Перспективная модификация МС-21-400 будет востребована на мировом рынке

МС-21-400 будет востребована на мировом рынке

Эх, а военными-то как может быть востребован, в специальных модификациях!

Сейчас в США постепенно заменяют топливозаправщики KC-135, стоящие на вооружении 60(!) лет.
По габаритам этот самолет очень близок МС-21.
Казалось бы - тогда не было композитных материалов и мощных двигателей, но поражает весовое совершенство самолета - при массе пустого 45 т., максимальная взлетная составляет 146 т., то есть самолет берет 100 тонн (!!!) полезной нагрузки (топлива).

Подобные характеристики можно реализовать на основе МС-21, только нужна мощная редукторная модификация двигателей ПД-14 - 2 х 20 тс.
Кстати, если не ошибаюсь, современных двигателей такой размерности нет и на Западе, ниша пуста.

как интересно дела там с ПД-14 ???
всё нормуль? нежданчиков нет?

Эх, а военными-то как может быть востребован, в специальных модификациях!

Добрых суток!
Нужно стараться любыми путями наращивать портфель заказов и серию на основе МС-21.
Может быть даже путем отхода от использования "традиционных" платформ для всевозможных спец модицификаций.
Что думаете о возможности/целесообразности самолета ПЛО? По аналогии с "Посейдоном"?

Может быть имеет смысл запускать еще одну площадку по их производству, не обязательно такой же мощности, но специализированную как раз под них?

Что думаете о возможности/целесообразности самолета ПЛО? По аналогии с "Посейдоном"?

а для этого разве не выгоднее использовать
винтовентиляторные?
Они вроде экономичнее?

Нужно стараться любыми путями наращивать портфель заказов и серию на основе МС-21

Большую серийность конечно надо стремиться обеспечивать гражданскими лайнерами, но в условиях внедрения новой модели и в самом начале пути по закреплению на мировом рынке - да, военные заказы могут стать большим подспорьем.

Может быть имеет смысл запускать еще одну площадку по их производству

Да, вряд ли специальные модификации целесообразно собирать на главном конвейере, по аналогии со сборкой самолетов ДРЛО  в Таганроге.
Да и специальные военные модели могут сильно отличаться от серийных коммерческих, например взлетная масса предложенного заправщика вдвое больше обычного лайнера.
Все импортные общесамолетные системы в военных самолетах должны быть заменены на отечественные, да и специальных систем немало - помимо целевого специального оборудования это связь, гос опознавание, самозащита и т.д.
Такому самолету вероятно необходимо даже присвоить другой индекс, чтобы избежать возможных санкций - реальность такова, что для сохранения конкурентноспособности гражданских лайнеров мы пока сильно зависим от иностранных поставщиков комплектующих.
Кстати, инвестиции в отечественные агрегаты и системы для военных нужд положительно скажутся на импортозамещении и в гражданском секторе.

о возможности/целесообразности самолета ПЛО

Думаю, что это решать заказчику - нужен ли такой самолет, возможно здесь лучше подойдет чисто боевой самолет типа Ту-22М3 или ПАК ДА? - уж очень большие изменения в конструкции нужны для сброса торпед из внутренних отсеков.
А вот сравнительно недорогой танкер может стать очень востребованным, в т.ч. и для экспорта.
Также убежден, что и для стратегического ДРЛО усиленный МС-21 более подходящая платформа, чем Ил-76.

а для этого разве не выгоднее использовать винтовентиляторные? Они вроде экономичнее?

Для военных целей все-таки экономичность не главный приоритет. Реактивный самолет вдвое быстрее доберется до района патрулирования, а за счет увеличенного крыла скорость патрулирования можно значительно снизить. Например у P-8 Poseidon скорость патрулирования 330 км/ч при крейсерской 815 км/ч.

Кстати, если не ошибаюсь, современных двигателей такой размерности нет и на Западе, ниша пуста

PW2000

как интересно дела там с ПД-14 ???
всё нормуль? нежданчиков нет?

КМК, отсутствие нежданчиков - это как бы и есть нежданчик. Причём, в плохом смысле

а для этого разве не выгоднее использовать
винтовентиляторные?
Они вроде экономичнее?

Вы, наверное, таки имели в виду турбовинтовые

КМК, отсутствие нежданчиков - это как бы и есть нежданчик. Причём, в плохом смысле

разверните мысль. Почему "в плохом"?

Вы, наверное, таки имели в виду турбовинтовые

да, я упомянул подкласс, а класс - ТВД.

Для военных целей все-таки экономичность не главный приоритет. Реактивный самолет вдвое быстрее доберется до района патрулирования

логично, но тем не менее даже  СССР
(а он не очень считал деньги) в вопросе ПЛО выбрал ТВД.
Хотя реактивные были в ассортименте.

PW2000

Точно, только этой разработке предыдущего поколения уже 35 лет. Этим двигателем ремоторизовали военный С-17, на выставке МАКС-2007 у него забавно выглядели лопатки вентилятора, пронумерованные от руки мелом.

На коммерческие лайнеры после снятия с производства В757 он не устанавливается, а потребность в таком двигателе намечается и довольно большая:

В компании Boeing все больше и больше убеждаются в том, что существует незанятый и крупный рынок для нового самолета среднего сегмента (NMA — New Midsize Airplane) между категорией узкофюзеляжных Airbus A320neo и Boeing 737 и категорией широкофюзеляжных лайнеров Boeing 787, Airbus A330 и A350. Более широкий потенциальный рынок, охватывающий верхний предел вместимости лайнеров 737-й серии и нижний сегмент вместимости небольших широкофюзеляжных самолетов, может включать до 5000 ВС, из которых 2000–3000 самолетов формируют целевую точку NMA, то есть являются сердцевиной сегмента MoM.
Поиск подходящего двигателя и лучшей интегрированной силовой установки будет ключевой задачей. Целевая тяга составляет около 18 т. С момента завершения программы PW2000/F117 и прекращения производства военно-транспортного самолета Boeing C-17 этот уровень тяги не входит в программы западных двигателестроительных компаний.


Возможно слишком самонадеянно, мешает неверие в собственные силы, но почему бы ОДК не сыграть на опережение и не предложить свой вариант Боингу и Аирбасу?!

разверните мысль. Почему "в плохом"?

Потому что если сразу все работает хорошо и правильно - это, как правило, подозрительно

да, я упомянул подкласс, а класс - ТВД

ТВВД - это, скорее, турбгвентиляторный двигатель, нежели турбовинтовой, ибо винтовентилятор является не движителем, а элементом КНД

  Возможно слишком самонадеянно, мешает неверие в собственные силы, но почему бы ОДК не сыграть на опережение и не предложить свой вариант Боингу и Аирбасу?!  

Какой вариант? Гипотетический двадцатитонник на базе ПД-14 ещё надо создать. На это нужно деньги, ведь даже на базе готового газогенератора разработка двигателя стоит денег. И шансов на то, что разработка произойдёт в сжатые сроки нет абсолютно никаких, ибо Авиадвигатель и так работой перегружен, поэтому если со стороны А и Б на такие двигатели появится спрос, PW и CFM выкатят свои предложения раньше нас. А даже если не выкатят - А и Б скорее подождут пару лет, нежели будут брать что-то у нас, будь наша продукция хоть трижды передовой и качественной. Как минимум, потому, что у PW и CFM за спиной многолетнее присутствие на рынке, хорошая репутация, лобби и прочие ништяки. А у нас за спиной только наше честное пионерское))))

Oops, совершенно случайно влепил Вам минус. Виноват, исправлюсь

как интересно дела там с ПД-14 ???

В мае в СМИ прошло "Успешно завершен второй этап летных испытаний ПД-14".
С тех пор пока молчок. Может кто из сообщества в курсе именно фактуры испытаний?

В том-то и дело, что на текущий момент у коллег могут быть только "предложения", а у нас - готовый газогенератор подходящего размера.
Ядро PW1000G и LEAP меньше, о чем писал ранее, самые мощные модификации двигателей на их основе имеют взлетную тягу 14,5-16,5 тс, им придется создавать новый газогенератор. Роллс-Ройс может всех удивить своим UltraFan'ом, но это тоже не завтра. В общем для нас есть гандикап в несколько лет.

И шансов на то, что разработка произойдёт в сжатые сроки нет абсолютно никаких, ибо Авиадвигатель и так работой перегружен

Говорю ж - неверие в собственные силы может стать помехой.
Чем таким перегружен Авиадвигатель? - конструкторские отделы работают с опережением, т.е. по ПД-14 большую часть своей работы они закончили, а чем заниматься дальше - большим газогенератором ПД-35 с чистого листа или композитным вентилятором, редуктором и х/ч ПД-18Р - вопрос выбора приоритетов и согласования графика работ. Да и занимаются наверняка разными компонентами разные группы, одно другому не помешает, может даже и на пользу пойдет.

у PW и CFM за спиной многолетнее присутствие на рынке, хорошая репутация, лобби и прочие ништяки.

Наивно конечно мечтать об эксклюзивном контракте на пермский двигатель для В797 или A321LRneo (звучит-то как :), но как один из альтернативных вариантов вполне может состояться, по крайней мере для своих заказчиков - а что, у нас тоже есть лобби и ништяки сделаем, если целью зададимся.

ведь даже на базе готового газогенератора разработка двигателя стоит денег. И шансов на то, что разработка произойдёт в сжатые сроки нет абсолютно никаких

Так и есть, никто и не обещал, что будет легко. Хотели на мировой рынок - вот подходящая возможность, неизвестно, когда еще такая подвернется - даже расталкивать локтями особо никого не нужно - некого, при наилучшем раскладе middle of the market может даже совершить первый полет с ПДPD-18R.

Говорю ж - неверие в собственные силы может стать помехой.
Чем таким перегружен Авиадвигатель? - конструкторские отделы работают с опережением, т.е. по ПД-14 большую часть своей работы они закончили

Тем не менее, там ещё работать и работать

а чем заниматься дальше - большим газогенератором ПД-35 с чистого листа или композитным вентилятором

Дело в том, что ПД-35 УЖЕ начали заниматься. А ещё есть ПД-12В

ПД-35 УЖЕ начали заниматься. А ещё есть ПД-12В

Нужные работы, но ПД-35 мешать разработке вариаций ПД-14 не должен, поскольку нынешний этап предполагает в основном НИР по газогенератору и по композитному вентилятору, уменьшенным натурным полигоном для которого и может стать ПД-18Р, что может как раз ускорить работу по обоим проектам.

В целом согласен с Вами конечно, но отчего-то анекдот вспомнился:

Конец декабря. Лежит на полуразваленном диване в квартире с ободранными обоями актер Пирожков. Жена ушла, работы нет, денег нет. Неизвестно даже, на что Новый год справлять. Раздается телефонный звонок:
- Господин Пирожков? Вас беспокоят по поводу съемок. Мы вам предлагаем сняться в Голливуде, у Спилберга. Роль, правда, не главная, главную Шварценеггер играет, но тоже серьезная. Тысячу долларов не предложим, но на восемьсот в день можете рассчитывать. Вас это устроит?
- А когда съемки?
- С 25 декабря по 10 января.
- Ну-у нет... Я не могу. У меня ёлки...

Нужные работы, но ПД-35 мешать разработке вариаций ПД-14 не должен, поскольку нынешний этап предполагает в основном НИР по газогенератору и по композитному вентилятору

А ещё беготню и ОКР по поводу новых цехов, испытательных стендов и прочей инфраструктуры, которой для двигателей такой размерности у нас нет и никогда не было. Да и критических технологий там больше, чем один только композитный вентилятор. Потому что это проект даже более сложный и амбициозный, чем ПД-14

уменьшенным натурным полигоном для которого и может стать ПД-18Р

ПД-14 тоже может. Тем более, у ЦИАМа, насколько я знаю, уже есть такой вентилятор как раз в размерности ПД-14

Конец декабря. Лежит на полуразваленном диване в квартире с ободранными обоями актер Пирожков. Жена ушла, работы нет, денег нет. Неизвестно даже, на что Новый год справлять. Раздается телефонный звонок:
- Господин Пирожков? Вас беспокоят по поводу съемок. Мы вам предлагаем сняться в Голливуде, у Спилберга. Роль, правда, не главная, главную Шварценеггер играет, но тоже серьезная. Тысячу долларов не предложим, но на восемьсот в день можете рассчитывать. Вас это устроит?
- А когда съемки?
- С 25 декабря по 10 января.
- Ну-у нет... Я не могу. У меня ёлки

Ну мне всё-таки кажется, что ПД-12В и ПД-35 больше тянут на "съёмки в Голливуде", чем гипотетический двадцатитонник

А ещё беготню и ОКР по поводу новых цехов, испытательных стендов и прочей инфраструктуры, которой для двигателей такой размерности у нас нет и никогда не было. Да и критических технологий там больше, чем один только композитный вентилятор.

Еще раз - этим занимаются не конструкторы. И ПД-18Р это та же размерность, что и ПД-14, только вентилятор побольше, новых цехов и стендов для него не нужно.

