МС21 - пора поговорить.
Тема: МС21 - пора поговорить.
27.04.2020 Посторонним В
К сожалению, в нарезку не попали выпуск/уборка механизации.
И обратил на себя внимание довольно приличный вихрь на конце консоли.
Извините за повторение банальных вещей, но вихрь это даже не плата за создание подъемной силы, а её источник (по меньшей мере математически). INHO Вихревой след сходит со всей задней кромки крыла вследствие разрыва компоненты скорости, направленной вдоль размаха крыла. Интенсивность вихревого слоя пропорциональна градиенту циркуляции вдоль размаха и максимальна на конце крыла.
Валерий, я в курсе.
Но современные законцовки крыла как раз и призваны его уменьшать., снижая, соответственно индукционные потери.
Мы все много раз слышали, что крыло SSJ имеет такое удлинение и аэродинамическое качество, что не нуждается в таких законцовках. А потом оп-па! - появляются "саблеты", кои, как нам утверждают, экономят суперджету 3-4% топлива!..
Теперь с МС опять на те же грабли?! Не разумнее ли озаботиться этим сейчас, когда всё-равно грядёт полное перепроектирование его крыла?
To Посторонним В:
Уже много раз здесь писалось, почему на МС-21 нет законцовок. Повторюсь. Есть ограничение ICAO по размаху крыла для наиболее распространенных аэропортов - 36м. У Боинга и Эрбаса изначально размах был меньше - было куда расти. Тем более был запас у SSJ-100, плюс ко всему у него металлическое крыло.
У МС-21 крыло из композитов, причем по новой, малоисследованной технологии вакуумной инфузии. Плюс материалы туда-сюда меняются из-за санкций. Размах ровно 36м. Поэтому можно ставить либо вертикальные маленькие fances, как у семейства А-320, либо полностью вертикальные ВЗК. Первые дают около 1%, вторые дают 2-2.5%, не более. Но для их установки нужно организовать стыковочный узел, ведь ВЗК должны быть съемными в случае поломки в аэропорту. Ну а далее сами представьте комплекс проблем.
Я для себя, не будучи прочнистом, представляю ситуацию так. Как-то понадобилось удлинить металлические палки для лыж, ну чтоб коньковый ход освоить. Распилил, вставил подходящие дюралевые трубки, две заклепки на каждую - прослужили несколько лет, сейчас так и валяются в гараже.
А потом появились композитные палки. Сломал одну. Что увидел - веник волокон, плюнул и выбросил.
Таким образом, для организации стыковочного узла на композитном крыле придется вбухать мясо (вес) в конец крыла, а выигрыш не такой уж и большой. Тем более, что даже сейчас при базовом удлинении Суопт=0.625, а станет еще больше. До начала летных испытаний были серьезные сомнения насчет достаточных запасов по бафтингу. Сейчас они, к счастью, подтвердились. Может, в будущем, можно будет сделать двухстороннюю ВЗК типа Ан-158. Но навар будет небольшой.
Ведь и на SSJ-100 законцовка появилась только тогда, когда стала понятна картина эксплуатационных нагрузок. Тут наверно, Валерий Попов вам более четко историю изложит.
Анатолий, большое спасибо за столь развёрнутый ответ!
Да, про ограничение в 36 м, практически полностью "выбранное" крылом МС, я знаю.
У меня к Вам вопрос, возможно, он покажется Вам глупым:
А если уменьшить, не знаю, как правильно сказать - "базовую" что ли? - часть крыла, а общий размах в 36 м сохранить за счёт горизонтальной законцовки а-ля saberlet у SSJ?
Даст ли это аэродинамический выигрыш относительно нынешней конструкции крыла? Ведь его эффективное удлинение будет несколько выше.
Или игра не стоит свеч?
12:49 Болсуновский Анатолий пишет:
...До начала летных испытаний были серьезные сомнения насчет достаточных запасов по бафтингу. Сейчас они, к счастью, подтвердились...
- - - - - - - - - - -
Насколько я понимаю, "к счастью подтвердились" относится к слову "запасы", а не "сомнения" :)
я тоже понял именно так :-)
16:05 Engineer_2010 пишет:
******
+1
12:49 Болсуновский Анатолий пишет:
Но для их установки нужно организовать стыковочный узел, ведь ВЗК должны быть съемными в случае поломки в аэропорту.
***********
А что, съёмные законцовки обычного крыла отсутствуют? И при повреждении одного из самых повреждаемых элементов эксплуатанту предстоит сполна насладиться ремонтом/заменой всего крыла?
Тут египетский мильярдер предлагает всем хватать дармовые АК за один доллар(но с их долгами) с целью ликвидации конкурентов.То есть нам полезно кончать наши боингофильные АК с маршрутами на Москву для поддержки МС-21.
Engineer_2010 пишет
Насколько я понимаю, "к счастью подтвердились" относится к слову "запасы", а не "сомнения" :)
Тонко!.. :))
Пётр пишет:
А что, съёмные законцовки обычного крыла отсутствуют?
Присутствуют, конечно. Но, видимо, нагрузки на эти узлы при установке "аэродинамических" ЗК будут принципиально другими.
To Посторонним B:
При фиксированном размахе увеличивать удлинение - значит уменьшать площадь. А как сесть ? Есть же ограничение по скорости захода на посадку.
Плюс уменьшаются объемы под топливо. Плюс всякие аэроупругие эффекты.
Боинг в последнее время пропагандирует тему подкосного крыла с удлинением ~16, но со складывающимися законцовками. У них уже летают новые "Три топора" c этим новшеством (для гражданской авиации, конечно), позволяющие вписаться в ограничение по размаху на рулежке 65м, имея полетный размах 72м.
Интересно, что складывание концов крыльев актуально для компоновок типа "летающее крыло", так как они как раз могут выиграть у обычных самолетов за счет именно большего размаха. Но это уже тема другой ветки.
Анатолий, опять не могу не согласиться с Вами.
Но при этом мне по-прежнему непонятно, почему крыло МС не проектировалось с законцовками СРАЗУ? Ведь там имеет значение не только удлинение, но и форма "обреза" крыла, призванная максимально уменьшить вихрь.
Так поступали проектанты практически всех современных ВС - даже турбовинтовых! И если китайцев или индонезийцев можно "обвинить" лишь в простом следовании моды, не подкреплённом глубокими исследованиями, то от практики Боинга с 787 и 777Х, Эрбаса с А350, Бомбардье с CS отмахнуться сложно.
А ведь на начальном этапе можно было бы сразу избежать сложностей и с ВПХ, и с топливом, и с аэроупругостью...
Не отпускает ощущение, что тогда этого не было сделано по причине недостаточных знаний и опыта в этом вопросе, а не вследствие "ненужности", как нам объясняют.
Теперь эту ошибку на SSJ исправили, а вот на МС её исправить, действительно, намного сложнее!
> Теперь эту ошибку на SSJ исправили, а вот на МС её исправить, действительно, намного сложнее!
Я понял так, что это была не ошибка, а сознательная расстановка приоритетов. На ближнемагистральном самолёте эта опция может быть не нужна. На 737 первые то ли два, то ли 3 часа винглеты отрабатывают собственный вес.
То Посторонним В:
Я не видел убедительных данных о каком-то сильном влиянии формы "обреза" крыла на аэродинамические характеристики, хотя "сенсаций" было много. В 80-х была нашумевшая статья о том, что при серповидной законцовке индуктивное сопротивление меньше теоретического минимума для эллипса. Все бросились перепроверять - оказалась ошибка интегрирования панельного метода. После этого долго мучились с перьевыми законцовками. Писали о 10%-ом преимуществе замкнутых О-образных законцовок. Недавно обвинили покойного Уиткомба, что он всех надул в 1977 году, когда опубликовал свою статью о ВЗК, дескать некорректно сравнил их с простой экстраполяцией крыла. Эрбас уже в этом веке получил шокирующие результаты, когда новые законцовки для А320, обсчитанные и продутые неоднократно в трубе, оказались несостоятельными в полете. Да и сейчас поиски продолжаются, особенно усердствует фирмочка по рестайлингу старых самолетов за счет установки новых законцовок, организованная выходцами с Боинга. Чего стоят новые КАП на В737МАХ, например. Но тут уж секреты свои берегут. Может кто знает серьезные (а не рекламно-журналажные) статьи на эту тему, был бы очень признателен.
Все-таки, главную роль имеет длина законцовки. В горизонт идти примерно в 2 раза эффективнее по аэродинамике, чем вверх, но и изгибающий момент растет быстрее. Опять же прирост Сn на горизонтальных законцовках идет быстрее по углам атаки, а они предкрылком не защищены. Есть обобщенный график зависимости прироста аэродинамического качества от прироста изгибающего момента в корне. Как правило, все законцовки лежат на одной прямой линии. Есть нюансы, связанные с тем, что приросты изгибающего момента нужно брать не при перегрузке = 1, а при n=2.5. Посчитать обтекание крыла при Mdiv (плюс 0.07 к крейсеру !) и n=2.5 с учетом деформации реального крыла (конструкция которого на предварительном этапе еще неизвестна) с достаточной точностью не может на данный момент никто. Но все равно это доли процента. Так что, как написал один умный английский дядька Jupp в своей статье в Aeronautical Journal о выборе формы законцовок: "Есть масса нюансов.... Часто выбор является просто данью моде" :):):)
Ти ба який! Дивись!
Без всяких крилець, бачиш?
![[image]](../../../pics.aviaport.ru/cache/news/170x/741685.jpg)