МС-21, обсуждение дизайна

Сводная таблица основных параметров. Эта таблица двухлетней давности. Уже думаю можно будет дополнить данные по XLR и MAX10. А220-500 не существет на данный момент. я поигрался с простым удлинением салона. Для МС-21 максимальное количество пассажиров указал в соотвествии с цифрой в сертификате типа.

Для удобства скопируйте и перетаищите ее в Excel
Ревизия Rev NC.

A220-300A220-500A319NEOA320NEOA321NEOA321XLR737-7737-8-200737-9737-10MC21-200MC21-300
WEIGHT
MRW, Maximum Ramp Weight, t
71.3​
75.9​
75.9​
79.4​
97.4​
80.512​
82.417​
88.541​
89.992​
MTOW (t)
70.9​
75.5​
75.5​
79​
97​
101​
80.285​
82.644​
88.314​
89.765​
72.56​
79.25​
MLW (t)
58.74​
62​
63.9​
67.4​
77.3​
66.043​
69.308​
74.343​
75.931​
63.1​
71.3​
MZFW (t)
57.6​
59.18​
60.3​
64.3​
73.3​
62.913​
65.952​
70.987​
72.574​
59.6​
68.1​
FUEL, Left Main Tank, l
3770​
3770​
7979.5​
7738.35​
7738.35​
FUEL, Right Main Tank, l
3770​
3770​
7979.5​
7738.35​
7738.35​
FUEL, Center Tank, l
13968​
13968​
8250​
8248​
8248​
FUEL, standard, l
21,508​
21,508​
24,209​
23,859​
23,490​
25,816​
25,816​
25,816​
25,816​
26,154​
26,154​
FUEL AUX, MAX(unusable), l
10,614​
8,484​
9,363​
13,529​
15,524​
MAX FUEL, kg, 0.8
17.21​
17.21​
19.43​
19.09​
18.79​
0.00​
20.65​
20.65​
20.65​
20.6528​
20.92​
20.92​
OEW (t)
37.08​
39.68​
42.6​
44.3​
50.1​
51.7​
43​
45.07​
48.1​
49.9​
40.7​
46.80​
Minimum Weight, t
37.2​
39.6​
46.3​
47.1​
MPLD, Maximum Payload, t
18.70​
19.50​
17.70​
20.00​
25.50​
19.91​
20.88​
22.89​
22.67​
18.90​
21.10​
FUEL @ MPLD
15.12​
16.32​
15.20​
14.70​
21.40​
101.00​
17.37​
16.69​
17.33​
17.19​
12.96​
11.35​
PLD @ MAXFUEL
53.69​
58.29​
56.07​
59.91​
78.21​
59.63​
61.99​
67.66​
69.11​
51.64​
58.33​
WEIGHT RATIOS
OEW/MTOW
0.52​
0.53​
0.56​
0.56​
0.52​
0.51​
0.54​
0.55​
0.54​
0.56​
0.56​
0.59​
MPLD/MTOW
0.26​
0.26​
0.23​
0.25​
0.26​
0.00​
0.25​
0.25​
0.26​
0.25​
0.26​
0.27​
MPLD/OEW
0.50​
0.49​
0.42​
0.45​
0.51​
0.00​
0.46​
0.46​
0.48​
0.45​
0.46​
0.45​
PAX/OEW
4.31​
4.79​
3.76​
4.40​
4.87​
4.72​
4.00​
4.66​
4.57​
4.61​
4.05​
3.74​
FuelMAX/MTOW
0.24​
0.23​
0.26​
0.24​
0.19​
0.00​
0.26​
0.25​
0.23​
0.23​
0.29​
0.26​
MLW/MTOW
0.83​
0.82​
0.85​
0.85​
0.80​
0.00​
0.82​
0.84​
0.84​
0.85​
0.87​
0.90​
OEW/Seat (t)
0.23​
0.21​
0.27​
0.23​
0.21​
0.21​
0.25​
0.21​
0.22​
0.22​
0.25​
0.27​
FUSELAGE
Fuselage diameter, m
Fuselage width, m
3.7​
3.7​
3.95​
3.95​
3.95​
3.95​
3.76​
3.76​
3.76​
3.76​
4.06​
4.06​
Fuselage height, m
3.7​
3.7​
4.14​
4.14​
4.14​
4.14​
4.025​
4.025​
4.025​
4.025​
4.06​
4.06​
Finess ratio
8.57​
9.51​
11.27​
11.27​
8.63​
10.21​
10.9​
TBA
Seats, single class (high density)
160​
190​
160​
195​
244​
244​
172​
210​
220​
230​
165​
175​
Seats abreast
5​
5​
6​
6​
6​
6​
6​
6​
6​
6​
6​
6​
Cabin Length (m)
27.5​
32.32​
23.78​
27.51​
34.44​
34.4​
26.1​
30​
32.7​
34.3​
26.5​
31.9​
Cabin width, m
3.28​
3.28​
3.7​
3.7​
3.7​
3.7​
3.53​
3.53​
3.53​
3.53​
3.81​
3.81​
Cabin Hight, m
2.13​
2.13​
2.18​
2.18​
2.18​
2.18​
2.12​
2.12​
2.12​
Aisle width, m/in0.51/200.51/200.48/190.48/190.48/190.48/190.51/200.51/200.51/200.51/200.61/240.61/24
Cabin floor area m²
84​
99.43​
82.7​
Passenger Cabin volume, m³
120​
139​
155​
155​
Cockpit volume, m³
9​
9​
9​
9​
Pressurized Fuselage Volume, m³
285​
330​
418​
Seat/area
Seat/volume
Seat/meter cabin
5.82​
5.88​
6.73​
7.09​
7.08​
7.09​
6.59​
7.00​
6.73​
6.71​
6.23​
5.49​
Passenger deplane pax/min
18​
18​
20​
20​
20​
20​
18​
18​
18​
18​
Passenger enplane pax/min
12​
12​
12​
12​
12​
12​
12​
12​
12​
12​
Aircraft Length (m)
38.7​
43.52​
33.84​
37.57​
44.51​
44.51​
35.56​
39.52​
42.16​
43.8​
36.8​
42.2​
Aircraft Height, m
11.5​
11.5​
11.76​
11.76​
11.76​
11.76​
12.3​
12.3​
12.3​
12.3​
11.5​
11.5​
WING
Wing span, m
35.1​
35.9​
35.8​
35.8​
35.8​
35.8​
35.9​
35.9​
35.9​
35.9​
35.9​
35.9​
Wing area, m²
112.3​
113.5​
122.6​
122.6​
122.4​
122.4​
127​
127​
127​
127​
138​
138​
Aspect Ratio
10.14811​
10.15​
10.15​
10.15​
1/4 chord sweep
25​
25​
25.03​
25.03​
25.03​
25.03​
MAC
Flap Span/Wing Span
0.599​
0.599​
0.599​
0.599​
VERTICAL TAIL
Area, m²
28.2​
26.44​
26.44​
26.44​
26.44​
Height, m
7.16​
7.16​
7.16​
7.16​
Rudder Area, m²
5.22​
5.22​
5.22​
5.22​
Aspect Ratio
1.94​
1.94​
1.94​
1.94​
Taper Ratio
0.271​
0.271​
0.271​
0.271​
1/4 chord sweep
35​
35​
35​
35​
HORIZONTAL TAIL
Tailplane Area, m²
36.6​
36.6​
32.78​
32.78​
32.78​
32.78​
Elevators Area, m²
6.55​
6.55​
6.55​
6.55​
Span, m
12.263​
12.263​
12.45​
12.45​
12.45​
14.35​
14.35​
14.35​
14.35​
Aspect Ratio
6.16​
6.16​
6.16​
6.16​
Taper Ratio
0.203​
0.203​
0.203​
0.203​
1/4 chord sweep
30​
30​
30​
30​
UNDERCARRIAGE
Track, m
6.73​
6.73​
7.59​
7.59​
7.59​
7.59​
5.72​
5.72​
5.72​
5.72​
Wheelbase, m
14.63​
18.7​
12.64​
16.9​
16.9​
12.6​
15.6​
17.17​
18.34​
Turning radius, m
21.76​
22.5​
24.7​
24.7​
21.6​
22.3​
22.6​
22.6​
Tail skid angular clearance, (TO/landing), deg13/1110.5/915.5/13.913.5/11.711.2/9.711/9.210/8.3
BAGGAGE/CARGO
Hold capacity, m³
31.6​
42.6​
44.3​
50.1​
32.3​
43.6​
51.3​
55.5​
34​
49​
Water volume, FWD CC, m³
12.65​
8.52​
13.28​
22.81​
12.3​
19​
23.2​
25.8​
Water volume, AFT CC, m³
14.81​
13.91​
18.26​
23.03​
20​
24.6​
28.2​
29.7​
Water volume, Bulk CC, m³n/an/a
7.51​
5.88​
5.88​
n/an/an/an/a
Max loading, FWD Cargo Comp,kg
2446​
2.268​
3.4​
5.67​
Max loading, AFT Cargo Comp, kg
2606​
3.021​
4.536​
5.67​
Rear (bulk), tn/an/a
1.497​
1.497​
0.8​
n/an/an/an/an/a
Container/pallet optionsnonoLD3-45LD3-45LD3-45LD3-45nonononono
Volume per passenger
Range, no ACT (NM)
3350​
3300​
3750​
3500​
4000​
4700​
3850​
3550​
2875​
2700​
3500​
3200​
Speed, M
0.78​
0.78​
0.82​
0.82​
0.82​
0.82​
0.79​
0.79​
0.79​
0.79​
0.79​
0.79​
LOADINGS
MAX wing Load kg/m²
631.34​
665.20​
615.82​
644.37​
792.48​
825.16​
632.17​
650.74​
695.39​
706.81​
525.80​
574.28​
POWER PLANT
Installed thrust, MAX (k lb)
46.6​
49.5​
48.8​
54​
66.22​
66​
53.58​
56.06​
58.64​
58.64​
56​
62​
Thrust/Weight Ratio0.300.300.290.310.310.300.310.300.300.350.35
Fan Diameter, m/in1.854/732.22/87.572.22/87.572.22/87.572.22/87.572.22/87.57
BPR1212.512.512.512.5111111111212
OPR5050505050404040405050
Engine typePW1524G-3PW1100GPW1100GPW1100GLEAP-1BPW1431GPW1431G
Engine weight, each, t2.1772.177
2.86​
2.86​
2.86​
2.78
2.86​
2.86​
 
