Где именно?
Проблема была не в неверно спроектированном узле, а в нарушении технологии сборки на местах.
Тут уже обсуждали этот узел еще в 2013 году.
Где именно?Вы сами себе противоречите.
| PARAMETER | A320NEO | 737-8-200 | 737-9 | 737-10 | Yak-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 Ratio | 0.31 | 0.31 | 0.30 | 0.30 | 0.33* | 0.29 |
Это несомненно в анналы!С высотой двигателю пожалуй работать легче, температура падает, и давление. Соответственно нагрузка на узлы от этого снижается.
Ты попробуй разобраться в задачке а потом ужк куда угодноЭто несомненно в анналы!
Самая большая проблема - в "если самолет перевозит 170" - это высосано Айгуль из пальца.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
А что в ней разбираться - есть понятие "высотно-скоростные характеристики", и есть закономерности изменения основных показателей двигателя в зависимости от Н и V.Ты попробуй разобраться в задачке а потом ужк куда угодно
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.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.
Почему "предельные"? Крейсерские.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.
А с чем ещё они могут быть связаны, как не с двигателем?Так что ограничения по высоте ЕСЛИ ТАКИЕ СУЩЕСТВУЮТ не связаны с двигателем.
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.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.
Вы и вправду закончили авиационное учебное заведение и работаете на Бомбардье?Ты попробуй разобраться в задачке а потом ужк куда угодно
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.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.
О каком самолёте речь? Вроде уже тыщу раз говорили, что МС-21-310РУС пока ещё не существует в природе.Я пытаюсь понять что такого происходит с самолетом что он не может лететь выше 7км.
А что 21-му ещё 10 тонн МВМ уже накинули?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
Это кто вам сказал?Я думал ПД-14 может выдавать больше чем 14 тонн.
На форуме есть ветка, там человек регулярно выкладывает треки.из текущих трендов можно узнать на какой высоте летают борта на ПД-14?
Проблема не в том чего я не слышал, а в том что для МС-21 мы их до сих пор не знаемЕсли человек не слышал про кривые потребных и располагаемых тяг, то сомневаюсь что ваш ликбез поможет.
Можно, наверное.А из текущих трендов можно узнать на какой высоте летают борта на ПД-14?
Конечно, нет.А можно в сертификате типа ПД-14 найти эксплуатационные диапазоны работы?
Может. Но недолго.Я думал ПД-14 может выдавать больше чем 14 тонн.
Не надо столь безудержно фантазировать.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.
Вам так сильно хочется опровергнуть то, что в опровержении и не нуждается (в силу явной ошибочности)?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
Все данные от производителей двигателя идут, на земле, на месте без одбора. Поэтому критерий сравнения одинаков. Тяговооруженность отношение располагаемой тяги к весу самолетаМожно, 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)?
Да неужели?Тяговооруженность отношение располагаемой тяги к весу самолета
И какое отношение этот показатель имеет к высоте полёта, которую вы пытаетесь обсуждать?28/85= 0.33
Так у "слуг народа" бред скучный / унылый.Помлему здесь на форуме мной сказанное цитируется и обсуждается больше чем то что говорят слуги народа
Вот так скажут пилоту, что у него тяговооруженность больше единицы...Да неужели?