Об аэродинамике: интервью с создателями Суперджета

У авторов сайта superjet.wikidot.com появилась очень интересная возможность поговорить с одним из тех, кто участвовал в создании SSJ-100, заместителем Главного конструктора по аэродинамике ГСС Алесандром Викторовичем Долотовским, и он любезно согласился ответить на наши вопросы.

• 
• BigThree.png

Вот он самый представительный на фотографии, справа, а слева от него Ивашечкин.

Расскажите о проекте и характеристиках самолёта, о том как задумывалось и что получилось.

Сделаем небольшой экскурс в историю. Проект – первый, компания – новая. Обычно, когда происходит такое сочетание, никто выдающегося от проекта не ждет. Как ни странно, когда, как вы знаете, мы работали с Боингом, и ребята с Боинга (а ребята эти были убеленные сединами старые инженерные кадры, которые делали программы 737, 767 и 777) говорили нам, что это «Big challenge» (большой вызов) организовать в чистом поле нового игрока. Кроме того, это был вызов не только для нас, но и для французов, нашего партнера по двигателю, ведь Снекма не имела опыта разработки гражданского двигателя, как ИНТЕГРАТОР. И на самом деле организовывалось две компании, ГСС и PowerJet, и появилось два новых продукта, самолёт и мотор. При этом даже не мотор, а силовая установка, потому что она включает в себя мотогондолу и все агрегаты навески внутри.

И как говорил Боинг, ребята, если вам удастся сделать самолёт на уровне, это уже большой шаг вперёд, потому что для вас главное не построить выдающийся самолёт, а научиться эти самолёты строить. Собственно по этому пути шла EADS, когда запустила программу Airbus А300, которому было далеко до конкурентов, в первую очередь по экономике.

Но здесь у нас было преимущество перед другими начинающими компаниями. Мы всё-таки живем и работаем в великой авиационной державе под названием Россия. И у нас мощный фундамент в лице авиационных научных центров, обладающих уникальными компетенциями, особенно в части разработки аэродинамики и конструкции самолёта и двигателя. Я естественно имею ввиду ЦАГИ и СибНИИ ГА. Я буду говорить только про те центры, которые связаны с моей компетенцией, т.е. аэродинамикой.

Поэтому у нас появилась возможность вложить в проект определённую изюминку, используя опыт наших научных центров. Эта изюминка состоит в том, что мы, с точки зрения аэродинамики, сделали ШИРОКОФЮЗЕЛЯЖНЫЙ САМОЛЁТ с характеристиками как у УЗКОФЮЗЕЛЯЖНОГО. Здесь мы опираемся почти на столетний опыт постройки самолётов в России и Советском Союз

Далее, я так понимаю, мы и будем говорить о самом самолёте.

Но сначала отвлекусь. Читал в каком-то издании, честно говоря? точного названия уже не помню, был отчет из Фанборо, в котором резанула фраза, типа «стоял рядом с крылом сверхвысокого удлинения Боинга-787 и вдруг ощутил, как особенно куцым смотрится маленькое крыло Суперджета». А на самом деле, наше крыло по своим геометрическим параметрам почти такое же, как и Боинга. Наше крыло тоже из современных материалов и имеет суперконфигурацию. Удлинение крыла у B-787 чуть более 11, а у нас 10. Кстати и то, и другое — рекордный показатель в своём классе. Здесь мы опираемся почти на столетний опыт постройки самолётов в России и Советском Союзе.

Но вернёмся к теме. Была поставлена задача получить самолёт с уровнем комфортности сопоставимый с 320-ым семейством Аэрбасов. Это подразумевает большой диаметр фюзеляжа, поскольку комфорт – это, прежде всего, физический размер. И при этом уровень уровнем аэродинамического качества должен был быть не ниже, а даже выше чем у 190 Эмбрайера, который имеет диаметр фюзеляжа меньше.

И В ПРИНЦИПЕ ЭТО ПОЛУЧИЛОСЬ.

По факту мы сейчас имеем машину, у которой удельный диаметр фюзеляжа примерно на 30% больше, чем у Эмбрайера и еще больше чем у Бомбардье, при этом у нас аэродинамическое качество выше чем у Эмбрайера на пол-единицы (у нас порядка 16.5 у Эмбрайера в районе 16) и немного хуже чем у CRJ. Но это потому, что у CRJ фюзеляж маленького диаметра при большом размахе крыла.

Всего этого удалось добиться благодаря нашему сотрудничеству с ЦАГИ. За счёт чего этого удалось добиться?
Крыло, которое мы проектировали вместе с ЦАГИ, набрано из суперкритических профилей оптимизированных специальным образом. Для этого использовался разработанный в ЦАГИ еще в 80-е годы специальный программный комплекс расчёта течения потока по полной компоновке (т.е. 3D, с учётом всех элементов планера). Разработка этого метода ведётся ЦАГИ с середины 70-х годов и совершенствуется по настоящее время. Этот комплекс позволяет оптимизировать профилировку по любому количеству опорных сечений, заданных конструктором, с учётом целого комплекса требований, не только аэродинамических, но и компоновочных и технологических. Обычно крыло, когда собирается, когда формируется геометрия крыла, на первое место ставится аэродинамика, на втором стоит требование гладкости геометрии, и дальше в это начинает вписываться компоновка. Метод, который разработал ЦАГИ, позволяет учитывать все эти требования одновременно и, варьируя весовые коэффициенты при проведении оптимизации, делать то или иное требование приоритетным. И ещё одно преимущество данного метода, это оптимизация сверхкритического профиля с точки зрения момента оттягивания сверхкритического волнового кризиса на заданном уровне Су, т.е уменьшение за счёт управления местных разгоном скорости на поверхности профиля.

И, как результат, мы смогли сделать достаточно толстое крыло, толщина по боковой нервюре порядка 15%, умеренной стреловидности и сужения, с удлинением до 10 единиц, что является рекордным для самолётов регионального класса, оптимизированное для полёта на числе М=0.78…0.79 при реализации Кмах около 90%.
Простой пассажир это ощущает, когда самолёт легко набирает высоту, легко разгоняется на больших высотах до чисел Маха 0.8-0.81. Большую часть крейсерских полётов мы осуществляем на этих скоростях.

Дополнительный нюанс, отсутствие волнового кризиса на крыле и поверхности планера — это означает снижение акустических нагрузок и шумов ну и, разумеется, волнового сопротивления. Мы вместе с ЦАГИ потратили много времени на оптимизацию местной аэродинамики: это обтекатели механизмов закрылков, обтекатель стыка крыло-фюзеляж, форма носовой и хвостовой части фюзеляжа, законцовки крыла, пилон и т.д. В целом мы этим занимались наверно около трех лёт. Поиски, расчеты… Относительно базовой геометрии мы довольно много изменили, например, полностью переделали геометрию фюзеляжного обтекателя (2006 год), потому что поняли, что у нас есть зона сверхзвукового разгона, и нашли очень красивое решение. Подняв миделево сечение в одной зоне, мы уменьшили местные скорости потока в зоне стыка крыла с фюзеляжем и тем самым приблизили самолёт к теоретическому максимуму, известному «в народе», как правило площадей.

Т.е. вы приблизили гражданский самолёт к истребителю?

Точнее, к оптимальному трансзвуковому к скоростному самолёту. Но у нас есть ещё и другие идеи, которые будем развивать и дальше. И для этого мы будем продолжать использовать методы цифрового моделирования потока (вольный перевод на русский термина CFD, Computation of Flow Dynamic). Этот метод позволяет визуализировать звуковое и сверхзвуковое течение поля скоростей и давлений потока по поверхности планера на трёхмерной модели на экране компьютера. Он даёт возможность в десятки раз повысить объёмы исследований, а главное, появляется то чувство интуитивного понимания, что нужно делать с компоновкой. И ты начинаешь ЧУВСТВОВАТЬ физику процесса. Раньше визуализация течения на полной компоновке делалась только в аэродинамической трубе, да и то на коротких временных промежутках или на плоских, т.е. 2D расчетных моделях.

Для расчетов мы используем разные программные продукты: и отечественные, и зарубежные (например, широко распространенный пакет Fluent). Применение этих методов, в частности, позволило нам оптимизировать форму пилонов. Это был ещё один «Big challenge».

Чисто компоновочно, из-за длинной мотогондолы (она на нашем самолёте уходит довольно глубоко под крыло) зона стыка МСУ, стык сопла и крыла образует нечто вроде сопла Лаваля. И для того, чтобы на Махе 0.81 не иметь здесь сверхзвуковых зон до максимального эксплуатационного числа М=0.81 мы оптимизировали сзади форму пилона в зоне этого узкого горлышка и вокруг неё, и таким образом нам удалось убрать 0.2 по Маху местной скорости и тем самым убрать сверхзвук и из этой зоны. Также в начальной конфигурации (может быть помните, она была немного похожа на А320) на головной части фюзеляжа был сверхзвуковой скачок, и, чтобы его убрать, мы «гладили» самолёту «мордочку». В результате всех мероприятий на самолёте при полёте на Махе 0.81 сверхзвуковых зон у нас нет, появляются только в районе 0.86-0.88М.

Но если говорить по аэродинамике, то необходимо рассказать, что мы оптимизировали аэродинамическую компоновку самолёта не только по скорости на больших величинах числах Маха, но и на больших углах атаки, то есть на минимальных скоростях. Что делалось в интересах обеспечения безопасности полётов на нашем самолёте.

Современные требования сертификации, особенно в современной трактовке, просто переворачивают традиционное для нашей страны отношение к поведению самолёта на больших углах атаки и при сваливании. Здесь интересно даже сравнение русского и английского термина этого состояния. То, что мы называем «сваливание», на английском языке называется «stall». Если мы заглянем в словарь, то обнаружим, что основное значение этого слова – установить, остановиться, т.е. никакой связи между stall и падением не существует. Этот термин означает, что скорость самолёта «установилась» в своём падении и больше уменьшаться не может. С точки зрения аэродинамики, это выглядит очевидным. По мере увеличения углов атаки мы можем достичь только совершенно определённого значения максимальной подъёмной силы, далее на крыле развивается срыв потока такой интенсивности, что падение разряжения на верхней поверхности крыла становиться больше, чем подпор на нижней его поверхности, т.е. рост подъёмной силы прекращается. Если мы возьмем характеристики, полученные на модели самолёта в АДТ¹, мы легко сможем определить эту скорость, через соотношение Су, площади крыла и скоростного напора.

С точки зрения динамики полёта, всё это не так просто. При возникновении отрывов потока на крыле у самолёта изменяются показатели устойчивости и управляемости по всем каналам. У самолётов со стреловидным крылом этот процесс усугубляется течением потока вдоль консоли, что провоцирует отрыв в концевой части крыла, в результате сваливание на крыло стало настоящим бичом самолётов со стреловидными крыльями первого, да и второго поколения. Отдельно стоит потеря путевой устойчивости и вызванное этим движение в канале рыскания самолёта, также провоцирующее сваливание на крыло, особенно для самолёта со стреловидным крылом и положительным поперечным V. Это далеко не полный перечень проблем динамики полёта, которые на многих существующих (особенно старых самолётах) не позволяют достичь полученных в АДТ значений максимальных углов атаки в полёте.

Для решения этой проблемы применяется целый комплекс мер при формировании аэродинамической компоновки, причем, как правило, меры эти взаимно противоречивые. Например, для повышения аэродинамического качества надо увеличивать нагрузку на концевые сечения крыла, при этом срыв потока начинается как раз с более нагруженных сечений. Т.е. если мы боремся за АД качество надо «грузить» концевые сечения, а если за хорошие характеристики сваливания – то корневые. Здесь важно обеспечить разумный компромисс, не проиграв в крейсере, но и не испортив характеристики сваливания. Кроме того, нельзя забывать о том, что современный самолёт не имеет права терять устойчивость и управляемость в условиях обледенения, а это отдельная большая история, особенно с учетом нашего здоровенного диапазона центровок (ширина диапазона 24%САХ, это очень много, особенно для старых советских самолётов).

Для обеспечения необходимого уровня несущих свойств крыла на взлётно-посадочных режимах, нами была разработана и внедрена относительно простая, но весьма эффективная механизация крыла из предкрылка и однощелевого закрылка Фаулера. Это позволило нам обеспечить скорости захода на посадку в пределах 140 узлов (260 км/ч), несмотря на довольно высокую нагрузку на крыло. Кроме того, эта механизация, за счёт минимизации количества щелей и углов отклонения на взлётных режимах, позволила нам получить запас по шуму на местности 15 EPNLDb относительно 3 Главы ИКАО или 5 EPNLDb относительно 4-ой. Аналогичные показатели в этом классе сейчас имеют только В717 (в девичестве MD90) и EMB-190, при том, что у этих самолётов тяговооруженность на MTOW на 10% выше, чем у RRJ-95 и нагрузка на крыло ниже.

Почему же нам удалось получить угол наклона траектории не хуже чем у конкурентов? За счёт того, что механизация, разработанная нами, дает весьма высокий уровень аэродинамического качества во взлётных, да и посадочных конфигурациях тоже. При этом уровень Су_мах (около 2.6 в посадочной конфигурации) близок к тому, что ранее на стреловидных крыльях получали только на двущелевых закрылках. Здесь «сыграло» и удлинение крыла и выбранная геометрия механизации.

Для того, чтобы посадить наш самолёт на весьма короткую, для самолётов скоростной категории С, полосу в 1700 м (напоминаю, что это означает фактическую длину пробега 1700/1.67 – 450 = 567м), мы применили не только высокоэффективные карбоновые тормоза, но и развитые спойлеры. У нас на крыле 3 пары секций интерцепторов и 2 пары секций тормозных щитков. Благодаря этому, на пробеге мы прижимаем самолёт к ВПП весьма приличной отрицательной подъёмной силой. В результате замедление при торможении на пробеге на сухой ВПП мы получили более чем 0.42 в среднем по пробегу, от касания до остановки, и это без применения реверса тяги! Аналогичные показатели мы имеем и при прерванном взлёте. Для сравнения, на самолётах предыдущего поколения тормоза обеспечивали замедление 0.3, т.е. более чем на 30% меньше.

Отдельной темы разговора заслуживает наша система дистанционного управления, вобравшая в себя опыт практически всей нашей авиационной промышленности, включая даже «Буран». http://superjet.wikidot.com/wiki:dolotovsky

Вопрос: Уважаемый Инженер! С Ан-148 в общем-то более-менее ясно.
Мне не дают покоя ваши слова относительно превосходства над Erj-190/195. Никак не могу понять за счет чего это возможно?
CF34-10E7 тягу в 83,7 kN
SaM146-1s18 - 72,67 kN
РАЗНИЦА ПОЧТИ 15%!!! При этом разница в потреблении топлива при 100% нагрузке у первого несколько больше. Соотношение примерно такое: 3120кг/ч у CF34 против 3030кг/ч. Однако при отборе мощности в 30%, а судя по всему именно такова нагрузка на двигатель в крейсерском полете, эта разница сравнивается до значений 853кг/ч против 856кг/ч. На холостом ходу при 7% отбора мощности имеем 313кг/ч против 360кг/ч.
Как это ни прискорбно, но приходится признать превосходство характеристик американского над франко-российским движком.
При всем уважении к российским инженерам-аэродинамикам, я не думаю, что им удалось сократить это преимущество при создании планера. А учитывая более узкий фюзеляж Эмбраера, думаю, это просто невозможно.
Весом выбрать эту разницу тоже не удалось. Для достижения равенства ССЖ должен быть на 1,5-2,0 тонны легче.
И времени на все про все совсем немного осталось. Не за горами появление MRJ с канадским движком, а там и до ремоторизации Эмбраеров дело может дойти. Ох, нелегкие времена наступают. При этом Эмбраер уже снял все рыночные сливки. Оптимизм присутствует?

 Игорь Александрович Соболев: Не могу сравнить, между собой «американский» и «франко-российский» двигатели, на должном профессиональном уровне, поэтому немного порассуждаю о самих самолётах. Хотя конструктор из отдела общих видов (вроде Евгения Коваленко) сделал бы это грамотнее, но всё-таки попытаюсь. Как уже не раз говорилось, проектирование самолёта - это сплошной клубок компромиссов, начиная от общей компоновки (высокоплан или низкоплан) и заканчивая выбором огромного количества различных параметров - пассажировместимости, взлётного веса, площади, размаха, сужения и удлинения крыла, миделя и удлинения фюзеляжа, площади и плеча ГО, ВО, а так же соотношения всех этих параметров между собой - тяговооружённости, удельной нагрузки на крыло и т.д. и т.п. Задача конструктора, грамотно «играя» этими параметрами, найти «золотую середину», чтобы улучшая одну характеристику самолёта, не ухудшить другие.

Аэродинамические характеристики самолёта зависят от многих параметров, а не только от миделевого сечения фюзеляжа, профиля или удлинения крыла. Большое значение имеет выбор такого параметра, как площадь крыла, а точнее - отношения веса самолёта к площади крыла, т.е. удельной нагрузки на крыло. Ведь крыло не только создаёт подъёмную силу, необходимую для полёта, но и вносит основной вклад в создание силы сопротивления. Если Вы сравните между собой ТБ-3 с Пе-2 или Ла-5 с И-15, то заметите, что более скоростным машинам свойственна более высокая нагрузка на крыло. Особенно это бросается в глаза при взгляде на «абсолютно чистые» перехватчики вроде F-104 или Су-9. Дело в том, что большие крылья нужны только на этапах взлёта и посадки, для уменьшения взлётно-посадочных дистанций, а в крейсерском ГП можно было бы довольствоваться совсем крохотными крылышками. «Играя» удельной нагрузкой на крыло, можно влиять на многие лётно-технические характеристики самолёта. Предлагаю сравнить ВС по этому параметру:
Ан-158 - Gвзл/Sкр = 43700/87.3 = 500.6 кг/м2
SRJ-900 - Gвзл/Sкр = 36500/68.6 = 532.1 кг/м2
EmB-190 - Gвзл/Sкр = 50300/92.5 = 543.8 кг/м2
SSJ-100 - Gвзл/Sкр = 45880/77.0 = 595.8 кг/м2
Как можно видеть, SSJ имеет наибОльшую нагрузку на крыло среди одноклассников, но благодаря остальным компоновочным решениям, мы можем себе это позволить, не проигрывая в ВПХ. Сравните дистанции разбега и пробега:
Ан-158 - 1900/…
SRJ-900 - 1780/1600м
EmB-190 - 1890/1260м
SSJ-100 - 1803/…
Я уже писал про то, что геометрия фюзеляжа весьма сильно влияет на дистанции разбега и пробега. Для того, чтобы оторвался от земли, самолёт вынужден разогнаться до той скорости, на которой подъёмная сила превысит его взлётный вес. А уменьшить скорость отрыва можно, или увеличив площадь крыла, или применив более эффективную (и значит более сложную) механизацию крыла, или создавая бОльший угол атаки. Благодаря компоновке салона 2+3, длина фюзеляжа SSJ всего 29.9 м, а у EmB и CRJ (2+2), при такой же вместимости, она составляет 36,2 м. В итоге, чтобы предотвратить касание хвостом о поверхность ВПП, конкуренты больше ограничены по углу тангажа на взлёте и посадке. А т.к. с момента подьёма передней опоры и вплоть до отрыва, угол атаки крыла равен углу тангажа самолёта + угол установки крыла, то благодаря сочетанию геометрических параметров (длины фюзеляжа, опор шасси и их взаимному расположению), отрыв SSJ происходит на углах тангажа (и атаки), на 2-3 градуса бОльших, чем у EmB/CRJ/АН. За счёт этого, несмотря на бОльшую нагрузку на крыло, SSJ не только не уступает, а наоборот - превосходит конкурентов по дистанциям разбега и пробега.

Зато, в полёте на крейсерских режимах, более высокая удельная нагрузка на крыло, позволяет снизить сопротивление, летать на бОльших числах М и эшелонах, и плюс ко всему - даёт выигрыш в расходах топлива. Я подробно описал эти рассуждения, в подтверждение главного тезиса о том, что в процессе проектирования самолёта, только долгий и тщательный учёт большого количества различных, зачастую противоречащих друг другу параметров (аэродинамических, геометрических, технологических и т.д.), позволяет достичь в итоге, заданных характеристик.

Если я упустил какие либо нюансы в своём изложении, то прошу Евгения Коваленко подправить меня с точки зрения конструктора.

Как можно видеть из сравнения самолётов одного класса и одинаковой размерности, законы аэродинамики играют огромное значение, но не только этими законами всё определяется. Если бы самолёты проектировались исключительно «чистыми» аэродинамиками, то мы бы видели фюзеляжи с сечением карандаша и крылья бесконечного размаха (есть такое понятие в аэродинамике, подобное бесконечной прямой в геометрии). Всё таки, главную скрипку в любом КБ играет отдел общих видов, который компонует машину с учётом различных интересов - аэродинамиков, двигателистов, коммерсантов и т.д. В итоге, именно найденные ими компомиссы, позволяют получить нужное «лицо» лайнера.

Коваленко Евгений Николаевич

Во-первых, по взлетной тяге, она такая, как и заказывали в ТЗ. Что касается возможностей SaM-а, то на стенде он и 8 тонн показывал, без проблем.
Что касается режима МГ, то он не является критичным. На начальном этапе запас по устойчивости не помешает, а дальше видно будет. В отличие от CF34, SaM146 еще не имеет большого опыта эксплуатации, поэтому эта осторожность понятна.
Из этого как-то не вытекает значительного превосходства CF34 над SaM146. Двигатель SaM146 полностью выполнил все заложенные в него характеристики.

Насчет веса планера по сравнению с ERJ-190.

Даже RRJ-95LR (о RRJ-95В – нее говорю) - легче, чем любая модификация ERJ-190.
И это с учетом реальных весов нашей LR! Тех самых трех тонн, о которых было столько истерик.
С ERJ-195 сравнивать нет смысла – это совсем другая модификация.

Кстати, Эмбрайер имел перевес во всех модификациях не меньше нашего – и ничего, мир это воспринял без истерик. Да и в ЛТХ почти ничего не потерял.

Но вернемся к фюзеляжу. Может быть, это покажется странным людям, далеким от аэродинамики, но сопротивление фюзеляжа определяется площадью смачиваемой поверхности фюзеляжа и практически не зависти от его миделя (в разумных пределах).
Как показал анализ, сделанный в ГСС еще на стадии предварительного проектирования, 4-рядная компоновка кресел выгодна для размерности до 70-75 мест, свыше - она уступает по смачиваемой поверхности 5-рядной компоновке. А значит и уступает ей по сопротивлению, и по силовому весу – тоже. Я уже не говорю о более высоком комфорте 5-рядной компоновки, как для пассажиров, так и для экипажа.

Я не беру в сравнение самолеты серии CRJ. Они появились, как созданные на базе бизнес-джетов, которым большой багажник не нужен. И если для Америки – это не велика потеря, то на просторах России и стран СНГ были нередки случаи, когда багаж приходилось посылать ( и посылают сейчас!) вдогонку другим самолетом. Другими словами, заново с таким сечением фюзеляжа новые региональники не делает никто.

Вместе с тем, преимущество более широкого может быть сведено на нет потерями при сочленении его с крылом. Причина – по сравнению с более узким фюзеляжем у него относительная часть крыла занятая фюзеляжем – больше, и соответственно, выше потери в циркуляции крыла. Другими словами, выше индуктивное сопротивление.
Потребовалась огромная работа наших аэродинамиков, совместно со специалистами ЦАГИ, чтобы минимизировать эти потери особой геометрией подфюзеляжного обтекателя. Результат – налицо, аэродинамическое качество выше, чем у Эмбрайера.

Как следствие всего этого, у RRJ и топливная эффективность выше, чем у Эмбрайера, хотя не настолько, как это нам хотелось. Но здесь есть «куда расти».

Как видите, дорогой FRAM, изначальные ваши предпосылки не верны, и, следовательно, не верны и ваши выводы. Думаю в этом – немалая заслуга наших не всегда порядочных оппонентов.

А насчет преимуществ 5-рядной компоновки для пассажиров и экипажа, расскажу как нибудь в другой раз. Мне довелось полетать и на ERJ-175, и на CRJ-200. Так что есть информация для сравнения с нашей машиной…

Полностью поддерживаю  Игоря Александровича. Он прав в своих доводах. Ведь увеличение удельной нагрузки на крыло это путь к уменьшению общей смачиваемой поверхности и возможность полета в крейсере на режимах, близких к максимальному аэродинамическому качеству. Это тем более важно, когда потолок самолета ограничивается не аэродинамикой и энерговооруженностью самолета на этих высотах, а «потолком» КСКВ или ограничениями УВД.

Забыл добавить(сказывается ночь). Хорошо подобранный подфюзеляжный обтекатель существенно уменьшает сопротивление интерференции крыла с фюзеляжем. Что, пожалуй, более важно.

Вы пишете "оптимизм присутствует!

И это самое главное! Удачи всем вам!!!

Вопрос: "4-рядная компоновка кресел выгодна для размерности до 70-75 мест, свыше - она уступает по смачиваемой поверхности 5-рядной компоновке. А значит и уступает ей по сопротивлению, и по силовому весу – тоже."

Чтобы этот тезис был понятнее - у более короткого и толстого фюзеляжа против длинного и тонкого (Сарделька против Сосиски :)) больше строительная высота и меньше длина балки, что позволяет сделать обшивку и продольный набор фюзеляжа «Сардельки» тоньше, и, соответсвенно, легче. Это простой сопромат. В «сарделке» более эффективно работает наддутая обшивка. Это простой стоймех. Это раз.

Короткий фюзеляж позволятет иметь более короткое шасси и, соответственно, более легкое при сохранении одинакового узла касания хвостовой пятой (if any :)) или, при одинаковой с «сосиской» высоте шасси позволяет улучшить ВПХ¹ за счет бОльшего угла отрыва. Это два. http://superjet.wikidot.com/wiki:wing-load

Кстати, а вы знали, что на «Сделано у нас» статьи публикуют посетители, такие же как и вы? И никакой премодерации, согласований и разрешений! Любой может добавить новость. А лучшие попадут в телеграмм @sdelanounas_ru. Подробнее о том как работает наш сайт здесь👈