Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

Вы на интересный момент обратили внимание, уважаемый Pro Contra! Вообще странным выглядит такое изменение скорости при отрыве со знакопеременным ускорением, даже для обычного взлета. Не должно быть такого излома вообще, как по мне. Вообще интересен еще фрагмент до пика. Скорость растет синхронно с оборотами (ниже номинала), как будто и не тормозит никто...
Может после передергивания РУД перестали тормозить?
А скорость в "-" дала антенна, оторвались по сути на ней, если взять видео?
В том и дело, что взлет необычный. Скорость на секунду растет - смотрите отрицательная вертикальная перегрузка - ПОШ оторвана от земли, уводить самолет в сторону больше нечем. Зачем тормозить? Тормоза отпущены. В следующую секунду отрыв - тангаж резко растет скорость из-за этого падает + плюс к тому же она недосточная была (просто отрыв произошел из-за рельефа). При обычном взлете - вроде штурвал от себя и выравнивать тангаж. Но тут-то впереди КУНГ - и РВ как был 13 так и держат.
 
Реклама
В том и дело, что взлет необычный. Скорость на секунду растет - смотрите отрицательная вертикальная перегрузка - ПОШ оторвана от земли, уводить самолет в сторону больше нечем. Зачем тормозить? Тормоза отпущены. В следующую секунду отрыв - тангаж резко растет скорость из-за этого падает + плюс к тому же она недосточная была (просто отрыв произошел из-за рельефа). При обычном взлете - вроде штурвал от себя и выравнивать тангаж. Но тут-то впереди КУНГ - и РВ как был 13 так и держат.
А я осмелюсь преположить, что сброс двигателей на МГ позволил сбросить давление в тормозной (убрать ту соринку в перепускном клапане) и летчики с тормозами ни при чем.
 
Спасибо, леди и джентльмены.
Я так и думал.
А пик перегрузки на графике, все-же на какое место на той картинке приходится?
 
А пик перегрузки на графике, все-же на какое место на той картинке приходится?
А вот с этим сложнее. Пик перегрузки был 1.5 сек после отрыва по отчету мак. А 1.5 сек после отрыва это забор после кунга, а не точка 10. Вот тут что то не сходится. Хотя если учесть время на задержку прохождения сигнала и начало самой перегрузки, то будет, да, точка 10.
 
Последнее редактирование:
А я осмелюсь преположить, что сброс двигателей на МГ позволил сбросить давление в тормозной (убрать ту соринку в перепускном клапане) и летчики с тормозами ни при чем.
Между органами управления самолётом и исполнительными устройствами(двигателем,рулём высоты,стабилизатором,тормозами и т.д.) стоят электрические .электронные,гидравлические,механические системы управления.Эти системы могут давать сбои в работе.Сбой это даже не неисправность ,это как правило следствие недоработки.Традиционно сбоями в работе особо славится отечественная электронная техника и программное обеспечение.Методика борьбы со сбоями известна - сброс при отключении питания ,перевод на ноль ,помогает резкое изменение установившегося режима. Посмотрим на предоставленные графики мака. После скорости примерно 210 км экипаж понимает что самолёт не реагирует на действия рудов и руля высоты .Небольшое время на осмысление и следует на первый взгляд дибильная реакция-резкий перевод сначала на ноль и обратно рулей высоты а затем рукояток управления двигателей.Возможно это была попытка устранения сбоя . Просматривая отзывы об самолёте ЯК-42 неоднократно наталкивался на мнение- прекрасный планер и современные двигатели но примитивные электронные системы управления.
 
Вот это наблюдение:

Пик перегрузки был 1.5 сек после отрыва по отчету мак. А 1.5 сек после отрыва это Кунг, а не точка 10. Вот тут что то не сходится. Хотя если учесть время на задержку прохождения сигнала и начало самой перегрузки, то будет, да, точка 10.

И вот это:

Обрубаем этот парашют ,тяга +9000 кгс,скорость начинает падать.Ну пусть угол атаки вырос с 7-до 10-ти, а а.с.с 2000 до 4000-х, даже пусть как на 19 градусах-до 6-ти.Все равно, скорость падать не должна. Интересно,получается, правда?

Позволяют сделать вывод, что многие точки событий на графиках гуляют туда-сюда в пределах двух секунд.
И значит, строить картину происщедшего следует с учетом этих погрешностей, используя логику.

Самолет плохо обслуживался.
Вплоть до того, что основные параметры полета выдавались приборами с большими погрешностями - указатель скорости у БИ, например.
Что уж говорить о второстепенных датчиках.
 
А вот с этим сложнее. Пик перегрузки был 1.5 сек после отрыва по отчету мак. А 1.5 сек после отрыва это забор после кунга, а не точка 10. Вот тут что то не сходится. Хотя если учесть время на задержку прохождения сигнала и начало самой перегрузки, то будет, да, точка 10.
Надо забыть про перегрузку КУНГ - он как слону дробина. Когда многотонная махина приподнимается в воздух а потом шмякается на землю - вот это перегрузка. Она кстати на грунте перед КУНГ была еще раз (совпадает кстати с мини-холмиком на моей карте) .
Тем более скорость 60 м/с - а 1,5*60 = 90 м. Какой же КУНГ?
 
Друзья, а с Д 36 даже в страшном сне не может присниться что то типа явления "сожженное сцепление" когда обороты есть, а тяги нет?
Сергей1261 кажется высказывал гипотезу -провала тяги а обороты в течении минуты ещё по иннерции.Но это отдельный вопрос -надо читать документы.Он же утверждал что однозначно о тяге говорит расход топлива .Но этот параметр в МСРП не пишется.
 
8.4. Заправка самолёта топливом

Применяются два вида заправки: первый - раздельное заполнение одного или нескольких баков через открываемую сверху горловину - так называемая верхняя, или открытая, заправка и второй - централизованная заправка под давлением через один или несколько штуцеров, расположенных в нижней части самолёта, в месте, удобном для обслуживания
Централизованная заправка самолёта топливом под давлением имеет значительные эксплуатационные преимущества перед открытой заправкой через заливные горловины, установленные в каждом баке, так как она более удобна и существенно сокращает время заправки, особенно при большой вместимости топливной системы. Кроме того, исключается возможность попадания в баки посторонних включений, улучшаются условия пожарной безопасности. Однако необходимое для применения централизованной заправки дополнительное оборудование топливной системы самолёта (в том числе предохраняющее баки от повышения допустимого давления) усложняет конструкцию и приводит к некоторому увеличению её массы.
Порядок заправки топливных баков должен обеспечивать нормальную центровку самолёта и обычно противоположен порядку выработки топлива.
Заправка баков осуществляется через штуцеры централизованной заправки (см. рис. 8.5.). За штуцерами установлены магистральные краны заправки, а на входе трубопроводов в баки - краны заправки и гидроуправляемые клапаны.
При заполнении какого-нибудь бака сигнализатор заправки системы выдает сигнал на закрытие V крана заправки этого бака, кран автоматически закрывается и загорается его светосигнализатор. Аналогично автоматически закрываются краны всех заполненных баков. Если какой-нибудь из кранов не закрылся автоматически, то с повышением уровня топлива в баке закрывается поплавковый клапан и поступление топлива в бак все равно прекращается. Симметричные баки разных полукрыльев заправляются одновременно.
При заправке необходимо следить, чтобы разность в количестве топлива в баках левого и правого полукрыльев была не более 1000 кг.
При необходимости неполной заправки какого-нибудь бака заправку можно прекратить ручным закрытием соответствующего крана заправки. Кран закроется и автоматически, если предварительно установить кремальеру соответствующего индикатора на отметку требуемого количества заправляемого топлива. При необходимости применяется топливо с противообледенительными присадками "И", "И-М", "ТГФ" и "ТГФ-М" в количестве не более 0,3% по объему. В качестве антистатического присадка допускается применение "СИГБОЛА".
Заправку топливом производят после выполнения рейса, а дозаправку (если необходимо) - при подготовке к вылету. Количество заправляемого топлива зависит от рейса и определяется штурманом (командиром воздушного судна).
Заправка осуществляется службой ГСМ по заявке АТБ или требованию экипажа воздушного судна через производственно-диспетчерскую службу предприятия. Заправщик предъявляет подписанный контрольный талон, в котором указаны сорт и плотность топлива, разрешение на заправку.
http://kvs-vm.narod.ru/uchob/l8/8.html
 
Реклама
Сергей1261 кажется высказывал гипотезу -провала тяги а обороты в течении минуты ещё по иннерции.Но это отдельный вопрос -надо читать документы.Он же утверждал что однозначно о тяге говорит расход топлива .Но этот параметр в МСРП не пишется.
Должен писаться - называется мгновенный расход топлива. Это надо у vim1964 уточнить.
 
