и является показателем экономичности двигателя по расходу топлива.

Единица измерения gi килограмм на джоуль (кг/дж) показывает количество топлива (в кг), которое затрачивается на получение 1 дж индикаторной работы в цилиндре.

Учитывая, что 1 вт=1 дж, получим 1 дж=1 вт∙1 сек.Значит, единицей измерения расхода топлива является кг/ (вт ∙ сек).*

В практике эксплуатации двигателей мощность принято измерять
в киловаттах (квт), а расход топлива указывать на час,

G-часовой расход топлива кгчас
Ni- индикаторная мощность кВт

При измерении мощности в лошадиных силах (л. с.) индикаторный расход топлива

определяют по соотношению 1 кВт = 1.36 л.с или 1л.с. = 0.775 кВт.

Удельный эффективный расход топлива находят следующим образом:

ge= gi. ηм то есть эффективный расход топлива больше индикаторного расхода на величину механических потерь в двигателе

Индикаторный и эффективный расходы топлива для судовых дизелей равны:

Индикаторный gi: Главные Вспомогательные

в кг/квт∙ч 0,165—0,185 0,175—0,200

в кг/л. с. ч 0,120—0,135 — 0,130—0,145
эффективный ge

в кг/квт∙ч 0,200—0,225 0,220—0,250

в кг/л. с. ч 0,145—0,165 0,160—0,180

На данный момент достигнут самый низкий удельный эффективный расход топлива на двигателе Wartsila — Sulzer RTA FLEX 96 мощностью 108000 л.с с электронной системой управления подачи топлива в цилиндры(COMMON RAIL). Удельный же расход топлива на всех режимах колеблется в районе 118-126 граммов на лошадиную силу в час; что в 1,5-2,5 раза ниже, чем у автомобильных дизелей.

на графиках представлена зависимость удельного эффективного расхода топлива для ДВС с наддувом и без наддува. Очевидно, что у двигателя без наддува расход топлива больше, незначительное отличие только на 75% нагрузки.

В судовых условиях расход топлива замеряют при помощи мерных баков.

Объем среднего бачка известен, на мерном стекле в график зависимости Ne от ge

районе узких переходов между верхним и нижним бачками сделаны отметки.

При переключении расхода топлива на мерный бачок, фиксируют время расхода известного объема и затем вычисляют часовой расход топлива. Если при этом была известна мощность двс во время снятия расхода топлива график зависимости Ne от ge, об.мин ( например ДГ- по току и напряжению),то возможно

Читать еще:  Давление масла в двигателе мерседес 102 двигатель

рассчитать удельный эффективный расход топлива. Для главных двигателей на речных судах по часовому расходу топлива определяют эффективную мощность по специальной монограмме зависимости расхода топлива от мощности.

На современных судах судовые силовые установки снабжаются электронными системами диагностики, которые позволяют с центрального поста управления контролировать все важные параметры СЭУ, в том числе удельный расход топлива.

Ответить на следующие вопросы:

Дата добавления: 2016-06-22 ; просмотров: 22802 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Авиация России

Гражданская авиация, пассажирские и боевые самолеты и вертолеты России, новости и история российской и советской авиации.

Начало испытаний МС-21 с двигателем ПД-14 — главное авиационное событие 2020 года

Современная авиация — это элитный клуб небольшого количества стран, которые имеют технологические, научные, финансовые, производственные и человеческие ресурсы полного цикла создания современных газотурбинных двигателей. Клуб действительно небольшой, всего четыре страны входят в него — это США, Франция, Великобритания и Российская Федерация. Кандидаты на членство в этом клубе в лице Китая, Канады и Бразилии, имеющие на своей территории крупные авиастроительные предприятия, не располагают собственными современными реактивными двигателями для гражданской авиации, т.к. способность государства производить литые охлаждаемые лопатки для современного газотурбинного авиационного двигателя – показатель высочайшего уровня развития машиностроения.

Газотурбинные двигатели – это бесконечная борьба за мощность, топливную эффективность, экологичность и малошумность. В постоянном движении вперёд конструкторы вынуждены искать решения на основе самых передовых технологий в области газодинамики, материаловедения, металлообработки. Ещё недавно российское двигателестроение сильно отставало от мировых грандов, но ситуация меняется, и это доказывает начало испытаний среднемагистрального лайнера МС-21 с ТРДД ПД-14.

ПД-14 — это первая отечественная разработка, которая появилась у нас спустя почти 30 лет после развала СССР. Разработка научно-технического задела для будущего двигателя началась в ЦИАМ в 1999 году в инициативном порядке. Совместно с ЦАГИ, Институт разработал техническое задание на формирование облика базового ТРДД нового поколения для магистральных самолётов. В 2008 году, одновременно с созданием Объединённой двигателестроительной корпорации, правительство выделило 15 млрд рублей для проведения НИОКР по ПД-14. Первый прототип газогенератора 100ГГ-01 совершил первые прокрутки на земле в 2010 году, а первый комплектный демонстратор двигателя впервые заработал 9 июня 2012 года.

30 октября 2015 года двигатель 100-07 совершил первый полёт на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ. Двигатель прошёл на самолёте два этапа испытаний. В ходе первого этапа по состоянию на 4 марта 2016 года ПД-14 за 16 полётов наработал 22 часа 22 минуты. На втором этапе — с 11 октября 2016 года по 30 марта 2017 года в восьми полётах наработка составила 26 часов 31 минуту.

28 декабря 2017 года Ил-76ЛЛ совершил первый полёт с двигателем 100-11. Этот экземпляр ПД-14 предназначался для сертификации. С начала апреля 2018 года Ил-76ЛЛ с двигателем 100-11 совершил 14 полётов с наработкой 49 часов 10 минут.

18 октября 2018 года Росавиация выдала сертификат типа на авиадвигатель ПД-14.

15 декабря 2020 года опытный лайнер МС-21-310 с бортовым номером 73055 впервые поднялся в небо на двигателях ПД-14.

В чём же особенность нового российского ТРДД и на самом ли деле это прорывной проект отечественного двигателестроения?

ПД-14 – первый отечественный гражданский авиадвигатель 5-го поколения
Прогресс в авиадвигателестроении характеризуется несколькими параметрами, но одним из главных считается температура газа перед турбиной. Переход к каждому новому поколению ТРД, а всего их насчитывают пять, характеризовался ростом этой температуры на 100–200 градусов. Так, температура газа у ТРД 1-го поколения, появившихся в конце 1940-х годов, не превышала 1150 °К, у 2-го поколения (1950-е гг.) этот показатель вырос до 1250 °К, в 3-м поколении (1960-е гг.) этот параметр поднялся до 1450 °К, у двигателей 4-го поколения (1970–1980 гг.) температура газа дошла до 1650 °К. Лопатки турбин двигателей 5-го поколения, первые образцы которых появились на Западе в середине 90-х, работают при температуре 1900 °К. В настоящее время в мире только 15% двигателей, находящихся в эксплуатации, относятся к 5-му поколению.

Одна лопатка авиационной турбины развивает мощность, равную мощности двигателя автомобиля «Формулы-1»

Увеличение температуры газа, а также новые конструктивные схемы, в первую очередь двухконтурность, позволили за 70 лет развития ТРД добиться впечатляющего прогресса. К примеру, отношение тяги двигателя к его массе увеличилось за это время в 5 раз и для современных моделей дошло до 10. Степень сжатия воздуха в компрессоре увеличилась в 10 раз: с 5 до 50, при этом число ступеней компрессора уменьшилось вдвое – в среднем с 20 до 10. Удельный расход топлива современных ТРДД сократился вдвое по сравнению с двигателями 1-го поколения. Каждые 15 лет происходит удвоение объёма пассажирских перевозок в мире при почти неизменных совокупных затратах топлива мировым парком самолётов.

До последнего времени в России производился единственный гражданский авиадвигатель 4-го поколения – ПС-90. Если сравнивать с ним ПД-14, то у двух двигателей схожие массы (2950 кг у базовой версии ПС-90А и 2870 кг у ПД-14), габариты (диаметр вентилятора у обоих 1,9 м), степень сжатия (35,5 и 41) и взлётная тяга (16 и 14 тс).

При этом компрессор высокого давления ПД-14 состоит из 8 ступеней, а ПС-90 – из 13 при меньшей суммарной степени сжатия. Степень двухконтурности у ПД-14 вдвое выше (4,5 у ПС-90 и 8,5 у ПД-14) при том же диаметре вентилятора. В итоге удельный расход топлива в крейсерском полёте у ПД-14 меньше, по предварительным оценкам, на 15% по сравнению с существующими двигателями: до 0,53–0,54 кг/(кгс·ч) против 0,595 кг/(кгс·ч) у ПС-90.

ПД-14 – первый авиадвигатель, созданный в России после распада СССР
Советский Союз был великой авиационной державой. В 1980-е годы в СССР работали восемь мощнейших авиадвигательных ОКБ. Зачастую фирмы конкурировали друг с другом, поскольку существовала практика давать одно и то же задание двум ОКБ. Увы, времена изменились. После развала 1990-х годов пришлось собирать все отраслевые силы, чтобы осуществить проект создания современного двигателя. Формирование в 2008 году ОДК и имело целью создание организации, способной не только сохранить компетенции страны в газотурбостроении, но и конкурировать с ведущими фирмами мира.

Читать еще:  1500 оборотов на холостых 406 двигатель

Головным исполнителем работ по проекту ПД-14 является ОКБ «Авиадвигатель» (Пермь), которое разрабатывало и ПС-90. Серийное производство организуется на Пермском моторном заводе, но детали и комплектующие будут изготавливаться по всей стране. В кооперации участвуют Уфимское моторостроительное производственное объединение (УМПО), НПО «Сатурн» (Рыбинск), НПЦГ «Салют» (Москва), «Металлист-Самара» и многие другие.

ПД-14 – двигатель для магистрального самолёта XXI века
Одним из самых удачных проектов в области гражданской авиации СССР был среднемагистральный самолёт Ту-154. Выпущенный в количестве 1026 шт., он долгие годы составлял основу парка «Аэрофлота». Увы, время идёт, и этот трудяга уже не эксплуатируется на коммерческих авиалиниях. Ту-154 оснащался двигателями 3-го поколения Д-30КУ с высоким удельным расходом топлива (0,69 кг/кгс·ч).

Государств, производящих современные авиационные ТРДД, меньше, чем стран, обладающих ядерным оружием

Пришедший на смену Ту-154 среднемагистральный Ту-204/214 с двигателями 4-го поколения ПС-90 в условиях распада страны и свободного рынка был вытеснен зарубежными производителями. Между тем сегмент среднемагистральных узкофюзеляжных самолётов, в котором господствуют Boeing-737 и Airbus А320 – самый массовый, и присутствие на нём – необходимое условие сохранения отечественного гражданского самолётостроения. ПД-14 обеспечит российскому лайнеру МС-21 высокую конкурентоспособность, в первую очередь, на нашем внутреннем рынке.

ПД-14 – базовый проект для семейства двигателей
Буквы «ПД» расшифровываются как перспективный двигатель, а число 14 – тяга в тонна-силах. ПД-14 – это базовый двигатель для семейства ТРДД тягой от 8 до 18 тс. Бизнес-идея проекта состоит в том, что все эти двигатели должны создаваться на основе унифицированного газогенератора высокой степени совершенства. Газогенератор – это сердце ТРДД, которое состоит из компрессора высокого давления, камеры сгорания и турбины. Именно технологии изготовления этих узлов, прежде всего так называемой горячей части, являются критическими.

Линейка двигателей на базе газогенератора ПД-14 будет двигаться в сторону уменьшения — к двигателям ПД-12 и ПД-8. Также газогенератор ПД-14 может стать основой для газоперекачивающих установок и газотурбинных электростанций мощностью от 8 до 16 МВт.

ПД-14 служит также платформой для отработки технологий будущего — для двигателя большой мощности самолёта CR929 — 7 июня 2020 года в Перми в составе ПД-14 прошёл первый этап испытаний демонстратора вентилятора из российских полимерных композиционных материалов. Такие лопатки будут использоваться в ПД-35.

30 октября 2015 года начались испытания новейшего российского авиационного двигателя ПД-14 на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ
© Валентин Мазанов, RussianPlanet.net

ПД-14 – это 16 критических технологий
Для ПД-14, при ведущей роли Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ), головного НИИ отрасли и ОКБ «Авиадвигатель», было разработано 16 критических технологий: монокристаллические лопатки турбины высокого давления с перспективной системой охлаждения, работоспособные при температуре газа до 2000°К, пустотелая широкохордная лопатка вентилятора из титанового сплава, благодаря которой удалось повысить КПД вентиляторной ступени на 5% в сравнении с ПС-90, малоэмиссионная камера сгорания из интерметаллидного сплава, звукопоглощающие конструкции из композиционных материалов, керамические покрытия на деталях горячей части, полые лопатки турбины низкого давления и др.

ПД-14 продолжает совершенствоваться. Так создана широкохордная лопатка вентилятора из углепластика, масса которой составляет 65% от массы пустотелой титановой лопатки. ЦИАМ разрабатывает редуктор, позволяющий снизить обороты вентилятора, благодаря чему, не привязанный к оборотам турбины, он будет работать в более эффективном режиме. Предполагается поднять на 50°К и температуру газа перед турбиной. Это позволит увеличить тягу будущих разработок, а удельный расход топлива сократить ещё на 5%.

ПД-14 – это 20 новых материалов
При создании ПД-14 разработчики с самого начала сделали ставку на отечественные материалы. Было ясно, что российским компаниям ни при каких условиях не предоставят доступ к новым материалам зарубежного производства. Здесь ведущую роль сыграл ВИАМ, при участии которого для ПД-14 разработано порядка 20 новых материалов.

В 2015 году специалисты ВИАМ впервые в стране изготовили завихритель фронтового устройства камеры сгорания ПД-14 с применением отечественной металлопорошковой композиции.

Посетители у авиационного двигателя ПД-14 на Международном авиационно-космическом салоне МАКС — 2013 в Жуковском. Широкохордные пустотелые титановые лопатки вентилятора – одна из критических технологий ПД-14
© Рамиль Ситдиков, РИА Новости

Но создать материал – полдела. Иногда российские металлы превосходят по качеству зарубежные, но для их использования в гражданском авиадвигателе необходима сертификация по международным нормам. Иначе двигатель, как бы он ни был хорош, не допустят к полётам за пределами России. То же самое относится и к процессу изготовления двигателя: предприятиям отрасли требуется сертификация по нормам Европейского агентства авиационной безопасности (ЕASA). Международная сертификация повышает культуру производства, а на предприятиях ОДК под новые технологии идёт перевооружение отрасли. Сама разработка ПД-14 проходила по новой, цифровой технологии, благодаря чему уже 7-й экземпляр двигателя был собран в Перми по технологии серийного производства, в то время как раньше опытная партия изготовлялась в количестве до 35 экземпляров.

ПД-14 является катализатором, который выводит на новый уровень всё российское гражданское двигателестроение. Даже летающая лаборатория Ил-76ЛЛ после нескольких лет простоя для проведения лётных испытаний ПД-14 нуждалась в дооснащении оборудованием. В целом же проект ПД-14 сохранит для России более 10 000 высококвалифицированных рабочих мест.

ПД-14 – первый отечественный двигатель, который напрямую конкурирует с западным аналогом
Разработка современного двигателя занимает в 1,5–2 раза больше времени, чем разработка самолёта. С ситуацией, когда двигатель не успевает к началу испытаний ВС, для которого он предназначен, авиастроители сталкиваются регулярно. Первый МС-21 поднялся в небо в мае 2017 года, его силовая установка включала двигатели производства США. Сертификат типа ПД-14 получил на полтора года позже — в октябре 2018-го, а первый полёт в составе МС-21 состоялся 15 декабря 2020 года. В проекте МС-21 с самого начала предусматривалась альтернатива: заказчики МС-21 могут выбирать между ПД-14 и PW1400G компании Pratt & Whitney. Правда, если санкционная истерика американских «партнёров» дойдёт до запрета поставлять нам и двигатели, то тем хуже будет для компании P&W — её ждут многомиллионные финансовые потери.

Таким образом, начало испытаний МС-21 с отечественной маршевой силовой установкой можно считать главным событием 2020 года в авиаотрасли, которое открывает новую страницу в российском двигателестроении.

Андрей Величко,
для сайта «Авиация России»

Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector