"Корова" на автопилоте. Что известно о новом тяжелом вертолете Ми-26Т2В

А двигатели для него имортозаместили?

А двигатели для него имортозаместили?

ага, всё напели, всё сладко да гладко, а то, что движки нужны - молчок

Т2В - проект модернизации строевых вертолетов, а не строительства новых.
Востанавливать и продлевать ресурс двигателя - задача выполнимая, капитальный ремонт Д-136 в РФ отлажен еще с советских времен, см. 695 АРЗ.

Так что если новых Ми-26 строить не собираются, вертолетный двигатель на основе ПД-14 и не нужен. Тем более что конструкция ПД-12В нерациональна для предназначенного класса мощности, двигатель получится дорогой, тяжелый и неэкономичный по современным меркам.

Как только прочитал"корова" так сразу подумал, что автор будет всю статью мычать, так и оказалось.

Востанавливать и продлевать ресурс двигателя - задача выполнимая, капитальный ремонт Д-136 в РФ отлажен еще с советских времен, см. 695 АРЗ.

дык продлевать до бесконечности невозможно.
Они не вечные.

Тем более что конструкция ПД-12В нерациональна для предназначенного класса мощности, двигатель получится дорогой, тяжелый и неэкономичный по современным меркам.

я конечно не спец, чтобы оценивать нерациональность конструкции. А
уровень цены и экономичности не известны, т.к. девайса попросту нет.
А на счёт тяжести, то известно, что он всего на 100кг тяжелее.

продлевать до бесконечности невозможно.
Они не вечные.

Логично, был уверен, что именно так дело и обстоит, пока недавно, уже в этом году, не побывал на одном производстве, где восстанавливают металлические детали сложной пространственной формы, в т.ч. лопатки турбины, методом плазменной наплавки. Раньше примерно так в автосервисах наваривали стертый протектор на резиновый покрышках. Пойму, если не поверите, я бы не поверил, если бы не видел собственными глазами и не держал такую лопатку в руках.

К тому же, военные вертолеты вообще не очень много летают, тем более такого ...странного типоразмера как Ми-26, ресурс расходуется относительно медленно.

уровень цены и экономичности не известны, т.к. девайса попросту нет

Известна его конструкция - модифицированный дефорсированный газогенератор мощного тяжелого и дорогого авиационного двигателя с демонтированным каскадом низкого давления, т.е. "урезанный", с сильно пониженным КПД. Даже в таком виде двигатель получается тяжелее "полноценного" Д-136.

Если бы в ПД-12В был реализован весь доступный потенциал базового ГГ, то Ми-26 можно было бы поднять одним таким мотором, а не двумя. Но такое решение потребует значительных изменений в устройстве трансмиссии, т.е. огромных затрат времени и денег и приведет к существенному снижению уровня безопасности полетов, т.е. неприемлемо.

Считаю, что ПД-12В в том виде, в котором он представлен на сегодня, находится за гранью разумного компромисса и целесообразности.

Если бы в ПД-12В был реализован весь доступный потенциал базового ГГ, то Ми-26 можно было бы поднять одним таким мотором, а не двумя

Если реализовать весь доступный потенциал базового ГГ, получится ТВаД мощностью около 14000 - 14500 л.с (ПД-12В имеет 11500 л.с.).

т.е. "урезанный", с сильно пониженным КПД

Если бы "отпил" каскада низкого давления так сильно понижало бы КПД, вряд ли кто-то делал бы таким образом стационарные ГТУ. Возможно, ГГ ПД-14 в данных условиях будет работать не в самом благоприятном для себя режиме, но, тем не менее считается, что по сравнению с Д-136 обеспечит где-то на 10% меньший расход (0,18 кг/л.с*ч против 0,21 у Д-136). И это при лучшей высотности.

Что касается массы - прирост порядка 100 кг на двигатель

Логично, был уверен, что именно так дело и обстоит, пока недавно, уже в этом году, не побывал на одном производстве, где восстанавливают металлические детали сложной пространственной формы, в т.ч. лопатки турбины, методом плазменной наплавки

Это да, но вы, скорее всего, видели восстановление на лопатках турбины различных механических дефектов, типа забоин. Но у лопаток турбин (кстати, вы точно уверены, что именно лопатки турбин, а не компрессоров?) самая  основная причина выхода из строя - сульфидно-оксидная коррозия, и тут большой вопрос, можно ли таким образом "лечить" данный дефект. Кроме того, помимо лопаток есть и другие основные детали, в т.ч. диски, которые таким образом (как мне кажется) восстановить нельзя

Если реализовать весь доступный потенциал базового ГГ, получится ТВаД мощностью около 14000 - 14500 л.с (ПД-12В имеет 11500 л.с.)

Насколько понимаю, не совсем так.
14500 л.с. получится, если реализовать весь потенциал не базового ГГ, а ПД-12В в том виде, как его предлагают. Есть разница?
Двухкаскадный ТВаД должен быть мощнее.

двигатель получится неэкономичный по современным меркам

Цитата, Stanislav228 сообщ. №7

по сравнению с Д-136 обеспечит где-то на 10% меньший расход

Д-136 и "современные мерки" далеко отстоят друг от друга. Впрочем сравнить напрямую не с чем, других подобных двигателей нет.

Если бы "отпил" каскада низкого давления так сильно понижало бы КПД, вряд ли кто-то делал бы таким образом стационарные ГТУ

К стационарным ГТУ предъявляются другие требования - минимум циклов вкл./выкл., непрерывная работа с постоянной мощностью, на несколько порядков больший ресурс, при этом отсутствуют ограничения по массе конструкции. Так что вполне возможно, что для стационарных ГТУ такая схема оптимальна.
Приведите pls пример стационарной однокаскадной ГТУ сопоставимой конструкции.

вы точно уверены, что именно лопатки турбин, а не компрессоров?

Лопатка компрессора разве отъемный элемент? Сейчас делают моноколеса, раньше, если не путаю, лопатки намертво приваривались к диску ротора или СА.

Да, нам показывали лопатку турбины. Диски (осесимметричные фигуры вращения) обрабатывать проще. Не возьмусь сказать, что ресурс восстановленных лопаток сравним с новыми, но в имеющейся ситуации с двигателями для Ан-124, Ил-38, Ми-26 и т.д., это приемлемое решение, если не сказать - спасение.

Речь примерно вот о чем:
Одними из основных задач НИОКР являлись разработка технологии изготовления рабочих лопаток турбины методом направленной кристаллизации, разработка новых материалов для рабочих лопаток ГТУ большой мощности, а также разработка составов и технологии нанесения наноструктурированных термобарьерных покрытий для жаровых труб камеры сгорания, рабочих и сопловых лопаток турбины.

скорее всего, видели восстановление на лопатках турбины различных механических дефектов, типа забоин

Да, это тоже типовая задача, причем для множества применяемых в промышленности металлических сплавов, от алюминиевых до жаропрочных и инструментальных.

P.S. Разговор в технической части велся на уровне, значительно превышающем мои познания в металловедении (у меня там была другая задача), так что вряд ли добавлю что дельное. Но то, что подобная технология освоена и восстановление возможно - уяснил четко :)

Считаю, что ПД-12В в том виде, в котором он представлен на сегодня, находится за гранью разумного компромисса и целесообразности.

в который раз не понимаю эту Вашу позицию.
Движка всего на 100кг тяжелее. Вписывается в габариты.
Кушает на 10% меньше родного. Что тут критичного?
Цена разработки? Сроки освоения?
Отвлечение ресурсов с более важных проектов?
Или просто нелюбовь к Ми-26?

всего на 100кг тяжелее. Вписывается в габариты.
Кушает на 10% меньше родного

Основную мысль Вы действительно пока не поняли - новый двигатель не нужен, имеющийся полностью справляется со своими задачами, а перспективы строительства новых Ми-26 в сколь-либо значимых количествах отсутствуют, за невостребованностью.

Спрос может быть поддержан только искусственно, с колоссальным ущербом для бюджета, ради единственной цели - чтобы чиновники, во главе с Вашим другом Д.Рогозиным, могли стричь купоны на бесполезном, но давно отработанном проекте, не рискуя, создавая что-либо новое, своим душевным спокойствием и должностями.

Что именно Вы не понимаете? - почти все перечислили.
- Цена разработки ПД-12В;
- Сроки и стоимость освоения производства;
- Цена закупки;
- Стоимость создания инфраструктуры по эксплуатации:
- Стоимость самой эксплуатации;
- Отвлечение ресурсов с более действительно важных проектов.

И главное:
Бесперспективность конструкции (см. выше);
Отсутствие потенциального рынка сбыта.

О любви.
Невежливо задевать Ваше (и упомянутых выше чиновников) глубокое чувство к Ми-26, порассуждаем о более приземленных материях.

Ми-26 - "классическое" порождение истощившей и разрушившей СССР гонки вооружений, плод некомпетентных волюнтаристских решений руководства страны. Знаете, для какой цели он был создан? Здесь эта тема упоминалась, хотя и давно.
Тем не менее, инженеры с поставленной задачей справились.
На сегодня военные задачи для Ми-26 кмк отсутствуют или надуманы, стратегической ценности он не представляет, с тактическими задачами не менее успешно справятся другие современные образцы вертолетной техники.
Для специальных задач с избытком достаточно имеющихся ~50-ти бортов Ми-26, их хватит еще на полвека.

В народном хозяйстве Ми-26 сослужил неоценимую службу при освоении Сибири и Крайнего севера. Логично вроде, что и сегодня такая грузоподъемная машина должна быть востребована газо- нефте- добывающими компаниями. Много от них заказов?!

Версия "Ми-10К летающий кран" оказалась невостребованной, возможно потому, что это был не "чистый" кран, а с бесполезной по предназначению, бессмысленной и нелепой "универсальностью", значительно ухудшающей ЛТХ - пассажирской кабиной:

Кстати, американский летающий кран Sikorsky CH-54 Tarhe обладает даже большей грузоподъемностью на внешней подвеске (9 т. против 8 т. у Ми-10К), хотя был создан на базе среднего вертолета:


P.S. Пожалуйста, перестаньте использовать вульгаризм "движка", не коверкайте родную речь, ей и без того здесь достается.

Насколько понимаю, не совсем так.
14500 л.с. получится, если реализовать весь потенциал не базового ГГ, а ПД-12В в том виде, как его предлагают. Есть разница?
Двухкаскадный ТВаД должен быть мощнее

Безусловно, всё так, однако, тут надо вспомнить, что для ПД-14 порядка 55-60% типичного цикла - это крейсерский полёт на высоте около 10 тысяч метров. Для ПД-12В все 100% цикла протекают на высотах, видимо, не выше 2000 метров, т.е. при приблизительно в 4 раза более высоком атмосферном давлении и на 60 градусов большей температуре (следовательно если сохранить все параметры термодинамического цикла ПД-14, температура за КВД, т.е. температура охлаждающего воздуха для камеры сгорания,и, самое главное, лопаток турбин, будет тоже в первом приближении на 60 градусов выше. Всё это ещё больше усугубляется тем фактом, что при полётах на малых высотах приходится иметь дело с воздухом, который в значительно большей степени загрязнён пылью и агрессивными химическими веществами

Короче говоря, если сделать ПД-12В а-ля ПД-14,  вы, возможно, получите несколько более экономичный двигатель, но с его ресурсом придётся попрощаться, поскольку:
- примерно на 60 градусов более высокие температуры элементов конструкции горячей части
- в 4 раза более высокие перепады давления на корпусных деталях и внутри полостей лопаток турбин

Могу сказать, что только первого фактора достаточно для того, чтобы сократить ресурс горячей части с (условно) 5 тысяч циклов до 5-6 сотен.

Приведите pls пример стационарной однокаскадной ГТУ сопоставимой конструкции

Не знаю, что вы имели в виду под сопоставимой конструкцией, но ПС-90ГП2 (в составе ГТУ-16П) является однокаскадным двигателем

Лопатка компрессора разве отъемный элемент? Сейчас делают моноколеса, раньше, если не путаю, лопатки намертво приваривались к диску ротора или СА.

1. Моноколёса тоже восстанавливают описанным Вами методом
2. Моноколёса делают не на всех ступенях. Там, где рабочее колесо не является моноколесом, для крепления лопаток к дискам применяются разные виды замков.


В компрессорах, обычно, применяют шарнирное крепление и ласточкин хвост. Ёлочный замок - это для вентиляторных и турбинных

Диски (осесимметричные фигуры вращения) обрабатывать проще

Проблема не в форме. Диски, как правило, выводят из строя по усталостным повреждениям. Это повреждения микроскопических размеров (исчерпавший ресурс диск визуально может не отличаться от нового), причём они распространяются на весь его объём. Вы никак не исправите это наплавкой

если сохранить все параметры термодинамического цикла ПД-14

Так устроен существующий двигатель  Ми-26, Д-136. Его отличия от самолетного ТРД Д-36 минимальны -
модули КНД, КС, ТВД, ТНД взаимозаменяемы с аналогичными модулями Д-36. Конструкция компрессора аналогична компрессору Д-36, за исключением промежуточного корпуса между каскадами низкого и высокого давления.

При этом его базовый двигатель Д-36 гораздо меньше ПД-14 (тяга 6500 кгс против 14000 кгс), что красноречиво показывает, насколько неэффективно ПД-12В будет использовать потенциал своего прототипа.
Если экстраполировать это соотношение, то получится, что вертолетный ТВаД на базе ПД-14 может иметь мощность 21500 л.с., а для него предполагается только 11500 л.с.!

надо вспомнить, что для ПД-14 порядка 55-60% типичного цикла - это крейсерский полёт на высоте около 10 тысяч метров. Для ПД-12В все 100% цикла протекают на высотах, видимо, не выше 2000 метров т.е. при приблизительно в 4 раза более высоком атмосферном давлении и на 60 градусов большей температуре.

Из чего следует, что специально спроектированный двигатель должен иметь оптимизированный для условий полета вертолета термодинамический цикл, более эффективный, чем переделанный вертолетный.

Кстати, сопоставимый современный двигатель есть, General Electric GE38-1B (T408) для вертолета Sikorsky CH-53K King Stallion. На вертолете используется 3 двигателя, их суммарная мощность превышает мощность Ми-26.
Этот двигатель однокаскадный, но имеет существенное отличие в конструкции, а именно - комбинированный осецентробежный компрессор, вместо осевого на Д-136 и ПД-12В.

	Д-136	ПД-12В	GE38-1B
Мощность, л.с.	11400	11500	7500
Сухая масса, кг.	1077	1177	501
Удельная мощность двигателя, л.с./кг.	10,6	9,8	15
Удельный расход топлива, кг/л.с. час	0,210	?	0,185*

* Если не ошибся, прошу перепроверить:
У двигателя GE T64 - 0,292 кг/кВт час, у GE38-1B - "на 18% лучше",
1 л.с.=0,75 кВт, 1 кВт=1,34 л.с.

Проблема не в форме. Диски, как правило, выводят из строя по усталостным повреждениям. Это повреждения микроскопических размеров (исчерпавший ресурс диск визуально может не отличаться от нового), причём они распространяются на весь его объём. Вы никак не исправите это наплавкой

Хорошо, пусть так. Не должно быть большой проблемой по необходимости точить новые диски, специальное оборудование и оснастка для такого рода деталей не требуется. Тех. документация в РФ наверняка есть, нужные станки точно есть, кольцевые заготовки если сохранить все параметры термодинамического цикла ПД-14[/q]
Так устроен существующий двигатель  Ми-26, Д-136. Его отличия от самолетного ТРД Д-36 минимальны -
модули КНД, КС, ТВД, ТНД взаимозаменяемы с аналогичными модулями Д-36. Конструкция компрессора аналогична компрессору Д-36, за исключением промежуточного корпуса между каскадами низкого и высокого давления.

При этом его базовый двигатель Д-36 гораздо меньше ПД-14 (тяга 6500 кгс против 14000 кгс), что красноречиво показывает, насколько неэффективно ПД-12В будет использовать потенциал своего прототипа.
Если экстраполировать это соотношение, то получится, что вертолетный ТВаД на базе ПД-14 может иметь мощность 21500 л.с., а для него предполагается только 11500 л.с.!

надо вспомнить, что для ПД-14 порядка 55-60% типичного цикла - это крейсерский полёт на высоте около 10 тысяч метров. Для ПД-12В все 100% цикла протекают на высотах, видимо, не выше 2000 метров т.е. при приблизительно в 4 раза более высоком атмосферном давлении и на 60 градусов большей температуре.

Из чего следует, что специально спроектированный двигатель должен иметь оптимизированный для условий полета вертолета термодинамический цикл, гораздо более эффективный, чем переделанный вертолетный.

Кстати, сопоставимый современный двигатель есть, General Electric GE38-1B (T408) для вертолета Sikorsky CH-53K King Stallion. На вертолете используется 3 двигателя, их суммарная мощность превышает мощность Ми-26.
Этот двигатель однокаскадный, но имеет существенное отличие в конструкции, а именно - комбинированный осецентробежный компрессор, вместо осевого на Д-136 и ПД-12В.

