МС-21, обсуждение дизайна

Реклама
PARAMETERA320NEO737-8-200737-9737-10Yak-242*TU-214
WEIGHT
MTOW (t)
79​
82.644​
88.314​
89.765​
85​
110.75​
MLW (t)
67.4​
69.308​
74.343​
75.931​
75​
93​
MZFW (t)
64.3​
65.952​
70.987​
72.574​
69.80​
86​
MAX FUEL, t, 0.8
19.09​
20.65​
20.65​
20.6528​
20.92​
35.71​
OEW (t)
44.3​
45.07​
48.1​
49.9​
49.50​
60.80​
MPLD, Maximum Payload, t
20.00​
20.88​
22.89​
22.67​
20.30​
25.20​
FUEL @ MPLD
14.70​
16.69​
17.33​
17.19​
15.2​
24.75​
PLD @ MAXFUEL
15.61​
16.92​
19.56​
69.11​
14.58​
14.24​
WEIGHT RATIOS
OEW/MTOW
0.56​
0.55​
0.54​
0.56​
0.61​
0.55​
MPLD/MTOW
0.25​
0.25​
0.26​
0.25​
0.25​
0.23​
MPLD/OEW
0.45​
0.46​
0.48​
0.45​
0.41​
0.41​
FuelMAX/MTOW
0.24​
0.25​
0.23​
0.23​
0.25​
0.32​
MLW/MTOW
0.85​
0.84​
0.84​
0.85​
0.86​
0.84​
OEW/Seat (t)
0.23​
0.21​
0.22​
0.22​
0.25​
0.29​
FUSELAGE
Seats, single class (high density)
195​
210​
220​
230​
200**​
210​
Seats abreast
6​
6​
6​
6​
6​
6​
Cabin Length (m)
27.51​
30​
32.7​
34.3​
31.9​
31.9​
Cabin width, m
3.7​
3.53​
3.53​
3.53​
3.81​
3.56​
LOADINGS
MAX wing Load kg/m²
644.37​
650.74​
695.39​
706.81​
615.94​
607.18​
POWER PLANT
Installed thrust, MAX (k lb)
54​
56.06​
58.64​
58.64​
61.84*
70.55​
Thrust/Weight Ratio0.310.310.300.300.33*0.29
 
Самая большая проблема в этом самолете это не только вес но и фюзеляж. Если самолет перевозит 170 пассажиров ему не нужен фюзеляж для перевозки 210 пасажиров. Даже если перевозить менее 200 пасажировне нужно иметь меньше аварийных выходов и соответсвенно лишнего веса. То есть внутри себя он будет возить воздух. Могли бы хотя бы укоротить фюзеляж раз сразу решили возить 170.

Я предположу что МС-21 размерами с 737-9 все-таки может весить немного тяжелее него и скажем быть на уровне 737-10 впервую очередь из-за диаметра фюзеляжа. Даже красивая цифра в 85 тонн не является проверенной а еще одна из серии обещаний. И вес пустого МС-21 может превысить вес 737-10.

Малая дальность обусловлена недостаточным количеством топлива при максимальной загрузке. Что смущает сильно так это попрежнему низкая нагрузка на крыло и заявленная высота полета в 7 км.
Если проблема в крыле и нагрузку на крыло занижают то я не вижу проблем летать выше 12 км. Проблемы с малой высотой на начальном участке полета возникают только у А321-НЕО с нагрузкой на крыло 850 кг/м2. Так что это не вес. Даже если самолет изначально тяжелый в начале полета, к середине полета вес уменьшается и надо забираться на как можно большую высоту. На 7ми километрах расход бешенный.

Поэтому либо такой проблемы нет, либо проблема в чем то другом.

С высотой падает давление и температура. Что то из этих двух причин не дает летать выше 7км. Не знаю что предположить - могут быть проблемы с двигателем или прочностью фюзеляжа?

С высотой двигателю пожалуй работать легче, температура падает, и давление. Соответственно нагрузка на узлы от этого снижается.

Остается фюзеляж. А на фюзеляже должны были импортозамещать обшивку. Вопрос почему сейчас летают высоко - ответ, обшивка стоит импортная на ранних комплектах.

А может это все утка с семью километрами и это просто троллинг.
 
Последнее редактирование:
Самая большая проблема в этом самолете это не только вес но и фюзеляж. Если самолет перевозит 170 пассажиров ему не нужен фюзеляж для перевозки 210
Самая большая проблема - в "если самолет перевозит 170" - это высосано Айгуль из пальца.
 
Ты попробуй разобраться в задачке а потом ужк куда угодно
А что в ней разбираться - есть понятие "высотно-скоростные характеристики", и есть закономерности изменения основных показателей двигателя в зависимости от Н и V.
Правда, никогда не сталкивался с фразой "двигателю работать легче" - и не могу понять, что она означает. :)
 
А что в ней разбираться - есть понятие "высотно-скоростные характеристики", и есть закономерности изменения основных показателей двигателя в зависимости от Н и V.
Правда, никогда не сталкивался с фразой "двигателю работать легче" - и не могу понять, что она означает. :)
Если вы знаете характеристики работы двигателя то это хорошо, считайте что этоа фраза не для вас. Я пытаюсь понять что такого происходит с самолетом что он не может лететь выше 7км. Предельные режимы работы двигателя на земле из-за более высокого давления и тмереатуры. Ограничения в первую очередь это температура перед СА 1й ступени. С набором высоты Тг и Пк падают. Так что ограничения по высоте ЕСЛИ ТАКИЕ СУЩЕСТВУЮТ не связаны с двигателем.
 
Если вы знаете характеристики работы двигателя то это хорошо, считайте что этоа фраза не для вас. Я пытаюсь понять что такого происходит с самолетом что он не может лететь выше 7км. Предельные режимы работы двигателя на земле из-за более высокого давления и тмереатуры.
Почему "предельные"? Крейсерские.

Насколько я в этом ничего не понимаю, "может летать выше xxx" не означает "будет летать выше xxx в коммерческой эксплуатации".
 
Так что ограничения по высоте ЕСЛИ ТАКИЕ СУЩЕСТВУЮТ не связаны с двигателем.
А с чем ещё они могут быть связаны, как не с двигателем?

С ростом высоты (и при сохранении скорости) тяга двигателя падает - это, как мне казалось, общеизвестно.
Надеюсь, вы не думаете, что ПД-14 может выдавать "табличные" 14 тонн тяги на любой высоте? :)

Падает также величина подъёмной силы - ибо она пропорциональна плотности воздуха. То есть хочешь держаться на большей высоте - увеличивай скорость.
Или увеличивай угол атаки - но он тоже имеет предел.

Таким образом, при постоянном полётном весе с ростом высоты наступает момент, когда а/д сопротивление самолёта (при скорости, необходимой для горизонтального полёта) равно тяге двигателя. И всё - выше уже не подняться.
 
Реклама
А с чем ещё они могут быть связаны, как не с двигателем?

С ростом высоты (и при сохранении скорости) тяга двигателя падает - это, как мне казалось, общеизвестно.
Надеюсь, вы не думаете, что ПД-14 может выдавать "табличные" 14 тонн тяги на любой высоте? :)

Падает также величина подъёмной силы - ибо она пропорциональна плотности воздуха. То есть хочешь держаться на большей высоте - увеличивай скорость.
Таким образом, при постоянном полётном весе с ростом высоты наступает момент, когда а/д сопротивление самолёта (при скорости, необходимой для горизонтального полёта) равно тяге двигателя. И всё - выше уже не подняться.
А из текущих трендов можно узнать на какой высоте летают борта на ПД-14? А можно в сертификате типа ПД-14 найти эксплуатационные диапазоны работы? Я думал ПД-14 может выдавать больше чем 14 тонн. Если использовать текущий коэффициент тяговооруженности .33 который минимум на 10 процентов выше чем у аналогов потребная тяга на взлетном режиме составляет 14.2 тонны на двигатель.

Из цифр я не пойму почему при таком размере крыла и заявлений тяге двигателя самолёт со взлетным весом 95 тонн не может достичь крейсерский потолок 12 км. Не говоря уже про 85 тонн взлетных
 
А с чем ещё они могут быть связаны, как не с двигателем?

С ростом высоты (и при сохранении скорости) тяга двигателя падает - это, как мне казалось, общеизвестно.
Надеюсь, вы не думаете, что ПД-14 может выдавать "табличные" 14 тонн тяги на любой высоте? :)

Падает также величина подъёмной силы - ибо она пропорциональна плотности воздуха. То есть хочешь держаться на большей высоте - увеличивай скорость.
Или увеличивай угол атаки - но он тоже имеет предел.

Таким образом, при постоянном полётном весе с ростом высоты наступает момент, когда а/д сопротивление самолёта (при скорости, необходимой для горизонтального полёта) равно тяге двигателя. И всё - выше уже не подняться.
Сделать перепрофилировку крыла, изменить крутку или углы установки.
 
А с чем ещё они могут быть связаны, как не с двигателем?

С ростом высоты (и при сохранении скорости) тяга двигателя падает - это, как мне казалось, общеизвестно.
Надеюсь, вы не думаете, что ПД-14 может выдавать "табличные" 14 тонн тяги на любой высоте? :)

Падает также величина подъёмной силы - ибо она пропорциональна плотности воздуха. То есть хочешь держаться на большей высоте - увеличивай скорость.
Или увеличивай угол атаки - но он тоже имеет предел.

Таким образом, при постоянном полётном весе с ростом высоты наступает момент, когда а/д сопротивление самолёта (при скорости, необходимой для горизонтального полёта) равно тяге двигателя. И всё - выше уже не подняться.
Если человек не слышал про кривые потребных и располагаемых тяг, то сомневаюсь что ваш ликбез поможет.
 
Я пытаюсь понять что такого происходит с самолетом что он не может лететь выше 7км.
О каком самолёте речь? Вроде уже тыщу раз говорили, что МС-21-310РУС пока ещё не существует в природе.
почему при таком размере крыла и заявлений тяге двигателя самолёт со взлетным весом 95 тонн не может достичь крейсерский потолок 12 км. Не говоря уже про 85 тонн взлетных
А что 21-му ещё 10 тонн МВМ уже накинули? :oops:
Я думал ПД-14 может выдавать больше чем 14 тонн.
Это кто вам сказал?
из текущих трендов можно узнать на какой высоте летают борта на ПД-14?
На форуме есть ветка, там человек регулярно выкладывает треки.
 
Если человек не слышал про кривые потребных и располагаемых тяг, то сомневаюсь что ваш ликбез поможет.
Проблема не в том чего я не слышал, а в том что для МС-21 мы их до сих пор не знаем
Что вы тут из меня проблему делаете:)
Я вам сладких песен не пою и ничего не обещаю
 
А из текущих трендов можно узнать на какой высоте летают борта на ПД-14?
Можно, наверное.
Только с каким полётным весом они летают узнать не получится. :)

А можно в сертификате типа ПД-14 найти эксплуатационные диапазоны работы?
Конечно, нет. :)

Я думал ПД-14 может выдавать больше чем 14 тонн.
Может. Но недолго. :)
Я как-то в ЦИАМе спросил: "А можно из этого движка выжать Х лошадиных сил?"
Мне ответили: "Можно. Весь вопрос в том, за сколько времени вы хотите этот движок сжечь". :)

Если использовать текущий коэффициент тяговооруженности .33 который минимум на 10 процентов выше чем у аналогов потребная тяга на взлетном режиме составляет 14.2 тонны на двигатель.
Не надо столь безудержно фантазировать.
Откуда вы этот "коэффициент тяговооружённости 33" взяли?
В КДСТ указано 14 тонн. И учтите, что это стендовая тяга - без учёта потерь в в/з и отбора воздуха в СКВ.

Из цифр я не пойму почему при таком размере крыла и заявлений тяге двигателя самолёт со взлетным весом 95 тонн не может достичь крейсерский потолок 12 км. Не говоря уже про 85 тонн взлетных
Вам так сильно хочется опровергнуть то, что в опровержении и не нуждается (в силу явной ошибочности)? :)
 
Можно, наверное.
Только с каким полётным весом они летают узнать не получится. :)


Конечно, нет. :)


Может. Но недолго. :)
Я как-то в ЦИАМе спросил: "А можно из этого движка выжать Х лошадиных сил?"
Мне ответили: "Можно. Весь вопрос в том, за сколько времени вы хотите этот движок сжечь". :)


Не надо столь безудержно фантазировать.
Откуда вы этот "коэффициент тяговооружённости 33" взяли?
В КДСТ указано 14 тонн. И учтите, что это стендовая тяга - без учёта потерь в в/з и отбора воздуха в СКВ.


Вам так сильно хочется опровергнуть то, что в опровержении и не нуждается (в силу явной ошибочности)? :)
Все данные от производителей двигателя идут, на земле, на месте без одбора. Поэтому критерий сравнения одинаков. Тяговооруженность отношение располагаемой тяги к весу самолета
28/85= 0.33

Помлему здесь на форуме мной сказанное цитируется и обсуждается больше чем то что говорят слуги народа 😀
Позориться так позориться!
 
Тяговооруженность отношение располагаемой тяги к весу самолета
Да неужели? :)

И какое отношение этот показатель имеет к высоте полёта, которую вы пытаетесь обсуждать? :)

Помлему здесь на форуме мной сказанное цитируется и обсуждается больше чем то что говорят слуги народа 😀
Так у "слуг народа" бред скучный / унылый. :)
 
Реклама
Назад