МС-21 - обсуждение, санкции, конкуренты

[AlexAlex123]

Сколько , сколько ? Вы как считаете ?

выше же описывал, как я очень поверхностную оценку делаю) 85 тонн на эшелоне (тут правда предлагают вычесть пару тонн на то, чтобы туда добраться, что, пожалуй, корректно) делим на аэродинамическое качество, положим 19 (а что-то мне кажется что при макс массе и при мин массе оно может и поменьше быть), получаем 4.47 тонны тяги нужно просто чтобы ровно лететь. Суммарная тяга обоих двигателей (возьмем каталожные 2.4 тонны на движок) 4.8 тонны. Значит в запасе у нас 330кг тяги с обоих двигателей, в частности на маневры по высоте, нисходящие потоки воздуха (до 1м/с видимо), и прочее (я не знаю что).

 

[AlexAlex123]

Разве сложно самому сравнить с аналогичным самолетом , к примеру , Airbus A321, 220 рах , MTOW=97,7 т , двигатели PW-1133G-JM с макс тягой 14, 8т Х2= 29,6 т и тяговооруженностью 0,307. При такой же тяговооруженности МС-21-310 должен иметь MTOW=94 т . Проблемы у МС-21-310 не с перетяжеленностью , а с с излишней тяговооруженностью )

Не учитываете вы, что на эшелоне при одинаковой статической тяге PW будет на 7% тяговитей (из каталожных характеристик двигателей PW и ПД для МС-21).
Не учитываете, что при 85 тоннах и двигателей по 14 тонн потребная длина ВПП около 2700метров, и с ростом взлетной массы разбег растет, если очень грубо, то где-то между квадратично и кубически, так что при 94 тоннах взлетной взлетать он сможет безопасно лишь с небольшого числа ВПП имеющихся в РФ лишь в нескольких городах.

 

[astoronny]

Не учитываете вы, что на эшелоне при одинаковой статической тяге PW будет на 7% тяговитей (из каталожных характеристик двигателей PW и ПД для МС-21).

А вот это для меня уже загадка!
Разве ТЗ на двигатели не было одинаковым?!

 

[AlexAlex123]

А вот это для меня уже загадка!
Разве ТЗ на двигатели не было одинаковым?!

да наверное было, но PW сделал больше, что наверное не запрещалось. Возможно на Эирбас там еще больше.
Я так-то могу ошибаться, но видел каталожные данные тяги на эшелоне - 2.4 тонны у ПД, и 2.6 тонны у PW.

 

[astoronny]

да наверное было, но PW сделал больше, что наверное не запрещалось. Возможно на Эирбас там еще больше.
Я так-то могу ошибаться, но видел каталожные данные тяги на эшелоне - 2.4 тонны у ПД, и 2.6 тонны у PW.

...то есть поставил "переразмеренный двигатель", но в требуемые веса уложился
Но 8% превышения на эшелоне - это очень большая разница!
Гипотеза - разработчики ТЗ ориентировались на "возможности" Перми, поэтому для заокеанских требования оказались "мягкими"...

 

[AlexAlex123]

...то есть поставил "переразмеренный двигатель", но в требуемые веса уложился
Гипотеза - разработчики ТЗ ориентировались на "возможности" Перми, поэтому для заокеанских требования оказались "мягкими"...

Я склонен думать, PW разрабатывали двигатель под крыло A320xNeo, тогда как Пермские моторы под крыло МС-21, потому соотношение статической тяги к тяге на эшелоне оказалось несколько различным.

Но 8% превышения на эшелоне - это очень большая разница!

В ином случае получилось бы на 8% меньше взлетной тяги, что совсем плохо.
Кстати может из-за этих +8% (как итог меньше степень сжатия) кто-то помнится и говорил, что экономические показатели получаются равные с ПД-14.

 

[Посторонним В]

А почему такая разница? Ведь степень двухконтурности ПД меньше, чем PW – ЕМНИП 8 vs 12, а тяга на высоте относительно статической с её ростом падает больше?..

 

[AlexAlex123]

А почему такая разница? Ведь степень двухконтурности ПД меньше, чем PW – ЕМНИП 8 vs 12, а тяга на высоте относительно статической с её ростом падает больше?..

