Мы сами сделаем такое оборудование и ещё испанцам будем продавать. А металлическое крыло такой длины не сделаешь

Если детали в Испании (или где-то ещё) изготавливали на обрабатывающем центре, то и в России ту же деталь можно изготовить на обрабатывающем центре. Если там написали софт на каком-то языке программирования, то и в России можно точно так же написать софт на том же языке. Данное оборудование не производилось в России сугубо по экономическим причинам, а не по причине недосягаемости каких-то технологий.

Ну и часто просто расходные материалы нужны. Как я понимаю, и здесь закупка на расходники. Тем более у себя надо делать, так как простые расхоюодники, со временем, стоят больше самого оборудования.

Абсолютно верно. Такое оборудование требует постоянного обслуживания. замены части деталей и пр. Более того, если не выполнены регламентные работы, оборудование блокируется. Ну может какой-то "народный умелец" полезть и попытаться разблокировать. может получится, а может не получится. В этот раз получится. а в следующий - не получится. Таким образом дорогостоящее оборудование может быстро превратиться в металлолом.
Кстати, основной профиль испанской MTorres - это оборудование для бумажной промышленности. А оборудование для авиапромышленности изготавливает MTorres America. которая находится в г. Эверетт, штат Вашингтон. Там кстати работает немного людей. где-то 100+ человек. Фактически там только сборка машин из компонентов. которые изготавливают подрядчики. Причем эти подрядчики. это в основном американские компании.

Испанцы оно не нужно.
Естественно при переходе на дюраль, крыло надо перепроектировать, начиная с геометрии. По сути, композитное крыло для самолета такого класса особо не нужно. Оно себя не оправдывает, учитывая. что 1 кг дюралевого сортамента стоит 25 долл, а 1 кг углематериала (импортного) 150 долл. Цена российского углематериала значительно выше. по некоторым данным в 2.5-3 раза.
Все это затевалось ради завоевания внешнего рынка. Точнее увеличили поперечник фюзеляжа для увеличения комфорта (что преподносилось как основное преимущество перед А и В), а для компенсации увеличившегося лобового сопротивления, применили более аэродинамически совершенное крыло. С целью сохранения экономичности. Но основным фактором экономичности был редукторный двигатель PW1400G. ПД-14 не даст таких результатов. Ну про внешний рынок можно забыть. По ряду причин.

Мне очень нравится читать новости о Канаде на этом форуме. Раньше обычно лидировал Ray, вставляя детали из википедии про кол-во в стране пту-шников и лиц с в.о., а также отсутствием таковых в олимпиадах :)
Но вы вот немного даже испугали. Если серьезно, то не думаю. Факторов, на самом деле, я вижу три:
1. Кто с Украины хотел уехать, уже давно уехали в Европу. У них - безвизовый режим уже года 2-3, и они там тихо растворились. Кроме этого, гараздо легче учить с нуля польский или чешский, чем немецкий или французский.
2. Без свободного английского или французского в Канаде нормальную работу не найти.
3. Сильные и востребованные специалисты (например, программисты) в Канаду массово не едут. Очень высокие налоги.

Подскажите если в курсе, я на некоторые моменты обратил внимание. Упоминалось что обшивка фюзеляжа тоже импортная. Ее тоже теперь упортебляют в контексте импортозамещения? Это новый прочностной расчет фюзеляжа или где-то можно срезать углы? Болты для крепления композитных панелей к каркусу я тоже думаю что импортные. Если да, то будут делать или закупать "в серую"? Что думаете по этому поводу? Как сверлить через композитную панель в дюраль вручную если нет Gemcor? Я понимаю что через шаблоны, втулки и прочее. При креплении композитной обшивки используются болты значительно большего диаметра. Как это вместе сверлится - одним сверлом с одинаковой соростью вращения и одинаковой подаче и еще при этом вручную? Доводилось сталкивался со сложностями когда сверлили два разнородных материла через аллюминий в титан. Буду признателен ваше оценке.