Реклама
PW, GTF family

Program[a]PW1100GPW1400GPW1500GPW1900GPW1700GPW1200G
Fan Diameter81 in (206 cm), 20 blades73 in (185 cm), 18 blades56 in (142 cm), 18 blades
Bypass ratio12.5:112:112:1
Static Thrust24,000–35,000 lbf28,000–31,000 lbf19,000–23,300 lbf17,000–23,000 lbf15,000–17,000 lbf15,000 lbf
110–160 kN120–140 kN85–104 kN76–102 kN67–76 kN67 kN
CompressorAxial flow, 1 geared fan, 3 stage LPC, 8 stage HPC=2HPT-3LPTsame except 2 stage LPC
CombustorTalon-X Lean-Burn Combustor
TurbineAxial flow, 2-stage HP, 3-stage LP
ApplicationA320neo familyIrkut MC-21A220 familyE-Jet E2 190/195E-Jet E2 175SpaceJet M90/M100
Service entry2016/01/2520212016/07/152018/04/2420212021
Type Certificate Data sheet
Length


[a] The first digit of the program or model number indicates the generation (1 for this engine family). The second digit represents the customer (1 for Airbus, 2 for Mitsubishi, 4 for Irkut, and 5 for ex-Bombardier). The last two digits denote the nominal thrust in kilopounds of a model. (The digits "00" just represent the overall engine program, not a particular thrust model.) The suffix "G" indicates a geared turbofan engine
fan spinner face to aft flange
 
GE, LEAP engines

ModelLEAP-1ALEAP-1BLEAP-1C
ConfigurationTwin-spool, high bypass turbofan
Compressor1 fan, 3-stage LP, 10-stage HP
CombustorSecond generation Twin-Annular, Pre-Mixing Swirler Combustor (TAPS II)
Turbine2-stage HP, 7-stage (-1B: 5-stage) LP
Bypass ratio[53]11:19:111:1
OPR40:1[53] (50:1, Top-of-Climb)
Cruise TSFC0.51 lb/lbf/h (14.4 g/kN/s)0.53 lb/lbf/h (15.0 g/kN/s)0.51 lb/lbf/h (14.4 g/kN/s)
Fan diameter78 in (198 cm)69.4 in (176 cm)77 in (196 cm)[57]
Length3.328 m (131.0 in)


VariantTake-Off ThrustMax. Continuous
-1C30137.14 kN (30,830 lbf)133.22 kN (29,950 lbf)
-1C28129.98 kN (29,220 lbf)127.93 kN (28,760 lbf)
-1B28130.41 kN (29,320 lbf)127.62 kN (28,690 lbf)
-1B27124.71 kN (28,040 lbf)121.31 kN (27,270 lbf)
-1B25119.15 kN (26,790 lbf)115.47 kN (25,960 lbf)
-1A30, 32, 33, 35A143.05 kN (32,160 lbf)140.96 kN (31,690 lbf)
-1A26120.64 kN (27,120 lbf)118.68 kN (26,680 lbf)
-1A24106.80 kN (24,010 lbf)106.76 kN (24,000 lbf)
-1A23106.80 kN (24,010 lbf)104.58 kN (23,510 lbf)
 
