Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434



1. ВВ: На разбеге (до начала ускоренного движения) тангаж фактически составил 0 гр. угол атаки крыла при этом составляет приблизительно 3 гр.
При достижении Vотр. угол атаки крыла должен составлять около 10 гр. (стр. 61 Бехтира), при этом угол тангажа составит порядка 7 гр.
Таким образом, в результате перебалансировки по тангажу на “взлётный угол” происходит поворот ВС приблизительно на 7 гр.
Предположим, что перебалансировка осуществляется за счёт поворота ВС относительно ЦТ, который НЕ перемещается по OY:
При этом хвостовая часть опускается (за счёт обжатия амортизаторов ООШ), а носовая – поднимается.
Растояние от ЦТ до ООШ при центровке 24,5% САХ приблизительно: 1,75 м.
Sin 7 гр. = 0.1219
Таким образом, при нормальном взлёте отклонение РВ на – 4 гр. на скорости V1 должно сопровождаться приростом Yго(р.в.) достаточным для обжатия амортизаторов ООШ на 1.75 (м)*0.1219=0.2133 м.= 213.3 мм.
Нормальная эксплуатационная перегрузка на посадке для ТУ 154 составляет 1.33.
ООШ Як 42 имеет однокамерный, азотногидравлический амортизатор (который работает не так мягко). При этом перегрузка 1.4 g на посадке НЕ выходит за рамки эксплуатационных ограничений ЯК 42.
Полный ход штока амортизатора: 500(+4) мм
Стояночное обжатие по лимбу: 300 … 430(-3) мм (стр. 25 учебника М.И. Денисова “Самолёт ЯК 42”) для масс ВС в эксплуатационных пределах.
РТЭ ЯК 42 под рукой нет, поэтому информацию представленную выше приходится воспринимать “идя простым логическим ходом”:
При выполнении предполётного осмотра БМ осматривает “зеркало” амортизатора, в том числе, на предмет физической возможности его обжатия в пределах допустимых эксплуатационных перегрузок (я так думаю)…
С учётом изложенного выше я полагаю (в данный момент), что “зеркало” амортизатора при выполнении предполётного осмотра ЯК 42 должно составлять не менее 300 мм и не более 430 (-3) мм.
Согласно п. 2.1.3. РЛЭ максимальная посадочная масса составляет 50500 кг.
П. 2.10.2. РЛЭ установлена максимальная допустимая эксплуатационная маневренная перегрузка для всего диапазона эксплуатационных масс во взлётной и посадочной конфигурации: + 2.0g.
В сети висят материалы жёсткой посадки ТУ 134 с перегрузкой 1.8g. При этом разрушение конструктивных элементов шасси не было зафиксировано (я полагаю по той причине, что амортизатор работал и не был обжат до упора).

Для посадочной массы 50500 кг. с учётом перегрузки (пусть 2.0 g в момент касания) сила давления ВС на ВПП составит:
Nсумм.оош= 50500*2.0 = 101000 кгс = 989800 (Н)
Увеличение нагрузки на амортизатор только за счёт динамики (вследствие уменьшения вертикальной скорости ВС до нуля при касании ВПП) составит:
Дельта Nсумм.оош= 101000 – 50500 = 50500 кгс (!) (на два амортизатора).
Для обжатия двух амортизаторов ООШ на 213 мм посредством создания дополнительной отрицательной Yго от отклонения РВ на – 4 гр. (с целью создания взлётного угла) требуется НЕ МЕНЕЕ Nсум.оош = 0.5*50500 (кгс) = 25250 кгс (см. политропу обжатия амортизатора).
Плечо от ЦТ до линии действия силы Yго(от РВ) приблизительно составляет 13.12 + 1.75=14.87 м.
Составив уравнение моментов относительно ЦТ получим:
Yго (от РВ= - 4)*14.87(м) – Nсум.оош*1.75(м)=0
Тогда, Yго (от РВ= - 4) = (25250*1.75)/ 14.87= 2971.58 кгс
Отклонение РВ на – 4 гр. на Vв=210 км/час соответствует перекладке стабилизатора на – 1.33 гр.
Тогда требуемый прирост Yго на 1 гр. стабилизатора составит: 2971.58 /1.33 = 2234.27 кгс.(что намного больше расчитанного значения 730 кгс. на 1 гр. стаб.)

Кроме того, усилие обжатия однокамерного амортизатора возрастает по параболе с увеличением этого обжатия, а рост тангажа ВС при перебалансировке на взлётный угол будет сопровождаться уменьшением угла атаки ГО и как следствие уменьшением Yго.рв.

Из этого следует, что для реализации такой схемы перебалансировки по тангажу прирост Yго на 1 гр. стабилизатора должен быть существенно выше 2234.27 кгс…
Максимальная заправка топливом (пистолетом, в условиях военного времени - шутка) по п. 2.7 РЛЭ составляет 18500 кг. Пусть летят не 120, а 62 человека по 80 кг. Это ещё 4960 кг живого веса. Допустим, в ходе полёта топливо выработали до остатка 4000 кг. По прилёту пассажиры вышли из салона. Разница в весе ВС перед взлётом и после посадки составит приблизительно: 18500 + 4960 – 4000 = 19460 кг.
Тем не менее, Амортизатор при этом должен находиться в допустимых пределах стояночного обжатия по лимбу: 300 … 430(-3) мм…
Другими словами, амортизатор это, конечно, не жёсткая тяга, но и не резиновый эспандер и для его обжатия на 213 мм (для перебалансировки на взлётный угол по такой схеме) требуются значительно большие усилия, нежели те, которые возникают от перекладки РВ на угол – 4 гр.

2. Кроме того, реализация изложенной выше схемы перебалансировки ВС по тангажу менее безопасна по сравнению со схемой перебалансировки посредством поднятия центра тяжести ВС с использованием рычага и упора (точки касания ООШ).
В этом случае неисправность амортизатора (ов) ООШ может просто не позволить создать взлётный угол, а это весьма серьёзный отказ уже после достижения скорости принятия решения в условиях когда и ВПП уже заканчивается, “свободный газон” не в каждом аэропорту есть (см. материалы авиакатастрофы в Иркутске)…
По этой причине, я полагаю, что такую схему перебалансировки ВС на взлётный угол просто не дали бы реализовать в ГА.
Что касается международной практики прекращения взлёта после достижения скорости принятия решения, то замечу, что в РФ несколько иные “правовые традиции” (чтобы не писалось в законах “о верховенстве норм международного права” если такие нормы и есть)…
Кстати версию о неисправном амортизаторе (ах) ООШ как причине по которой не был своевременно создан взлётный угол Вы насколько я владею информацией не выдвигали…И лично я полагаю, что этому есть рациональное объяснение.

3. Замечу, что сила дополнительного торможения не мешала обжимать амортизатор, поскольку не имеет проекции на OY. Тем не менее, тангаж, увеличившись от + 0.7 гр. до значения +2 гр. при перекладке РВ на угол – 10 гр. (вместо - 4 гр. при ну), далее уже не рос.

4. Что касается “наглядных пособий”, то работа амортизатора ВС на посадке и взлёте продемонстрирована в фильме “Высоцкий”.
24 мин 55 сек (с начала фильма) - работа амортизаторов ООШ на посадке.
2час 01 мин 40 сек (с начала фильма) – работа амортизатора ООШ на взлёте (никакого сколько-нибудь заметного обжатия от перекладки РВ для взлёта там нет).

Изложенное выше позволяет сделать вывод, что:
Перебалансировка ЯК 42 по тангажу на взлётный угол связана не только и не столько с обжатием амортизаторов ООШ (вследствие действия Yго.рв=- 4 гр. и сопровождающегося поворотом ВС относительно ЦТ при неизменном его положении относительно OY), сколько с подъёмом центра тяжести ВС, и поворотом ВС относительно точки касания ООШ.
Сила дополнительного торможения также приложена к точки касания ООШ…



ВВ: более чем уверен: Вас отвлекали во время чтения…
Подробнее об ухудшении динамики в п. 1, п. 2, п. 4 расчёта:


Там же выражена и некоторая обеспокоенность по поводу достоверности представленной МАК информации о Vв и её изменении для некоторых участков взлёта.

ВВ: Однако живучи эти версии с “приседаниями амортизатора”…
Я полагаю, Вы не правы и вот по какой причине:
11.59.20 Появление дополнительной тормозящей силы влияющей на динамику разгона по материалам МАК.
11.59.21 зарегистрировано увеличение уровня шума от стука ПОШ (при этом градиент скорости Vв положителен).
11.59.25 РВ отклонён на – 10 гр, однако это не привело к уменьшению уровня шума ПОШ. Это можно объяснить, с моей точки зрения, только тем, что уровень шума никак не связан с обжатием амортизатора ПОШ до отбойников (по причине отсутствия предпосылок к такому обжатию в интервале с 11.59.20 до 11.59.48,5 до момента уменьшения Vв )…
Подробнее об изменении сил реакции ПОШ и ООШ (в расчёте использовано сокращение ГОШ) см. п. 1, п. 2 по адресу:

Я полагаю, что неправильный вывод о полном обжатии амортизатора ПОШ “до упора” есть следствие неправильного выбора расчётной модели.
В аэродинамике принято записывать уравнение равновесия ВС относительно ЦТ. Однако эти уравнения могут быть записаны относительно любого другого полюса приведения сил и моментов (точки ВС).
Рассмотрим не ЯК 42, а АН 72 с антенной радиолокатора типа “Авакс”, расположенной над центром тяжести, причём пусть масса локатора очень мала и ею можно пренебречь (использованы лучшие достижения науки и техники!).
Предположим, что к точке контакта ООШ приложена горизонтальная сила X доп.торм.
Рассчитаем прирост Nпош, который возникает как Вы полагаете от момента силы Xдоп.торм. на плече от линии действия этой силы до ЦТ(по вертикали).
Далее проведём вертикаль из ЦТ до пересечения с верхней точкой локатора и выберем эту точку в качестве полюса приведения сил и моментов (ведь уравнения равновесия можно записать относительно любой точки ВС).
Записываем уравнение моментов. При этом плечо силы Xдоп.торм и момент этой силы относительно выбранного полюса существенно увеличиться, а плечо силы N пош не измениться (силы то перпендикулярны)…
Для уравновешивания возросшего момента от Xдоп.торм (по исследуемой логике) потребуется большая сила Nпош.
А теперь риторический вопрос: может ли сила Nпош зависеть от выбора полюса приведения сил при прочих равных условиях?
Мой ответ – нет.
Тот же результат Вы получите составив уравнения равновесия для точек связи ВС с ВПП.
Подробнее моя позиция по данному вопросу в п. 1 и п. 2 по адресу:


ВВ: При всём уважении к проделанной работе “смею сильно сомневаться”, что технически возможно создать дополнительную тормозящую силу порядка 10 – 12 кгс только торможением педалями (и даже педалями и интерцепторами) для рассматриваемых условий…
Подробнее в п. 4 по адресу:


ВВ: Согласитесь, что объяснять гражданам внешние проявления пикирующего момента на основе аудио информации от официального источника, проще и доступнее, чем на основании формул сил и моментов…
Истории ветки известны случаи возникновения “нечитабельной истерики” при виде формул…

PS: Поздравляю участников обсуждения взятием психологического рубежа в 1000 страниц!
 
Последнее редактирование:
Пропустили, но я повторю. Версия чрезвычайно проста. Никакого торможения не было, экипажу банально не хватило полосы для взлета, с сильно сокращенной дистанции. А вот кто их принудил к этому сокращению дистанции это вопрос. В пользу этой версии говорит, скорость заявления о исправности самолета, нестыковки отчета МАК-а с результатами эксперимента( впрочем допускаю, что был какой-то пересчет данных),акцент на мнимом фенобарбитале и некоторые другие моменты.
 
конечно, не обязаны, но это самое простое объяснение. В которое укладывается совершенно неразумный пробег по полосе, перед дачей номинального режима. Естественно экипаж при этом остается виноватым в катастрофе, другой вопрос что причина побудившая их это сделать совершенно не нужна перед выборами. Отсюда и начинается вся эта клоунада(имхо конечно) с экспериментом фенобарбиталом, торможением и прочими чудесами.
 


Однако.... И если не затрагивать мотивы, которые (на Ваш взгляд) предопределили укорочение дистанций.
А обсуждать только возможность взлета.
---------------
Вы сами-то верите в свою версию?
И если ДА, то скажите, какая у них была по Вашему располагаемая дистанция взлета!
Пусть "урезанная", но какая?
И сколько на самом деле необходимо для штатного взлета с массой в 54 тонны, при правильно выставленном стабилизаторе?
 
Последнее редактирование:
Длину разбега, озвучил МАК, правда на другом самолете, в других условиях, учитывая пересчет оборотов для того взлета, порядок имхо правдивый- 1200-1300метров, прибавьте холостой пробег по полосе, раскрутку до номинала(тут много любителей таких подсчетов).
 

Логику отследить непросто, но попробую (не спрашивайте меня зачем). Я так понял, что Вы решили перенести точку, относительно которой считаются моменты, выше ЦТ. (Непонятно, зачем для этой цели надо было вызывать АВАКС. Наверное, для того, чтобы я сказал, что у Ан-71 антенна расположена в другом месте. Ну я сказал.)

Потом показывается, что относительно такой точки момент силы трения станет больше, а момент реакции опоры переднего колеса не изменится. Да, так и есть. Возросший момент силы трения будет компенсироваться изменениями моментов других сил, действующих вдоль горизонтальной оси: тяги, аэродинамического сопротивления, силы инерции.

И вот из этого делается вывод, что изменение момента сил трения за счет увеличения самой силы трения без изменения оси также не вызывает никаких изменений моментов сил, параллельных вертикальной оси... Какой-то странный вывод. Пожалуй, будет поглобальнее закона сохранения энергии. Интересно, члены Нобелевского комитета нашу ветку не читают?
 
Продолжайте, я надеюсь собрать Ваше полное собрание сочинений обо мне и издать их на туалетной бумаге.
 
Тем самым Вы утверждаете, что запись приборной скорости или/и какие то другие записи в Материалах МАК сфальсифицированы?

Я прекрасно помню Ваше предположение, что в "Материалах" - запись одного из ЛЭ в Жуковском с торможением (http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1024090#post1024090). Однако такой график невозможно получить без сброса РУД на МГ по следующим причинам.

1) Отрицательное сглаженное ускорение на участке от примерно 11:59:48 до примерно 11:59:53 - порядка 1,5 м/с2 (3 совершенно разных метода сглаживания дают примерно одно и то же, см. http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1020783#post1020783).
2) При взлетном режиме двигателей (тяга с поправкой на скорость - более 16 тонн при стандартных взлетных оборотах и под 15 тонн с поправкой на фактические обороты по графикам МАК) для такого торможения нужна тормозящая сила (ТС) около 20 тонн (с учетом лобового сопротивления порядка 3 тонны и трения качения порядка 0,5 тонны).
3) Такая ТС не может быть получена торможением на твердой полосе в Жуковском с учетом разгрузки основных стоек подъемной силой (разгрузка при этой скорости - порядка 50%), даже если сделать фантастическое допущение о повышенном давлении обжатия.

Что-то я не припомню, чтобы в информации из Жуковского упоминалась имитация взлета с одновременными торможением и сбросом РУД на МГ. Если же такая имитация была, то, пожалуйста, дайте ссылку.
 
Последнее редактирование:
Читательница сказал(а):
у Вас и с грамматикой проблемы или кто-то тут всерьез грустил о Вас???
Нажмите, чтобы раскрыть...
Спасибо за замеченную очипятку! Может свое фото для коллекции покажете?
Родина должна знать своих героев, днем и ночью разоблачающих происки в инете.
 
Если Вы рассматриваете мою версию, то напомню, что создание математической модели не настолько сложная вещь, тем более когда есть наработки в виде 6 прерванных взлетов, с разными ускорениями( давление то в тормозах , как и погода кстати было разное). Распечатывается график, и помещается в отчет.
 
Но динамика торможения в этом графике радикально отличается от описанной в Заключении МАК. "Создание математической модели не настолько сложная вещь", чтобы нельзя было убрать это несоответствие. Например, привести в Заключении данные о ТС, менее диссонирующие с этим графиком? Гулять, так гулять!
 
Подозреваю, что такое пристальное внимание к графику оказалось для МАКа неожиданностью.)

ЗЫ Вне зависимости от реальности графика.)
 
Решение пилотов о взлете с точки, от которой до конца полосы имеется не более двух третей потребной дистанции разбега, возможно лишь под артобстрелом, или в той ситуации, которая экранизирована в фильме "Экипаж".
Т.е. такое может быть, но тогда на полосе должны остаться воронки от снарядов, или потоки застывшей лавы.
Но МАК про это ничего не писал...
 
Ковровые дорожки на ВПП или пожарная машина в кармане? Или самолет Собянина стоял в торце за РД5?
Ваша версия не подтверждена НИЧЕМ, кроме домыслов. А это, извините, чистая конспирология. Можно использовать интуицию, но на основе реальных фактов - данных СОК, показаний свидетелей, законов физики.
Объяснить можно хотя бы тем, что у них там был в кабине бардак еще тот.
А не тем, что "МАК врёт", "Все врут", "Страна жуликов и воров".
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация