stranger267
Старожил
Я вот беру реальные цифры, а вы? Фейк о перевесе в 5 тонн, основанный на несуществующем в природе интервью?
Гадания на МС21
Drusha
From LED with love
О, так вы знаете источник реальных чисел? Срочно в студию! А то мы только догадками, да обрывками сведений. А, оказывается, в Калифорнии все уже знают
A_Z
Старожил
Там уже 49+.
Причём это масса "расчётная" - с учётом выполнения перечня мероприятий по снижению веса. Полного перечня.
А все весовики знают, что "так не бывает".
Под эту массу пустого снаряжённого и дальности считали - т.е. пересчитывали из реальных результатов тестового полёта на дальность / расходы.
SAA24
Интересующийся
Правительство спрогнозировало рост объема производства самолетов МС-21
Объем производства российских самолетов МС-21 с 2029 года должен составить 72 единицы в год, следует из распоряжения правительства, опубликованного на сайте... РИА Новости, 17.05.2024
ria.ru
G7500YUL
Местный
А вы бы не могли рассказать в чем причина такой неточности в весовом расчете? Начиная с создания суперджета вышел перевес в две тонны на таком маленьком самолете. В случае с суперджетом ведь не было импортозамещения. 4-5 тонн на самолете побольше, как МС-21. А у МС-21 еще "финальный облик" не сформирован. Или все считают правильно но дальше в дело вступают эффективные руководители и все идет как идет?
stranger267
Старожил
У МС-21 не сформированы окончательно лишь небольшая часть комплектующих. А перевесы получаются легко если считать от начального эскизного проекта. На нынешнем этапе большой разницы уже не выйдет.
A_Z
Старожил
Как говорила героиня авиационного фильма "Неподсуден", долгий это разговор - не перед полётами...
Ну, да ладно, попробую.
Непонятно, почему вы за точку отсчёта взяли именно эту машину.
Начнём с того, что перевес вечен - он был, есть и будет всегда. Вопрос лишь в его размере.
Скажем, на МиГ-29К (9.31) он оказался таким, что машина с некоторыми типовыми нагрузками просто не могла сесть на палубу - трос финишёра не выдерживал, даже "в теории".
Перевес на SSJ был ещё относительно невелик. Его "завязывал" Юрий Викторович Ивашечкин, проектант "от бога" и человек очень грамотный. Было там, дай бог памяти, меньше полутора тонн, что для массы пустого в районе 25-ти тонн вполне прилично.
Вот на Ил-112В с его в два раза меньшей Gпуст. перевес оказался в районе двадцати процентов - это анус конкретный.
Возникает он по разным причинам.
1. По проектной безграмотности.
Есть расчётный вес (то, что насчитали в весовой бригаде на стадии предварительного проектирования).
К нему нужно прибавить сколько-то процентов, и получится т.н. "вес главного конструктора" - на него считаются все ЛТХ.
Потом от расчётного отнимают сколько-то процентов - и получается "лимитный вес" - его выдают в конструкторские отделы для рабочего проектирования, и ставят клизму (из скипидара на патефонных иголках), если конструкторы выскакивают за лимит.
А когда - из большого желания получить красивые цифры на плакатах - считают ЛТХ по лимитному весу, получается то, что и получилось на МС-21.
На Ил-112В просто не отслеживали, что там наваяли в конструкторских отделах - и получили то, что получили.
2. Собственные ошибки КБ. Ошибаются все: и весовики, и прочнисты, и конструкторы.
Чилавеку свойствена ошибацца...
Скажем, на некоем неназываемом самолёте при повторно-статических испытаниях (это в просторечии называется "качать ресурс") крыло на отработке ресурса 15 тыс. циклов затрещало уже на шести. Естественно, кессон пришлось усиливать.
3. По вине смежников. Они ведь тоже любят пообещать сделать красиво - вот только получается это не всегда.
Скажем, на Су-27 электронщики притащили на борт столько избыточной массы, что машина не только потяжелела, но ещё и "превратилась в колун". Закладывали статическую устойчивость -5%, в результате получили "нейтраль" (БРЭО находится "впереди", его перевес потянул вперёд центровку машины). Как следствие - рост балансировочных потерь и уменьшение дальности (там, правда, и мотористы свинью подложили крупную). Ну, и маневренность подсадили, естественно.
Так что перевес неизбежен. Как крах капитализма.
Но когда Главный знает своё дело и не поддаётся на "политический нажим" всяких-разных руководителей, всё получается более-менее прилично.
В качестве "лирического отступления" приведу шаржированное (но не сказать, чтобы сильно
) описание процесса рабочего проектирования.Речь там шла о гипотетическом случае: что было бы, если бы на F-16 попытались перенести привод флаперона из корня крыла ближе к законцовке.
Что касается хорошего прироста - сколько весит тот привод? Не больше 30 кг. Учитывая, что там речь идёт об Ix порядка 10 000 кг*м2, вклад привода в него будет очень маленьким, даже его расположить на конце крыла
Ну, естественно - сущий пустяк.
Только к приводу "прилагаются" крепеж и элементы установки - причем там нужен "пьедестальчик" на лонжероне. Плюс тяга и качалка на флаперон (или же привод крепится шарнирно, но тогда появятся ОПС - ограниченно-подвижные соединения на трубопроводах). Плюс обтекатель привода - крыло там уже тонкое. Плюс трубопроводы с р/ж - с учетом двухкамерности привода их будет четыре штуки, а поскольку привод скоростной, то и диаметром они будут не со спичку.
Потом придет прочнист и скажет, что при перенесенном на конец крыла приводе расчетный случай "Посадка" (ЕМНИС, там ударная до 20g) требует увеличения толщины полки лонжерона - естественно, совсем на чуть-чуть.
Потом придет гидравлик и скажет, что с учетом потерь в удлиненных трубопроводах ему нужно немно-о-ожечко увеличить подачу г/насосов. Потом он придет еще раз и скажет, что с учетом увеличенной подачи сила гидроудара на переходных режимах увеличится, и надо бы сделать стенки трубопроводов потолще. Чуть-чуть.
Потом придет управленец и скажет, что нужно еще тащить к приводу жгут СДУ.
Потом придет конструктор из отдела крыла и скажет, что нужно под жгуты и трубопроводы сделать еще пару дырок в нервюрах ОЧК.
Потом придет прочнист, и скажет, что из-за этих дырок нужно бы полки нервюр сделать потолще - тоже совсем на чуть-чуть.
Потом придет другой прочнист и скажет, что одно дело - тягать флаперон у его основания, и совсем другое - тянуть его у конца, где флаперон тонкий. Из-за этого распределение нагрузок по флаперону становится неблагоприятным, и надо бы флаперон сделать попрочнее - на капелюшечку.
Потом придет аэродинамик и скажет, что из-за изменения точки приложения сил на флапероне есть риск возникновения флаттера, и нужно бы флаперон и кессон усилить. Придет прочнист и скажет, во что обойдется это усиление.
Потом придут управленец с другим аэродинамиком и скажут, что вследствие увеличения массы флаперона привод его не сможет перемещать с нужной скоростью (точнее, "разгонное" ускорение подсядет), и надо бы диаметр г/ц привода увеличить - совсем на чуть-чуть...
С какого места нужно читать вышеизложенное СНОВА, думаю, любой сообразит...
Последнее редактирование:
G7500YUL
Местный
Спасибо большое за ваше усилие в ответе на мой вопрос! Это было удовольствие читать ваше изложение.Как говорила героиня авиационного фильма "Неподсуден", долгий это разговор - не перед полётами...
Ну, да ладно, попробую.
Непонятно, почему вы за точку отсчёта взяли именно эту машину.
Начнём с того, что перевес вечен - он был, есть и будет всегда. Вопрос лишь в его размере.
Скажем, на МиГ-29К (9.31) он оказался таким, что машина с некоторыми типовыми нагрузками просто не могла сесть на палубу - трос финишёра не выдерживал, даже "в теории".
Перевес на SSJ был ещё относительно невелик. Его "завязывал" Юрий Викторович Ивашечкин, проектант "от бога" и человек очень грамотный. Было там, дай бог памяти, меньше полутора тонн, что для массы пустого в районе 25-ти тонн вполне прилично.
Вот на Ил-112В с его в два раза меньшей Gпуст. перевес оказался в районе двадцати процентов - это анус конкретный.
Возникает он по разным причинам.
1. По проектной безграмотности.
Есть расчётный вес (то, что насчитали в весовой бригаде на стадии предварительного проектирования).
К нему нужно прибавить сколько-то процентов, и получится т.н. "вес главного конструктора" - на него считаются все ЛТХ.
Потом от расчётного отнимают сколько-то процентов - и получается "лимитный вес" - его выдают в конструкторские отделы для рабочего проектирования, и ставят клизму (из скипидара на патефонных иголках), если конструкторы выскакивают за лимит.
А когда - из большого желания получить красивые цифры на плакатах - считают ЛТХ по лимитному весу, получается то, что и получилось на МС-21.
На Ил-112В просто не отслеживали, что там наваяли в конструкторских отделах - и получили то, что получили.
2. Собственные ошибки КБ. Ошибаются все: и весовики, и прочнисты, и конструкторы.
Чилавеку свойствена ошибацца...
Скажем, на некоем неназываемом самолёте при повторно-статических испытаниях (это в просторечии называется "качать ресурс") крыло на отработке ресурса 15 тыс. циклов затрещало уже на шести. Естественно, кессон пришлось усиливать.
3. По вине смежников. Они ведь тоже любят пообещать сделать красиво - вот только получается это не всегда.
Скажем, на Су-27 электронщики притащили на борт столько избыточной массы, что машина не только потяжелела, но ещё и "превратилась в колун". Закладывали статическую устойчивость -5%, в результате получили "нейтраль" (БРЭО находится "впереди", его перевес потянул вперёд центровку машины). Как следствие - рост балансировочных потерь и уменьшение дальности (там, правда, и мотористы свинью подложили крупную). Ну, и маневренность подсадили, естественно.
Так что перевес неизбежен. Как крах капитализма.
Но когда Главный знает своё дело и не поддаётся на "политический нажим" всяких-разных руководителей, всё получается более-менее прилично.
В качестве "лирического отступления" приведу шаржированное (но не сказать, чтобы сильно
Речь там шла о гипотетическом случае: что было бы, если бы на F-16 попытались перенести привод флаперона из корня крыла ближе к законцовке.
Что касается хорошего прироста - сколько весит тот привод? Не больше 30 кг. Учитывая, что там речь идёт об Ix порядка 10 000 кг*м2, вклад привода в него будет очень маленьким, даже его расположить на конце крыла
Ну, естественно - сущий пустяк.
Только к приводу "прилагаются" крепеж и элементы установки - причем там нужен "пьедестальчик" на лонжероне. Плюс тяга и качалка на флаперон (или же привод крепится шарнирно, но тогда появятся ОПС - ограниченно-подвижные соединения на трубопроводах). Плюс обтекатель привода - крыло там уже тонкое. Плюс трубопроводы с р/ж - с учетом двухкамерности привода их будет четыре штуки, а поскольку привод скоростной, то и диаметром они будут не со спичку.
Потом придет прочнист и скажет, что при перенесенном на конец крыла приводе расчетный случай "Посадка" (ЕМНИС, там ударная до 20g) требует увеличения толщины полки лонжерона - естественно, совсем на чуть-чуть.
Потом придет гидравлик и скажет, что с учетом потерь в удлиненных трубопроводах ему нужно немно-о-ожечко увеличить подачу г/насосов. Потом он придет еще раз и скажет, что с учетом увеличенной подачи сила гидроудара на переходных режимах увеличится, и надо бы сделать стенки трубопроводов потолще. Чуть-чуть.
Потом придет управленец и скажет, что нужно еще тащить к приводу жгут СДУ.
Потом придет конструктор из отдела крыла и скажет, что нужно под жгуты и трубопроводы сделать еще пару дырок в нервюрах ОЧК.
Потом придет прочнист, и скажет, что из-за этих дырок нужно бы полки нервюр сделать потолще - тоже совсем на чуть-чуть.
Потом придет другой прочнист и скажет, что одно дело - тягать флаперон у его основания, и совсем другое - тянуть его у конца, где флаперон тонкий. Из-за этого распределение нагрузок по флаперону становится неблагоприятным, и надо бы флаперон сделать попрочнее - на капелюшечку.
Потом придет аэродинамик и скажет, что из-за изменения точки приложения сил на флапероне есть риск возникновения флаттера, и нужно бы флаперон и кессон усилить. Придет прочнист и скажет, во что обойдется это усиление.
Потом придут управленец с другим аэродинамиком и скажут, что вследствие увеличения массы флаперона привод его не сможет перемещать с нужной скоростью (точнее, "разгонное" ускорение подсядет), и надо бы диаметр г/ц привода увеличить - совсем на чуть-чуть...
С какого места нужно читать вышеизложенное СНОВА, думаю, любой сообразит...
Буду рад ответить вам в будущем.
С уважением,
G7500YUL
G7500YUL
Местный
4 тонны перевеса в таком случае стало причиной снижения Макс коммерческой до 17 тонн. А вот проблема с высотностью наверное идёт со стороны двигателя. Возможно на взлетном режиме тяга и удельные расходы соответствуют ожиданиям а вот для крейсерсиких этого недостаточно. Может параметры не смогли заданные обеспечить, а может изначально это только под GTF и возможно было. От этого и малые высоты и недостаточно дальность. Тут больше двигателистам тема. Из того что я знаю, аналогичная история была с первым Challenger601. Все тоже самое было, не мог лететь на заданном эшелоне. В итоге поставили военный CF-34 с разрешения конгресса США.
Aleks W
Местный
Я бы подождал уточнений. Испытатели появляются на форуме и телеге и подкинут чего-нибудь. Всякое конечно может быть и без доступа к сводке возможно только контуры обозначить. Предваритетьно, новое крыло не должно было существенно добавить. Сухие массы (по сертификатам) ПД-14 и PW близки. Пилоны по массам тоже привязаны к двигателям. Стойки шасси - изначально "Гидромаш" был, то есть их не меняют. Это то, что "по верхам" в голову пришло. Списки к импортоозамещению тут на форуме постили, можно попробовать посмотреть и прикинуть по массе.
То есть замещают понятно много чего из систем (из недавних новостей, как я понял, материал киля тоже заменили), но будет там на 4+ тонны вместе с повышением МВМ? Подгруппа Systems в раскадровке A320 вся 4788 кг весит.
Последнее редактирование:
G7500YUL
Местный
Я все таки геометрические сравниваю с 737-9. Даже если крыло легче, пилоны, оперение и двигатель без изменений, то шасси и особенно фюзеляж это вес просто из-за геометрической разницы. Учитывая что из дизайна фюзеляжа за все время у 737 оптимизировали все что можно чтобы снизить вес а также размер дверей то МС-21 будет тяжелее 737-9.
И ещё один признак. Если бы вес у МС-21 был меньше чем у 737-9 это был бы достаточно веский довод чтобы об этом заявлять и гордится при этом имея все проблемы с интеграцией систем. Но молчание говорит скорее об обратном. Поэтому эта ветка место для дискуссии, а не новости проекта.
Предлагаете подождать? Да, подождём. А что ещё остаётся делать. Ведь до этого только так все проблемы и решали. Подождали, и проблема решена.
Последнее редактирование:
astoronny
Probatorem orbis terrarum
Kit.
Старожил
Что-то мне смутно вспоминаются какие-то игры с массами в плане того, что относить к двигателю, а что к пилону.
Aleks W
Местный
На 737 разве не дюралевое оперение? На max возможно повысили долю композитов, а на MC оперение полностью композит и стабилизатор меньшей площади. Киль визуально тоже меньше.
G7500YUL
Местный
Видел, согласен. Но все таки это относительно небольшая сборка разница в весе которых была бы заметна
Aleks W
Местный
Всё должно быть отдельно. Двигатель, пилон, крыло итп. В сухую массу двигателя не включают и кожух с реверсом.
Последнее редактирование:
Avit
Старожил
Не совсем так. Правильнее "что относить к двигателю, а что к навесному оборудованию", например, турбостартер. Но, в принципе, массы очень близки, разница в пределах 100-200 кг.
Последнее редактирование:
stranger267
Старожил
Так давно уже добавили еще 5.5 тонн так что Макс коммерческая никуда не снизилась. А проблем с высотностью никто никогда не видел, это чистейший вброс.
A_Z
Старожил
Не только перевес стал тому причиной. Есть ещё не соответствующие расчётным расходы двигателей + некоторое ухудшение аэродинамики (тоже по сравнению с ожидаемым). Так что недобор дальности получится "по совокупности".
И не до 17-ти тонн - те самые 163 пассажира дают 16300 кг. Каковая масса в графике "нагрузка-дальность" и прописана.
G7500YUL
Местный
А я помню эти бравады о том что аэродинамика у крыла МС-21 настолько прекрасная что ему даже винглеты не нужны. Поэтому все 36 метров размаха крыла использовали от нервюры до нервюры. А бороться с индуктивным сопротивлением это для таких слабаков как Боинг и Эйрбас. Это пусть они винглеты ставят.
В мире нет ни одного нового коммерческого самолёта без винглета