www.militaar.net

karrvik, jäi su allkiri silma. Tegelikult kõlas see ütlus nii: "Война войной, а обед по расписанию". Omistatakse preisi kuningale Friedrich Wilhelm I-le.

OT algab.

Kasutati mõlemat pidi, kuid enamlevinud oli "... po rasporjatku dnja" - päevakorra/-kava järgi.

OT lõpp.

Tagasi teemasse - lugesin muudel põhjustel turboreaktiivmootorite kohta ja sattus silma selline tõsiasi, et Wikipedia andmetel (https://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_%26_Whitney_F135) on F-35 mootori (P&W F135) turbiini sisenevate gaaside temperatuur 1980°C! Sellisel temperatuuril hõõgub metall kollaselt ja teras voolab suhteliselt vulinal.

Kas keegi suudab leida sellele numbrile mingit kinnitust. Esiteks on tegemist minu teada mitteametliku maailmarekordiga. teiseks näitab see küllalt kujukalt, kui kaugel venelased oma arengus maas on - nende unistuste mootoritel on see temperatuur ca. 4-500 kraadi madalam.

Kes valdkonda ei tunne, sellele lihtsalt vahemärkus - turbiini sisenevate gaaside temperatuur määrab ära mootori tõhususe ja põlemise puhtuse. Piirangu sellele numbrile seavad turbiini valmistamiseks kasutatud tehnoloogiad ja materjalid + turbiini jahutamise meetodid.

Titaan- ja volframkarbiidkeraamika teeb oma tööd. Terast lihtsureliku arusaama jaoks sellistest mootoritest vaevalt et leiabki.

Walter2 kirjutas:Titaan- ja volframkarbiidkeraamika teeb oma tööd...

Titaan- ja volframkarbiide turbiinilabade juurest ei leia. Kui, siis pinnakatetena, kuid kindlasti mitte põhimaterjalidena. Titaani kasutatakse mõnede mootorite puhul kompressori labade ehitamiseks, aga kindlasti mitte turbiinis. Millest konkreetselt F135 turbiini labad tehtud on, ei saa me ilmselt niipea teada. Tänapäeval valmistatakse turbiinilabad enamasti monokristallsetest supersulamitest.

Labade mingist metallisulamist südamik ja keraamiline kattekiht?

Läbi labade pumbatakse jahutusõhku mis moodustub laba pinnale õhukihi ja laba tegelikult ei kuumenegi selle temperatuurini. Kui see jahutus ära juhtub kaduma, siis on turbiiniga kiire lõpp.

davidsoniharald kirjutas:Läbi labade pumbatakse jahutusõhku mis moodustub laba pinnale õhukihi ja laba tegelikult ei kuumenegi selle temperatuurini. Kui see jahutus ära juhtub kaduma, siis on turbiiniga kiire lõpp.

Selliste meetoditega saab turbiini töötemperatuuri viia sinna GE F110 tasemele - ca. 1400-1500 kraadi juurde. Mitte 1900+, nagu F135 puhul. Kõrvalfaktina olgu öeldud, et see jahutusõhk on ise ca. 600 kraadi, kuna see võetakse kompressori viimasest astmest.

Kilo Tango kirjutas: Selliste meetoditega saab turbiini töötemperatuuri viia sinna GE F110 tasemele - ca. 1400-1500 kraadi juurde. Mitte 1900+, nagu F135 puhul. Kõrvalfaktina olgu öeldud, et see jahutusõhk on ise ca. 600 kraadi, kuna see võetakse kompressori viimasest astmest.

Minumeelest on isegi muljetavaldavam, et oma praegusel kujul on F135 USA jaoks juba natukene eilane tehnoogia.

Miks ma nii väidan?

1. Pratt & Whitney'l on juba välja töötatud (ja omade rahade eest stendil ära testitud) F135 mootoritäiendused Growth Option 1.0 ja 2.0. Millest esimene suurendab tõukejõudu 6-10% ja vähendab kütusekulu 5-6%. Teine suurendab lisaks oluliselt voolu-genereerimise võimekust (peetakse muuhulgas silmas näiteks neid arenduses olevaid lasereid).

Teoorias on need paigaldatavad MLU raames, kus mootoris tuleb välja vahetada "ainult" Power Module (kompressor, põlemiskamber? (combustor) ja turbiin).

P&W Video GO10 kohta

2. Lisaks on USA investeerinud juba üle kümne aasta miljardeid, et välja töötada järgmise põlvkonna Adaptive Cycle mootoreid (Ehk akf Kilo Tango viitsib third-airstream põhimõtet nati maakeeli lahti seletada?). Neid arendavad mõlemad USA mootoritootjad:

General Electric - XA100
Pratt & Whitney - XA101

Nende puhullkäib juttu ikka >200kN tõukejõuga mootoritest, mis võivad samas "kuriisides" olla kuni 30% praegustest mootoritest küttesäästlikumad.

Mis tähtis: Parim neist kahest mootorist paigaldatakse ka F-35'ele, arvatavasti siis kuskil 2030 a. kandis.

Kui nüüd pidvalt korrata et "kohe, kohe" (aga teatavasti mitte ennem 2025. a.) tuleb PAK-FAle uus mootor. Siis ei tasu seda võrrelda mitte F119 või praeguse F135'ga vaid tasub vaadelda ikka ka USA tulevasi arenguid

P.S.
2014. aastall ilmus minumeelest päris asjalik populaarteaduslik artikkel F135'est [PDF] (sealt lk. 10 ja edasi). Soovitan pilgu peale visata, äkki on midagi uut. Lühike väljavõte:

Like the F119, the F135 has a three-stage fan (in military engine parlance, the fan is the entire low-pressure compressor assembly). Each fan stage comprises a one-piece integrally bladed rotor (or ‘blisk’, short for bladed disc) featuring a solid titanium hub with titanium blades welded on to it. The first fan stage has hollow titanium blades and each of the subsequent two stages has solid titanium blades. Aft of the third fan stage the accelerated airflow is split, 57% of it going through the fan duct as bypass air and the remaining 48% entering the core to be compressed, mixed with fuel, ignited and then exhausted as hot gas to turn the turbine stages and produce up to 28,000lb (124.55kn) of
dry thrust before afterburner.

The F135 has a six-stage high-pressure compressor (HPC) and again each stage is comprises a blisk. Some of the initial HPC stages are made from titanium but because the airflow becomes hotter as it passes through each stage of compression, one or more later HPC stages are made from nickel-based alloy to be able to withstand the high air temperature. In conventional F-35 fl ight, air exiting the HPC into the combustor is at 28 times the pressure it was when entering the fan and it is at 29 times the pressure when the F-35B is in hover mode.

The engine’s single annular combustor features removable liners and a series of fuel nozzles, all housed within a diffuser case. O’Donnell says the F135 combustor is “highly similar” to that in the F119, but features “some improvements to accommodate the appropriate temperature requirements” of the higher-power F135. Overall, the cores of the two engines – the region from HPC to combustor to HPT – are essentially the same size and since the F135 has to produce more dry power at full thrust than the F119 it is likely to run hotter than the F119.

While both the F119 and the F135 feature a single-stage high-pressure turbine (HPT), the F135 has a two-stage low-pressure turbine (LPT) where the F119 has a single-stage LPT. This is because, in the F-35B STOVL aircraft, the low-pressure spool to which the LPT is attached has to drive not only the fan stages but also the driveshaft powering the RollsRoyce LiftFan located behind the cockpit and ahead of the engine.

... aga edasi soovitan lugeda PDFist

Gideonic kirjutas:...Ehk akf Kilo Tango viitsib third-airstream põhimõtet nati maakeeli lahti seletada?). ...

Ehh, see on nüüd keeruline ülesanne, sest ma ei tea, kust otsast pihta hakata.

Pmst. on kõik tänapäeval kasutatavad mootorid turboventilaatormootorid, kus osa õhku suunatakse gaasiturbiinist mööda. Mootorid jagatakse kõrge möödavooluga ja madala (või vähese - ehk kodanik Trumm tuleb maakeelses terminoloogias jälle appi) möödavooluga mootoriteks. Tehakse seda enamasti nii, et gaasiturbiini sees on tegelikult 2 telge üksteise sees. Välimine kannab jõu turbiini kõrgsurvekontuurilt mootori kompressorile ja sisemine telg kannab jõu turbiini madalsurvekontuurilt ventilaatorile. 2 telge selle pärast, et nii on võimalik anda ventilaatorile ja turbiinile erinevad pöörlemiskiirused.

Hävitajate mootorid on reeglina madala möödavoolu suhtega mootorid, sest see annab suurema tõhususe ülehelikiirusega lennates. F135 möödavoolu suhe on 0,57:1, mis tähendab, et iga kilo õhu kohta, mis läbib gaasiturbiini liigub 0,57 kilo turbiinist mööda. Rusikareegel on see, et mida suurem on see möödavoolu suhe, seda ökonoomsem on mootor. Reisilennukitel jääb see kusagile 10:1 kanti. Parematel 12:1.

Mida antud puhul ilmselt tehakse on kolmanda kontuuri lisamine (ehk siis kolmas võll läbi mootori, mille ühes otsas on turbiin, teises ventilaator), mille möödavoolukanalit saab vajadusel avada ja sulgeda. See toob kaasa võimaluse muuta möödavoolu suhet ja tagada nii ökonoomne lend alahelikiirusel (kõrgema möödavoolusuhtega), kui ka suur kiirendus ja piisav võimsus ülehelikiirusel (madala möödavoolusuhtega). Kui see kontuur kinni pannakse, siis ilmselt jääb ventilaator siiski tööle ja seda kasutatakse gaasiturbiinis surve suurendamiseks.

Kindlasti ei ole tegemist esimese kolme võlliga mootoritega (ukrainlaste D-18T on üks selliseid, samuti Tu-160 mootor), aga hävitajatel ei tea, et oleks enne selliseid mootoreid kasutatud.

See on nüüd see, kuidas mina selle kolmanda kontuuri mõttest aru olen saanud.

Ehh, see on nüüd keeruline ülesanne, sest ma ei tea, kust otsast pihta hakata.

Suur tänu et selle vaeva siiski võtsid, polegi emakeeles nii ilusat selgitust näinud. Sai ka sõnavara parandatud. Muuhulggas oli varasemalt alati probleem bypass-ratio tõlkimisega, möödavoolu suhe kõlab takkajärgi elementaarsena

Kindlasti ei ole tegemist esimese kolme võlliga mootoritega (ukrainlaste D-18T on üks selliseid, samuti Tu-160 mootor), aga hävitajatel ei tea, et oleks enne selliseid mootoreid kasutatud.

Võibolla ma eksin, aga mulle jäi mulje, et ülalmainitud mootorid on mõnevõrra erinevad sellest, mida ameeriklased Adaptive Cycle mootoritega välja töötavad (muide ka Rolls Royce arendab brittide 6. generatsiooni hävitajale säärast).

D-18T ja NK-32 on Three Spool mootorid. Ameeriklaste XA100 ja XA101 on Three Stream mootorid, millles tundub endiselt olevat ainult 2 võlli. Vähemasti ma sain nii aru:

1. Siit General Electric XA100 videost (viidatud ajale)
2. Siit GE tutvustussaidilt
3. ja siit teadusartiklist

Seal 2. punktis viidatud saidil on üldse natuke huvitavat infot. Näiteks selgub siit videost et viidatud 30% pikema lennukauguse, 25% parema kütusekulu ja 10% võimsama tõukejõu saavutamiseks on vajalik veel temperatuuri turbiinis kõvasti tõsta. Seetõttu on XA100 turbiini-labad tehtud ikkagi keraamika-maatriks-komposiit materjalidest. See 2015. a. video, näitab kuidas neid labasid testiti F414 mootoris edukalt juba pool kümnendit tagasi.

Tootja sõnul kaaluvad CMC labad kolmandiku metall-analoogidest, taluvad kõrgemaid temperatuure ja vajavad vähem jahutust.

Gideonic kirjutas: ...
D-18T ja NK-32 on Three Spool mootorid. Ameeriklaste XA100 ja XA101 on Three Stream mootorid, millles tundub endiselt olevat ainult 2 võlli. Vähemasti ma sain nii aru:

See, kas kolmanda õhuvoolu kanali ventilaatorit käitab eraldi kolmas kontuur, või on see teise kontuuriga sama võlli küljes, on tegelikult vähetähtis. Oluline on see, et tegu on mootoritega, mille möödavoolu suhet saab muuta ning sellega kohandada seda erinevate lennurežiimide jaoks. See on minu arusaamist mööda kogu selle võimlemise point. Asja mõistmise võtmesõna on ülevoolu takistuse (spillage drag) vähendamine. Probleemi uba on selles, et gaasiturbiini õhuvõtuava on loodud selleks, et sealt mahuks läbi maksimumkogus õhku, mida turbiin võib vajada. Normaalsetel lennurežiimidel õhku nii palju ei vajata ja seetõttu voolab osa ventilaatorist kompressori poole suunatud õhust ümber mootori, mille tagajärjel hakkab gaasiturbiini õhuvõtuava tekitama takistust. Selle kolmanda õhuvoolukanaliga tahetakse tagada see, et ökonoomsetel lennurežiimidel oleks ülevoolu takistus võimalikult väike või puuduks üldse ning täisvõimsusel oleks mootoril piisavalt õhku. Viimase eesmärgi saavutamiseks pannaksegi kolmas kanal kinni ja suunatakse ventilaatorilt tulev õhk osaliselt läbi mootori.

Gideonic kirjutas: 2. Siit GE tutvustussaidilt

Näiteks selgub siit videost et viidatud 30% pikema lennukauguse, 25% parema kütusekulu ja 10% võimsama tõukejõu saavutamiseks on vajalik veel temperatuuri turbiinis kõvasti tõsta. ...

See on elementaarne. Kui suurendada olemasolevas ruumis (hävitaja mootori ümber jääb samaks) möödavoolusuhet, siis seda saab teha ainult ühel moel - vähendades gaasiturbiini läbimõõtu. See aga tähendab, et turbiin peab töötama oluliselt suurema erivõimsusega. Lisaks soovitakse veel saada võimsuselisa, mis tähendab, et põlemisgaaside temperatuur peab olema stoihhiomeetrilise põlemise lähedane. See aga tõstab temperatuurid väga kõrgele. Ma reaktiivmootoris petrooli stoihhiomeetrilise põletamise temperatuure peast ei tea. Kindlasti on tegemist 2000 kraadist kõrgemate numbritega. Tänastel gaasiturbiinidel on kütuse/õhu suhe stoihhiomeetrilisest (~16:1) ikka kaugel (50:1 kuni 130:1). Täpsustuseks veel nii palju, et jah, loomulikult toimub põlemiskambris põlemine stoihhiomeetrilise suhte lähedal, et tagada kütuse põlemiseks piisav temperatuur, kuid pärast segatakse põlemisjäägid kompressorist tuleva õhuga, et põlemisgaaside temperatuur viia TIT (Turbine Inlet Temperature - turbiini siseneva õhu) jaoks sobivale tasemele. Loomulikult tuleb selleks kasutada keraamilisi maatrikskomposiite, aga nende senise mittekasutamise põhjus pole (minu tagasihoidlikku arvamist mööda) olnud mitte niivõrd oskamatus, kuivõrd hind. Gaasiturbiini kõrgsurvekontuuri monokristalsed labad maksavad niigi moodsatel mootoritel üle 1000€-4000€ tk. Suurematel turbiinidel võib olla 90 laba ja rohkem.