Задавался этим вопросом давно давно. Пришел к выводу, что PW нужно было сделать характеристики двигателя под крыло A32xNeo, вероятно конфигурацию двигателя, и лопаток в частности, под это и сделали.

В теории - больше двухконтурность - больше соотношение статической тяги на земле к тяге на эшелоне. Но наверное чем-то и как-то еще можно на это влиять.

 

[stranger267]

уже ходили в эту полемику 20 раз , м б хватит уже ..

Да нет избыточных 6 тонн, и это давно уже выяснили и обсудили.

 

[astoronny]

В ином случае получилось бы на 8% меньше взлетной тяги, что совсем плохо.

Ни в коем случае.
Для двигателей с большой двухконтурностью всегда определяющим является крейсерские условия.
У PW двухконтурность гораздо выше, следовательно сейчас они "режут" на земле гораздо больше, чем 8% (или поддерживают до кто знает какой высокой жары).
Следвательно, если бы их размерность была на 8% меньше, у них все равно был бы запас по максимальной земной температуре газа.

 

[Ту-155]

а что-то мне кажется что при макс массе и при мин массе оно может и поменьше быть

А каким образом К зависит от массы?

 

[tango]

Задавался этим вопросом давно давно. Пришел к выводу, что PW нужно было сделать характеристики двигателя под крыло A32xNeo, вероятно конфигурацию двигателя, и лопаток в частности, под это и сделали.

В теории - больше двухконтурность - больше соотношение статической тяги на земле к тяге на эшелоне. Но наверное чем-то и как-то еще можно на это влиять.

Оставьте свои выводы при себе , у вас в корне не правильные расчеты из за неверных данных. В который раз вам указывают на это , но вы упорно тащите их сюда )

Не учитываете, что при 85 тоннах и двигателей по 14 тонн потребная длина ВПП около 2700метров, и с ростом взлетной массы разбег растет, если очень грубо, то где-то между квадратично и кубически, так что при 94 тоннах взлетной взлетать он сможет безопасно

Объясните тогда , как А321 при 97,7 тоннах и двигателях 14,8 тонн взлетает ?) С вашими расчетами ему нужно ВПП больше 4,5 км ...Я уже молчу про А321XLR с MTOW= 101 т , с теми же двигателями 14,8 тонн.)

 

[A.F.]

Объясните тогда , как А321 при 97,7 тоннах и двигателях 14,8 тонн взлетает ?)

Есть подозрение, что мы чего-то все же не знаем или не понимаем про тягу двигателей для тяжелых версий А321.
Уже по-моему приводил табличку из актуального ЕАСАвского сертификата типа на ЛИПы, но повторю:

Что мы видим? 5-минутная взлетная тяга у модификаций А30, А32, А33 и А35 с разными буквами (с буквами Х - это как раз версии для самых тяжелых XLR) по сертификату типа одинакова, хотя даже само обозначение этих модификаций этому противоречит (у А30 должна быть порядка 13,6 тс, у А32 - порядка 14,5 тс, у А33 - порядка 15,0 тс и у А35 - порядка 15,9 тс). По тяге на максимальном продолжительном режиме и вовсе бред: у самых мощных моторов для XLRов она и вовсе меньше, чем даже у А26 и А29. В американском сертификате от FAA цифры аналогичные. И по наиболее мощным праттам тоже ситуация похожая.
Предполагаю: в сертификате типа указана некая абстрактная "сертифицированная" взлетная тяга, а по факту благодаря настройкам ФАДЕКов для каждой из этих модификаций имеются и другие (бОльшие) значения тяги (ну там, например, как у некоторых наших сегодняшних ТРДД - "повышенный взлетный", "максимальный взлетный" режимы и т.п., но в сертификате типа они по какой-то причине не указываются).
Вот, например, в FAAшном сертификате на те же самые ЛИПы есть такое примечание:

В прошлогодних публикациях о сертификации версий двигателя для XLR везде говорилось, что они имеют повышенную тягу, но везде приводились те же самые цифры из сертификата типа, и никакого объяснения этому странному факту не приводилось. Но упоминалось заявление CFMовского начальника о том, что мол ЛИП изначально разрабатывался в расчете на тягу 35 тыс.фунтов, т.е. почти 16 тс (что и соответствует названию модификации А35).
При этом все равно непонятным остается вопрос, почему сертифицированная тяга на макс.продолжительном режиме у XLRовских версий меньше, чем у предыдуших...

