Однако титаническая проделана работа!
Тем не менее, некоторые вопросы всё-таки остались…
1. В частности в п. 1.1.8 Заключения МАК указано:
“1.1.8 Параметры работы двигателей на номинальном и взлётном режимах соответствовали расчётным для фактического положения РУД и условий взлёта.”.
Тем не менее, по данным МСРП-64 после команды КВС о выводе двигателей на номинальный режим БМ установил (см. материалы расследования) в первые 15 сек. разбега Руды в положение 71-74 вместо номинального (см. п. 1.1.64 заключения) при этом фактические обороты турбовентиляторов составили: N тв 1,3=71.3%, Nтв 2 =68.8%.
На 16 секунде разбега БМ добавил режим: Руд 1=90.5 и Руд 2,3=86.3 при этом фактические обороты составили: N тв.1=83.7% (с последующим падением до 79.3%), N тв. 2 =80%. (с последующим падением до 78%), N тв. 3= 77% (с последующим падением до 75.2%).
Тем не менее, согласно табл. 2.2. стр. 39 Практической аэродинамики ЯК 42 по редакцией В.П. Бехтера на номинальном режиме: Руд=90-92 гр. Nв=82.5% Nнд=84.0% Nвд=93.5%
Установка БМ режима в среднем около 2.26% на каждый АД меньше рекомендованного я полагаю привело к вполне ощутимому падению суммарной тяги АД, поскольку зависимость тяги от оборотов вентилятора пораболическая см. “Дросельная характеристика Д 36” стр. 40 Практической аэродинамики ЯК 42 по редакцией В.П. Бехтера.
Получается, что на этапе от начала вывода АД на номинальный режим и вплоть до начала отклонения РВ на создание взлётного угла тангажа двигатели не давали расчётной тяги.
Известно, что
с ростом скорости воздушное сопротивление увеличивается пропорционально квадрату Vв. Таким образом,
установление режима менее рекомендованного РЛЭ, а так же перегруз в 2 тонны вполне могли привести к уменьшению роста градиента скорости на этапе разбега.
Это обстоятельство в последствие (я так думаю) было интерпретировано МАК как следствие непреднамеренного подтормаживания одним из пилотов.
В пользу этой версии свидетельствует и тот факт, что до скорости 185-190 км/час стрессовая ситуация в кабине отсутствовала, а темп роста скорости, как указано в заключении, начал снижаться уже со скорости 160-170 км/час…
Действительно сложно представить себе ситуацию, когда не с того ни с сего один из пилотов в доброжелательной и рабочей обстановке потихоньку начал нажимать на тормоза…
В отчёте МАК указано:
“1.1.77 Через 5 секунд после начала действий по подъёму переднего колеса по команде КВС наиболее вероятно бортмехаником был установлен взлётный режим.”.
Тем не менее, по данным расшифровки МСРП 64, БМ установил Руд 1= 116 гр. Руд 2,3=111гр., что соответствует рекомендованным значениям (Руд взл.=110-115 гр.), однако обороты двигателей зарегистрированные МСРП 64 фактически составили Nтв. 1= 89.5%, Nтв. 2=86%, Nтв.3=84.1%.
Согласно всё той же табл. 2.2. стр. 39 Практической аэродинамики ЯК 42 взлётному режиму должны соответствовать Nв=92% Nнд=90.5% Nвд=98%.
Таким образом, БМ выставил режим по индикации РУД. Тем не менее, тяга двигателя определяется (при прочих равных условиях) частотой вращения роторов, а не положением управляющего рычага РУД. Полагаю, что пассажир будет чувствовать себя комфортнее, зная, что режим работы двигателей выставлен по показаниям указателя оборотов турбовентилятора (в этом случае недостатки в регулировке системы управления АД, влияние других факторов будут нивелированы действиями БМ и в этом случае не будет происходить суммирование возможных ошибок)…
2. В п. 1.1.69 Заключения МАК указано, что:
“1.1.69 В момент времени 11.59.18 --- 11.59.20. на самолёт начала действовать тормозящая сила, о чём свидетельствует уменьшение градиента нарастания скорости (до 3.3 км./час./ сек).”.
Как
я полагаю, причина иная: с этого момента аэродинамическое сопротивление увеличилось на столько, что в условиях недостаточной тяги и большей (на 2000 кг) взлётной массы, а значит меньшей тяговооружённости, это стало заметно сказываться на темпе роста скорости (градиент роста скорости стал снижаться).
3. В отчёте МАК указано:
“1.1.70 По результатам лётного эксперимента установлено, что обжатие тормозных педалей в процессе разбега возможно только, ЕСЛИ НОГИ (СТУПНИ) пилота стоят неправильно (каблуки не на полу) и находятся на тормозных педалях (площадках) при этом небольше по величине усилиям нажатие на педали может быть не замечено пилотом. Указанное небольшое изменение продольной перегрузки (её уменьшение) так же может быть не замечено членами экипажа.”.
Тем не менее в п. 1.1.47 этого же документа указано, что:
“В методических материалах по подготовке лётного состава на самолёт ЯК 42 отсутствуют рекомендации экипажу по положению ног на педалях на различных этапах полёта.”.
Весёленькая, однако, картина вырисовывается: самолёт эксплуатируется не первый десяток лет, а рекомендаций по правильной постановке ног на педали не существовало вплоть до последних указаний МАК...
Тут уже не к пилотам должны быть претензии (я так думаю).
5. В отчёте указано, что:
“1.1.71 По результатам математического моделирования и лётного эксперимента установлено, что первоначальное усилие для обжатия тормозных педалей не превышало 10-12 кг.с., тормозящая сила была примерно 1700 кгс (давление в тормозах по расчёту, которое индицировалось на манометрах в кабине экипажа составляло 25 кгс).
1.1.73 В дальнейшем величина обжатия тормозных педалей не была постоянной. Средняя величина обжатия увеличивалась и к моменту времени 11.59.36 (за 650 метров до схода самолёта на грунт, дополнительная тормозящая сила составила величину примерно 8000 кгс. (усилие на педалях 32…34 кгс. Давление в тормозах по манометру составляло 75 кг/.см.кв.) которая сохраняла такое значение вплоть до отрыва самолёта. Анализ показал, что тормозящая сила подобной величины может быть создана только при использовании системы торможения основных колёс шасси.”.
В выводах технической комиссии указано, что:
“непосредственной причиной катастрофы явились ошибочные действия экипажа, выразившиеся в обжатии тормозных педалей перед подъёмом носового колеса при неправильном положении ног на педалях”.
С учётом результатов судебно-медицинского исследования получается следующая клиническая картина:
Приняв на кануне фенобарбитал второй пилот на скорости 160-170 км/час “отъехал” и тайком от других членов экипажа начал притормаживать посредством использования основной системы торможения. Далее он был ювелирно точен…
Увеличивая усилие на педалях (до 8000 кгс. при отрыве) он сумел (имея пониженную чувствительность нижних конечностей и находясь под воздействием медицинских препаратов) нажимать их синхронно, создавая одинаковые тормозящие силы для левой и правой ГОШ (чтобы не выкатиться вбок “на обочину” при разгруженном ПОШ после взятия КВСом штурвала на себя и незначительном, но всё-таки увеличении угла тангажа до 2 гр.) а так же таким образом, чтобы скорость Vв (пусть и не так быстро) при этом росла …
При всём этом пилот активно работал РН (работал теми же педалями в другой плоскости)…
Тут без медпрепаратов и потери чувствительности захочешь соответствовать ситуации – не у каждого получиться…
Кроме того, в интервале 11.59.32 до 11.59.47 сила дополнительного сопротивления как указал в заключении МАК - увеличивалась (составив 8000 кгс в интервале с 11.59.36 до отрыва в 11.59.52) а значит логично ожидать увеличения пикирующего “момента тормозящей силы” в этом временном интервале и как следствие уменьшения угла тангажа (так как стабилизатор в положение -9.53 переставлять в этом интервале ещё не начали). Тем не менее,
тангаж в этом временном интервале не менялся и фактически составил 2 гр.
6. В п. 1.1.76 указано:
“По результатам моделирования и лётного эксперимента установлено, что пикирующий момент, создаваемой тормозящей силой, превышал суммарный кабрирующий момент от стабилизатора и руля высоты.”.
Исследовав материалы авиакатастрофы МАК пришёл к выводу о том, что:
“ошибочные действия экипажа выразившиеся в обжатии тормозных педалей привели к созданию тормозной силы на колёсах основных стоек шасси, дополнительного пикирующего момента, невозможности своевременного создания взлётного угла тангажа…”.
Стоит обратить внимание на то, что МАК в заключении НЕ раскрывает относительно какой именно точки ВС тормозящая сила создаёт
“дополнительный пикирующий момент”, препятствующий своевременному увеличению угла тангажа…
Тем не менее, вариантов не так много.
Есть все основания полагать, что МАК имел ввиду момент на пикирование от силы дополнительного сопротивления относительно центра тяжести самолёта. Характеристиками этого момента являются:
- сила: F доп.торм,
- точка приложения силы: точка касания ГОШ
- плечо силы F доп.торм относительно центра тяжести: фактически это расстояние от центра тяжести до линии действия силы.
Таким образом МАК в своём заключении исходит из того, что момент силы дополнительного сопротивления (как следствие не преднамеренного подтормаживания пилотом) относительно центра тяжести ВС препятствовал перебалансировке самолёта по тангажу (препятствовал подъёму ПОШ) несмотря на то, что самолёт достиг необходимой скорости отрыва (Vв = 210). Для парирования этого момента экипаж был вынужден переложить стабилизатор до - 9.53 гр. И отклонить РВ на -13.2 гр.
С моей точки зрения это весьма спорное утверждение…
Обоснование – достаточно простое:
Я считаю, что при оценке кинематики обсуждаемой катастрофы самолёт следует рассматривать как твёрдое тело (разумеется до момента столкновения с землёй), а систему сил, действующих на это тело (до момента выхода на закритические углы атаки крыла и срыва потока) как плоскую систему сил.
При данных допущениях справедлива теорема Пуансо:
“систему сил, произвольно расположенных на плоскости, можно заменить совокупностью одной силы , равной их главному вектору , и приложенной в произвольно выбранном центре приведения, и одной пары, момент которой равен главному моменту заданных сил относительно центра приведения.”.
Источник:
http://nwpi-fsap.narod.ru/lists/statika/2.htm
В первом приближении движение тела может быть представлено суммой бесконечно близких статических состояний этого тела.
Для любого из этих состояний: главный вектор сил и главный момент сил, приложенные к произвольной точке этого тела равны нулю.
На этапе от начала подъёма ПОШ до отрыва самолёт не теряет связи с ВПП (ГОШ касаются ВПП) а значит движение тела - не является свободным. Движение ВС на этом участке является суммой двух движений: поступательного движения ВС с ускорением вдоль ВПП и
ПОВОРОТА самолёта на увеличение угла тангажа.
Поскольку есть поворот, то в связи с этим возникает вопрос через какие точки ВС проходит ось вращения?
Чтобы ответить на этот вопрос необходимо “нагуглить” само понятие “
ОСЬ ВРАЩЕНИЯ ТВЁРДОГО ТЕЛА”.
БСЭ даёт следующее определение:
“Ось вращения мгновенная, у твёрдого тела, имеющего неподвижную точку (например, гироскопа), проходящая через эту точку ось, поворотом вокруг которой тело перемещается из данного положения в положение к нему бесконечно близкое; движение тела за конечный промежуток времени слагается из последоват. поворотов вокруг мгновенных О. в., непрерывно изменяющих своё направление в пространстве.”.
Понять, что происходит с ВС в процессе перебалансировки по тангажу можно на следующем примере:
Если поставить перед собой модель ВС и имитировать прирост Y г.о. (от переложенного стабилизатора и переложенного РВ) нажатием на ГО вниз, то при этом хвостовая часть ВС переместиться вниз, а носовая и средняя часть (вместе с центром тяжести) – поднимется вверх по OY (я так думаю). При этом точка касания ГОШ будет неподвижна. С учётом определения оси вращения логично в этой ситуации утверждать, что поворот модели ВС происходит относительно оси проходящей через точку касания ГОШ.
На этапе подъёма ПОШ самолёт участвует как в поступательном, так и во вращательном движении, при этом точка касания ГОШ в наименьшей степени изменяет свою энергию (по сравнению с другими точками ВС) поскольку в результате поворота не меняет свою координату по оси OY (в отличие от центра тяжести и других точек ВС). Логично предположить, что и в этом случае поворот ВС (на увеличение угла тангажа) происходит относительно оси проходящей через точку касания ГОШ и направленной параллельно оси OZ.
Изложенное выше приводит к выводу о том, что
увеличение угла тангажа (и как следствие увеличение подъёмной силы крыла) на этапе подъёма ПОШ происходит в результате поворота ВС относительно точки связи самолёта с поверхностью ВПП (относительно точки касания ГОШ), а вовсе не в результате поворота ВС относительно центра масс.
В пользу утверждения изложенного выше свидетельствует и тот факт, что ВС на этапе подъёма не может повернуться на увеличение угла тангажа, при неизменном по оси OY положении центра тяжести,
поскольку движение не является свободным и этому движению будут мешать ГОШ (при неизменном положении ЦТ они должны будут “уйти” под поверхность ВПП).
Другим наиболее известным
примером несвободного движения является, например, движение маятника. Поворачивается он относительно точки подвески, а центр тяжести находится намного ниже.
Примером несвободного движения является и движение детских качелей (а-ля бревно на упоре). Отличие рассматриваемой ситуации только в том, что ВС и упор (ГОШ) перемещаются вдоль ВПП.
То, что ЯК 42 при M взл=54000 кг., Vв=210 км/час и угле атаки 3гр. не летит, а БЫСТРО ЕДЕТ уже знают все. и никто не спорит по этому поводу:
Ya=Cya*Sкр*q*V2/2=0.6*150*1.225*58.33*58.33/2=187567 (Н)
G взл=54000*9.83=530820 (Н)
Без учёта Yго (направленной вниз) имеем:
N сумм(пош и гош) прибл.=530820-187567= 343253 (Н)
Таким образом, не о каком свободном движении речь не идёт.
В связи с изложенным выше возникает ещё один вопрос: Какой смысл разрешать уравнение моментов сил относительно центра тяжести (определяя препятствующие увеличению угла тангажа моменты) если самолёт до момента отрыва не имеет возможности (в силу всё тех же связей с землёй) поворачиваться относительно центра тяжести?
Пикирующий момент как следствие торможения может возникнуть от действия сил инерции (приложенных в расчёте к центру тяжести) в случае отрицательного градиента скорости Vв (в случае уменьшения Vв).
Фактические обстоятельства таковы, что к 11.59.32 двигатели вышли на тягу близкую к взлётной, скорость составляла 210-215 км./час и была достаточна для подъёма, градиент скорости был положительный, РВ в положении – 10.7, стабилизатор -8.68, момента от силы дополнительного сопротивления (приложенной к точке касания ГОШ) относительно оси поворота ВС проходящей так же через точку касания ГОШ– быть не может в силу аксиомы статики, согласно которой:
“Если линия действия силы проходит через некоторую точку, то относительно этой точки плечо силы и ее момент равны нулю”. Тем не менее, несмотря на все перечисленные выше условия, подъёма ПОШ (увеличения угла тангажа до 10 гр.) не произошло…
Я полагаю, что
такое возможно при центровке отличной от расчётной и положении стабилизатора не соответствующем фактической центровке.
При этом прирост кабрирующего момента от перекладки стабилизатора с -8.68 до -9.63. и дополнительного отклонения РВ на 3.2 гр. (с – 10.7 до -13.9) компенсируют не пикирующий “момент от силы дополнительного сопротивления”, а прирост пикирующего момента от силы тяжести смещённой вперёд относительно расчётного положения.
7. В п. 1.1.87 Заключения МАК указано, что:
“После отрыва, из-за пропадания пикирующего момента от дополнительной тормозящей силы на основных колёсах шасси, произошёл резкий рост угла тангажа (до 19 гр за 2 сек) со срабатыванием сигнализации о выходе за эксплуатационный диапазон углов атаки.”.
Чуть ниже указано, что техническая комиссия считает, что имело место
“отклонение РВ на кабрирование, которое в два раза превышало потребное при штатном выполнении взлёта согласно РЛЭ, что после отрыва ВС от земли на удалении 450 метров за выходным торцом ВПП23 привело к выходу на закритические углы атаки с большой угловой скоростью тангажа, сваливанию на малой высоте, столкновению с препятствиями и разрушению”.
Подобные противоречия, с моей точки зрения, свидетельствуют о том, что в технической комиссии не только работают разные люди, имеющие отличные точки зрения на причины авиакатастрофы, но и о том, что эти иногда диаметрально противоположные суждения находят своё отражение в одном Заключении МАК…