То есть реально решили что всех можно догнать только за счет нового крыла. Меньше вес и большее удлинение, суперкитический профиль. На это вся ставка ибыла сделана. В итоге даже на импортных материалах крыло сломалось на 130ти процентах не дотянув 20% нагрузок. Отечественные, если они такие наверняка менее прочные и более тяжелые. Я думаю основная причина это отслоение стрингеров от панели ввиду неоднородности материала или еще других причин. Поэтому добавили болты в месте установки стрингеров по верхней панели где нагрузки от изгиба самые высокие между пилоном и бортовой нервюрой. На винглетах решили сэкономить кучу денег при этом рассказывая всем что это вообще вещь не нужная и при этом показывая здесь и там уродливую визуализацию. И чтобы не было соблазнов сразу сделали размах под предел в 35.9 метров. Тем временем самые эффективные винглеты используемые в настоящее время это элипсодные с переменным радиусом кривизны. Даже на ССЖ в итоге такие установили. Последние три года вообще не обращали внимания на то что Airbus работает на полностью электрическим складным композитным крылом. Чтобы снизить риски Airbus использует меньшего размера прототип. Полноразмерное будет где-то в 2026м году. Более высокие характеристики неизменно должны оплачиваться и это закономерно что самолет постоянно растет в цене. Но даже стоимость производства нового композитного крыла закладывается в дизайне. Будущее складное композитное крыло Airbus для А320 должно быть дешевле и быстрее в производстве чтобы обесечить выпуск около ста комплектов в месяц.

А на счет диаметра фюзеляжа и широкого прохода. То известное видео когда крупный человек проходит мимо тележки возможно только при использовании сверх узких кресел. Тогда ширна прохода 26 дюймов. При установке кресле Z85 шириной 18 дюймов ширина прохода 22.5 дюйма. При использовании кресел Slim Plus шириной 18.5 дюйма ширина прохода уже 19.6 дюймов. Для справки у А220 в салоне эконом класса, ширина кресел 18.5 дюймов и 19 дюймов у среднего в блоке из трех. При этом ширина прохода 20 дюймов. Так что нет никакой недостижимой суперкомфортности из-за увеличенного диаметра фюзеляжа круглой формы. Мне кажется опять таки думали сэкономить так как круглое сечение легче в производстве.

rapan
Точнее увеличили поперечник фюзеляжа для увеличения комфорта (что преподносилось как основное преимущество перед А и В), а для компенсации увеличившегося лобового сопротивления, применили более аэродинамически совершенное крыло.

Для компенсации лобового сопротивления... А что, так можно было?!!!

"В итоге даже на импортных материалах крыло сломалось на 130ти процентах не дотянув 20% нагрузок. Отечественные, если они такие наверняка менее прочные и более тяжелые."
=========
А здесь говорят что "На стенде ЦАГИ кессон разрушился при нагрузке, превышающей расчетную"
http://www.ato.ru/content/osno ...

Во первых, не говорят было ли крыло собрано с дополнительными болтами или нет. Без болтов на импортной смоле был 131 процент. Видео в YouTube.

Во вторых, цель экпериментента подтвердить неразрушение конструкции при 150 процентах а не поломать крыло после этого значения.

Цитата из вашего источника "Нормы авиационной безопасности требуют, чтобы при статических испытаниях кессон выдержал так называемую расчетную нагрузку. "

И третье. Зачем было так ломать? Если ломать то хотябы внести в конструкцию концетраторы напряжения для оценки устойчивости к повреждениям (damage tolerance). Кстати, CSeries -100 крыло так и не сломали при статических испытаниях. Перестраховались. Пришлось убавлять материал. На более тяжелой -300 версии стоит более легкое крыло чем у более легкого -100.

Увеличение лобового сопротивления компенсировали более значительным приростом в подьемной силе при использовании крыла большего удлинения. В совокупности принятые инженерные решения обеспечили аэродинмическое качество у МС-21 выше чем у А320 даже при большем диаметре фюзеляжа.

Для краткого ответа у rapan все корректно изложено

ЕС сегодня уговаривал Индию от нефти и угля России. Нам надо прямо сегодня предложить МС-21 с полной локализацией с Праттами и ПД-14.

Так сделать крыло сначала "слабее", а потом усилить - это с точки зрения конструкторской науки намного лучше, чем "перестраховаться" и убирать потом лишнее ("перестраховка" как раз и является результатом плохого качества проектирования). В результате усиления крыло стало весить на... 25 кг больше. Концентраторы напряжения для damage tolerance вносят в крыло на ресурсных испытаниях, а не на испытаниях на прочность. Ведь damage tolerance придумали для предотвращения fatigue damage. Что касается прочностных испытаний, то там как раз и сделали запас в 150%, а не в 100%. "Дважды запас" и того, и другого выглядел бы нелогичным.

Те и без МС-21 от российского угля и нефти не откажутся)

Вот ещё в 2019 году вышла статья: американский двигатель разваливается в воздухе, нужен ПД-14 https://zen.yandex.ru/media/wa ...

Идеально всегда хочется но редко получается. Сделали сильнее потому что не было точной модели. Пересчитали и сделали как надо. Вопрос закрыт. Все в прошлом. Это история и опыт. Я написал зачем было ломать крыло если оно 150% выдержало. Дальше я развил мысль что если ломать то хоть со смыслом. Ломать крыло после 150% смысла не имеет никакого. Вы опять меня передергиваете и опять вас уносит. Или у вас дислексия? Вы скажите, я без притензии.

Сделали "сильнее" (термин "прочнее" больше подходит), потому что у канадцев не было опыта. Крыло не то что ломать после 150%, его проектировать свыше 150% не имеет смысла. А если уж так спроектировали, то это косяк. У российских конструкторов куда больше опыта и компетенций, чем у выпускников университета Торонто и МакГилла. Конечно всё в-прошлом, не комплексуйте вы так за родной канадский авиапром. Первый блин комом, ну с кем не бывает. Просто такое надо честно признавать.

Получается сначала крыло было так себе, раз удалось значительно увеличить подъёмную силу. Не ожидал...

Получается площадь крыла уменьшили на величину возросшей площади поверхности фюзеляжа?

2 Саныч 62
Есть такое понятие, как индуктивное сопротивление. Оно возникает при возникновении подъемной силы. Его можно уменьшить за счет выбора геометрии крыла, в том числе за счет увеличения удлинения крыла.

Это понятно. Вопрос в следующем: зачем изначально взяли крыло с худшими параметрами?

Регулярные поломки и разрушения для ПД-14 еще впереди. Как-то один руководителей General Electric сказал примерно такое "Мы никогда не можем гарантировать, что наш новый двигатель будет беспроблемным в эксплуатации, но мы гарантируем что на основании эксплуатации нескольких сот двигателей в течении нескольких лет, мы устраним проблемы".

Следственный Комитет РФ и форумное сообщество такая отмаза от ОДК не устроила бы...
Или новый двигатель не ломается вообще его сразу продают 10550 штук в год, или #мыничигониможем!!!

Коллективный запад дал супершанс развить авиацию у нас, попросить ОАК держать малые обороты и температуру, ввести "оборотную" статью в УК.
Касается всех. Иначе нам самокердык без санкций. Бесхарактерных авиаэкономистов на мыло!!!(на курсы рабов разработчиков ПО).

Редуктор не нужен, это лишнее усложнение двигателя. Поэтому ПД-14 проще, а поэтому надёжней, и не менее экономичный

Насчет редуктора это абсолютное заблуждение. Классический одновальный ТРД еще проще, тем не менее стандартом на сегодня есть двухвальный двигатель с вентилятором, который явно сложнее. Термодинамический КПД двигателей практически достиг потолка. Повышение Тг перед турбиной ограничено возможностями применяемых жаропрочных сплавов и там особого прогресса не предвидится. Естественно с учетом стоимости, какие-то новые высокотемпературные материалы конечно появляются, но стоимость их зашкаливает. Тг у ПД-14 практически такая же как и у ПС-90. и жаропрочные сплавы там практически те же. Поэтому единственный путь пока - повышение механического КПД. Двухконтурный ТРД и есть воплощение этого подхода. Ну и дальше понятно - увеличение степени двухконтурности, вплоть до открытого вентилятора. И здесь применение понижающего редуктора в приводе вентилятора открывает большие перспективы. Что касается усложнение конструкции, то проектирование редукторов тоже не стоит наместе. Для примера: редуктор НК-12 весит 1500 кг, а редуктор Д-27 - 450 кг, при этом передаваемая мощность у них примерно одинаковая. И вообще, редуктор есть и всегда будет очень важным узлом в транспортном машиностроении