 

[astoronny]

При этом все равно непонятным остается вопрос, почему сертифицированная тяга на макс.продолжительном режиме у XLRовских версий меньше, чем у предыдуших...

Видимо, не очень-то на эшелон спешат

 

[A.F.]

Видимо, не очень-то на эшелон спешат

чтобы жечь в наборе поменьше, но подольше?)) Если только как у нас: сертифицировали пока так, а потом выпустят ОГИ по мере отработки?))
Можно еще предположить, что Х-версии двигателей для более тяжелых XLRов отличаются от остальных бОльшей тягой на крейсере, пока самолет не сжег "лишнее" (по сравнению с более легкими модификациями) топливо. Написано ж вот для А33Х: higher thrust rating, (без уточнения, что речь про тягу взлетном режиме)... Но всё равно на взлете то какое-то отличие быть должно, особенно на случай отказа одного... ЧРа, я так понимаю, на всех этих ТРДД нового поколения не предусмотрено? Вот на ПС-90А (без доп.букв и цифр) был, и в сертификате типа он указан - 17,5 тс, но, правда, он одноразовый, после его применения двигатель снимать и в переборку.

 

[tango]

Есть подозрение, что мы чего-то все же не знаем или не понимаем про тягу двигателей для тяжелых версий А321.
Уже по-моему приводил табличку из актуального ЕАСАвского сертификата типа на ЛИПы, но повторю:
Посмотреть вложение 853833
Что мы видим? 5-минутная взлетная тяга у модификаций А30, А32, А33 и А35 с разными буквами (с буквами Х - это как раз версии для самых тяжелых XLR) по сертификату типа одинакова, хотя даже само обозначение этих модификаций этому противоречит (у А30 должна быть порядка 13,6 тс, у А32 - порядка 14,5 тс, у А33 - порядка 15,0 тс и у А35 - порядка 15,9 тс). По тяге на максимальном продолжительном режиме и вовсе бред: у самых мощных моторов для XLRов она и вовсе меньше, чем даже у А26 и А29. В американском сертификате от FAA цифры аналогичные. И по наиболее мощным праттам тоже ситуация похожая.
Предполагаю: в сертификате типа указана некая абстрактная "сертифицированная" взлетная тяга, а по факту благодаря настройкам ФАДЕКов для каждой из этих модификаций имеются и другие (бОльшие) значения тяги (ну там, например, как у некоторых наших сегодняшних ТРДД - "повышенный взлетный", "максимальный взлетный" режимы и т.п., но в сертификате типа они по какой-то причине не указываются).
Вот, например, в FAAшном сертификате на те же самые ЛИПы есть такое примечание:
Посмотреть вложение 853834
В прошлогодних публикациях о сертификации версий двигателя для XLR везде говорилось, что они имеют повышенную тягу, но везде приводились те же самые цифры из сертификата типа, и никакого объяснения этому странному факту не приводилось. Но упоминалось заявление CFMовского начальника о том, что мол ЛИП изначально разрабатывался в расчете на тягу 35 тыс.фунтов, т.е. почти 16 тс (что и соответствует названию модификации А35).
При этом все равно непонятным остается вопрос, почему сертифицированная тяга на макс.продолжительном режиме у XLRовских версий меньше, чем у предыдуших...

Учитывая , что Airbus требует от CFM и PW более мощных двигателей , то ситуация с тягой, существующих сейчас, их явно не устраивает и в ваших таблицах данные верные . Статья датирована 30 апреля 2021 г, но решить проблему , как видно , пока не удалось .

Airbus A321XLR Engines: More Power Needed! - Mentour Pilot

Airbus is reportedly asking engine manufacturers for up-rated versions of their engines, specifically for its upcoming A321XLR.

mentourpilot.com

 

[AlexAlex123]

А каким образом К зависит от массы?

от массы зависит угол атаки, который необходим для горизонтального полета, а от него и аэродинамическое качество.

Прикреплю картинку с Вики:

https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/7/75/Drag%28polar%29.png

 

[Oktane]

Есть подозрение, что мы чего-то все же не знаем или не понимаем про тягу двигателей для тяжелых версий А321.
Уже по-моему приводил табличку из актуального ЕАСАвского сертификата типа на ЛИПы, но повторю:
Посмотреть вложение 853833
Что мы видим? 5-минутная взлетная тяга у модификаций А30, А32, А33 и А35 с разными буквами (с буквами Х - это как раз версии для самых тяжелых XLR) по сертификату типа одинакова, хотя даже само обозначение этих модификаций этому противоречит (у А30 должна быть порядка 13,6 тс, у А32 - порядка 14,5 тс, у А33 - порядка 15,0 тс и у А35 - порядка 15,9 тс). По тяге на максимальном продолжительном режиме и вовсе бред: у самых мощных моторов для XLRов она и вовсе меньше, чем даже у А26 и А29. В американском сертификате от FAA цифры аналогичные. И по наиболее мощным праттам тоже ситуация похожая.
Предполагаю: в сертификате типа указана некая абстрактная "сертифицированная" взлетная тяга, а по факту благодаря настройкам ФАДЕКов для каждой из этих модификаций имеются и другие (бОльшие) значения тяги (ну там, например, как у некоторых наших сегодняшних ТРДД - "повышенный взлетный", "максимальный взлетный" режимы и т.п., но в сертификате типа они по какой-то причине не указываются).
Вот, например, в FAAшном сертификате на те же самые ЛИПы есть такое примечание:
Посмотреть вложение 853834
В прошлогодних публикациях о сертификации версий двигателя для XLR везде говорилось, что они имеют повышенную тягу, но везде приводились те же самые цифры из сертификата типа, и никакого объяснения этому странному факту не приводилось. Но упоминалось заявление CFMовского начальника о том, что мол ЛИП изначально разрабатывался в расчете на тягу 35 тыс.фунтов, т.е. почти 16 тс (что и соответствует названию модификации А35).
При этом все равно непонятным остается вопрос, почему сертифицированная тяга на макс.продолжительном режиме у XLRовских версий меньше, чем у предыдуших...

Возможно как некое референсное значение можно взять в пример Ту‐204-300, где движки ПС-90А с тягой 16000 кгс. и весе до 103 т. пишут, что требуется ВПП 2.5 км.

У многих сомнения в том, что A321 XLR с указанными параметрами движков взлетит из какого то реального аэропорта. Допускаю, что это некий маркетинговый прием, спрятать 1000-2000 кгс. в описании.

PS. Прям стало интересно, ведь A321 XLR уже летал, значит можно посмотреть максимальную длину ВПП. Первый полет был у компании IBERIA из Мадрида (длина ВПП 4100 м) в Бостон (длина ВПП 3073 м). Получатся, что для взлета с полосы в 3 км. движки, скорее всего д б в районе 16000 кгс.
Ну либо он какой то гибрид, и у него стоят электромоторы в шасси ...

 

[Ту-155]

от массы зависит угол атаки, который необходим для горизонтального полета, а от него и аэродинамическое качество.

Прикреплю картинку с Вики:

https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/7/75/Drag%28polar%29.png

Ого! Мне поляру показали! Как на третьем курсе на кафедре аэродинамики(105).
Если верить вашей поляре крыла, (а не самолета) для первоклассников, то летать надо с углом атаки в 15град. Стюры замучаются тележки катать, даже если вычесть угол заклинения крыла. Если вы знаете что это такое. А если прибавиться вес самолета, то надо еще угол атаки увеличить? Ну хоть до 23 град? А почему бы и нет по вашей логике?
По вашей логике чем тяжелее самолет, тем у него К выше, ибо угол атаки больше.
Значит К Мрии должно быть выше, чем у, скажем, U-2 или М-55 потому что Мрия тяжелее.

Аэродинамическое качество самолета не зависит напрямую от его массы. Этот параметр определяется исключительно геометрией самолета и соотношением сил лобового сопротивления и подъемной силы, которые действуют на него в полете.

 

[AlexAlex123]

По вашей логике чем тяжелее самолет, тем у него К выше, ибо угол атаки больше

я такого не говорил... есть оптимальный угол атаки, больше - K ниже, меньше, опять ниже. На примере той картинки 15 градусов К будет выше чем на 9 или 19. Картинка та просто для иллюстрации, и скорее взята с самолета годов 50-х, чем с современных, но скажем у Ту-154 угол атаки был вполне визуально идентифицируемый как имеющийся, может градусов 8 обычно, глядя в окошко на крыло.