Võimalik, et selles mootoris tehakse veel midagi huvitavat. Näiteks jäi mul loetust mulje, et see teist ja kolmandat õhukanalit eraldav vahesein hakkab täitma ka jahutuspinna rolli. Ainus point, mida ma sellel suudan leida, on kompressori õhu vahejahutus. Tööstuslikes gaasiturbiinides on madalsurvekontuuri ja kõrgsurvekontuuri vaheline vahejahutus tavaline. Lennunduses ma ei tea, et seda tehtaks.

Keda muidu huvitab gaasiturbiinide hingeelu, siis neile on väga sobiv kanal see: https://www.youtube.com/user/AgentJayZ/videos

Kilo Tango kirjutas:Täpsustuseks veel nii palju, et jah, loomulikult toimub põlemiskambris põlemine stoihhiomeetrilise suhte lähedal, et tagada kütuse põlemiseks piisav temperatuur, kuid pärast segatakse põlemisjäägid kompressorist tuleva õhuga, et põlemisgaaside temperatuur viia TIT (Turbine Inlet Temperature - turbiini siseneva õhu) jaoks sobivale tasemele. Loomulikult tuleb selleks kasutada keraamilisi maatrikskomposiite, aga nende senise mittekasutamise põhjus pole (minu tagasihoidlikku arvamist mööda) olnud mitte niivõrd oskamatus, kuivõrd hind. Gaasiturbiini kõrgsurvekontuuri monokristalsed labad maksavad niigi moodsatel mootoritel üle 1000€-4000€ tk. Suurematel turbiinidel võib olla 90 laba ja rohkem.

See mõte käis ka endal peast läbi, et kuidas nad selle hinna osas kliendile aksepteeritavaks kavatsevad teha, aga ju neil mingid ideed on, kui kavatsevad seda prototüübi faasist välja tuua. Võimalik ka, et USAF ongi lihsalt nõus oluilselt rohkem maksma, kuna 6. generatsiooni hävitajaid nähakse pigem sõdimas Ida-Hiina merel kui Euroopas, nagu olid nõuded F-22 loomisel. Seal on täiendavat lennuulatust väga vaja (õhujõudude lennukid ju lennukikandjatelt ei lendaja) ilma oluliselt säästlikumate mootoriteta seda väga ei tee.

Illustratsiooniks 2 pilti Google Mapsist, 3D vaates, et perspektiiv õige oleks, sama zoomiga:

Lääne-Euroopa


vs Ida-Hiina meri


Ala mis katab ära enamiku Lääne-Euroopast on näiteks ainult 2/3 teest Guami õhuväebaasini. Guamist Shanghaini on vahemaa 3,096 km, Kadenast on see külll "ainult" 817 km (mis on hävitajale ikka palju), kuid viimane jääb väga Hiina Löögiulatusse. Loomulikult saab teepeal õhus tankida, aga seda mitte siiski päris vastase ninaall.

Gideonic kirjutas:...
See mõte käis ka endal peast läbi, et kuidas nad selle hinna osas kliendile aksepteeritavaks kavatsevad teha...

Tõele au andes, arvestades tänapäevaste reaktiivmootorite hindu (F135 - $13-19 mil) ei ole väga vahet, palju need turbiinilabad maksavad seni, kuni hind jääb tuhandetesse.

Ka ei tea ma, mis otstarbel neid mootoreid siiski arendatakse. Siiani olen lähtunud eeldusest, et lähevad F-35 sisse, aga vbl. on ameeriklastel sootuks plaanis mõni J-20 sarnane interceptor. Eemalt vaadates ei teeks üks mitmeotstarbeline suurem kere paha, kuna sellega saaks lahendada mitu kärbest ühe hoobiga:
1. Ohupiirkonnas hävitajate tankimine
2. Hiina ja Venemaa kaugpommitajate ja uute vähendatud radarijäljega pommitajate tuvastamine ja kiusamine
3. Pisut uhkema pommilaadungi kohale toimetamine, kui F-22 jaksab

Hetkeseisuga USA välised ostetud/kohaletoimetatud lennukite arvud:


Air Forces Monthly 2020 ajakirjast. paar lehekülge saadav siin [PDF]