	Д-136	ПД-12В	GE38-1B
Мощность, л.с.	11400	11500	7500
Сухая масса, кг.	1077	1177	501
Удельная мощность двигателя, л.с./кг.	10,6	9,8	15
Удельный расход топлива, кг/л.с. час	0,210	?	0,185*

* Если не ошибся, прошу перепроверить:
У двигателя GET64 - 0,292 кг/кВт час, у GE38-1B - "на 18% лучше",
1 л.с.=0,75 кВт, 1 кВт=1,34 л.с.

Проблема не в форме. Диски, как правило, выводят из строя по усталостным повреждениям. Это повреждения микроскопических размеров (исчерпавший ресурс диск визуально может не отличаться от нового), причём они распространяются на весь его объём. Вы никак не исправите это наплавкой

Так устроен существующий двигатель  Ми-26, Д-136. Его отличия от самолетного ТРД Д-36 минимальны

У этого семейства параметры цикла значительно скромнее, чем у ПД-14/ПД-12В

При этом его базовый двигатель Д-36 гораздо меньше ПД-14 (тяга 6500 кгс против 14000 кгс), что красноречиво показывает, насколько неэффективно ПД-12В будет использовать потенциал своего прототипа

Почему неэффективно-то? Что вкладываете в понятие эффективности и потенциала прототипа в данном случае?

Если экстраполировать это соотношение, то получится, что вертолетный ТВаД на базе ПД-14 может иметь мощность 21500 л.с., а для него предполагается только 11500 л.с.!

Я в посте выше написал ряд причин, по которым ТВаД на базе ПД-14 не будет иметь такой мощности (конечно, если мы не хотим его ремонтировать раз в пол года)

Из чего следует, что специально спроектированный двигатель должен иметь оптимизированный для условий полета вертолета термодинамический цикл, гораздо более эффективный, чем переделанный вертолетный

Так вот ПД-12В как раз и имеет оптимизированный для условий полёта вертолёта цикл. У него нет каскада низкого давления, поэтому значительно ниже напорность компрессора и температура перед турбиной, поэтому указанных выше проблем с ресурсом не будет

Кстати, сопоставимый современный двигатель есть, General Electric GE38-1B (T408) для вертолета Sikorsky CH-53K King Stallion. На вертолете используется 3 двигателя, их суммарная мощность превышает мощность Ми-26.
Этот двигатель однокаскадный, но имеет существенное отличие в конструкции, а именно - комбинированный осецентробежный компрессор, вместо осевого на Д-136 и ПД-12В

У ПД-12В расход 0,18 кг/л.с.*ч. Если принять приведённые Вами данные, получится, что если сравнить 2 варианта Ми-26 - один с ПД-12В, другой - гипотетический - с GE38, будем иметь для случая с ПД-12В:
- на 3% большую массу пустого (если не учитывать того, что у трёхдвигательного вертолёта, как ни крути, будет более сложная и тяжёлая трансмиссия)
- на 3% меньший расход топлива
- на 2% большую мощность
- лучшую высотность (бонус, который следует из задросселированности газогенератора)

Не отрицаю вероятности того, что если двигатель проектировать специально для вертолёта, можно получить лучший результат, однако значительной разницы не будет, а проектировать с нуля новый двигатель специально для вертолёта - это действительно как-то жирновато. Посему я не могу согласиться в Вашим мнением о бесперспективности конструкции ПД-12В.

Что касается центробежной ступени - её, конечно, можно было бы запилить на ПД-12В, но есть сильное подозрение, что пришлось бы тогда камеру сгорания переделывать.

Хорошо, пусть так. Не должно быть большой проблемой по необходимости точить новые диски, уникальные тех. процессы для такого рода деталей не требуются. Тех. документация в РФ наверняка есть, нужные станки точно есть, кольцевые заготовки производятся в славном городе Кулебаки

ТОЛЬКО если действительно (в чём я почему-то сомневаюсь) есть документация (потому что если её нет - даже думать нечего, ибо в таких деталях отклонение от поля допусков на несколько сотых мм сократит ресурс в несколько раз). И ТОЛЬКО если сохранилось производство соответствующих гранульных сплавов

Перспективный скоростой вертолет будет типа Ми24 с хитрыми несущими лопастями или Камов с толкающим задним винтом, Корова тоже хочет 470км час. Лопасти ждемсссссс.

Я в посте выше написал ряд причин, по которым ТВаД на базе ПД-14 не будет иметь такой мощности (конечно, если мы не хотим его ремонтировать раз в пол года)

Максимальную мощность любой двигатель развивает на высоте равной нулю, где условия окружающей среды, давление и температура, одинаковы для всех. И оптимизация термодинамического цикла под условия крейсерского полета прямого отношения к максимальной мощности не имеют.

Единственная причина, по которой ПД-12В будет иметь вдвое урезанную от возможной мощность, состоит в отсутствии более подходящего прототипа. С таким же успехом можно пытаться втиснуть в ГАЗель двигатель от КАМАЗа - да, ресурс будет просто фантастический.

если двигатель проектировать специально для вертолёта, можно получить лучший результат, однако значительной разницы не будет, а проектировать с нуля новый двигатель специально для вертолёта - это действительно как-то жирновато

15 л.с. на килограмм массы двигателя у GE38 и 10 л.с. на килограмм у ПД-12В - это "незначительная разница"?!

Для проектируемого китайского тяжелого вертолета AHL понадобится большая серия двигателей.

При заявленной максимальной взлетной массе 38 т. и грузоподъемности 15 т., пара модифицированных GE38 будут для него идеальным выбором, у ПД-12В нет ни единого шанса.
А "жирновато" кмк, это как раз создавать заведомо неконкурентный и невостребованный ПД-12В.

ТОЛЬКО если действительно (в чём я почему-то сомневаюсь) есть документация (потому что если её нет - даже думать нечего, ибо в таких деталях отклонение от поля допусков на несколько сотых мм сократит ресурс в несколько раз). И ТОЛЬКО если сохранилось производство соответствующих гранульных сплавов

Повторю ссылки:
Документация - 695 АРЗ, производство кольцевых заготовок, из любых мыслимых сплавов - Русполимет и это не единственный производитель. Несколько заводов, например московский НПЦГ "Салют", обладают полным набором необходимого оборудования.

Максимальную мощность любой двигатель развивает на высоте равной нулю, где условия окружающей среды, давление и температура, одинаковы для всех. И оптимизация термодинамического цикла под условия крейсерского полета прямого отношения к максимальной мощности не имеют.

Максимальную мощность на высоте равной нулю двигатель развивает лишь на 90 - 150 секунд за всемя двухчасового полёта. А вот на крейсерском режиме он работает более часа. И на нулевой высоте крейсерский режим будет намного более губителен для ресурса двигателя, чем на высоте в 10 тысяч метров - по причинам, описанным в посте №11

Единственная причина, по которой ПД-12В будет иметь вдвое урезанную от возможной мощность, состоит в отсутствии более подходящего прототипа. С таким же успехом можно пытаться втиснуть в ГАЗель двигатель от КАМАЗа - да, ресурс будет просто фантастический.

Не будет он иметь вдвое урезанную мощность. Этот базе этого ГГ можно создать ТВаД мощностью не более 15000 л.с. На базе этого ГГ с каскадом низкого давления хорошего ТВаД создать нельзя - по причинам, описанным в посте №11, опять же

15 л.с. на килограмм массы двигателя у GE38 и 10 л.с. на килограмм у ПД-12В - это "незначительная разница"?!

15 или 10 л.с. на килограмм массы - не самоцель. Цель - наилучшая экономичность. У ПД-12В она лучше на 3%, и это при большей на 500 л.с. мощности (в случае 2 ПД-12В  против 3 GE38) и большей высотности. Ну и, естественно, отсутствии всех проблем, связанных с обслуживанием 3-х двигателей, вместо двух. Поэтому в данном конкретном случае однозначный перевес в сторону ПД-12В

При заявленной максимальной взлетной массе 38 т. и грузоподъемности 15 т., пара GE38 будут для него идеальным выбором, у ПД-12В нет ни единого шанса.
А "жирновато" кмк, это как раз создавать заведомо неконкурентный и невостребованный ПД-12В.

Ну ещё бы. Яснопонятно, что на самокат двигатель от самосвала никто прикорячивать не станет. Но это не потому, что двигатель от самосвала плохой, а потому, что он для самоката совсем не предназначен, посему, слова о неконкурентоспособности ПД-12В считаю по-прежнему необоснованными

Повторю ссылки:
Документация - 695 АРЗ, производство кольцевых заготовок, из любых мыслимых сплавов - Русполимет и это не единственный производитель. Несколько заводов, например московский НПЦГ "Салют", обладают полным набором необходимого оборудования

По ссылке на русполимент о заготовках из гранульных сплавов не сказано ни слова. По ссылке на сайт АРЗ (в перечне типовых технологических процессов) так же ни слова нет об изготовлении дисков