Ну мне всё-таки кажется, что ПД-12В и ПД-35 больше тянут на "съёмки в Голливуде", чем гипотетический двадцатитонник

Сильно сомнительно.
ПД-35 это очень отдаленная перспектива с неясной коммерческой потребностью - готов он будет году к 2030-му, на ШФДМС рассчитывать нельзя - китайцы делают свой мотор, а если не получится, могут использовать и западные двигатели, никаких обязательств по использованию  ПД-35, насколько понимаю, у них перед РФ нет. Т.е. строить планы нужно опираясь исключительно на внутренний спрос в России.
По ПД-12В также все неочевидно - мотор для Ми-26-то велик, его дефорсируют, а перспективный китайский вертолет еще меньше, такой двигатель для него может оказаться избыточным - слишком дорогим и тяжелым, могут запросто выбрать более подходящий вариант на Западе или украинцы сделают им свой, китайский. Опять же, нам они никаких клятв по ПД-12В не давали, это только лишь благое пожелание. Может получиться так же глупо, как с ничем не подкрепленной надеждой, что китайцы будут 15 лет ждать, пока мы не возобновим производство  Ил-76. А ждать они не стали, причем как и сейчас, даже не обещали ждать, уже построили свой тяжелый ВТС.

ПД-18Р это тоже сложный прорывной проект, но не такой удаленный по времени, более реалистичный и осязаемый. Даже на внутреннем рынке, без учета экспортного потенциала, может стать более востребованным, чем ПД-35 и ПД-12В вместе взятые.

у ЦИАМа, насколько я знаю, уже есть такой вентилятор как раз в размерности ПД-14

Здорово, если работы идут и не ограничились выставочным образцом лопатки на МАКС-2015.

Даже на внутреннем рынке, без учета экспортного потенциала, может стать более востребованным, чем ПД-35 и ПД-12В вместе взятые.

Может быть тогда есть смысл сделать ПД-18 или даже сразу ПД-20 без "Р"(безредукторный)? Т.е. создать ещё один тип ГГ промежуточного класса. А то полагаться на редуктор, вернее на его готовность в обозримые сроки, не слишком надёжно.

Это дорого и долго, да и зачем? - заявленный диапазон тяги линейки ПД-35 начинается от 22 тс, а про расчетную возможность довести тягу ПД-14 до 20 тс заявлял сам ГК А.Иноземцев.
Редуктор сделать всяко проще, чем новый газогенератор, думаю так.

Делают редуктор не от отсутствия подходящего г/г, с редуктором двигатель компактнее и экономичнее.
У ПД-18Р удельный расход топлива будет наименьшим в линейке.

Да и заделы уже есть:
Стенд ЦИАМ на МАКС-2015 (моя картинка со старенького телефона прописалась в поисковике, неужели никто более качественно сфотографировать не догадался? - вещь-то хорошая :))

А на линейке ПД-35 редуктор тоже предполагается?

Коллеги здесь на форуме уверенно утверждали, что нет.
Там слишком большая передаваемая мощность, такого еще никто не делал. Хотя Роллс-Ройс грозится к 2025 году емнип.
Если для ПД-35 заявляется такой широкий диапазон тяги на одном г/г - 22...38 тс то возможно что на "старших" моделях редуктор все-таки будет.

Еще раз - этим занимаются не конструкторы

К сожалению, ошибаетесь

И ПД-18Р это та же размерность, что и ПД-14, только вентилятор побольше, новых цехов и стендов для него не нужно

Речь шла о 35.  

ПД-35 это очень отдаленная перспектива с неясной коммерческой потребностью - готов он будет году к 2030-му, на ШФДМС рассчитывать нельзя - китайцы делают свой мотор, а если не получится, могут использовать и западные двигатели, никаких обязательств по использованию  ПД-35, насколько понимаю, у них перед РФ нет. Т.е. строить планы нужно опираясь исключительно на внутренний спрос в России

ПД-35 - это реальность, под которую уже выделили деньги. И под него самолёт хотя бы планируется , в отличие от ПД-18Р

По ПД-12В также все неочевидно - мотор для Ми-26-то велик, его дефорсируют

Всё очевидно. Потребность со стороны военных есть, финансирование тоже, разработка идёт полным ходом. Хотя да, под Ми-26 он великоват, но, тем не менее, выигрыш по сравнению с Д-436 всё равно даёт

ПД-18Р это тоже сложный прорывной проект, но не такой удаленный по времени, более реалистичный и осязаемый. Даже на внутреннем рынке, без учета экспортного потенциала, может стать более востребованным, чем ПД-35 и ПД-12В вместе взятые

Но под какой летательный аппарат ПД-18Р будет востребован?

Здорово, если работы идут и не ограничились выставочным образцом лопатки на МАКС-2015

В: До какого уровня технологической готовности (УТГ) доведена углепластиковая лопатка вентилятора?

О: Наша цель – 6-й УТГ, после чего можно передавать технологию промышленности. Сейчас мы находимся на 4-м УТГ. Для перехода на 5-й УТГ нам нужно просто провести больше проверочных испытаний. А вот 6-й уровень – это испытания в двигателе. Технология есть, но нужны испытания, испытания и испытания.

Подробности тут

Делают редуктор не от отсутствия подходящего г/г, с редуктором двигатель компактнее и экономичнее.
У ПД-18Р удельный расход топлива будет наименьшим в линейке

Не обязательно именно так. PW, по крайней мере, указанных преимуществ перед безредукторными конкурентами не получили. Конструктивное упрощение газогенератора (путём сокращения количества ступеней ТНД за счёт увеличения реализуемого в одной ступени теплоперепада благодаря повышению частоты её вращения) сопровождается:
- возрастанием контурной нагрузки на диски всего каскада низкого давления, в т.ч. КНД, и, следовательно, ростом массы дисков
- ростом массы лопаток (то же самое: рост частоты -> квадратичный рост центробежной силы -> соответствующее возрастание требований по нормам прочности лопаток)
- ростом массы корпусных деталей, ибо их непробиваемость надо обеспечивать
- добавление массы непосредственно редуктора и сопутствующих ему вещей, типа дополнительного масла и магистралей маслосистем/систем суфлирования и надува и т.д.

В итоге, редукторный PW1100G весит 2852 кг, против 2780 кг у соответствующего ему LEAP. И это при том, что LEAP мог бы весить ещё меньше, если бы не потерял выигрыш по массе от композитного вентилятора на сдвоенном корпусе компрессора.

Вот на двигателях большой тяги - да, там применение редуктора, несомненно, даёт преимущества. Но пока что есть большие сомнения в возможности реализации.

А на линейке ПД-35 редуктор тоже предполагается?

На сегодняшний день - нет

Для BorSch:
Вот ещё фото этого редуктора с сайта ЦИАМа

Но под какой летательный аппарат ПД-18Р будет востребован?

Ил-214, Ил-106?

forumow

Ил-214

Одной из проблем прежнего проекта МТС/MTA была основная силовая установка. Для столь особых требований, которые выдвигала индийская сторона, пришлось ставить на самолет двигатель ПС-90. Однако этот двигатель с тягой от 16 тонн был явно больше потребностей машины, рассчитанной на 20-тонную перевозимую нагрузку. Без специфических индийских требований, для нынешнего СВТС вполне подходит двигатель ПД-14, создаваемый в настоящее время в Объединенной двигателестроительной корпорации (входит в состав госкорпорации «Ростех») для пассажирского самолета МС-21. В качестве же первого этапа «Ильюшин» предлагает вариант с ПС-90

Ил-106

Насколько я понимаю, Ил-106 (теперь известный, как Ермак) будет иметь два двигателя ПД-35

...У ПД-18Р удельный расход топлива будет наименьшим в линейке
- Не обязательно именно так.

экономичность ПД-18Р будет примерно на три-пять процентов выше, чем у ПД-14

Конструктивное упрощение газогенератора контура НД (путём сокращения количества ступеней ТНД за счёт увеличения реализуемого в одной ступени теплоперепада благодаря повышению частоты её вращения) сопровождается:
- возрастанием контурной нагрузки на диски всего каскада низкого давления, в т.ч. КНД, и, следовательно, ростом массы скорости вращения дисков

Согласны с исправлениями? Если да, то все рассуждение придется переписывать, и не упустить, что число ступеней КНД также уменьшается.

И это при том, что LEAP мог бы весить ещё меньше, если бы не потерял выигрыш по массе от композитного вентилятора на сдвоенном корпусе компрессора.

И PW1000 мог бы, если б имел композитный вентилятор. И королева могла бы быть королем... :)))

До какого уровня технологической готовности (УТГ) доведена углепластиковая лопатка вентилятора?

+++, спасибо.

Всё очевидно. Потребность со стороны военных есть, финансирование тоже, разработка идёт полным ходом. Хотя да, под Ми-26 он великоват, но, тем не менее, выигрыш по сравнению с Д-436 всё равно даёт

откуда дровишки?
На сколько я помню масса у него всего на 100кг больше,
а по габаритам он "вписывается в Ми-26".
Есть более точная инфа у Вас?

экономичность ПД-18Р будет примерно на три-пять процентов выше, чем у ПД-14

Мои слова "не обязательно так" относились к вашему утверждению о том, что двигатель с редуктором компактнее и экономичнее. Насчёт того, что ПД-18Р был бы самым экономичным в линейке я согласен, конечно. Во-первых, в этом классе тяги редуктор даёт определённые преимущества, во-вторых, у него цикловые параметры предполагалось повысить

Согласны с исправлениями?

Не совсем. "Газогенератор" на "конкур НД" вы правильно исправили, а массу дисков зря зачеркнули. Рост частоты вращения приведёт к росту действующей на диски центробежной силы (пропорционально квадрату увеличения частоты, плюс прямо пропорционально массе потяжелевших лопаток), поэтому диск тоже должен быть прочнее, и, следовательно, массивнее

число ступеней КНД также уменьшается

Не обязательно. У Пратт Уитни, как в КВД, так и в КНД, ступеней столько же, сколько и у нас, т.е. 3+8

И PW1000 мог бы, если б имел композитный вентилятор. И королева могла бы быть королем

У него сейчас алюминиевый вентилятор, т.е. тоже довольно лёгкий. Не намного тяжелее композитного, однако, сабж весит столько, сколько весит. В случае замены на композитный, по массе он бы не догнал бы ни LEAP, ни ПД

На сколько я помню масса у него всего на 100кг больше,
а по габаритам он "вписывается в Ми-26".
Есть более точная инфа у Вас

Так ведь я и не сказал, что он вдвое тяжелее и совсем невпихуевый в Ми-26. Я лишь сказал, что он для него великоват - логично же, у него ГГ от более крупного (по сравнению с Д-36) двигателя

Насчёт того, что ПД-18Р был бы самым экономичным в линейке я согласен, конечно. Во-первых, в этом классе тяги редуктор даёт определённые преимущества, во-вторых, у него цикловые параметры предполагалось повысить

1.в  любом классе тяги редуктор дает преимущество, кроме разве что микро-ТРДД.
2. повысить предполагается не цикловые параметры, а двухконтурность, именно это дает выигрыш.

Рост частоты вращения приведёт к росту действующей на диски центробежной силы, поэтому диск тоже должен быть прочнее, и, следовательно, массивнее

Специально привел формулу центробежной силы.

Если сделать диск массивнее, центробежная сила еще больше возрастет.
Увеличение частоты вращения (производительности компрессора) ведет к уменьшению размера элементов (здесь - лопаток и дисков), а не к увеличению, как и в любой силовой машине.
Рабочая нагрузка на ступени КНД действительно увеличена, но за счет скорости вращения, а не массы, именно с помощью редуктора. Увеличенная втрое частота оборотов позволяет уменьшить число ступеней контура НД и разгрузить горячую часть (что увеличивает ресурс экстремально нагруженного узла и, опять же, снижает его массу).

Существенную экономию массы редукторного двигателя обеспечивает уменьшение числа ступеней холодной части двигателя. Можно конечно, при большой фантазии, усомниться, что 3 или 5 ступеней ТНД большого диаметра (не только роторные колеса, но и ответные СА с дисками и лопатками) тяжелее и дороже редуктора.

Это вроде все не очень сложные основы механики и двигателестроения, ощущение что Вы их сознательно ставите с ног на голову с непонятной целью.

У него сейчас алюминиевый вентилятор, т.е. тоже довольно лёгкий. Не намного тяжелее композитного, однако, сабж весит столько, сколько весит. В случае замены на композитный, по массе он бы не догнал бы ни LEAP, ни ПД

Вентилятор у PW1000G не алюминиевый, это уже шельмование фактов какое-то. Можно предположить, что материал и технологии производства, а значит и весовые характеристики, аналогичны ПД-14.
Учитывая увеличенный диаметр редукторного вентилятора PW1000G и ориентировочные цифры из статьи ЦИАМ:
Масса нынешней полой титановой лопатки – 8 кг, а углепластиковой – 5,5 кг. А ведь это не только экономия в 2,5 кг на каждой лопатке, которых в вентиляторе около 20. Поскольку это вращающиеся массы, то в результате их снижения уменьшается нагрузка на диск, на вал, снижается ударное воздействие на корпус при обрыве лопатки, турбину можно сделать менее мощной. Подсчитано, что каждый килограмм экономии массы вентилятора приводит к снижению на 3,75 кг массы всего двигателя.
переход на композитные лопатки вентилятора снизит массу двигателя ~ на 200 кг.
Снизится нагрузка на редуктор кстати )

Композиционные материалы в авиадвигателестроении
...существенным препятствием на этом пути является отсутствие отечественных материалов с необходимыми свойствами, например по стойкости к удару посторонними предметами.
Зарубежные углепластики имеют предел прочности на сжатие после удара 350 МПа, а у плетеных КМ – до 385. У отечественных материалов этот параметр не превышал 240 МПа. После значительных трат и усилий в прошлом году мы достигли гарантированных 290 МПа, а есть образцы, которые показывают 310–350 МПа.

....Между тем, за рубежом такие подшипники уже стоят на малоразмерных двигателях. Дело опять же в материалах. За рубежом шарики в основном делают из нитрида кремния, который легко обрабатывается. Мы также пытаемся использовать этот материал, но в России порошки для нитрида кремния нужной чистоты и зернистости не производят. Мы изготовили шары из зарубежных порошков, их успешно обработали, и теперь они будут нами испытываться.

Как же мы можем стать лидером в области композиционных материалов, если не умеем делать базовое сырье??
____________________________________________________________
)))
И даже такой выдающийся конструктор-самолетчик, как Ильюшин, говорил о композиционных материалах: «Я никогда на этой тряпке не полечу». Тогда он правильно говорил.

Вот и "перспективы" международного сотрудничества и "справедливой" торговли:

Россия попросила Минфин США разрешить поставки Superjet в Иран
Производитель лайнера Sukhoi Superjet 100 — «Гражданские самолеты Сухого» (ГСС) — подготовил документы и направил в офис по контролю за иностранными активами (Office of Foreign Assets Control, OFAC) Минфина США заявку на одобрение поставок самолетов в Иран. Об этом сообщили «Ленте.ру» в ГСС.

«Заявка ГСС находится на рассмотрении в OFAC. Срок ее рассмотрения индивидуален для каждого случая и не регламентирован этой структурой», — сообщил представитель компании.

В начале августа в Объединенной авиастроительной компании (ОАК), куда входит ГСС, на запрос «Ленты.ру» отвечали, что соответствующий пакет документов находится в процессе подготовки. В холдинге поясняли, что одобрение OFAC необходимо из-за наличия в SSJ100 американских комплектующих.
https://lenta.ru/news/2017/08/10/gss_ofac_superjet/

Кланяться и шапку ломать, кланяться и шапку ломать... Или комплектующие импортозамещать и по новой сертифицировать.

1.в  любом классе тяги редуктор дает преимущество, кроме разве что микро-ТРДД

Только недостатки редукторной схемы (перечисленные выше) в размерности ПД-14 могут все эти преимущества свести на нет. В ЦИАМ, АО Авиадвигатель, GE и Safran с этим согласятся

повысить предполагается не цикловые параметры, а двухконтурность, именно это дает выигрыш

Повысить предполагалось и цикловые параметры, и двухконтурность. Выигрыш это все даёт в совокупности

Если сделать диск массивнее, центробежная сила еще больше возрастет

Безусловно, она возрастёт ещё больше. Но только увеличив частоту, центробежную силу вы увеличите в квадрате от роста частоты, поэтому вы будете вынуждены увеличивать прочность диска, увеличивая его массу. Что так же влечёт увеличение действующей на него центробежной силы, но уже линейно, а не квадратично

Увеличение частоты вращения (производительности компрессора) ведет к уменьшению размера элементов (здесь - лопаток и дисков), а не к увеличению, как и в любой силовой машине

Увеличение частоты вращения может привести к уменьшению его диаметра (напорность компрессора зависит от окружной скорости, которая зависит от диаметра), но при этом неизбежно будет расти их нагруженность. То есть диски и профили лопаток станут толще и массивнее. Иначе - никак. Некоторая миниатюризация имеет место - за счёт сокращения числа ступеней. Но по массе, видимо, выигрыша не получается.

Это в электродвигателях, возможно, рост частоты и ведёт к миниатюризации. Потому что там таких нагрузок нет, нет такой температуры, нет такой коррозионной агрессивности среды, запыленности, всякий мусор с ВПП туда не летит, и, соответственно, проблем с прочностью таких нет

Рабочая нагрузка на ступени КНД действительно увеличена, но за счет скорости вращения

....что неизбежно ведёт к увеличению массы конструкции. Потому что, как вы совершенно верно выразились, частота вращения элементов каскада низкого давления у PW1000G увеличена втрое, и, как следствие, действующая на них центробежная сила - в 9 раз. Следовательно, все роторные элементы конструкции его каскада низкого давления (как и некоторые статорные) должны быть соответствующим образом упрочнены. Это всегда вызывает рост массы, увы и ах

разгрузить горячую часть (что увеличивает ресурс экстремально нагруженного узла и, опять же, снижает его массу

Никоим образом. ТВД у сабжа такая же двухступенчатая, как на ПД-14 или на LEAP. И КНД такой же трёхступенчатый. И степень повышения в нём такая же. В нём лишь увеличена перепадность ступеней ТНД, и только

Существенную экономию массы редукторного двигателя обеспечивает уменьшение числа ступеней холодной части двигателя. Можно конечно, при большой фантазии, усомниться, что 3 или 5 ступеней ТНД большого диаметра (не только роторные колеса, но и ответные СА с дисками и лопатками) тяжелее и дороже редуктора

Это всего-навсего факт. PW1000G, даже при сильно сниженной массе вентилятора из алюминиевого сплава, весит значительно больше, чем безредукторный LEAP с семиступенчатой ТНД.

Это вроде все не очень сложные основы механики и двигателестроения, ощущение что Вы их сознательно ставите с ног на голову с непонятной целью

Ни одного факта я с ног на голову не ставил. Напротив, облегчение машины (любой) при росте нагрузок на неё - вот это нечто странное с точки зрения механики

Вентилятор у PW1000G не алюминиевый, это уже шельмование фактов какое-то

Вместо того, чтобы говорить что-нибудь настолько резкое, вы бы могли убедиться в этом сами

- Разработка экологически рациональных продуктов и решений развивается ускоренными темпами благодаря инновациям Алкоа: В 2014 году Алкоа представила свою разработку для реактивного двигателя – первую в мире штамповку лопатки вентилятора из новейшего алюминиевого сплава для гибридно-металлической лопатки вентилятора компании Pratt & Whitney. Благодаря этой штамповке Pratt & Whitney сможет производить более легкие и топливосберегающие двигатели PurePower®.

http://csrjournal.com/15399-innovacii-alkoa-obespechili-vysokie-pokazateli-programm-ustojchivogo-razvitiya.html

Вот, как это выглядит:


И при всём этом, сабж сильно превосходит по массе LEAP, который получается довольно тяжёлым. Цифры я приводил - 2852 и 2780 кг соответственно. Убедиться вы в этом можете посмотрев документы по их сертификации на сайте EASA.

переход на композитные лопатки вентилятора снизит массу двигателя ~ на 200 кг

В некоторой отдалённой перспективе - возможно. А пока что, по оценкам CFM, на LEAP они таким образом сэкономили 80 кг. Так что есть куда стремиться

Как же мы можем стать лидером в области композиционных материалов, если не умеем делать базовое сырье??

Без труда не вытащишь и рыбку из пруда (с)

Повысить предполагалось и цикловые параметры, и двухконтурность

Можно поподробнее, кем и как предполагалось повысить цикловые параметры ПД-18Р? Какие именно параметры?

Только недостатки редукторной схемы (перечисленные выше) в размерности ПД-14 могут все эти преимущества свести на нет. В ЦИАМ, АО Авиадвигатель, GE и Safran с этим согласятся

ЦИАМ, который сам разрабатывает редуктор, а также 5 производителей самолетов, в т.ч. Аирбас и наш Иркут, выбравшие PW1000G, с Вами точно не согласятся.

Могли бы резюмировать - какие недостатки Вы видите в редукторной схеме? Коротко, по пунктам. Насчет Вашей эпичной бочки масла в фюзеляже и кучи трубопроводов для смазки редуктора огорчу - общий объем масла в двигателе PW1500G - 24 литра.
Для интересующей нас более мощной модификации PW1400G объем масла не указан, ну может 30 литров, и вообще, думаю, речь идет о смазке подшипников.

Кстати, сертификат EASA для двигателя на МС21-300 опубликован СЕГОДНЯ - 10/08/17.

Вместо того, чтобы говорить что-нибудь настолько резкое, вы бы могли убедиться в этом сами

Да, имею такую привычку )
PW1100G's unique aluminium-titanium fan blade
ПД14 полая лопатка вентилятора из сплава ВТ6 (на Западе Ti-6Al-4V)
Речь идет о похожих, если не идентичных, материалах, возможно даже об одном поставщике, поскольку американская фирма Алкоа (ныне Arconic), на которую Вы ссылаетесь, давно и успешно работает в России и ей принадлежит Самарский металлургический завод, который специализируется, среди прочего, на авиационных Ti-Al материалах.

PW1000G ...весит значительно больше, чем безредукторный LEAP

Цитата, Stanislav228 сообщ. №29

И при всём этом, сабж сильно превосходит по массе LEAP, который получается довольно тяжёлым. Цифры я приводил - 2852 и 2780 кг соответственно

Ага, значительно, сильно, аж на 72 кг. (2,6%) )))

Можно поподробнее, кем и как предполагалось повысить цикловые параметры ПД-18Р?

Вероятно, ЦИАМом и руководством Авиадвигателя

Какие именно параметры?

Тг на 50К и piк на неизвестную мне величину

ЦИАМ, который сам разрабатывает редуктор, а также 5 производителей самолетов, в т.ч. Аирбас и наш Иркут, выбравшие PW1000G, с Вами точно не согласятся

Согласятся, ибо это ЦИАМ определял облик будущего ПД-14 и сделал его безредукторным. Что касается Иркута и Айрбаса - тоже согласятся, ибо оба наравне с GTF на свои изделия ставят и безредукторные двигатели

Могли бы резюмировать - какие недостатки Вы видите в редукторной схеме? Коротко, по пунктам

Так ведь я же их перечислил
- эпичная бочка с маслом и куча трубопроводов. Вот, к примеру, статья от кого-то из Ивченко-Прогресса, где расход масла для PWшного редуктора на 15000 л.с. (то бишь 11 МВт) оценивается в 68 кг масла в минуту. Экстраполируйте это на двигатели размерности PW1400G, у которых мощность на валу ТНД мегаватт 25 будет
http://repository.kpi.kharkov.ua/bitstream/KhPI-Press/24523/1/vestnik_KhPI_2010_26_Korneychuk_Perspektivy.pdf

- необходимость принятия мер по обеспечению прочности роторных элементов каскада низкого давления, в связи с ростом их нагруженности, а также обеспечения непробиваемости статорных элементов. Это плохо по причине роста массы соответствующих элементов, и, кроме того, тепловой инерционности дисков. Ну и, я полагаю, вполне очевидно, почему "толстые" профили турбинных лопаток - не есть хорошо
- разрыв механической связи между вентилятором и ТНД, и, как следствие, необходимость принятия дополнительных мер по снижению нагрузки на упорный подшипник, таких, как дополнительные разгрузочные полости, либо же применение более "грузоподъёмного" подшипника
- рост массы двигателя, как следствие вышеуказанных проблем
- возможные проблемы (с которыми PW уже столкнулись, и, насколько я знаю, пока их не решили) с "холодным" запуском двигателя, при котором может возникать прогиб вала ТНД. Увы, об этом я мало что знаю, тут надо прочнюков спрашивать
- наличие  в составе двигателя дополнительного крайне нагруженного агрегата, который нуждается в обслуживании
- множество других проблем, про которые нужно спрашивать прочнюков, коим я не являюсь

Насчет Вашей эпичной бочки масла в фюзеляже и кучи трубопроводов для смазки редуктора огорчу - общий объем масла в двигателе PW1500G - 24 литра

Ну так це в двигателе. В нём нельзя разместить такое количество масла, которое требует редуктор. То, что на редуктор - то в самолёте

Кстати, сертификат EASA для двигателя на МС21-300 опубликован СЕГОДНЯ - 10/08/17

Нет, сегодня, похоже, какие-то правки в него внесли. Этот сертификат был там и раньше, на него даже ссылались. Пруфлинк в посте №12. Естественно, ссылка там уже не работает, но очевидно же, что человек не стал бы выкладывать пустую ссылку, чтобы я через несколько месяцев имел возможность Вас обмануть

PW1100G's unique aluminium-titanium fan blade
ПД14 полая лопатка вентилятора из сплава ВТ6 (на Западе Ti-6Al-4V)
Речь идет о похожих, если не идентичных, материалах, возможно даже об одном поставщике, поскольку американская фирма Алкоа

Таки нет, це разные вещи. Для начала, можно спросить, откуда фраза про "PW1100G's unique aluminium-titanium fan blade"?
Эту лопатку называют биметаллической, или, как выясняется, "unique aluminium-titanium fan blade" не потому, что она сделана из сплава титана и алюминия, или их интерметаллида, а потому, что она сделана из алюминия, а входная её кромка облицована титаном. Вот, гляньте на картинку:


Точно так же сделано на LEAP. У него лопатка композитная, а входная кромка - титановая:

Ага, значительно, сильно, аж на 72 кг. (2,6%) )))

А вы зря смеётесь. Эта величина (ну ладно, 80 кг) - это то, сколько CFM сэкономили на своём композитном вентиляторе. И они хвастают этой величиной

- эпичная бочка с маслом и куча трубопроводов. Вот, к примеру, статья от кого-то из Ивченко-Прогресса, где расход масла для PWшного редуктора на 15000 л.с. (то бишь 11 МВт) оценивается в 68 кг масла в минуту. Экстраполируйте это на двигатели размерности PW1400G, у которых мощность на валу ТНД мегаватт 25 будет
http://repository.kpi.kharkov.ua/bitstream/KhPI-Press/24523/1/vestnik_KhPI_2010_26_Korneychuk_Perspektivy.pdf

Вы даете оппоненту задание обосновать свое предположение, доказать которое сами не в состоянии? Ну что ж, попробую, только оно может оказаться не в Вашу пользу.

1. в этой же таблице есть редукторы со сравнимой мощностью и расходом масла 20 кг/мин., жалкая школьная уловка с Вашей стороны.
2. возьмем для сравнения редуктор ТВВД Д-27, о котором, из предложенных вариантов, хоть что-то известно.
3. Размерность двигателей близка: 2 х PW1400G поднимают 80-ти тонный МС-21, а 4 х  Д-27 - 135-ти тонный Ан-70.
4. Скорости входного вала редуктора сравнимы: Д-27 ~8900 об/мин, PW1400G ~10000 об/мин, передаточное число существенно различается, у Д-27 - 8,39, у PW1400G - 3.

У винтовентиляторного Д-27 свободная турбина отбирает от двигателя всю доступную энергию, а в реактивном PW1400G отбирается только часть, остальное идет на реактивную струю, т.е. мощность на валу ТНД, передаваемая через редуктор, у PW1400G меньше 14000 л.с. (10,4 мВт), допустим вдвое, т. е. около 5 мВт, а не 25.
Конструкция редуктора Д-27 сложнее, поскольку он имеет два выходных вала разнонаправленного вращения, передаточное число больше, что снижает КПД, поэтому предположим, что он требует большего отвода тепла.

Итак, из вышесказанного, с учетом разницы технологического уровня в 25 лет, предположу, что потребный расход масла для охлаждения редуктора PW1400G - не более 5 кг/мин.
При таком расходе вполне можно представить контур охлаждения (насос, резервуар, теплообменник), интегрированный с самим редуктором, с отсутствием протяженных трубопроводов и сведением к минимуму полного объема циркулирующего масла.

- необходимость принятия мер по обеспечению прочности роторных элементов каскада низкого давления, в связи с ростом их нагруженности, а также обеспечения непробиваемости статорных элементов. Это плохо по причине роста массы соответствующих элементов, и, кроме того, тепловой инерционности дисков. Ну и, я полагаю, вполне очевидно, почему "толстые" профили турбинных лопаток - не есть хорошо

Вы не воспринимаете, что растет скорость контура низкого давления, с сопутствующим снижением массы и размера лопаток, а не нагруженность, подменяете понятия.
Центробежная сила это лишь одна из составляющих нагрузки, не уверен, но думаю что не самая большая, и повышение требования к прочности, а значит и повышение массы, если оно и есть, в чем сильно сомневаюсь - несущественное, доли % от массы всего двигателя.

- разрыв механической связи между вентилятором и ТНД, и, как следствие, необходимость принятия дополнительных мер по снижению нагрузки на упорный подшипник, таких, как дополнительные разгрузочные полости, либо же применение более "грузоподъёмного" подшипника

Это всего несколько килограммов.

- рост массы двигателя, как следствие вышеуказанных проблем

С лихвой компенсируется уменьшением числа ступеней.

- возможные проблемы (с которыми PW уже столкнулись, и, насколько я знаю, пока их не решили) с "холодным" запуском двигателя, при котором может возникать прогиб вала ТНД. Увы, об этом я мало что знаю, тут надо прочнюков спрашивать

PW все решили, о чем свидетельствует полученный сертификат, а прогиб вала при холодном пуске, здесь даже разбирали - проблема присущая всем без исключения ГТД и к редуктору никак не относится.

- наличие  в составе двигателя дополнительного крайне нагруженного агрегата, который нуждается в обслуживании

Производитель прямо заявляет, что редуктор в обслуживании не нуждается в течение всего срока службы, кроме периодической замены масла. Ваше отрицание никак этого факта не отменяет.

- множество других проблем, про которые нужно спрашивать прочнюков, коим я не являюсь

Не знаю, но осуждаю (с). Вычеркиваем.

По третьему кругу предлагаю не начинать, останемся при своих мнениях.

можно спросить, откуда фраза про "PW1100G's unique aluminium-titanium fan blade"?

Источники приводить не стал, поскольку это короткие упоминания в англоязычных статьях на другие темы. Не суть, Al-Ti сплав вполне корректно называть алюминиевым сплавом (но только не алюминием!), и титановые накладки на передней кромке этому не противоречат.
А что, на ПД-14 их нет??

Ну вот пожалуй, Flight Global:
While the reduction gear gets most of the attention, the hybrid-metallic fan blades are another critical innovation of the geared turbofan engine. Since the 1990s, P&W and Rolls-Royce have used hollow titanium fan blades for turbofan engines, while GE Aviation has converted to carbonfibre material.The new geared turbofan is the first commercial engine with the fan blade body made using a light aluminium alloy, which is bonded with a titanium leading edge for the blade to survive bird strikes.

1. в этой же таблице есть редукторы со сравнимой мощностью и расходом масла 20 кг/мин., жалкая школьная уловка с Вашей стороны

Я ещё раз прошу Вас поддерживать цивилизованный стиль ведения дискуссии

2. возьмем для сравнения редуктор ТВВД Д-27, о котором, из предложенных вариантов, хоть что-то известно.
3. Размерность двигателей близка: 2 х PW1400G поднимают 80-ти тонный МС-21, а 4 х  Д-27 - 135-ти тонный Ан-70.

.....только мощность совсем разная, ибо МС-21 летает с кр.скоростью  скоростью 800-900 км/ч, а Ан-70 - 700 км/ч. Вообще Вы не считаете, что попытка убедить меня в том, что мощность на валу СТ двигателя со степенью повышения давления 29 и массовым расходом воздуха через ГГ в 27 кг/с и больше, чем на валу ТНД двигателя со степенью повышения давления в 40 и массовым расходом порядка 40 кг/с обречена на провал?

Скорости входного вала редуктора сравнимы: Д-27 ~8900 об/мин, PW1400G ~10000 об/мин, передаточное число существенно различается, у Д-27 - 8,39, у PW1400G - 3

Да не интересует нас передаточное число. С точки зрения оценки потребности охлаждения есть два исчерпывающих показателя: мощность и КПД

У винтовентиляторного Д-27 свободная турбина отбирает от двигателя всю доступную энергию, а в реактивном PW1400G отбирается только часть, остальное идет на реактивную струю, т.е. мощность на валу ТНД, передаваемая через редуктор, у PW1400G меньше 14000 л.с. (10,4 мВт), допустим вдвое, т. е. около 5 мВт, а не 25.

Вообще-то мощность на валу ТНД всегда будет больше, чем свободная энергия (независимо от того, где она реализуется - в сопле или в СТ). Вот вам несколько оценок относительно того, какой может быть мощность, передаваемая с вала ТНД:

Один из недавно анонсированных проектов - перспективный авиационный двигатель АИ-436 с увеличенным вентилятором и приводом через редуктор. Его критический элемент - понижающий редуктор мощностью 25-30 тыс. л.с. (в сравнении с 14-15 тыс. л.с. для Д-27). По сути дела, решение задачи создания такого редуктора определяет судьбу национального проекта "Ближне- среднемагистральный самолет" (БСМС). Напомним, что в ходе выставки "МАКС-2005" лидер проекта БСМС МС-21 - фирма "Яковлев" - в лице своих руководителей Олега Демченко и Александра Долженкова объявил о "большей привлекательности" предложения по АИ-436 по отношению к альтернативным предложениям.

Разработчикам АИ-436 удалось достичь заданных "яковлевцами" высоких показателей экономичности за счет нового низкоскоростного вентилятора (диаметром 2070 мм) с приводом через "салютовский" редуктор (передаточное соотношение - 2,079:1). И это при использовании газогенератора серийного мотора Д-436! При его замене на перспективный газогенератор, например DEM-21 фирмы Snecma или более совершенный пермский (создаваемый в рамках проекта ПС-12), возможно выйти на SFC=0.5 и менее.
Подробнее: http://vpk-news.ru/articles/4671

http://vpk-news.ru/articles/4671

Итак, 25-30 тысяч л.с. для двигателя с тягой в 12 тонн. Это 19-22 МВт. Далее.
А. А. Иноземцев, интервью для журнала "Взлёт", май 2016. Вот его оценка мощности, передаваемой на вентилятор с вала ТНД двигателя с тягой 35 тонн:


Так что вот как-то так. Будем считать, что мощность редуктора PW1400G  (с тягой около 14 тс) может быть не менее 22 МВт. Свою прикидочную оценку в 25 МВт я брякнул навскидку, надеюсь вы простите мне мой промах на 10%.

Далее. КПД. У ЦИАМ КПД редуктора составляет 99,4%, пруфлинк. При этом, в отличие от американского коллеги, его зубчатые колёса прямозубые, а не шевронные, пруфлинк, т.е. по зацеплению у американцев КПД должен быть ниже. Но пускай сойдёмся на 99,4% договорились? Всё равно редуктор с более высоким КПД - это колдунство уже. Даже допустим, что скорость прокачки масла через редуктор составляет не 68 кг/мин, а заветные 20 кг/мин, как у советских редукторов. Итого: сколько, по вашему должно быть масла для нужд одного редуктора? С учётом того, я полагаю, очевидного факта, что мощность теплоотвода, при размещении теплообменника в редукторе, и близко не сравнится с мощностью подвода теплоты?

Конструкция редуктора Д-27 сложнее, поскольку он имеет два выходных вала разнонаправленного вращения, передаточное число больше, что снижает КПД, поэтому предположим, что он требует большего отвода тепла

Редуктор с меньшей мощностью и большим КПД в принципе не может требовать большего теплоотвода. Разве что, если он из легкоплавких материалов сделан

Итак, из вышесказанного, с учетом разницы технологического уровня в 25 лет, предположу, что потребный расход масла для охлаждения редуктора PW1400G - не более 5 кг/мин

Ахаха. Нет. Они значительно больше, чем 20 кг/мин у редуктора Д-27

Вы не воспринимаете, что растет скорость контура низкого давления, с сопутствующим снижением массы и размера лопаток, а не нагруженность, подменяете понятия

Если перепад давления на турбине возрос (куда ж он денется-то, если ступени трёхступенчатой ТНД априори реализуют больший теплоперепад, чем ступени шестиступенчатой?), то есть возросли осевые и окружные усилия на лопатках, плюс в девять раз (!!!) возросла центробежная сила, действующая на лопатки - как это может снизиться масса и размер лопаток? За счёт чего?

Центробежная сила это лишь одна из составляющих нагрузки, не уверен, но думаю что не самая большая

Вообще-то таки самая большая

и повышение требования к прочности, а значит и повышение массы, если оно и есть, в чем сильно сомневаюсь - несущественное, доли % от массы всего двигателя

В девять раз более высокая центробежная нагрузка!

Это всего несколько килограммов

Это с десяток кг. Плюс изъятие из цикла воздуха на дополнительный наддув полостей (вследствие которого, кстати, тоже требуется увеличение прочности статорных элементов)

С лихвой компенсируется уменьшением числа ступеней

Почему же тогда PW1100G весит столько же, сколько весил бы LEAP с его семиступенчатой ТНД, как если бы на него навесили титановый вентилятор вместо композитного?

PW все решили, о чем свидетельствует полученный сертификат

Ну а Авиадвигатель, ЦИАМ и GE решили наоборот. И сэкономили массу по сравнению с PW

а прогиб вала при холодном пуске, здесь даже разбирали - проблема присущая всем без исключения ГТД и к редуктору никак не относится

Ну тогда хотелось бы увидеть пруфлинк на подтверждение существования такой же проблемы у LEAP

Производитель прямо заявляет, что редуктор в обслуживании не нуждается в течение всего срока службы, кроме периодической замены масла

Производитель заявляет, что он не нуждается в плановом обслуживании. Что не исключает большой вероятности потребности во внеплановом (для такого прецезионного узла) обслуживании, а так же контроле

Не знаю, но осуждаю (с). Вычеркиваем.

По третьему кругу предлагаю не начинать, останемся при своих мнениях.

Нет, не так. Я просто не решаюсь говорить о вещах, в которых некомпетентен

Источники приводить не стал, поскольку это короткие упоминания в англоязычных статьях на другие темы. Не суть, Al-Ti сплав вполне корректно называть алюминиевым сплавом (но только не алюминием!)

Во-первых, это и близко не так. Если говорить о ВТ6 (Ti - 86%, Al - 5,3%), то его можно назвать титановым сплавом, но никак не алюминиевым. Во-вторых, повторю ещё раз: лопатка PW сделана не из Ti-Al сплава, а из Al-Li сплава, титановая там только входная кромка.

Hybrid Metallic Fan Blades: The Pratt & Whitney low-speed fan allows the use of a very lightweight and low-cost aluminum-lithium alloy material for the blade. The company has developed new fan blade designs and materials processing technologies that meet all safety and certification requirements while providing world-class aerodynamic efficiency levels compared with any other fan in service including composite blades of the same size class

Пруфлинк

А что, на ПД-14 их нет??

Конечно же, на ПД-14 их нет. Там сама лопатка титановая, там не нужны такие накладки

PW все решили

Ничо они не решили. Куча отказов, снятия с крыла. Айрбус вообще рвет и мечет, так как у них производственные планы по A320neo срываются. Недавно только читал, что IndiGo половину своего флота A320neo  "because of engine troubles" присадили.

Эта величина (ну ладно, 80 кг) - это то, сколько CFM сэкономили на своём композитном вентиляторе. И они хвастают этой величиной

Они хвастают другой величиной, очень близкой к оценочному расчету в п. 26 - 226 кг.

Почему же тогда PW1100G весит столько же, сколько весил бы LEAP с его семиступенчатой ТНД, как если бы на него навесили титановый вентилятор вместо композитного?

Цитата, Stanislav228 сообщ. №29

И при всём этом, сабж двигатель PW1000G сильно превосходит по массе LEAP, который получается довольно тяжёлым. Цифры я приводил - 2852 и 2780 кг соответственно. Убедиться вы в этом можете посмотрев документы по их сертификации на сайте EASA.

Цитата, Stanislav228 сообщ. №20

В итоге, редукторный PW1100G весит 2852 кг, против 2780 кг у соответствующего ему LEAP.

Посмотрел и убедился, что это не совсем так.
Будьте добры - что там чему по Вашему мнению соответствует (с точным названием модификаций) и что написано в примечаниях к указанным массам.

И сравним - кто легче, кто тяжелее.

The Pratt & Whitney uses a very lightweight and low-cost aluminum-lithium alloy material for the blade.
Хорошо, выяснили. Узнать бы еще - полые эти лопатки, как у ПД-14, или полнотелые.

Ничо они не решили.

Значит сертификат левый? Знаю, около Курского вокзала качественные фальшивки продают, знакомый как-то попросил свозить в Москву и там за пять минут высшее образование получил по сходной цене, с внесением во все соответствующие реестры. Знал бы куда едем - отказался.
А проблемы именно с прогибом вала?
Напомню, вопрос возник о недостатках двигателя вызванных редуктором, а он здесь совершенно ни при чем, поскольку далеко от зоны неравномерного нагрева, который происходит со всеми ГТД.

У винтовентиляторного Д-27 свободная турбина отбирает от двигателя всю доступную энергию, а в реактивном PW1400G отбирается только часть, остальное идет на реактивную струю

т.е. Д-27 всё-таки больше турбовинтовой,
чем турбовентиляторный???

Значит сертификат левый?

Заметьте, не я это предложил(с)

А проблемы именно с прогибом вала?

Нет, там куча всего, но в большинстве своем сообщают о "engine troubles". И думай, что это значит.

И еще турбовальный (вертолетный). Принцип устройства двигателя одинаковый, движители разные.
Жаль, что тов. непрочнист, придираясь к таким несущественным ньюансам, разницы между ним и реактивным не понимает.

спасибо

Они хвастают другой величиной, очень близкой к оценочному расчету в п. 26 - 226 кг

Тут они хвастают снижением массы за счёт применения композитов в конструкции всего двигателя, а не только вентилятора. Вентилятор дал 80 кг.

Посмотрел и убедился, что это не совсем так.
Будьте добры - что там чему по Вашему мнению соответствует (с точным названием модификаций) и что написано в примечаниях к указанным массам.

Пожалуйста. LEAP-1B, ставится на B-737MAX. На странице 6 вы можете прочитать, что weight of the dry engine, including basic engine equipment, will not exceed 2780 kg. То, что вы "посмотрели и убедились, что это не совсем так", скорее всего, означает, что вы нашли сертификат на LEAP-1A, в котором не указана сухая масса, а указана только лишь масса с жидкостями (2990 кг). Без жидкостей Версия A и B должны иметь равную массу, ибо это идентичные двигатели, которые отличаются только тем, что один ставится на Airbus, второй на Boeing. Допускаю, что есть конструктивное различие, связанное с расположением коробки приводных агрегатов, в силу крайне низкого расположения двигателей Боинга. Но, очевидно, таковое различие значимой разницы в сухой массе дать не может

Хорошо, выяснили. Узнать бы еще - полые эти лопатки, как у ПД-14, или полнотелые

Пустотелые. Пруф на странице 25, пояснительная надпись к Figure 6.

Напомню, вопрос возник о недостатках двигателя вызванных редуктором, а он здесь совершенно ни при чем, поскольку далеко от зоны неравномерного нагрева, который происходит со всеми ГТД

Редуктор - это источник неравномерного нагрева

для Павел 1978

т.е. Д-27 всё-таки больше турбовинтовой,
чем турбовентиляторный???

Турбовентиляторный. Вентилятор от винта отличается тем, что действие его основано на повышении давления воздуха, проходящего через его межлопаточный канал (в свою очередь, движущая сила создаётся при его расширении), то есть вентилятор - это есть ступень компрессора, а винт - нет

И еще турбовальный (вертолетный). Принцип устройства двигателя одинаковый, движители разные.
Жаль, что тов. непрочнист, придираясь к таким несущественным ньюансам, разницы между ним и реактивным не понимает

BorSch, что заставляет вас постоянно переходить на личности и давать оценки собеседнику? На моей памяти это повторяется уже третий или четвёртый раз. Я не помню, чтобы каким-либо образом сводил разговор на обсуждение Вашей персоны, и несмотря на всю удивительность некоторых Ваших предыдущих постов, в частонсти, фееричных 5 МВт на валу ТНД. Доколе?

UPD. Поправка к предыдущему посту. LEAP-1B и LEAP-1A отличаются наличием пятиступенчатой ТНД и десятиступенчатого КНД у первого, против десятиступенчатого КВД и семиступенчатой ТНД у второго

LEAP-1B weight of the dry engine, including basic engine equipment [включая базовый набор оборудования], will not exceed 2780 kg

LEAP-1B имеет три исполнения с тягой 119/125/130 kN (13260 кгс).

Тяга PW1100G-JM Series Engines 108/120/140(МС-21)/147 kN (15000 кгс).
Масса более мощного двигателя составляет 2858 кг. и включает в себя, помимо базового набора оборудования, насколько понимаю, стартер:
Low Oil Pressure Switch, Core Nacelle Temperature Sensor, Gearbox Breather Tube, Engine Air turbine Starter, starter attachment hardware and seals to gearbox, duct from starter to Starter Air Valve, Starter Air Valve, electrical harnesses, Mass Fuel Flow Meter, environmental control system Intermediate Pressure Check Valve.
Модификация для МС-21, как указано, стартером P&W не комплектуется, может там отечественный будет устанавливаться.

Итак, при минимальной разнице в массе, редукторный двигатель имеет большую на 13% тягу.

Редуктор - это источник неравномерного нагрева

...и прогиба вала, больший, чем камера сгорания, +100500.

__________________________________________________________

что заставляет вас постоянно переходить на личности и давать оценки собеседнику?

Буквально то, что написал. И еще непрекращающиеся попытки сознательных манипуляций с цифрами и полное игнорирование любого мнения, кроме своего.

Я не помню, чтобы каким-либо образом сводил разговор на обсуждение Вашей персоны, и несмотря на всю удивительность некоторых Ваших предыдущих постов, в частонсти, фееричных 5 МВт на валу ТНД.

Лучше бы не дулись и не удивлялись попусту, а внимательно прочитали встречную аргументацию. Ваша персона здесь не затрагивалась, оскорбляетесь Вы на оспаривание своих афторитетных заявлений.

То есть, сопоставимый по тяге с PW1100G, безредукторный двигатель LEAP-1A с композитным вентилятором тяжелее.

. LEAP-1B имеет три исполнения с тягой 119/125/130 kN (13260 кгс).

Тяга PW1100G-JM Series Engines 108/120/140(МС-21)/147 kN (15000 кгс).
Масса более мощного двигателя составляет 2858 кг. и включает в себя, помимо базового набора оборудования, насколько понимаю, стартер:  

Комплектация LEAP тоже включает стартер. См. раздел "Equipment" его сертификата

.Итак, при минимальной разнице в массе, редукторный двигатель имеет большую на 13% тягу  

Вообще-то вас не смущает, что две из 4-х модификаций PW1100 при большей ДАЖЕ сухой массе имеют меньшую тягу? Это во-первых. Во-вторых - ваше утверждение будет верно ТОЛЬКО в том случае, если полностью проигнорировать содержание поста номер 36. Но игнорировать реальность, обычно, не получается, поэтому ваше утверждение неверно. То же самое касается вашего замечания насчёт LEAP-1A.

и прогиба вала, больший, чем камера сгорания, +100500  

А никто не говорит, что больший, чем камера сгорания. Просто прогиб в области камеры - это одно, а прогиб в области редуктора и подшипниковых опор - другое

  Буквально то, что написал. И еще непрекращающиеся попытки сознательных манипуляций с цифрами и полное игнорирование любого мнения, кроме своего  

Ложь. Я ни единого раза не проигнорировал вашего мнения. Я либо соглашался с ним, либо оспаривал, причем, аргументированно. Жду пруфов на мои попытки манипуляций с цифрами. Вы уже второй раз меня в этом обвиняете. В прошлый раз, несмотря на неоднократные попытки привести пример таковых манипуляций, вы слились

.   Лучше бы не дулись и не удивлялись попусту, а внимательно прочитали встречную аргументацию  

Где бы её ещё найти, эту встречную аргументацию. После фееричных прикидок о мощности в 5 МВт на валу ТНД (привет манипуляциям с цифрами, кстати) таковой не встречалось. Вы даже проигнорировали мою просьбу пояснить, какое нужно произнести заклинание, чтобы при увеличении перепадности турбины её диски и лопатки стали легче и меньше

Турбовентиляторный. Вентилятор от винта отличается тем, что действие его основано на повышении давления воздуха, проходящего через его межлопаточный канал (в свою очередь, движущая сила создаётся при его расширении), то есть вентилятор - это есть ступень компрессора, а винт - нет

Чем отличается винт от вентилятора итак понятно.
Не понятна Ваша фраза "движущая сила создаётся при его
расширении". Чьём расширении?

И потом у турбовентиляторных реактивная струя - движитель,
а у турбовинтовых - винт. У Д-27 струи
(как пишет Уважаемый BorSch) нет.

В обозначении "ТВВД" есть корень "винт".
Логично предположить, что вентилятор служит также и винтом.
Струи нет, винт (вентилятор) есть. Получается - турбовинтовой.

Чем отличается винт от вентилятора итак понятно.
Не понятна Ваша фраза "движущая сила создаётся при его
расширении". Чьём расширении?

При расширении воздуха. Точно так же, как во внешнем контуре турбовентиляторного двигателя (с помощью вентилятора). Что бывает, если расширять сжатый воздух? Струя. BorSch, говоря об отсутствии струи (кстати, не могу найти, где он это говорил), видимо, имел в виду реактивную струю, воздаваемую внутренним контуром двигателя (газогенератором), но ведь внешний контур никуда не исчез, более того - не у каждого ТВВД газогенератор исключается из создания реактивной тяги (см. НК-93)

кстати, не могу найти, где он это говорил

У винтовентиляторного Д-27 свободная турбина отбирает от двигателя всю доступную энергию, а в реактивном PW1400G отбирается только часть, остальное идет на реактивную струю

При расширении воздуха.

ну так тогда это - винт.
и в обозначении "ТВВД" есть  "винт".

ну так тогда это - винтну так тогда это - винт

Почему винт = винтовентилятор? Ещё раз: винт не производит повышения давления воздуха, он просто сообщает ему кинетическую энергию. Далее - третий закон Ньютона.
Вентилятор - повышает давление воздуха, который, расширяясь, создаёт реактивную тягу. Далее - тоже третий закон Ньютона. По вашей логике получается, что вентилятор - это винт?

и в обозначении "ТВВД" есть  "винт"и в обозначении "ТВВД" есть  "винт"

И "вентилятор" тоже есть. Поэтому я и говорю, что ТВВД не есть подкласс ТВД. Винтовентиляторным двигателем он является потому, что винтовентилятор - это два винта. Это нужно потому, что для повышения давления вентилятору необходим статор (лопатки направляющего аппарата). В винтовентиляторе вместо этого есть противоположно вращающийся винт, который заменяет направляющий аппарат, обеспечивая, таким образом, динамическое повышение давления воздуха. Точно так же, как, например, в биротативном компрессоре (в нём нет статорных лопаток, есть только рабочие колёса, вращающиеся навстречу друг другу). В то время, как в обычном турбовинтовом двигателе, винт вообще не участвует в повышении давления воздуха, т.е. воздух в газогенератор поступает не сжатым

И "вентилятор" тоже есть. Поэтому я и говорю, что ТВВД не есть подкласс ТВД

дык у турбовентиляторных основной движитель - реактивная струя!!!
А у Д-27 нет. У него движитель - винт. Как у винтовых.

дык у турбовентиляторных основной движитель - реактивная струя!!!
А у Д-27 нет. У него движитель - винт. Как у винтовых

А вот турбовинтовентиляторный НК-93

У него основной движитель - реактивная струя, как во внешнем контуре (повышение давления в винтовентиляторе -> расширение в сопле наружного контура), так и во внутреннем (сжатие в компрессоре - нагрев в камере сгорания -> расширение в турбине -> расширение в сопле). Это двигатель тоже винтовентиляторный (как и Д-27), и, объективно не турбовинтовой. Потому это и назвали ТВВД, а не ТВД.

Кроме того, если честно, лично я не могу уверенно утверждать, что внешний контур Д-27 не создаёт реактивной струи. Потому что для этого всё есть: и повышение давление в на винтовентиляторе, и обечайка газогенератора, образующая конфузорный канал (как в сопле)

винт не производит повышения давления воздуха

Правда? )))

Правда? )))

Правда. Потому что если он будет повышать давление (как вентилятор), то для реализации этого повышенного давления в виде кинетической энергии нужно будет делать за винтом конфузорный канал (сопло). А раз этого не делают - какой смысл тратить мощность винта на бесполезное повышение давления воздуха?

Вот примеры численного расчёта полей давления и скорости при работе винта. Как можете видеть, в за винтом наблюдается пониженное статическое давление

Мощность редуктора ПД-18Р, на унифицированном газогенераторе ПД-14, можно оценить по вертолетной модификации, в которой на вал отбора снимается вся доступная мощность двигателя.
Максимальная мощность двигателя ПД-12Д на валу составит 14,5 тыс. л. с. (10,8 мВт), больше не будет, ну никак.
Также известно, что в современном ТРДД высокой степени двухконтурности 80% тяги производит вентилятор и 20% - реактивная струя 1-й ступени (см. с 4'30").
Не знаю, сколько энергии тратится на эти 20% тяги, для приблизительной оценки от располагаемой мощности отминусуем столько же.

Получается, мощность передаваемая через редуктор ПД-18Р составит не более 8,6 мВт.
У PW1000G, соответственно - на 1/4 меньше, т.е. около 6 мВт.

_____________________________________________________________

Цитата, Stanislav228 сообщ. №36

Я просто не решаюсь говорить о вещах, в которых некомпетентен

Да уж, жесть.

BorSch, вы снова грубо ошиблись
На вертолётной модификации на вал отбора мощности приходится мощность, которая снимается со [свободной турбины. Редутор привода вентилятора работает от турбины низкого давления. Мощность турбины низкого давления в несколько раз превышает мощность свободной турбины. Это следует хотя бы из того факта, что ТНД шестиступенчатая, а свободная турбина - двухступенчатая. Кроме того, как вы совершенно правильно заметили, не менее 80% тяги создает вентилятор, и только 20% - реактивная струя от газогенератора, из чего следует, что мощность, передаваемая на вентилятор, вчетверо выше, чем мощность, приходящаяся на сопло (либо же силовую турбину, если она есть)


P.S. В посте номер 36 я привел оценки мощности редукторов привода вентилятора, сделанные людьми, чей авторитет в области двигателестроения (в отличие от моего, и, тем более, вашего) сомнению не подлежит. Оценки эти вполне исчерпывающие, Ваши попытки давать свои оценки (которые сопровождаются ошибками, не свойственными даже студентам-второкурсникам соответствующего профиля) дессмысленны и бесполезны. Аппломб и переходы на личности, которыми эти оценки сопровождаются, вообще выставляют Вас невеждой (хотя, как бы мне не хотелось, несмотря на Вашу склонность к хамству, я про Вас такого сказать не могу). Поэтому, если Вы хотите отстаивать свою точку зрения, я прошу Вас делать это ЦИВИЛИЗОВАННО. Я прошу Вас об этом не первый и даже не второй раз

Ближе к теме. Мощность силы тяги - это произведение этой силы на скорость движения (все же физику помнят?). Максимальную скорость МС-21 я не нашел, так что пусть вместо неё будет крейсерская - 870 км/ч или 241 м/с. Тяга двигателя ПД-14 составляет 137,2 кН. Тогда мощность силы тяги N = FV = 241 * 137200 = 33,06 МВт. Внешний контур (вентилятор) создаёт 80% этой тяги, следовательно, на него (если считать, что его КПД = 100%, что, конечно, не так)  надо передать 26,45 МВт мощности. Напомню, что "навскидку" я сказал 25 МВт, а в посте номер 36 для двигателя с тягой 12 тонн указана мощность 19-22 МВт. Если хотите - пересчитайте, чтобы не обвинять меня в манипуляциях цифрами

P.S. Если хотите - считайте придиркой, мне без разницы. Говорю потому, что в другой ситуации может получиться казус, но вы ведь знаете, что мВт и МВт - не одно и то же?

Полную тягу двигатель развивает на уровне моря, где скорость втрое меньше, а на крейсерском режиме втрое меньше тяга.

посте номер 36 я привел оценки мощности редукторов привода вентилятора, сделанные людьми, чей авторитет в области двигателестроения (в отличие от моего, и, тем более, вашего) сомнению не подлежит

Иноземцев говорил о двигателе совсем другого класса тяги, соотношение с которым вполне может быть нелинейным.  Или авторитет журналиста Карнозова сомнению не подлежит?

в отличие от моего, и, тем более, вашего

)))
А Вы в чем именно авторитет?

Только в какой-то параллельной реальности скорость самолёта у земли снижается втрое по сравнению со скоростью на высоте. Скорость самолёта у земли снижается только лишь из-за роста сопротивления воздуха, которое определяется числом Маха. При равных числах Маха сопротивление будет равным хоть на высоте 10 км, хоть на высоте 1 метр. Поэтому максимальная скорость у земли отличается от максимальной скорости на высоте в 10 км пропорционально разнице в скоростях звука на земле и на высоте, т.е. примерно на 13%.

в отличие от моего, и, тем более, вашего

Ну, поскольку газодинамическими рассчётами занимаюсь, то хоть какой-то малюсенький авторитет аспиранта в этой области имею

вы снова грубо ошиблись
На вертолётной модификации на вал отбора мощности приходится мощность, которая снимается со [свободной турбины. Редутор привода вентилятора работает от турбины низкого давления. Мощность турбины низкого давления в несколько раз превышает мощность свободной турбины. Это следует хотя бы из того факта, что ТНД шестиступенчатая, а свободная турбина - двухступенчатая.

А. вообще не следует;
Б. выходит А. Иноземцев для Вас все-таки не авторитет, поскольку в статье, на которую Вы ссылаетесь, он утверждает, что у двухвального ПД-12В один восьмиступенчатый компрессор с двухступенчатой турбиной и трехступенчатая свободная турбина

При равных числах Маха сопротивление будет равным хоть на высоте 10 км, хоть на высоте 1 метр.

Цитата, Stanislav228 сообщ. №60

роста сопротивления воздуха, которое определяется числом Маха

Еще +100500, 2 раза )))

. Еще +100500, 2 раза )))  

Давайте объясню совсем популярно. Вы слышали про Третий закон Ньютона? Вы понимаете, что если на высоте 10 км самолет может достичь скорости в 870 км/ч при тяге 2430 кгс (корейсерская для ПД-14), то у земли он сможет достичь той же скорости при тяге 9282,6 кгс (пропорционально росту давления)?

.   А. вообще не следует;
Б. выходит А. Иноземцев для Вас все-таки не авторитет, поскольку в статье, на которую Вы ссылаетесь, он утверждает, что у двухвального ПД-12В один восьмиступенчатый компрессор с двухступенчатой турбиной и трехступенчатая свободная турбина

Собственно, в чём противоречие с Иноземцевым и что вы хотели сказать? Я ошибся только в том, что обозвал трехступенчатую СТ ПД-12 двухступенчатой, в остальном - ни малейших противоречий с Иноземцевым. ТНД ПД-14, приводящая его вентилятор, по-прежнему имеет в разы более высокую мощность, чем СТ ПД-12, приводящая винты вертолёта. Что, в том числе, отражается и на количестве ступеней

максимальная скорость у земли отличается от максимальной скорости на высоте в 10 км пропорционально разнице в скоростях звука на земле и на высоте, т.е. примерно на 13%.

Цитата, Stanislav228 сообщ. №63

Давайте объясню совсем популярно. Вы понимаете, что если на высоте 10 км самолет может достичь скорости в 870 км/ч при тяге 2430 кгс (корейсерская для ПД-14), то у земли он сможет достичь той же скорости при тяге 9282,6 кгс [258%] (пропорционально росту давления)?

Объясняйте популярно например соседям по палате.

ТНД ПД-14, приводящая его вентилятор, имеет в разы более высокую мощность, чем СТ ПД-12, приводящая винты вертолёта

Что-либо возражать такому плотному потоку сознания бессмысленно, по цивилизованному, нехамскому выражению оппонента - "сливаюсь".

максимальная скорость у земли отличается от максимальной скорости на высоте в 10 км пропорционально разнице в скоростях звука на земле и на высоте, т.е. примерно на 13%.

Цитата, q

Цитата, Stanislav228 сообщ. №63
Давайте объясню совсем популярно. Вы понимаете, что если на высоте 10 км самолет может достичь скорости в 870 км/ч при тяге 2430 кгс (корейсерская для ПД-14), то у земли он сможет достичь той же скорости при тяге 9282,6 кгс [258%] (пропорционально росту давления)?

Объясняйте популярно например соседям по палате

Тяга, необходимая для достижения числа Маха равного X меняется в зависимости от изменения давления (изменение = 258%). Величина скорости (физической, которая в м/с измеряется) при данном числе M меняется пропорционально скорости звука (изменение 13%). Вам этого ещё не объясняли в школе? Или читать не научили?

Что-либо возражать такому плотному потоку сознания бессмысленно, по цивилизованному, нехамскому выражению оппонента - "сливаюсь"

Ожидаемо. Засчитано

винт не производит повышения давления воздуха, он просто сообщает ему кинетическую энергию.

винт не может не производить повышение давления.
Вы хотите сказать, что давление до винта и после винта одинаково?
Это невозможно.

А вот турбовинтовентиляторный НК-93

кстати то, что его не развивают - ошибка, имхо.
Он должен быть более экономичным, тем более наземный делают
для Тюменьтрансгаз и вроде Газпрома.

хотя и более габаритным, но для крупных ЛА - вполне.

ТВД сейчас на самом деле приближаются к ТВВД открытого типа.

Именно в наличии капота - суть.
С капотом движитель - Реактивный, без - винтовой.
А именно эти критерии есть в определениях:

Турбовинтовой двигатель — тип газотурбинного двигателя, в котором
основная часть энергии горячих газов используется для привода
воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор,
и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги.

ТурбоРеактивный Двигатель - Остальная часть энергии
направляется в сужающее сопло,
образуя реактивную тягу, которая является основной движущей силой.

Д-27 и ТВД не являются реактивными.
И там и там энергия преобразуется в крутящий момент
через редуктор на винт.

А вот НК-93 - реактивный.

винт не может не производить повышение давления.
Вы хотите сказать, что давление до винта и после винта одинаково?
Это невозможно

Почему нет? Это зависит от того, как профилировать его лопасти. См.выше два примера численного расчёта полей давления до и после винта - там давление даже понижается. Величина давления после винта зависит только от того, какую форму имеет межлопастной канал винта. Если он диффузорный (расширяющийся, как у компрессора) - тогда давление будет повышаться. Но для винта это делать не имеет смысла - вы будете тратить мощность винта на повышение давления, которое для вас бесполезно, если за винтом нет сопла.

Если межлопастной канал конфузорный (сужающийся, как у турбины) - статическое давление будет снижаться

Если у вас дома есть напольный вентилятор - чисто теоретически, можете провести с ним подобный эксперимент

кстати то, что его не развивают - ошибка, имхо.
Он должен быть более экономичным

Более экономичным чем что...?
НК-93 на стенде, возможно, и показывает сравнимый удельный расход с ПД-14 (который появился на 20+ лет позже), однако необходимо учитывать, что при тяге всего лишь около 20 тонн НК-93 имеет совершенно невообразимые габариты, и, к тому же, будучи винтовентиляторным двигателем, он унаследовал все их недостатки, в том числе, плохие ВСХ (высотно-скоростные характеристики). Посему оптимальный для работы винтовентилятора диапазон скоростей лежит в области 0,75М - магистральным самолётам (особенно, дальнемагистральным) на таких скоростях нечего делать. Под крылом какого-нибудь Ил-76, в соответствующем этому самолёту скоростном диапазоне, НК-93 по топливной эффективности не покажет ничего, что не показал бы ПС-90, но при этом (в силу его размеров) появятся различные проблемы, связанные с возможностью полёта при отказе одного из двигателей (отказавший НК-93 создаёт гораздо большее сопротивление, чем отказавший ПС-90), кроме того, появятся различные ограничения по углу крена при посадке. Короче говоря, схема винтовентиляторного двигателя, возможно, и перспективная (скорее, даже, ВЕРОЯТНО перспективная, потому что CFM и RR плотно ею занимаются), но конкретный её представитель - НК-93 - нет

Именно в наличии капота - суть.
С капотом движитель - Реактивный, без - винтовой.
А именно эти критерии есть в определениях:

Турбовинтовой двигатель — тип газотурбинного двигателя, в котором
основная часть энергии горячих газов используется для привода
воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор,
и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги.

ТурбоРеактивный Двигатель - Остальная часть энергии
направляется в сужающее сопло,
образуя реактивную тягу, которая является основной движущей силой.

Д-27 и ТВД не являются реактивными.
И там и там энергия преобразуется в крутящий момент
через редуктор на винт.

А вот НК-93 - реактивный

Ну как-то так и есть. И хотя бы уже потому, что НК-93 реактивный, ТВВД не могут быть отнесены к ТВД - это такой же класс двигателей, равноправный с ТВД, ТВРД, ТРДД и т.п. Потому что НК-93 - определённо не ТВД. В общем, что-то типа этого и я пытался сказать

ТВД сейчас на самом деле приближаются к ТВВД открытого типа

ТВРД приближаются

Более экономичным чем что...?
НК-93 на стенде, возможно, и показывает сравнимый удельный расход с ПД-14

https://www.business-gazeta.ru/article/53383

И хотя бы уже потому, что НК-93 реактивный, ТВВД не могут быть отнесены к ТВД - это такой же класс двигателей, равноправный с ТВД, ТВРД, ТРДД и т.п.

я бы все-таки ТВВД открытого типа отнес к ТВД,
а с капотом к ТРДД

ТВРД приближаются

что такое ТВРД ???
именно ТВД к ТВВД
http://avia-simply.ru/tvvd/

https://www.business-gazeta.ru/article/53383

Ну в этой ссылке не говорят ничего нового. Я знаю, что НК-93 столь же разрекламирован, сколь и бесперспективен. Да, у него низкий удельный расход топлива, об этом по ссылке прямо говорится. Но не уточняется, что низкий удельный расход у него только на стенде. Потому что при равных удельных расходах топлива, фактический расход больше будет у того двигателя, который производит большую тягу. По сравнению с ПД-14 (или гипотетическим ПД-18Р) НК-93 однозначно обязан производить большую тягу, в силу необходимости преодоления большего сопротивления, связанного с большим диаметром двигателя. И, как уже сказано, чтобы достичь таких показателей под крылом, его надо эксплуатировать при скоростях около 0,7М, что совсем никуда не годится для средне/дальнемагистральной авиации.  Про ситуацию с отказом одного из двигателей тоже ничего не говорят - а у НК-93 диаметр вентилятора 2900 мм, поэтому для сертификации самолёта нужно устанавливать двигатели с большей тягой, на которой НК-93 неизбежно свою разрекламированную экономичность потеряет. Также, появляются ограничения по крену и по боковому ветру, чего в ссылке не сказано.

На каком основании говорится, что НК-93 кого-то там на западе опередил - тоже не вполне ясно. На западе такой же проект был - SAGE назывался. Отличался он только тем, что там винтовентилятор был толкающий и открытый. Развития в виде чего-то реального этот проект тоже не получил.

Короче говоря, письмо, которое приведено по ссылке, писал Зюганов. Не надо слушать Зюганова, он умных вещей не скажет. Его вечно тянет выкапывать что-нибудь дохлое и бесполезное - начиная от Ил-96 и Ту-334, заканчивая этим

я бы все-таки ТВВД открытого типа отнес к ТВД,
а с капотом к ТРДД

Всё уже сделано до нас с вами, и ТВВД выделили в отдельный класс двигателей, которые не являются ни ТВД, ни ТРДД. Думаю, не нам с вами пересматривать существующую классификацию. Я не спорю с вашим желанием отнести ТВВД к ТВД, я лишь просто констатирую факт - его туда не относят

что такое ТВРД ???

Турбовентиляторный

Ближе к теме. Мощность силы тяги - это произведение этой силы на скорость движения (все же физику помнят?). Максимальную скорость МС-21 я не нашел, так что пусть вместо неё будет крейсерская - 870 км/ч или 241 м/с. Тяга двигателя ПД-14 составляет 137,2 кН. Тогда мощность силы тяги N = FV = 241 * 137200 = 33,06 МВт.

Цитата, Stanislav228 сообщ. №63

Давайте объясню совсем популярно. Вы слышали про Третий закон Ньютона? Вы понимаете, что если на высоте 10 км самолет может достичь скорости в 870 км/ч при тяге 2430 кгс [23,8 кН] (крейсерская для ПД-14)

Которое из высказываний ложно?

Турбовентиляторный

он не может приближаться к ТВВД открытого типа.
он - реактивный, а ТВВД открытого типа - НЕ реактивный.

Которое из высказываний ложно?

Ни одно из них не является ложным. Тяга 137,2 кН - максимальная возможная. Скорость 870 км/ч - крейсерская, и на малой высоте, как показано в посте №63, может быть достигнута при тяге в 9282,6 кгс. Очевидно, что при тяге в 137,2 кН на малой высоте может быть достигнута большая скорость, но, поскольку я не знаю, какая именно, при расчёте мощности тяги я использовал величину 870 км/ч, приняв её максимальной (просто потому, что настоящую максимальную мне считать лень), получив таким образом 33,06 МВт. Пока что ничем, кроме оскорблений, вы на это не ответили

На турбовентиляторном весь мир летает уже полвека

Я никогда в жизни не отрицал этот общеизвестный факт

Думал, что цирк ограничится незнанием принципа действия воздушного винта - нет, только набирает обороты )))

Жду пруф на моё незнание принципов работы воздушного винта. Надеюсь, за этим кроется что-то большее, нежели простое балабольство. Впрочем, раз уж вы подредактировали свой пост, удалив из него этот бред, вопрос снимается

он не может приближаться к ТВВД открытого типа.
он - реактивный, а ТВВД открытого типа - НЕ реактивный

То, что он не может стать им не значит, что он не может к нему приближться. В частоности (и в первую очередь) - это выражается в росте степени двухконтурности, которая у ТВРД уже достигла 12 и продолжает расти, и, как следствие - тяговый КПД ТВРД приближается к таковому у ТВВД. Однако, Вашу ссылку я посмотрел и понял, что Вы имели в виду, и Вашей правоты так же не отрицаю

Очевидно, что при тяге в 137,2 кН на малой высоте [самолетом МС-21] может быть достигнута большая скорость, но, поскольку я не знаю, какая именно, при расчёте мощности тяги я использовал величину 870 км/ч, приняв её максимальной (просто потому, что настоящую максимальную мне считать лень)

Не ленитесь, посчитайте - еще поржем. Скорость звука-то преодолеет?

Жду пруф на моё незнание принципов работы воздушного винта

После откровения о "понижении давления за винтом" и "величина давления после винта зависит только от того, какую форму имеет межлопастной канал винта" это бестолку, как уже сказал, "пруфы" здесть не помогут. Как и в случае "необходимости утолщения лопатки для компенсации центробежной силы".

Не ленитесь, посчитайте - еще поржем

Помнится, вы не так давно сказали, что сливаетесь. Любите махать кулаками после проигранной драки, как агрессивный пьяница? Не стоит. На мой взгляд, вы уже достаточно опозорились, когда показали непонимание разницы между ТНД и свободной турбиной.

После откровения о "понижении давления за винтом" и "величина давления после винта зависит только от того, какую форму имеет межлопастной канал винта" это бестолку, как уже сказал, "пруфы" здесть не помогут. Как и в случае "необходимости утолщения лопатки для компенсации центробежной силы".  

Это откровение разве что только для Вас, в силу Вашего невежества. Я же привёл доказательства своих слов

Помнится, вы не так давно сказали, что сливаетесь

Это здесь Ваше выражение, надо думать выучили в аспирантуре. Пересказывать учебники и возражать Вам всерьез действительно не буду, поскольку получил достаточное представление о Вашей квалификации и авторитете (с).

На мой взгляд, вы уже достаточно опозорились

Да, не сомневаюсь, на Ваш взгляд.

Пересказывать учебники и возражать всерьез действительно не буду

Если бы вы когда-то читали учебники, вы бы не путали миливатты с мегаваттами. И турбину низкого давления с силовой. А поскольку вы их путаете, очевидно, что никаких учебников вы перессказать не можете, точно так же, как не можете опровергнуть ни одного моего слова (ибо если бы у Вас хоть на секунду возникла бы иллюзия, что вы можете это сделать, Вы, как показывает практика, немедленно бы попытались, опозорившись ещё больше)

получил достаточное представление о Вашей квалификации и авторитете

Чтобы получить представление о чьей-либо квалификации, надо закончить хотя бы начальную школу, чего я Вам искренне желаю

не путали миливатты с мегаваттами. И турбину низкого давления с силовой

Еще и клеветник и провокатор, как раз для полного набора и "не хватало" )

Еще и клеветник и провокатор, как раз для полного набора и "не хватало" )

Давайте освежать вашу память:

У винтовентиляторного Д-27 свободная турбина отбирает от двигателя всю доступную энергию, а в реактивном PW1400G отбирается только часть, остальное идет на реактивную струю, т.е. мощность на валу ТНД, передаваемая через редуктор, у PW1400G меньше 14000 л.с. (10,4 мВт), допустим вдвое, т. е. около 5 мВт, а не 25.
Конструкция редуктора Д-27 сложнее, поскольку он имеет два выходных вала разнонаправленного вращения, передаточное число больше, что снижает КПД, поэтому предположим, что он требует большего отвода тепла.

Вот эти посты - мой любимые. Мощность ТНД оценивается по мощности ТС, что говорит о том, что по сабжу пациенту ещё рановато спорить, но он не унимается

Мощность редуктора ПД-18Р, на унифицированном газогенераторе ПД-14, можно оценить по вертолетной модификации, в которой на вал отбора снимается вся доступная мощность двигателя.
Максимальная мощность двигателя ПД-12Д на валу составит 14,5 тыс. л. с. (10,8 мВт), больше не будет, ну никак.
Также известно, что в современном ТРДД высокой степени двухконтурности 80% тяги производит вентилятор и 20% - реактивная струя 1-й ступени (см. с 4'30").
Не знаю, сколько энергии тратится на эти 20% тяги, для приблизительной оценки от располагаемой мощности отминусуем столько же.

Получается, мощность передаваемая через редуктор ПД-18Р составит не более 8,6 мВт.
У PW1000G, соответственно - на 1/4 меньше, т.е. около 6 мВт.

Один раз - случайность. Два - совпадение. Три - закономерность. А тут пять раз. Даже не знаю, что это. Кажется, паталогия

Вот эти посты - мой любимые. Мощность ТНД оценивается по мощности ТС

Отлично, жаль что их содержание до самопровозглашенного врача не дошло.
Однако эти цитаты позволяют вернуться к теме.

26.05.2017
Rolls-Royce провёл первые испытания под нагрузкой коробки приводов для нового двигателя UltraFan. Разрабатываемая PGB должна приводить вентилятор от турбины среднего давления.
UltraFan планируется выпустить на рынок в 2025 году.

Надо отметить несколько моментов:
1. UltraFan предполагается в размерности как для средних самолетов так и для больших. Флагманская модель будет иметь тягу 45000 кгс. и нерешаемых проблем с редуктором разработчики не видят, работы идут уже несколько лет и планы пока не меняются.
2. благодаря редуктору двухконтурность собираются поднять до 15:1.
3. узел назван даже не "редуктор", поскольку помимо снижения числа оборотов он будет отвечать за привод гидронасосов и др. агрегатов, а также за регулировку шага вентилятора, включая реверс для торможения при посадке. Чего до сих пор не было на серийных турбовентиляторных двигателях, только разве на экспериментальном НК-93, обычно используют дополнительные устройства:

Отлично, жаль что их содержание до самопровозглашенного врача не дошло.

Всё до меня прекрасно дошло. Вот эта фраза симптоматична:

Мощность редуктора ПД-18Р, на унифицированном газогенераторе ПД-14, можно оценить по вертолетной модификации, в которой на вал отбора снимается вся доступная мощность двигателя

Я до вас пытался донести то, что:
- мощность редуктора, приводимого ТНД, никак нельзя оценить по вертолётной модификации, у которой каскад низкого давления полностью отсутствует, и, соответственно, давление в камере в 2-2,5 раза ниже, чем в самолётном варианте
- на привод вентилятора тратится подавляющая часть мощности ТНД. На привод КНД (со степенью повышения давления 2,5 максимум) нужно мощности не более 4 МВт.

Кстати, вот ещё один способ оценки мощности, которую может иметь вентилятор двигателя такой размерности. Пусть будет на примере ПС-90А-76, который имеет близкую к ПД-14 тягу в 14,5 тс.

Итак, степень повышения давления в вентиляторе - 1,61
Расход воздуха - 451 кг/с
Эти цифры взяты не с потолка, а отсюда, со страницы 24
http://www.k204.ru/books/vrd/wiki2/PDF/AD.pdf

Мощность компрессора (частным случаем которого является вентилятор) - это произведение величины удельной работы по повышению давления на величину массового расхода воздуха (можете проверить по размерностям: удельная работа - это Дж/кг, расход - это кг/сек. Дж/кг*кг/сек = Дж/сек = Вт).

Вот работы сжатия - номер (9.3).

В этой формуле k - показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4 ,  пруфлинк
R - газовая постоянная, для воздуха - 287 Дж/кг*К, пруфлинк

p2/p1 - это степень повышения давления, в нашем случае равная 1,61.
T1 - начальная температура, при которой происходит сжатие. Раз уж степень повышения для вентилятора и расход через него у нас даны для 30 градусов по Цельсию, или 303 по Кельвину, предлагаю её и принять за температуру начала сжатия.

Итак, подставляем все эти циферки в формулу, получаем работу 44363 Дж/кг
Умножаем на расход 451 кг/с - получаем мощность.... 20 Мегаватт. На вентиляторе. Ещё бы надо учесть, что наши расчёты произведены для идеального изоэнтропического процесса, чтобы узнать, что будет в реальности - надо разделить на КПД вентилятора (бог уж с КПД редуктора). Предположим, что у нас СУПЕР продвинутый вентилятор с КПД 0,9%, тогда мощность редуктора должна быть.... 22,736 МВт.


Все вышеприведённые рассуждения подкреплены ссылками на независимые источники, расчёты легко проверяемы. Обвинить меня в некомпетентности не получится

Надо отметить несколько моментов:
1. UltraFan предполагается в размерности как для средних самолетов так и для больших. Флагманская модель будет иметь тягу 45000 кгс. и нерешаемых проблем с редуктором разработчики не видят, работы идут уже несколько лет и планы пока не меняются.
2. благодаря редуктору двухконтурность собираются поднять до 15:1

Искренне надеюсь, что сабж будет реализован, удачи РР. Это тот диапазон тяги, где преимущества от применения редуктора вполне осязаемы. У нас к такому решению (не без оснований) отнеслись скептически, так что если скепсис этот был напрасным - мы узнаем об этом как раз от RR. Потому что RR, в отличие от нас (Авиадвигателя) может позволить себе такие рискованные проекты.

Кстати, на картинках к статье, на которую вы дали ссылку, можете обратить внимание, что на их трёхвальном двигателе один только вентилятор приводится аж шестиступенчатой турбиной, что ещё раз говорит о том, какая на нём мощность

узел назван даже не "редуктор", поскольку помимо снижения числа оборотов он будет отвечать за привод гидронасосов и др. агрегатов, а также за регулировку шага вентилятора, включая реверс для торможения при посадке. Чего до сих пор не было на серийных турбовентиляторных двигателях, только разве на экспериментальном НК-93, обычно используют дополнительные устройства

Коробка приводных агрегатов есть на всех двигателях всех самолётов, изображения которых вы привели. Вот она на примере ПД-14


По английски это называется gearbox. В англоязычном названии вашей статьи, наверняка, такой термин и фигурировал. Этот gearbox как раз и отвечает за привод гидронасосов, реверс и всё на свете. Поскольку агрегаты авиационных двигателей принято объединять по конструктивному или функциональному признаку в модули, видимо, англичане редуктор привода вентилятора и отнесли к этому модулю - коробке приводных агрегатов. Таким образом, видимо, за привод гидронасосов/реверса/и т.д. отвечает gearbox , а не конкретный входящий в его состав агрегат в лице редуктора привода вентилятора

В обратном порядке, если позволите:
Расчетная мощность на входном валу этого чуда техники - 100 000 л.с. (74,6 МВт). На привод вентилятора (редуктор) очевидно уйдет только часть, хотя и большая.

Коробка приводных агрегатов есть на всех двигателях всех самолётов

Мысль была об устройстве реверса, которого на Ultrafan, как отдельного узла не будет (не совсем правильно расставил запятые, извиняюсь). А коробка агрегатов никуда не делась:

У нас к такому решению (не без оснований) отнеслись скептически, так что если скепсис этот был напрасным - мы узнаем об этом как раз от RR.

+, так-то лучше, гораздо лучше!  ))

Потому что RR, в отличие от нас (Авиадвигателя) может позволить себе такие рискованные проекты.

))) Роллс Ройс однажды уже разорился и обанкротился именно на таких проектах, с тех пор является гос. компанией, как и Авиадвигатель.

на их трёхвальном двигателе один только вентилятор приводится аж шестиступенчатой турбиной, что ещё раз говорит о том, какая на нём мощность

Ultrafan - двухвальный двигатель, третий вал (по сути - отбора мощности) как раз и замещяется редуктором. Т.н. турбина среднего давления помимо вентилятора приводит еще и КНД.
Общая степень повышения давления кстати, не в последнюю очередь за счет высокой скорости компрессора, предполагается 60:1.

вот ещё один способ оценки мощности, которую может иметь вентилятор

Пара замечаний по расчету.
1. по указанной же ссылке адиабатный КПД компрессора n = 0,75…0,85, а не 0,9, поэтому мощность должна быть еще выше;
2. думаю, что расчет справедлив только для внутренней части вентилятора, подающей воздух в КНД, поскольку во внешнем контуре процесс не адиабатический - выработанное тепло передается потоку, покидающему систему. Вентилятор - не частный случай компрессора, иначе его так бы и называли, во внешнем, наиболее обширном контуре он работает по закономерностям воздушного винта, создает подъемную силу (тягу) и полное давление за ним не растет.
Хотя не уверен, что прав. Можно провести проверочный расчет по предложенной формуле для вентилятора НК-93. Расход воздуха - 1000 кг./с., степень повышения давления - 1,2.
Контрольная цифра - известная мощность на редукторе - 30000 л.с. (22,37 МВт).

мощность редуктора, приводимого ТНД, никак нельзя оценить по вертолётной модификации, у которой каскад низкого давления полностью отсутствует, и, соответственно, давление в камере в 2-2,5 раза ниже, чем в самолётном варианте

Уверен, что можно. Энергии, вырабатываемой газогенератором, все равно на что ее тратят и каким способом, ее количество от этого не меняется, а поскольку газогенератор один, то сравнение вполне корректно.


Разница может быть лишь в КПД турбины низкого давления и свободной турбины, в чем Вы ее видите - не пойму.
Давление в камере [сгорания] не ниже, с чего бы. То, что компрессор единый это конструктивное решение, он просто по другому спрофилирован и вращается с большей скоростью, производительность его не меньше, отсутствие крохотного повышения давления от вентилятора легко компенсировать в компрессоре.
Внешний контур (который не генерирует энергию, а преобразует ее) у вертолетного двигателя отсутствует за ненадобностью, а мощность также эффективно отбирается свободной турбиной.

Длинновато получилось )

Общая степень повышения давления кстати, не в последнюю очередь за счет высокой скорости компрессора, предполагается 60:1

Высокая скорость вращения позволяет "играться" с перепадностью (т.е. степенью понижения давления) турбины, в первую очередь - низкого давления. С компрессором всё по ряду причин несколько сложнее. Нельзя просто взять и разгрузить КВД за счёт более высокоскоростного КНД по ряду газодинамических причин - тех самых, из-за которых перешли на двухвальную схему, а именно - газодинамической неустойчивости компрессора (склонности к помпажу). По тем же причинам P&W на своих GTF сумели сократить число ступеней в ТНД, но в КВД оное осталось таким же, как на ПД-14

))) Роллс Ройс однажды уже разорился и обанкротился именно на таких проектах, с тех пор является гос. компанией, как и Авиадвигатель

Исходя из того, что известно о ПД-35 - он тоже достаточно "вундервафельный" проект, так что нам пока и его хватит

Пара замечаний по расчету.
1. по указанной же ссылке адиабатный КПД компрессора n = 0,75…0,85, а не 0,9, поэтому мощность должна быть еще выше

Вот именно - адиабатный КПД компрессора. КПД компрессора (реального, а не адиабатного) всегда ниже, чем КПД отдельных его ступеней (а в турбине - наоборот), в частности, вентилятора. КПД ступени может достигать где-то 0,91. Цифра в 0,75 - это, скорее, относится к центробежным компрессорам. Ну или к феноменально плохим осевым.

2. думаю, что расчет справедлив только для внутренней части вентилятора, подающей воздух в КНД

Этот расчёт (если опустить деление на КПД) в принципе не является справедливым для чего-либо, ибо идеальных адиабатных (т.е. изоэнтропийных) процессов в технике вообще не бывает. Посему реальная мощность на вентиляторе (и, соответственно, потребная от редуктора) выше, чем те 20 МВт

поскольку во внешнем контуре процесс не адиабатический - выработанное тепло передается потоку, покидающему систему

Он нигде не адиабатический. Таких в двигателе нет. Адиабатический (в смысле изоэнтропийный) процесс - это идеализация, для того, чтобы студентам-второкурсникам на первых порах было проще делать курсовую работу по расчёту цикла Брайтона

Вентилятор - не частный случай компрессора, иначе его так бы и называли

Насос, нагнетатель, воздуходувка, компрессор, вентилятор - это всё одного поля ягода (по сути, машины схожего принципа действия), их разделяют, по-моему, только по степеням повышения давления. Точных цифр, где одно отделяется от другого, я не помню (и вообще я даже их никогда не запоминал). Насос ещё тем отличается, что это машина, работающая с капельными жидкостями (не с газами)

во внешнем, наиболее обширном контуре он работает по закономерностям воздушного винта, создает подъемную силу (тягу) и полное давление за ним не растет

Если бы полное давление за вентилятором не росло, он был бы бесполезен. То же самое касается винта. Да, как вы помните, я говорил, что винт не обязан повышать давление, но тогда речь шла о статическом давлении, т.е. давлении, которое непосредственно в данный момент существует в потоке. Полное же давление - это величина, характеризующая полный запас механической энергии газа, которая может иметь форму потенциальной энергии (энергии давления) и кинетической (с ней и так всё понятно). Разница между винтом и компрессорной ступенью, в частности, вентилятором, заключается в том, что назначение винта - сообщить газу кинетическую энергию непосредственно (тогда, по соответствующему известному физическому закону, летательный аппарат получит некоторое приращение количества движения). Назначение вентилятора - помимо неизбежного увеличения кинетической энергии газа - повышение его статического давления (потенциальной энергии). В конфузорном канале (сопле) газ будет разгоняться (потенциальная энергия будет превращаться в кинетическую, и, соответственно, статическое давление будет падать) - это реактивная струя. Тут снова работает закон сохранения количества движения. Вот как-то так

Хотя не уверен, что прав. Можно провести проверочный расчет по предложенной формуле для вентилятора НК-93. Расход воздуха - 1000 кг./с., степень повышения давления - 1,2.
Контрольная цифра - известная мощность на редукторе - 30000 л.с. (22,37 МВт).

В изоэнтропическом процессе получается 16,275 МВт. Если КПД вентилятора принять 0,85, получится 19,14 МВт. ИМХО, если учесть, что расход вы дали для крейсерского режима, а pi вентилятора и мощность редуктора, как я подозреваю, для взлётного - цифры удовлетворительные

Уверен, что можно. Энергии, вырабатываемой газогенератором, все равно на что ее тратят и каким способом, ее количество от этого не меняется, а поскольку газогенератор один, то сравнение вполне корректно

Вот именно, что вы говорите о мощности, вырабатываемой газогенератором. А каскад низкого давления, не относящийся к газогенератору, тоже производит мощность, а у ПД-12В этот каскад низкого давления отпилили, таким образом давление в камере раза в 2,5 снизилось

Давление в камере [сгорания] не ниже, с чего бы. То, что компрессор единый это конструктивное решение

См.ссылку, которую вы мне привели, когда я обозвал СТ ПД-12В двухступенчатой:

в статье, на которую Вы ссылаетесь, он утверждает, что у двухвального ПД-12В один восьмиступенчатый компрессор с двухступенчатой турбиной и трехступенчатая свободная турбина

Восьмиступенчатый компрессор как раз у газогенератора. И двухступенчатая турбина у него же. У  "полноценного" двигателя с каскадом низкого давления ещё вентилятор и 3 ступени КНД. В принципе, это не новое решение. Многие ГТЭС и ГПА на базе ПС-90 строились путём манипуляций с каскадом низкого давления. Где-то в КНД "нулевую" ступень припилят, а где-то - вообще КНД и ТНД уберут

отсутствие крохотного повышения давления от вентилятора легко компенсировать в компрессоре

Но от подпорных ступеней - уже не компенсировать, а они дают повышение не менее 2-2,5. У ПД-14 piк = 41. У ПД-12В, соответственно, менее 20

Но от подпорных ступеней - уже не компенсировать, а они дают повышение не менее 2-2,5. У ПД-14 piк = 41. У ПД-12В, соответственно, менее 20

....тут бы ещё стоило добавить, что, как нас учит термодинамика, некоторой степени повышения давления соответствует некоторая оптимальная температура начала расширения, таким образом - температура перед турбиной у ПД-12В тоже будет ниже, чем у ПД-14. Следовательно, сам газогенератор тоже будет иметь меньшую мощность, с соответствующими последствиями для свободной турбины