Должен писаться - называется мгновенный расход топлива.
Прекрасно если пишется -но даст ли его нам МАК.Неплохо было бы если он дал заодно и все графики и данные взлёта як -42 на испытательном полёте реконструкции катастрофы.Вот был бы простор для творчества.Мечты-Мечты.
 
Что как мы видим делает абсолютно невозможным подъем ПС ввиду превышения физических возможностей экипажа по отклонению на эти положения РВ.


Благодарю Вас за очень подробный ответ на мои вопросы.

Я писал уже ранее, что не очень понимаю смысла т.н. "эквивалентной" центровки, понятием которой Вы оперируете в своих рассуждениях.
Но то убеждение, с которой Вы отстаиваете свою точку зрения, заставило меня более внимательно отнестись к Вашей идее и попытаться все-таки разобраться - как Вы приходите к выводу, что смещение центровки самолета на 10% " делает сабсолютно невозможным "подъем" ПС ввиду превышения физических возможностей экипажа по отклонению на эти положения РВ" - даже при перекладке стабилизатора с 8.7гр. до 9.5гр.

Итак - Вы утверждаете, что смещение центровки на 10% влечет за собой корректировку стабилизатора на 5гр на кабрирование, что означает конечное его положение - 13.7гр.
Не спорю - по графику положения центровок именно так и есть.
Но является ли эта корректировка совершенно необходимой и обязательной?
Наверное, ДА - если иметь ввиду сохранение на штурвале каких-то расчетных усилий, заложенных конструкторами при проектировании самолета.
Уверен, что НЕТ, если не забывать о том, что возможности управления самолетом должны иметь определенный запас на "всякий случай" (скажем так).

Где границы этого запаса?
Вы видели - я попытался эти границы определить (хотя-бы приблизительно) - и, даже с учетом Ваших поправок получается, что при угле стабилизатора 9.5гр и РВ 14гр отр. подъемная сила ГО достигает 6378кг, что позволяет преодолеть тормозящую силу до 10389кг.
Между тем, как по расчетам МАК-а она достигает 8000кг.

Не сомневаюсь - Вы с таким раскладом, конечно, не согласитесь.
И самый Ваш "убойный" аргумент против - не правильно определенный коэффициент подъемной силы стабилизатора.

Очень даже может быть - я не являюсь "спецом" в этой области, просто, скажем так - с детства я весьма не равнодушен к авиации. И интереса к ней не потерял до сих пор.
Так покажите на цифрах, что получается с "правильным" Cy - тем более, что "альтернативные" способы решения одной и той же задачи только увеличивают шансы на получение правильного ответа.
Согласны?

С другой стороны:

Вы пишите, что для преодоления тормозящей силы в 8000кгс необходимо
выставить стабилизатор на 13.7гр (по графику центровок).
Или, как Вы говорите, необходимо довернуть РВ от 17гр. до 21гр.(при стабилизаторе 9.7гр) - из расчета: 1гр. стабилизатора - 3-4гр. РВ.

Так как при этом Вы ссылаетесь на Бехтира, я, разумеется, решил сам удостовериться, что Бехтир имел ввиду именно то, о чем говорите Вы.
Удостовериться по быстрому не получилось - ну, не нашел я - поэтому и не буду утверждать, что Вы не правы.

Но тогда не прав И.В.Остославский (Аэродинамика самолета - 1957г) - смотрите, что у него говорится по этому поводу :


"В пределах линейной зависимости Cy от a существенно облегчает аналитический расчет продольного момента горизонтального оперения так называемый "коэффициент эффективности руля высоты" (Nв), выражающий подъемную силу оперения при отклонении руля высоты на 1гр в долях
подъемной силы, получающейся при изменении угла атаки оперения на 1 гр.
При докритических числах М для определения коэффициента Nв можно пользоваться формулой

Nв*Nв = Sв/Sг.о

где
Sв - площадь руля высоты
Sг.о - площадь горизонтального оперения

Для стреловидного оперения

Nв.стр = Nв.прям*cosFср
где Fср - средний угол стреловидности руля высоты;

Fср с достаточной степенью точности можно определить по передней кромке руля высоты.
Если, например, площадь руля высоты составляет 40% площади горизонтального оперения, то по вышеприведенной формуле
Nв = 0.63.
Следовательно, в этом случае отклонение руля высоты на 1 гр. эквивалентно изменению угла атаки оперения всего на 0.63гр."


Это не дословная цитата, но проверить, правильно ли я выразил суть этого коэффициента Вы, при желании конечно же, можете сами - (Глава 2. стр 272 вышеупомянутой книги).

Итак:
Подставляя в вышеприведеную формулу числовые значения площадей РВ и ГО Як-42, а также cos20 получаем

Nd = 0.51

То есть, как Вы понимаете, 1гр отклонения РВ в нашем случае эквивалентен изменению угла атаки горизонтального оперения, т.е. стабилизатора, всего на 0.51 гр.
То есть, если следовать дальше Вашей логике, то для того, чтобы скомпенсировать сдвиг центровки на 10% (к которой Вы "привели" тормозящую силу), нужно отклонить стабилизатор от положения 9.5гр еще на 4.2гр или, как Вы говорите, отклонить РВ в дополнение к 4гр штатным (по Вашему, олять же утверждению) еще на 8.23гр:

(4.2/0.51 = 8.23 - логика Ваша, расчет - Остославского)

что составит в конечном итоге отклонение РВ 12.23гр.
И только тогда, по Вашему мнению, самолет мог бы оторвать переднюю стойку.

Теперь смотрим на графики МАК-а.
И что же мы видим?

Время 11.59.48-49 - стабилизатор 9.53, РВ - где-то 11-14гр и уверенный рост тангажа.

И если бы не уборка РУДов на МГ - все могло бы быть совсем иначе.
 
Последнее редактирование:
Придираться, так ко всему.
Рассматриваю кадры с видео с камеры у кунга. На основных стойках Як-42 по 4 колеса, а тут задней пары не видно вообще. Может, конечно, ракурс такой.
На приближающемся самолете видна его правая сторона, не видно центра брюха, зато видны колеса ПОШ, почему-то смешенные к правой стороне и будто бы находящиеся под приличным углом к продольной оси самолета вправо...
Хочу обратить внимание на последний кадр. Это скорей всего момент касания самолетом антенн, места крепления камеры(камера при этом не сбита вниз или вверх, она так же смотрит на крыло). Значит от камеры до колес ОШ всего метров 10-15 или меньше. Видно при этом что колесо находится намного ниже расположения камеры (причем, камера смотрит слегка вниз, а высота камеры всего метра 3), т.е, похоже что колесо катится по грунту, пусть, может, и не неся уже на себе массу, достаточную для вспахивания грунта.
Если отрыв произошел за 40-50м. до кунга, то с вертикальной скоростью отрыва (по графику) 3.3м. за полсекунды у кунга его высота была бы более 3.5 метров. А по видео - он около кунга еще катится. На Ярпортале я сделал предположение что он подпрыгнул на стальной опоре антенны КРМ, ее высота сантиметров 20 на глаз, может тогда этого импульса и хватило для прыжка.
 
Последнее редактирование:
Из материалов МАК:
А еще на этом фото четко видно, что до будки еще метров 50 (?), а самолет уже уверенно бежит с поднятой передней ногой.
Т.е. ни бугор перед будкой, ни тем более швеллера основания антенны, к отрыву отношения не имеют (кстати, на швелерах он бы резину оставил).
 
Последнее редактирование:
Реклама
А еще на этом фото четко видно, что до будки еще метров 50 (?), а самолет уже уверенно бежит с поднятой передней ногой.
Т.е. ни бугор перед будкой, ни тем более швеллера основания антенны, к отрыву отношения не имеют (кстати, на швеоерах он бы резину оставил).
Смотрите по перегрузкам - он на грунте не раз отрывал переднюю ногу. Я думаю (по тропинке и забору) камера примерно тут.
 
Назад