Sibiryak, эквивалентная центровка - это косвенный учет такого момента, который бы создавала настоящая центровка.
1.Настоящая центровка смещенная вперед создает кабрирующий момент. На Скорости отрыва оперение со стабилизаторами создают пикирующий момент равный моменту центоровки и самолет отрывается
2.Торможение создает так же пикирующий момент. Результирующая момента центровки и момета торможения может быть рассморена как эквивалентный момент центровки. Через него можно пересчитать центровку, соответстующую этому моменту, т.е предположить, что торможения не было, а было только изменена ценровка и создавала соответствующий момент. Разница между истинной центровкой и вновь высчитанной центровкой (с учетом торможения) - это и есть эквивалентная центровка
Но вы правы: что бы убедиться так ли это, луше всего вычислить действительные моменты
Вот это, на мой взгляд, принципиальная ошибка МАК (и тех кто делает расчеты на основе штатного разгона до 175 км/ч). Чем она вызвана? Подгоном МАК под свою версию? Отсутствием графика горизонтального ускорения? Нежеланием его обнародовать? Не знаю. Вот у G-150 все сразу понятно - рассмотрены 4 случая старта при взлете и сделан анализ горизонтального (продольного) ускорения. У нас абсолютно такой же случай.1) Вы говорите, что на участке, от которого я "отталкиваюсь", "уже возможно была сила торможения".
Вы говорите - "график... не линейный".
Мне кажется, делать по такому графику такой вывод - дело довольно
рискованное.
Поэтому я принимаю в данном случае за истину вывод МАКа - на этом участке самолет разгонялся штатно и никакого торможения не было.
Вот это, на мой взгляд, принципиальная ошибка МАК (и тех кто делает расчеты на основе штатного разгона до 175 км/ч). Чем она вызвана? Подгоном МАК под свою версию? Отсутствием графика горизонтального ускорения? Нежеланием его обнародовать? Не знаю. Вот у G-150 все сразу понятно - рассмотрены 4 случая старта при взлете и сделан анализ горизонтального (продольного) ускорения. У нас абсолютно такой же случай.
Поэтому я принимаю в данном случае за истину вывод МАКа - на этом участке самолет разгонялся штатно и никакого торможения не было.
Это надо искать. Я пытаюсьА какая? Давайте внесем поправки.
На первом этапе можно. Для оценкичто вся эта совокупность составляет всего около 20% энергии, расходуемой на разбег машины.
Тяга зависит только от оборотов, скорости, высоты (плотности воздуха)Может быть, есть смысл задуматься - почему в данном случае получается такая довольно "скромная" тяга двигателей?
Построив САХ несущего крыла и приведя его (крыло) к прямоугольному, я и нахожу ЦД крыла - для прямоугольного крыла он находится на 1/4 от начала САХ.
Нет, у нас этого графика нет. У нас только вертикальное ускорение. Но вся "беда" МАК в том, что он не сравнил горизонтальное ускорение данного ЯКа с несколькими аналогичными, успешно взлетевшими. Кстати, на Гольфстриме встречается график с так скажем "перегрузом" - вместо обычных 24000 lbs (фунтов) - примерно 12 тонн, взлет с весом 26000 lbs - примерно 13 тонн. И ничего - взлетел.Какой график горизонтального ускорения Вы имеете ввиду?
Анализ же "горизонтального ускорения" в отчете МАКа присутствует, по-моему.
В любом случае - я не вижу особых оснований вот в этом частном моменте подвергать выводы МАКа сомнению.
Хочу сказать еще раз - может быть, стоит подумать о "довольно скромной" тяге двигателей?
В известных расчетах Vik63 (а я твердо считаю их наиболее адекватными данной задаче) именно факт "взлета" сразу после сброса РУД на МГ доказывает, что начальная установка стабилизатора соответствовала фактической центровке, и Vik63 считает, что именно сброс РУД на МГ послужил непосредственной причиной взлета. Однако снижение пикирующего момента тяги при сбросе РУД на МГ во много раз меньше, чем пикирующий момент от имевшегося торможения (прежде всего, иззза различия плеч моментов), и "последней каплей" могло послужить и относительно небольшое снижение силы торможения - а причина торможения нам достоверно неизвестна. В частности, Pro Contra обращал внимание на возможность заметного снижения силы торможения при съезде на траву ( http://aviaforum.ru/showpost.php?p=9...postcount=5447 ) - но это прошло незамеченным.... Полностью согласен с Вашим мнением о последствиях неизбежных погрешностей. Остается только надеяться, что погрешности эти все-таки не сведут на абсолютное "нет" хотя бы относительное понимание сути происходящего.
Разумеется, эквивалентное изменение центровки - это только удобный параметр, который, ИМХО, упрощает расчеты и делает их более наглядными и "прозрачными".Тем не менее - я никак не могу "въехать" в смысл "эквивалентной центровки".
Что она нам дает?
Если вы имеете в виду "эквивалетную центровку",Ну пересчитали - а дальше то что?
По данным МСРП начальный угол установки стабилизатора составлял 8,7 градуса. Во время разбега его положение было доведено до следующего дискретного положения, что составило 9,5 градусов.................
ИМХО, гораздо важнее, что перекладка стабилизатора была "недоделанной" (во всех смыслах): кнопка удерживалась в течение 5 сек, как на ЯК-40, - хотя на ЯК-42 для значительной перекладки стабилизатора нужно периодически (через 2 сек? - точнее не помню) отпускать и тут же снова нажимать эту кнопку. ИМХО, это и есть непосредственная причина катастрофы и вопиющий пример "отрицательного переноса навыков с ЯК-40 на ЯК-42" - я об этом уже писал, но реакции не было. Другое дело, что при "правильной" перестановке стабилизатора (я имею в виду, что была неустранимая причина торможения) сразу после взлета потребовалось бы срочно отыгрывать стабилизатор обратно - но вроде это не невозможно.
.
1)Не факт. Время разгона была несколько ниже чем у других ЯК42...
2)Не факт, что с ростом скорости ПС росла
3)Вы наверое имеете ввиду равнодействующую тяга-сопротивление-торможение, говоря о "скромной" тяге
Если на взлетном режиме тяга 17000кгс, значит она такая и будет и никуда не денется
4)Это для нулевого угла атаки крыла. С изменеием угла атаки - ЦД должен перемещаться
Это еще один поиск или расчет.
С изменением угла - ЦД резко уходит вперед, это еще одна фишка крыла
При изменении угла атаки в пределах -1.. +4, резко меняется пропорция между верхней и нижней частью профиля крыла по длине оптекания потоком, соответственно меняются скорости потоков, а значит изменяются значения ПС и ЦД
Это для нулевого угла атаки крыла.
Не знаю есть или нет, не то что цифры.1) Давайте на цифрах. (о торможении)
То же нет данных, только, разве что, расчет через тангаж2) Почему "не факт?" (о ПС)
В конечном итоге на участке 11:59:47 вы получили:Я имею ввиду 80% тяги на указанном мной участке при разбеге без торможения.
Меняется тангаж, значит и угол атакиГде Вы видите "изменение угла атаки?"
В частности, Pro Contra обращал внимание на возможность заметного снижения силы торможения при съезде на траву
Разговор не о согласии. Просто даю вам инфуДля любого угла атаки. Не согласны - обоснуйте.
Я уже писал, давно, что после кунга он опять коснулся земли. Скакал как мячик перепрыгивая препятствия. Смотреть п.10 (фото) материалов МАК.после кунга он вставал, да,
но на фото следы не после кунга, а начало следов после схода с ВПП.
точка съемки оператора - с торца ВПП.
это след от левой стойки,
отклонение самолета от оси ВПП тут около 3м.
это ничего не дает и не доказывает, просто для ясности пишу.
Написано же - тормозить можно как угодно - и пораздельно и вместе. Понятно, что тормозить обеими стойками на взлете - то только для остановки имеет смысл.Так как нужно тормозить при рулении - одновременно? И что значит - "чуть нажать"? Где уважаемый shmas? Если рулить как на "тракторе" с блокировкой одной из стоек (постоянно левая), с правой ничего не случится в смысле сброса давления в сливную магистраль?
Почему тогда на графике угол тангажа не изменился?..и не просто, "как мячик", а еще и из стороны в сторону.
Потому что графики можно в "сад". Да и не должен он изменится (вернее МРСП его просто не заметит). Один градус- перепрыгнул кунг- минус один градус- опять на земле.Почему тогда не графике угол тангажа не изменился?
По видимомуПотому что графики можно в "сад".
Сначала по скорости. Не получается. Берем взлетевший (делаем как у G-150) - 50 узлов - 100 км/час и потом через 10 сек. проверяем скоростиНаписано же - тормозить можно как угодно - и пораздельно и вместе. Понятно, что тормозить обеими стойками на взлете - то только для остановки имеет смысл.
Сила торможения пропорциональна величине нажатия на клапан УГ149 педалей, может зависеть и от давления в нагнетающей системе, если оно недостаточно. Если сливная магистраль исправна - взаимного влияния левой-правой половин гидросистемы не должно быть (кроме случая недостаточной производительности гидромотора в нагнетающей системе).
Мозги по поводу ускорений-замедлений-лобового и т.д. - не парьте себе от очередного текущего бурного обсасывания уже обсосанного. По графику нормального взлета от vim1964 - до скорости 165 км/ч ускорение в норме д.б. 2,2 м/с2, ускоряющая тяга - 12 тс за вычетом всех сопротивлений (лобового, шасси, закрылков), после этой скорости - ускорение 1,8 м/c2, остаток тяги для ускорение - 10 тс. РВ на 10 гр. даст несколько сот кгс дополнительного сорпотивления, перевод РУД на взлетный даст еще 3,5...4 тс тяги. Все.
Эти референсные константы я уже не раз озвучивал - но их упорно не видят ... или хотят перепроверить...))
Разговор не о согласии. Просто даю вам инфу
Знаю что ЦД изменяет координаты
Вкратце я вам уже пояснил почему это происходит
Для наглядности даю картинку. Но точными расчетами не располагаю
Если вы имеете в виду "эквивалетную центровку",
то с применением этого понятия легко высчитать величину торможения(если оно появилось) и величину изменения стабилизаторов для компенсации силы торможения