Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

[vim1964]

И вот одна из них - это срабатывание сигнализации превышения допусимого угла атаки когда этот угол был равен 13 градусам. Я считаю что некоторые участники форума ( vim1964 и Vik63) стараются подогнать ошибочное решение под уже известным результат, который кстати тоже может быть ошибочным - потому, что МАК имеет возможность подделать и сфальсифицировать любые исходные банные - ленты СОК (средств объективного контроля бортовых самописцев) и что там было на самом деле понять очень трудно. Так вот, я хочу всего лишь чтобы участники выполняли бы свои расчеты честно - без подгонки под известный результат.
Итак, известно, что "порог включения звуковой и тактильной сигнализации при взлетно-посадочной конфигурации ВС = 16 градусам" - довольно далеко от 13 градусов при которых сработала сирена. Однако, знатоки с форума тут же скажут, что у этих 16 имеется угол упреждения и они допускают что этот угол составил 3 градуса. Но могло ли быть такое совпадение? И какова тогда наибольшая - предельная величина угла упреждения - может быть 4 градуса, или 5, или даже 6 градусов? Так вот, 3 градуса - это всего лишь подгонка под известный ответ. А что нам сказали те же самые участники до этого момента? Напомню вам:
Но насколько же раньше если быть точным? Казалось бы есть постоянная величина - просто мизерная 0,33 градуса, и есть неизвестная нам переменная величина угла упреждения - но какова же она?
А вот еще напомню вам:
То есть vim1964 считает, что если я правильно понял его слова то максимально возможный угол упреждения с учетом переменной составляюще (которая видимо не превышает 0,17 градуса) - максимально возможный угол упреждения всего 0,5 (полградуса)!! А это значит, что сигнализация могла включится максимум на угле атаки 15,5 градуса! И как это понять? Нет ли тут подгонки под уже известный - но может быть сфальсифицированный результат?

Во -первых, я никаких версий, расчетов, решений и т.д. никогда не предлагал. Все мои посты содержат только фактический материал. Это относится и к принципу действия УДУА-1. Все цифры, которые я приводил, взяты из РТЭ Як-42. Можете ознакомиться с ними сами, раздел 34.14.06.
Во-вторых, когда Вы поймете, что тангаж и угол атаки не одно и то же, то вопросы отпадут сами собой. Откуда Вы знаете какой угол атаки был у ВС в момент срабатывания сигнализации? Я - не знаю. И у меня нет никаких оснований считать, что он не был равен 15,5 град.

 

[Vik63]

Aveca & ЛевМих & Vik63
Да уж, вы действительно разберитесь с этими расчетами получше. А то все это начинает весьма смахивать на : "...королей я путаю с тузами. и с дебютом путаю дуплет...." (с). Ваша компания общественность совсем запутала, однако.

ОК.
Относительно себя.Методику Aveca не проверял.Ориентировался на график.Вид графика соответствует действительности. Стойка пошла только после сброса оборотов, на графике это видно.Поэтому от меня такой вывод.Очень интересно будет посмотреть ) когда в модель будет введено изменение о несбросе оборотов.

 

Ваша компания общественность совсем запутала, однако.

Они еще не совсем освоили мудрость Олега Германовича по обличению МАКа, но надеюсь с Вашей помощью тоже будут известны в авиарунете в качестве виртуальных авиаэкспертов - расследователей авиакатастроф.

 

[9t7]

Товарищ явно не понимает ... что в условие срабатывания этой сигнализации входит т.н. "воздействие по производной" и, как утверждает Vik63, также воздействие по второй производной, а вовсе не фиксированное "упреждение" сдвигом порога. Т.е., на пороговое устройство сигнализации подается сумма сигналов угла, скорости изменения этого угла и ускорения этого угла, с какими-то рационально выбранными коэффициентами.

Я-то все отлично понимаю, что есть срабатывание с упреждением, а вот вы не ... понимаете, что у любого параметра есть максимально возможный диапазон, за пределы которого конкретный параметр выходить не может. То есть несмотря на "воздействие по производной" и "воздействие по второй производной" все равно максимально возможный угол упреждения должен укладываться в какой-то диапазон за границы которого это угол выйти не должен. