МС-21, обсуждение дизайна

[G8000]

Сводная таблица основных параметров. Эта таблица двухлетней давности. Уже думаю можно будет дополнить данные по XLR и MAX10. А220-500 не существет на данный момент. я поигрался с простым удлинением салона. Для МС-21 максимальное количество пассажиров указал в соотвествии с цифрой в сертификате типа.

Для удобства скопируйте и перетаищите ее в Excel
Ревизия Rev NC.

A220-300

A220-500

A319NEO

A320NEO

A321NEO

A321XLR

737-7

737-8-200

737-9

737-10

MC21-200

MC21-300

WEIGHT

MRW, Maximum Ramp Weight, t

71.3​

75.9​

75.9​

79.4​

97.4​

80.512​

82.417​

88.541​

89.992​

MTOW (t)

70.9​

75.5​

75.5​

79​

97​

101​

80.285​

82.644​

88.314​

89.765​

72.56​

79.25​

MLW (t)

58.74​

62​

63.9​

67.4​

77.3​

66.043​

69.308​

74.343​

75.931​

63.1​

71.3​

MZFW (t)

57.6​

59.18​

60.3​

64.3​

73.3​

62.913​

65.952​

70.987​

72.574​

59.6​

68.1​

FUEL, Left Main Tank, l

3770​

3770​

7979.5​

7738.35​

7738.35​

FUEL, Right Main Tank, l

3770​

3770​

7979.5​

7738.35​

7738.35​

FUEL, Center Tank, l

13968​

13968​

8250​

8248​

8248​

FUEL, standard, l

21,508​

21,508​

24,209​

23,859​

23,490​

25,816​

25,816​

25,816​

25,816​

26,154​

26,154​

FUEL AUX, MAX(unusable), l

10,614​

8,484​

9,363​

13,529​

15,524​

MAX FUEL, kg, 0.8

17.21​

17.21​

19.43​

19.09​

18.79​

0.00​

20.65​

20.65​

20.65​

20.6528​

20.92​

20.92​

OEW (t)

37.08​

39.68​

42.6​

44.3​

50.1​

51.7​

43​

45.07​

48.1​

49.9​

40.7​

46.80​

Minimum Weight, t

37.2​

39.6​

46.3​

47.1​

MPLD, Maximum Payload, t

18.70​

19.50​

17.70​

20.00​

25.50​

19.91​

20.88​

22.89​

22.67​

18.90​

21.10​

FUEL @ MPLD

15.12​

16.32​

15.20​

14.70​

21.40​

101.00​

17.37​

16.69​

17.33​

17.19​

12.96​

11.35​

PLD @ MAXFUEL

53.69​

58.29​

56.07​

59.91​

78.21​

59.63​

61.99​

67.66​

69.11​

51.64​

58.33​

WEIGHT RATIOS

OEW/MTOW

0.52​

0.53​

0.56​

0.56​

0.52​

0.51​

0.54​

0.55​

0.54​

0.56​

0.56​

0.59​

MPLD/MTOW

0.26​

0.26​

0.23​

0.25​

0.26​

0.00​

0.25​

0.25​

0.26​

0.25​

0.26​

0.27​

MPLD/OEW

0.50​

0.49​

0.42​

0.45​

0.51​

0.00​

0.46​

0.46​

0.48​

0.45​

0.46​

0.45​

PAX/OEW

4.31​

4.79​

3.76​

4.40​

4.87​

4.72​

4.00​

4.66​

4.57​

4.61​

4.05​

3.74​

FuelMAX/MTOW

0.24​

0.23​

0.26​

0.24​

0.19​

0.00​

0.26​

0.25​

0.23​

0.23​

0.29​

0.26​

MLW/MTOW

0.83​

0.82​

0.85​

0.85​

0.80​

0.00​

0.82​

0.84​

0.84​

0.85​

0.87​

0.90​

OEW/Seat (t)

0.23​

0.21​

0.27​

0.23​

0.21​

0.21​

0.25​

0.21​

0.22​

0.22​

0.25​

0.27​

FUSELAGE

Fuselage diameter, m

Fuselage width, m

3.7​

3.7​

3.95​

3.95​

3.95​

3.95​

3.76​

3.76​

3.76​

3.76​

4.06​

4.06​

Fuselage height, m

3.7​

3.7​

4.14​

4.14​

4.14​

4.14​

4.025​

4.025​

4.025​

4.025​

4.06​

4.06​

Finess ratio

8.57​

9.51​

11.27​

11.27​

8.63​

10.21​

10.9​

TBA

Seats, single class (high density)

160​

190​

160​

195​

244​

244​

172​

210​

220​

230​

165​

175​

Seats abreast

5​

5​

6​

6​

6​

6​

6​

6​

6​

6​

6​

6​

Cabin Length (m)

27.5​

32.32​

23.78​

27.51​

34.44​

34.4​

26.1​

30​

32.7​

34.3​

26.5​

31.9​

Cabin width, m

3.28​

3.28​

3.7​

3.7​

3.7​

3.7​

3.53​

3.53​

3.53​

3.53​

3.81​

3.81​

Cabin Hight, m

2.13​

2.13​

2.18​

2.18​

2.18​

2.18​

2.12​

2.12​

2.12​

Aisle width, m/in

0.51/20

0.51/20

0.48/19

0.48/19

0.48/19

0.48/19

0.51/20

0.51/20

0.51/20

0.51/20

0.61/24

0.61/24

Cabin floor area m²

84​

99.43​

82.7​

Passenger Cabin volume, m³

120​

139​

155​

155​

Cockpit volume, m³

9​

9​

9​

9​

Pressurized Fuselage Volume, m³

285​

330​

418​

Seat/area

Seat/volume

Seat/meter cabin

5.82​

5.88​

6.73​

7.09​

7.08​

7.09​

6.59​

7.00​

6.73​

6.71​

6.23​

5.49​

Passenger deplane pax/min

18​

18​

20​

20​

20​

20​

18​

18​

18​

18​

Passenger enplane pax/min

12​

12​

12​

12​

12​

12​

12​

12​

12​

12​

Aircraft Length (m)

38.7​

43.52​

33.84​

37.57​

44.51​

44.51​

35.56​

39.52​

42.16​

43.8​

36.8​

42.2​

Aircraft Height, m

11.5​

11.5​

11.76​

11.76​

11.76​

11.76​

12.3​

12.3​

12.3​

12.3​

11.5​

11.5​

WING

Wing span, m

35.1​

35.9​

35.8​

35.8​

35.8​

35.8​

35.9​

35.9​

35.9​

35.9​

35.9​

35.9​

Wing area, m²

112.3​

113.5​

122.6​

122.6​

122.4​

122.4​

127​

127​

127​

127​

138​

138​

Aspect Ratio

10.14811​

10.15​

10.15​

10.15​

1/4 chord sweep

25​

25​

25.03​

25.03​

25.03​

25.03​

MAC

Flap Span/Wing Span

0.599​

0.599​

0.599​

0.599​

VERTICAL TAIL

Area, m²

28.2​

26.44​

26.44​

26.44​

26.44​

Height, m

7.16​

7.16​

7.16​

7.16​

Rudder Area, m²

5.22​

5.22​

5.22​

5.22​

Aspect Ratio

1.94​

1.94​

1.94​

1.94​

Taper Ratio

0.271​

0.271​

0.271​

0.271​

1/4 chord sweep

35​

35​

35​

35​

HORIZONTAL TAIL

Tailplane Area, m²

36.6​

36.6​

32.78​

32.78​

32.78​

32.78​

Elevators Area, m²

6.55​

6.55​

6.55​

6.55​

Span, m

12.263​

12.263​

12.45​

12.45​

12.45​

14.35​

14.35​

14.35​

14.35​

Aspect Ratio

6.16​

6.16​

6.16​

6.16​

Taper Ratio

0.203​

0.203​

0.203​

0.203​

1/4 chord sweep

30​

30​

30​

30​

UNDERCARRIAGE

Track, m

6.73​

6.73​

7.59​

7.59​

7.59​

7.59​

5.72​

5.72​

5.72​

5.72​

Wheelbase, m

14.63​

18.7​

12.64​

16.9​

16.9​

12.6​

15.6​

17.17​

18.34​

Turning radius, m

21.76​

22.5​

24.7​

24.7​

21.6​

22.3​

22.6​

22.6​

Tail skid angular clearance, (TO/landing), deg

13/11

10.5/9

15.5/13.9

13.5/11.7

11.2/9.7

11/9.2

10/8.3

BAGGAGE/CARGO

Hold capacity, m³

31.6​

42.6​

44.3​

50.1​

32.3​

43.6​

51.3​

55.5​

34​

49​

Water volume, FWD CC, m³

12.65​

8.52​

13.28​

22.81​

12.3​

19​

23.2​

25.8​

Water volume, AFT CC, m³

14.81​

13.91​

18.26​

23.03​

20​

24.6​

28.2​

29.7​

Water volume, Bulk CC, m³

n/a

n/a

7.51​

5.88​

5.88​

n/a

n/a

n/a

n/a

Max loading, FWD Cargo Comp,kg

2446​

2.268​

3.4​

5.67​

Max loading, AFT Cargo Comp, kg

2606​

3.021​

4.536​

5.67​

Rear (bulk), t

n/a

n/a

1.497​

1.497​

0.8​

n/a

n/a

n/a

n/a

n/a

Container/pallet options

no

no

LD3-45

LD3-45

LD3-45

LD3-45

no

no

no

no

no

Volume per passenger

Range, no ACT (NM)

3350​

3300​

3750​

3500​

4000​

4700​

3850​

3550​

2875​

2700​

3500​

3200​

Speed, M

0.78​

0.78​

0.82​

0.82​

0.82​

0.82​

0.79​

0.79​

0.79​

0.79​

0.79​

0.79​

LOADINGS

MAX wing Load kg/m²

631.34​

665.20​

615.82​

644.37​

792.48​

825.16​

632.17​

650.74​

695.39​

706.81​

525.80​

574.28​

POWER PLANT

Installed thrust, MAX (k lb)

46.6​

49.5​

48.8​

54​

66.22​

66​

53.58​

56.06​

58.64​

58.64​

56​

62​

Thrust/Weight Ratio

0.30

0.30

0.29

0.31

0.31

0.30

0.31

0.30

0.30

0.35

0.35

Fan Diameter, m/in

1.854/73

2.22/87.57

2.22/87.57

2.22/87.57

2.22/87.57

2.22/87.57

BPR

12

12.5

12.5

12.5

12.5

11

11

11

11

12

12

OPR

50

50

50

50

50

40

40

40

40

50

50

Engine type

PW1524G-3

PW1100G

PW1100G

PW1100G

LEAP-1B

PW1431G

PW1431G

Engine weight, each, t

2.177

2.177

2.86​

2.86​

2.86​

2.78

2.86​

2.86​

 

[G8000]

А вот источники что я использовал

https://www.airliners.net/forum/viewtopic.php?f=5&t=1465935

https://web.archive.org/web/20191027145204/https://www.airbus.com/content/dam/corporate-topics/publications/backgrounders/Airbus-Family-Figures-booklet.pdf

https://web.archive.org/web/20180711151930/https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/TCDS%20EASA%20IM%20A%20570%20Issue%2010.pdf

https://www.boeing.com/commercial/737max/

https://www.easa.europa.eu/downloads/16507/en

https://web.archive.org/web/20171015044040/http://news.commercialaircraft.bombardier.com/wp-content/uploads/2015/06/C-Series-Factsheet_CS100.pdf

https://web.archive.org/web/20160304065427/http://news.commercialaircraft.bombardier.com/wp-content/uploads/2015/06/C-Series-Factsheet_CS300.pdf

https://www.boeing.com/resources/boeingdotcom/commercial/airports/acaps/737MAX_RevE.pdf

https://en.wikipedia.org/wiki/Embraer_E-Jet_E2_family

http://www.b737.org.uk/737max.htm

https://www.flyembraer.com/irj/go/k...rgonomia/Home Page/Documents/APM_E-JetsE2.PDF

https://www.airbus.com/sites/g/files/jlcbta136/files/2021-11/Airbus-Commercial-Aircraft-AC-A321.pdf

https://www.airbus.com/sites/g/files/jlcbta136/files/2021-11/Airbus-Commercial-Aircraft-AC-A320.pdf

 

[G8000]

PW, GTF family

Program[a]	PW1100G	PW1400G	PW1500G	PW1900G	PW1700G	PW1200G
Fan Diameter	81 in (206 cm), 20 blades		73 in (185 cm), 18 blades		56 in (142 cm), 18 blades
Bypass ratio	12.5:1	12:1			12:1
Static Thrust	24,000–35,000 lbf	28,000–31,000 lbf	19,000–23,300 lbf	17,000–23,000 lbf	15,000–17,000 lbf	15,000 lbf
	110–160 kN	120–140 kN	85–104 kN	76–102 kN	67–76 kN	67 kN
Compressor	Axial flow, 1 geared fan, 3 stage LPC, 8 stage HPC=2HPT-3LPT		same except 2 stage LPC
Combustor	Talon-X Lean-Burn Combustor
Turbine	Axial flow, 2-stage HP, 3-stage LP
Application	A320neo family	Irkut MC-21	A220 family	E-Jet E2 190/195	E-Jet E2 175	SpaceJet M90/M100
Service entry	2016/01/25	2021	2016/07/15	2018/04/24	2021	2021
Type Certificate Data sheet
Length

[a] The first digit of the program or model number indicates the generation (1 for this engine family). The second digit represents the customer (1 for Airbus, 2 for Mitsubishi, 4 for Irkut, and 5 for ex-Bombardier). The last two digits denote the nominal thrust in kilopounds of a model. (The digits "00" just represent the overall engine program, not a particular thrust model.) The suffix "G" indicates a geared turbofan engine

fan spinner face to aft flange

 

[G8000]

GE, LEAP engines

Model	LEAP-1A	LEAP-1B	LEAP-1C
Configuration	Twin-spool, high bypass turbofan
Compressor	1 fan, 3-stage LP, 10-stage HP
Combustor	Second generation Twin-Annular, Pre-Mixing Swirler Combustor (TAPS II)
Turbine	2-stage HP, 7-stage (-1B: 5-stage) LP
Bypass ratio[53]	11:1	9:1	11:1
OPR	40:1[53] (50:1, Top-of-Climb)
Cruise TSFC	0.51 lb/lbf/h (14.4 g/kN/s)	0.53 lb/lbf/h (15.0 g/kN/s)	0.51 lb/lbf/h (14.4 g/kN/s)
Fan diameter	78 in (198 cm)	69.4 in (176 cm)	77 in (196 cm)[57]
Length	3.328 m (131.0 in)

Variant	Take-Off Thrust	Max. Continuous
-1C30	137.14 kN (30,830 lbf)	133.22 kN (29,950 lbf)
-1C28	129.98 kN (29,220 lbf)	127.93 kN (28,760 lbf)
-1B28	130.41 kN (29,320 lbf)	127.62 kN (28,690 lbf)
-1B27	124.71 kN (28,040 lbf)	121.31 kN (27,270 lbf)
-1B25	119.15 kN (26,790 lbf)	115.47 kN (25,960 lbf)
-1A30, 32, 33, 35A	143.05 kN (32,160 lbf)	140.96 kN (31,690 lbf)
-1A26	120.64 kN (27,120 lbf)	118.68 kN (26,680 lbf)
-1A24	106.80 kN (24,010 lbf)	106.76 kN (24,000 lbf)
-1A23	106.80 kN (24,010 lbf)	104.58 kN (23,510 lbf)

 

[G8000]

ODK

Model	PD-14A	PD-14	PD-14M
Application	MC-21-200, A-40	MC-21-310	MC-21-400
Configuration
Compressor	1 fan + 3-stage LP + 8-stage HP	1 fan + 4 LP + 8 HP
Combustor
Turbine	2-stage HP + 6-stage LP
Bypass ratio[53]	8.6​	8.5​	7.2​
OPR	38​	41​	46​
TSFC, lb/lbf/h		0.506​	0.526​
Fan diameter	1,900 mm (75 in)	1,900 mm (75 in)	1,900 mm (75 in)
Length
Max. Width
Max. Height
Dry weight, kg	2870​	2870​	2970​
Power Plant weight		3780​
Max. Take-Off thrust, kgf	12.5 tf (27,600 lbf)	14000​	15.6 tf (34,400 lbf)
Thrust on cruising mode (Н=11 km, М=0.8), kgf
Thrust-to-weight ratio	4.36​	4.88​	5.25​

The PD-14 Engine and Advanced Engines Family www.avid.ru

Aviadvigatel Mulls Higher-thrust PD-14s To Replace PS-90A | AIN The Russian engine maker has engaged in talks with four domestic airframers over potential applications. www.ainonline.com

 

[astoronny]

Таблицестроение есть занятие увлекательное, спору нет!
...и скрупулезное приведение ссылок может только приветствоваться...
Дизайн (таблиц) тоже красив.

Но вот не надо никаких ссылок, чтобы понять, что по двигателю ПД-14 цифры в таблице есть сомнительные... весьма.
Вот это LEAP c двухконтурностью 9, максимальной степенью повышения давления 50 и удельным расходом 0.53...
Вот наш ПД с двухконтурностью 8.5, максимальной степенью повышения давления 41 и удельным расходом 0.506...
Любой более-менее понимающий двигателист скажет, что этого не может быть, потому что этого не может быть никогда.
Чтобы дискутировать дальше, Вам придется рассматривать следующие возможности и доказывать какие-то из них:
1) КПД узлов ПД-14 очень-очень значительно превосходят таковые у LEAP-а.
2) Удельный расход представлен в разных форматах - у кого-то какие-то потери включены, а у кого-то нет.
3) Кто-то просто перезаявляет (в лучшую сторону) свои удельные расходы, а кто-то вообще "свистит".
При этом Вам придется бороться с упорными слухами, что дальность МС-21 с ПД на 10% меньше чем с PW (а говорят,что и не на 10%)...

Я не представляю, какие источники или руководящие документы Вам в этом могут помочь.
Я "сунулся" буквально в значения двух параметров, которые я понимаю, и это не диаметры заклепок - это ключевые величины.
После этого "сувания" доверия к любым другим цифирям из таблиц у меня в принципе быть не может.

 

[G8000]

Таблицестроение есть занятие увлекательное, спору нет!
...и скрупулезное приведение ссылок может только приветствоваться...
Дизайн (таблиц) тоже красив.

Но вот не надо никаких ссылок, чтобы понять, что по двигателю ПД-14 цифры в таблице есть сомнительные... весьма.
Вот это LEAP c двухконтурностью 9, максимальной степенью повышения давления 50 и удельным расходом 0.53...
Вот наш ПД с двухконтурностью 8.5, максимальной степенью повышения давления 41 и удельным расходом 0.506...
Любой более-менее понимающий двигателист скажет, что этого не может быть, потому что этого не может быть никогда.
Чтобы дискутировать дальше, Вам придется рассматривать следующие возможности и доказывать какие-то из них:
1) КПД узлов ПД-14 очень-очень значительно превосходят таковые у LEAP-а.
2) Удельный расход представлен в разных форматах - у кого-то какие-то потери включены, а у кого-то нет.
3) Кто-то просто перезаявляет (в лучшую сторону) свои удельные расходы, а кто-то вообще "свистит".
При этом Вам придется бороться с упорными слухами, что дальность МС-21 с ПД на 10% меньше чем с PW (а говорят,что и не на 10%)...

Я не представляю, какие источники или руководящие документы Вам в этом могут помочь.
Я "сунулся" буквально в значения двух параметров, которые я понимаю, и это не диаметры заклепок - это ключевые величины.
После этого "сувания" доверия к любым другим цифирям из таблиц у меня в принципе быть не может.

Я выложил из своих загашников что имел. От себя ничего не добавлял. Да и двигатели я добавил чтобы все было как говорится в одном месте. а удельные расходы я даже не знаю для тех двигателей на которых работаю. это вообще самая большая тайна. есть цифры из тех заданий, результаты стендовых испытаний. а высотно скоростные режимы и крейсерские сразу загруженны в компьютер.

А я так думал LEAP это лучшее что сейчас есть в классе. это субъективно конечно. Pasport20 (младший брат) выглядит лучше чем новый RR Pearl.

 

[Aleks W]

На сайте Яковлева сейчас цифра коммерческой загрузки 21300 кг.
МВМ, со слов В. Нарышкина (главный конструктор) будет 85 тонн.
Цифры 21100 кг ПН и 79.24 тонн MTOW уже не актуальны.

 

[G8000]

Я когда смотрю на расположение крыла и что-то немогу понять мне не выглядит как на других самолетах. Можно вычислить САХ крыла и ГО, определить плечою Все равно как то выглядит что крыло вперед по длине физеляжа. 737-9 с разницей в 4 см по длине. я наложил проекции для сравнения. это крыло вперед также поджимает угол при посадке и отрыве. что-то я упускаю

https://docs.google.com/presentation/d/1GZqckPG3cLTynxgRn2Ej9hctnfhQw0_S/edit#slide=id.p1

 

[G8000]

На сайте Яковлева сейчас цифра коммерческой загрузки 21300 кг.
МВМ, со слов В. Нарышкина (главный конструктор) будет 85 тонн. Я постил ссылку на его интервью не так давно.
Цифры 21000 кг и 79 тонн MTOW уже скорее всего не актуальны.

Ого! коммерческая загрузка с изначальных 21.1 изменилась до 21.3. MLW с 71.3 увеличился 73.5 - это и есть две "лишние" тонны в весе конструкции? изначало макс дальность 5900 при 163 РАХ. сейчас указано 5100км при какой нагрузке неизвестно. И как связать изменения MTOW с 79.25 до 85т 5.75 тонн - 5 тонн это доп топливо?

увеличение MTOW говорит о том что проблемы с прочностью крыла решены, удельная нагрузка на крыло увеличилась 574.28 до 615.94 кг/м2

 

[G8000]

Увеличенный взлетный вес требует более энергоемких тормозов, более высокие скорости на разбеге, соответсвенно более нагруженные шины, а также добавленный вес в конструкцию крыла и стоек шасси исходя из условий прочности. Дополнительный вес для "обслуживания" дополнительного весаю Ну и конечно требует увеличение взлетной тяги

 

[Ил-62]

G7500YUL, прошу прощения, за свой оффтопный вопрос. А не Вы ли, как то создавали тут ветку "Авиарегулятор БРИКС" (с таким же обсуждением вопросов)?

 

[Greygrei]

Сбор материалов для видосика в ютюбе объявляется открытым.

Хорошая возможнось донести коллективную форумную мысль до широких народных масс

 

[odin_man]

физеляжа

зачем кормить неграмотного тролля?

 

[G8000]

G7500YUL, прошу прощения, за свой оффтопный вопрос. А не Вы ли, как то создавали тут ветку "Авиарегулятор БРИКС" (с таким же обсуждением вопросов)?

нет, это не я

 

[A_Z]

увеличение MTOW говорит о том что проблемы с прочностью крыла решены,..

Увеличение MTOW говорит лишь о том, что в заданную по ТЗ массу пустого не уложились.
Что там с прочностью (усталостной) крыла - лучше не уточнять...

 

[G8000]

Увеличение MTOW говорит лишь о том, что в заданную по ТЗ массу пустого не уложились.
Что там с прочностью (усталостной) крыла - лучше не уточнять...

Поправьте меня если я ошибаюсь, у МС-21 лонжероны и панели композитные. Только нервюры из металла. У композита нет усталости, в отличие от металла. Надо будет крыло отдельно разбирать, что хотели и что стало...

 

[astoronny]

У композита нет усталости, в отличие от металла.

Это неверный и опасный стереотип.
Есть.
Другой физической природы, со своими особенностями, но есть у любого вида композита...
Просто мы еще не слишком много и хорошо знаем о длительной эксплуатации композитов - металлы за тысячи лет выучили лучше...
...вот и ныряем в "клубочках ниток" к Титанику...

 

[G8000]

Это неверный и опасный стереотип.
Есть.
Другой физической природы, со своими особенностями, но есть у любого вида композита...
Просто мы еще не слишком много и хорошо знаем о длительной эксплуатации композитов - металлы за тысячи лет выучили лучше...
...вот и ныряем в "клубочках ниток" к Титанику...

я читал что при испытании Б787 провели 120тыс циклов нагружения. дальше не стали сославшись на нецелесообразность. мы сейчас обсуждаем первое поколение композитов применяемых массово в гражданской авиации. Где-то в цифрах дизайнеров и экономистов композиты выглядят пердпочтительно. для производства это кошмар. Я работал Shorts Bros. на CSeries. Хоть крыло и удобное для работы внутри, нижнюю поверхность я выстилал мягким. если инструмент упал железом о поверхность - NDT надо. Кто-то поставил зажим на стрингеры, сняли зажимы - вмятины остались, NDT and stress eng надо. А если болт торчит наружу то выбивать его и sleeve и делать более глубокий countersink. Короче, если с первой попытки не попал как надо правильно, переделка сложнее чем на металле

 

[ViperNN]

У композита нет усталости, в отличие от металла.

Да ладно?