ODK

ModelPD-14APD-14PD-14M
ApplicationMC-21-200, A-40MC-21-310MC-21-400
Configuration
Compressor1 fan + 3-stage LP + 8-stage HP1 fan + 4 LP + 8 HP
Combustor
Turbine2-stage HP + 6-stage LP
Bypass ratio[53]
8.6​
8.5​
7.2​
OPR
38​
41​
46​
TSFC, lb/lbf/h
0.506​
0.526​
Fan diameter1,900 mm (75 in)1,900 mm (75 in)1,900 mm (75 in)
Length
Max. Width
Max. Height
Dry weight, kg
2870​
2870​
2970​
Power Plant weight
3780​
Max. Take-Off thrust, kgf12.5 tf (27,600 lbf)
14000​
15.6 tf (34,400 lbf)
Thrust on cruising mode (Н=11 km, М=0.8), kgf
Thrust-to-weight ratio
4.36​
4.88​
5.25​

 
Таблицестроение есть занятие увлекательное, спору нет!
...и скрупулезное приведение ссылок может только приветствоваться...
Дизайн (таблиц) тоже красив.

Но вот не надо никаких ссылок, чтобы понять, что по двигателю ПД-14 цифры в таблице есть сомнительные... весьма.
Вот это LEAP c двухконтурностью 9, максимальной степенью повышения давления 50 и удельным расходом 0.53...
Вот наш ПД с двухконтурностью 8.5, максимальной степенью повышения давления 41 и удельным расходом 0.506...
Любой более-менее понимающий двигателист скажет, что этого не может быть, потому что этого не может быть никогда.
Чтобы дискутировать дальше, Вам придется рассматривать следующие возможности и доказывать какие-то из них:
1) КПД узлов ПД-14 очень-очень значительно превосходят таковые у LEAP-а.
2) Удельный расход представлен в разных форматах - у кого-то какие-то потери включены, а у кого-то нет.
3) Кто-то просто перезаявляет (в лучшую сторону) свои удельные расходы, а кто-то вообще "свистит".
При этом Вам придется бороться с упорными слухами, что дальность МС-21 с ПД на 10% меньше чем с PW (а говорят,что и не на 10%)...

Я не представляю, какие источники или руководящие документы Вам в этом могут помочь.
Я "сунулся" буквально в значения двух параметров, которые я понимаю, и это не диаметры заклепок - это ключевые величины.
После этого "сувания" доверия к любым другим цифирям из таблиц у меня в принципе быть не может.
 
Таблицестроение есть занятие увлекательное, спору нет!
...и скрупулезное приведение ссылок может только приветствоваться...
Дизайн (таблиц) тоже красив.

Но вот не надо никаких ссылок, чтобы понять, что по двигателю ПД-14 цифры в таблице есть сомнительные... весьма.
Вот это LEAP c двухконтурностью 9, максимальной степенью повышения давления 50 и удельным расходом 0.53...
Вот наш ПД с двухконтурностью 8.5, максимальной степенью повышения давления 41 и удельным расходом 0.506...
Любой более-менее понимающий двигателист скажет, что этого не может быть, потому что этого не может быть никогда.
Чтобы дискутировать дальше, Вам придется рассматривать следующие возможности и доказывать какие-то из них:
1) КПД узлов ПД-14 очень-очень значительно превосходят таковые у LEAP-а.
2) Удельный расход представлен в разных форматах - у кого-то какие-то потери включены, а у кого-то нет.
3) Кто-то просто перезаявляет (в лучшую сторону) свои удельные расходы, а кто-то вообще "свистит".
При этом Вам придется бороться с упорными слухами, что дальность МС-21 с ПД на 10% меньше чем с PW (а говорят,что и не на 10%)...

Я не представляю, какие источники или руководящие документы Вам в этом могут помочь.
Я "сунулся" буквально в значения двух параметров, которые я понимаю, и это не диаметры заклепок - это ключевые величины.
После этого "сувания" доверия к любым другим цифирям из таблиц у меня в принципе быть не может.
Я выложил из своих загашников что имел. От себя ничего не добавлял. Да и двигатели я добавил чтобы все было как говорится в одном месте. а удельные расходы я даже не знаю для тех двигателей на которых работаю. это вообще самая большая тайна. есть цифры из тех заданий, результаты стендовых испытаний. а высотно скоростные режимы и крейсерские сразу загруженны в компьютер.

А я так думал LEAP это лучшее что сейчас есть в классе. это субъективно конечно. Pasport20 (младший брат) выглядит лучше чем новый RR Pearl.
 
На сайте Яковлева сейчас цифра коммерческой загрузки 21300 кг.
МВМ, со слов В. Нарышкина (главный конструктор) будет 85 тонн.
Цифры 21100 кг ПН и 79.24 тонн MTOW уже не актуальны.
 
Последнее редактирование:
Я когда смотрю на расположение крыла и что-то немогу понять мне не выглядит как на других самолетах. Можно вычислить САХ крыла и ГО, определить плечою Все равно как то выглядит что крыло вперед по длине физеляжа. 737-9 с разницей в 4 см по длине. я наложил проекции для сравнения. это крыло вперед также поджимает угол при посадке и отрыве. что-то я упускаю

 
На сайте Яковлева сейчас цифра коммерческой загрузки 21300 кг.
МВМ, со слов В. Нарышкина (главный конструктор) будет 85 тонн. Я постил ссылку на его интервью не так давно.
Цифры 21000 кг и 79 тонн MTOW уже скорее всего не актуальны.
Ого! коммерческая загрузка с изначальных 21.1 изменилась до 21.3. MLW с 71.3 увеличился 73.5 - это и есть две "лишние" тонны в весе конструкции? изначало макс дальность 5900 при 163 РАХ. сейчас указано 5100км при какой нагрузке неизвестно. И как связать изменения MTOW с 79.25 до 85т 5.75 тонн - 5 тонн это доп топливо?

увеличение MTOW говорит о том что проблемы с прочностью крыла решены, удельная нагрузка на крыло увеличилась 574.28 до 615.94 кг/м2
 
Реклама
Увеличенный взлетный вес требует более энергоемких тормозов, более высокие скорости на разбеге, соответсвенно более нагруженные шины, а также добавленный вес в конструкцию крыла и стоек шасси исходя из условий прочности. Дополнительный вес для "обслуживания" дополнительного весаю Ну и конечно требует увеличение взлетной тяги
 
G7500YUL, прошу прощения, за свой оффтопный вопрос. А не Вы ли, как то создавали тут ветку "Авиарегулятор БРИКС" (с таким же обсуждением вопросов:))?
 
увеличение MTOW говорит о том что проблемы с прочностью крыла решены,..
:) :) :)
Увеличение MTOW говорит лишь о том, что в заданную по ТЗ массу пустого не уложились.
Что там с прочностью (усталостной) крыла - лучше не уточнять...
 
:) :) :)
Увеличение MTOW говорит лишь о том, что в заданную по ТЗ массу пустого не уложились.
Что там с прочностью (усталостной) крыла - лучше не уточнять...
Поправьте меня если я ошибаюсь, у МС-21 лонжероны и панели композитные. Только нервюры из металла. У композита нет усталости, в отличие от металла. Надо будет крыло отдельно разбирать, что хотели и что стало...
 
У композита нет усталости, в отличие от металла.
Это неверный и опасный стереотип.
Есть.
Другой физической природы, со своими особенностями, но есть у любого вида композита...
Просто мы еще не слишком много и хорошо знаем о длительной эксплуатации композитов - металлы за тысячи лет выучили лучше...
...вот и ныряем в "клубочках ниток" к Титанику...
 
Это неверный и опасный стереотип.
Есть.
Другой физической природы, со своими особенностями, но есть у любого вида композита...
Просто мы еще не слишком много и хорошо знаем о длительной эксплуатации композитов - металлы за тысячи лет выучили лучше...
...вот и ныряем в "клубочках ниток" к Титанику...
я читал что при испытании Б787 провели 120тыс циклов нагружения. дальше не стали сославшись на нецелесообразность. мы сейчас обсуждаем первое поколение композитов применяемых массово в гражданской авиации. Где-то в цифрах дизайнеров и экономистов композиты выглядят пердпочтительно. для производства это кошмар. Я работал Shorts Bros. на CSeries. Хоть крыло и удобное для работы внутри, нижнюю поверхность я выстилал мягким. если инструмент упал железом о поверхность - NDT надо. Кто-то поставил зажим на стрингеры, сняли зажимы - вмятины остались, NDT and stress eng надо. А если болт торчит наружу то выбивать его и sleeve и делать более глубокий countersink. Короче, если с первой попытки не попал как надо правильно, переделка сложнее чем на металле
 
Реклама
Назад