Чуть-чуть поправлю - разница между пс-90а и пд-14 по температуре все ж таки немаленькая, немного меньше 100 градусов, это прилично. Плюс разница по аэродинамике лопаток, кпд узлов неплохо "дожали". А так, да, у PW все то же самое, только еще чуть лучше (а качество изготовления даже и не чуть) + редуктор решает.

Про не менее экономичный вы загнули - тот же Иноземцев никогда такого не утверждал, а всегда акцентировал внимание на стоимости жизненного цикла, что бороться будем именно в этой плоскости.

Я имел ввиду самую совершенную модификацию ПС-90А2, которая разработана совместно с PW.
А с ПС-90А да, 100 град. согласен.
И степень повышения давления Пк там увеличена немного: с 38 (ПС-90А) и 39.6 (ПС-90А2) до 41 у ПД-14
Т.е. параметры термодинамического цикла у ПС-90А2 и ПД-14 близки.
И экономичность достигнута за счет увеличения степени двухконтурности, с 4.5 до 8.5.
А так, да., аэродинамика лопаток улучшена и у вентилятора ( диаметр остался 1900 мм. а степень двухконтурности увеличилась) и у компрессора ( было 16 ступеней, стало 12)
Количество ступеней турбины . наоборот, увеличилось., с 6 до 8.

Сколько не читал про ПД-14 везде идёт ссылка, что он экономичнее современных аналогов. Получается врут?

Вы просто неправильно читаете) фраза про "более экономичный" идёт где-то с 2010-х и в ней шло сравнение с эксплуатирующимися на тот момент пс-90а, cfm-56 и v2500. Про запущенные в эксплуатацию за эти 10 лет leap и редукторный pw речи не шло. С ними бодаемся только по стоимости ЖЦ. Другое дело, что за "победным" импортозамещением все об этом уже подзабыли

В классе двигателей с тягой 15 тонн редукторный только один это PW-1000. А General Electric с Snecma (Safran), которые создали двигатель CFM International LEAP, конкурента Pratt & Whitney, также сделан по классической безредукторной схеме. Усложнение и утяжеление конструкции не даёт существенных преимуществ, снижение удельного расхода топлива сьедается большей массой и большим аэродинамическим сопротивлением

Я разве где-то писал, что leap редукторный? Снова проблемы с чтением :) Просто не нужно приписывать двигателю качеств, которые в нем даже не предполагались. Пд-14 не будет экономичнее указанных leap и pw даже с учётом заявленных цифр удельного расхода. Не говоря уже о том, что заявленный расход до сих пор не достигнут. Как уже писал у него другая фишка - простая конструкция и расчетный ресурс 10тыс циклов (у пс-90а реально где-то 1...1.5тыс). Суперэкономичность в нем не заявлялась и не планировалась, уж извините, что разбил ваши мечты :)

Чтобы не быть выдумщиком-сказочником вам необходимо привести пруфы в подтверждение ваших слов, а именно, что "...Пд-14 не будет экономичнее указанных leap и pw", и "... заявленный расход до сих пор не достигнут" Потому что Ростех заявляет, что "снижен расход топлива" https://rostec.ru/news/pd-14-p ... , снижен расход топлива на крейсерском режиме на 10-15 % меньше по сравнению с современными двигателями аналогичного класса https://aviakatastrofa.net/raz ...

http://www.take-off.ru/item/21 ... главе ЦИАМ (бывшему) доверяете?
А Ростех все заявил правильно -10% относительно пс-90а (реального, а не википедийного). Остальное словоблудие, тк будет реальный налет парка, будем и копья ломать

А чему там доверять? Бабкин в интервью 6-летней давности построил вероятностное предложение:"Если сравнивать ПД-14 с PW1400G, то, признавая, что мы, вероятно, будем несколько уступать в экономичности, ...", после этого добавив "После того, как будут выполнены все пункты технического задания можно будет уверенно говорить о том, что в России создан коммерческий авиадвигатель, конкурентоспособный на мировом рынке и находящийся на уровне лучших западных образцов." После этого ПД-14 прошёл цикл испытаний на летающей лаборатории Ил-76, и сейчас проходит испытания на МС-21-310. То есть хотите сказать, что ПД-14 не удовлетворяет техзаданию, и тем не менее допущен к испытаниям? Так не бывает! Ссылок, что "...Пд-14 не будет экономичнее указанных leap и pw", и "... заявленный расход до сих пор не достигнут" у вас, как я понял, нет. Далее вы опять придумываете, пишите, что "А Ростех все заявил правильно -10% относительно пс-90а", хотя в статье Ростеха написано другое, а именно: "Внедренные инновации позволили снизить расход топлива, сделав ПД-14 более экологичным и экономичным. Предполагается, что эксплуатационные расходы ПД-14 будут ниже на 14-17%, чем у существующих аналогичных двигателей, а стоимость жизненного цикла ниже на 15-20%." Никакой ПС-90 в статье не упоминается

А вот интересно у них там, есть всякие ЦАГИ, ЦИАМ, ВИАМ, ВИЛС, ГосНИИ ГА?

Мне, как человеку, который над этим двигателем собственно говоря работал, спорить с вами не очень интересно, т.к. ссылку на конкретные цифры испытаний я вам скинуть не смогу - их просто никогда не публиковали (прискорбно, да?). Однако задумайтесь:
1. Почему Ростех упорно сравнивает с абстрактными "современными двигателями аналогичного класса" уже очень долго. Где конкретика? Не так уж и сложно заявить - мы экономичней pw...., но нет, все условные аналоги. Cfm-56 аналогичного класса? Вполне. Современный? Очень даже. Равно как и Пс-90а с натягом. В принципе даже v2500 обогнали.
2. Что еще мог сказать Бабкин после испытаний того, что сейчас фактически сертифицировано? Он еще очень корректно выразился, сделав при этом кучу реверансов про стоимость эксплуатации.
3. Насчет 6 лет - вы же не думаете, что сейчас летает самая распоследняя конструкция? Как раз примерно тех лет и летает, двигателЯ по щелчку пальцев не делаются и тем более не сертифицируются.
В целом двигатель то хороший, явно лучше пс-90а, просто не надо ему чудес приписывать, не поможет. Хотя сейчас можете покричать на формах "ура", глядишь экономичности прибавится)

Институты есть, вопрос в коэффициентах полезности тут и там, умноженный на слой золота, которым надо посыпать, чтобы эту пользу вообще получить. Что в наших творится - видал, что в ихних - нет, но тут на форуме есть уважаемые люди, прокомментируют может быть

То есть вы утверждаете, что работали над Пд-14 и как та унтер-офицерская вдова, которая сама себя высекла, явились на форум, заявляя, что "...Пд-14 не будет экономичнее указанных leap и pw", и "... заявленный расход до сих пор не достигнут". То есть вы только что дали публичные показания, что занимались вредительством?

Вредительством тут занимаюсь явно не я :))) 10 раз вам сказано, что этот движок планировался для конкуренции с leap и редукторным pw по стоимости эксплуатации, а не по чистому расходу топлива. Но до вас, как до жирафа)) А то, что задуманная цифирь не достигнута это нормальная история, пс-90а до сих пор цифры по нему из Википедии не достиг) это у многих двигателей так - громко заявлено одно, а уж потом только жизнь показывает. Так что сечете себя здесь только вы - незнанием)

...Пд-14 не будет экономичнее указанных leap и pw

Абсолютно верно, поскольку законы термодинамики и механики для всех одинаковы.
Leap -1 имеет более высокие показатели термодинамического цикла. Пк у него 45, против 41 у ПД-14. Тг у него на 70 град. выше. и тогда КПД термодинамического цикла у него выше.
Также у Leap -1А (для 320neo) степень двухконтурности 11 при диаметре вентилятора чуть больше, чем у ПД-14 у которого степень двухконтурности 8.5 . А это означает. что механический КПД у Leap -1А выше. Кстати, композитный вентилятор Leap более совершенный, чем титановый у ПД-14.
А о PW1400G вообще говорить нечего. Наличие редуктора значительно улучшает его механический КПД, поэтому он экономичнее Leap -1А, притом, что Тг у него чуть ниже.
Единственно, что можно гарантировать, что удельный расход топлива у ПД-14 будет ниже, чем у ПС-90.
А что касается ресурса и надежности ПД-14. то это еще впереди.... Этап выявления детских болезней и доводки никто не отменял. Leap-1 и PW1000G его уже прошли.
ПС-90 тоже задумывался, как очень передовой двигатель, превосходящий по своим параметрам CFM56. Но доводка его затянулась на 20 лет.

Еще я хочу акцентировать внимание на таких проблемах, которые однозначно накроют ПД-14.
1. Технологическое оборудование. на котором изготавливают детали двигателя. Не сомневаюсь. что это практически трлько западное оборудование: Германия, Швейцария, Япония, США. Я не утверждаю, что оно сейчас внезапно остановится, но постепенно остановится. И поставок запчастей и нового оборудования однозначно не будет. Кстати и режущий инструмент тоже импортный.
2. Подшипники. Не сомневаюсь, что до этого на ПД-14 ставились импортные подшипники.

PW1400G разваливается он, я выше ссылку привёл. А насчёт оборудования про параллельный импорт что-нибудь слыхали?

Тг у него на 70 град. выше.


Ну скажите хотя бы Тг для любого из этих двух двигателей раз уж вы знаете. Эти многозначительные сравниения с аналаогами или конкуретнами в цифрах или процентах.

Насколько я знаю, задача редуктора улучшить не механический КПД а термодинамический. ТНД остается на высоких оборотах, при этом энергия газов срабатывается более эффективно. И вентилятор вращается на дозвуковых режимах что опять-таки увеличивает КПД и при этом прокачивает большее количества воздуха через наружный контур.

Механический КПД связан с эффективностью дизайна опор валов и приводных агрегатов.

Отвечу вместо) На счет Тг не скажу (обычно оперируют Тса, но для Leap что-то типа 1920 К на рэдлайне, плюс минус по памяти могу ошибиться :)

А для пс-90а/а2 у нас была статейка, там температуры были, разве только для обычного А что-то низковато, видимо режим не рэдлайн был. https://cyberleninka.ru/articl ...

ОК, спасибо. Читаю сейчас. А такое как активный контроль зазора в турбине это что-то доступнуое только GE или не имеет смысла? Я видел эти трубки и коллектор охлаждения у Passport (тот же LEAP).

Тут на форме все ветки смешались, ну спрошу здесь про эту статью хоть и про ПС-90. 90А дорабатывался в 90А2 за счет новой формы лопаток СА и улучшения охлаждения (понижения расхода на охлаждение и повышения эффективности). Все посчитано, знают что надо делать, нигде не сазано что материалы заменили...

Теперь как говорили в одной программе, Внимание... Вопрос! Почему это только фишка у 90А2 и не может быть использована на 90А? В чем проблема?

Кстати Пратт только благодаря своему GTF попал на пердовую в гражданском двигателестроении. У них были сплошные неудачи со времен самых первых Б747. Мне приятель работавший в корейских авиалиниях рассказывал про их двигатели на 747-400. Одним словом - shit. Я спросил - а почему вы на них летаете? Because it's cheap. У Пратт сейчас нет проблем у GTF с надежностью, есть проблема с продолжительностью/длительностью эксплуатации двигателя.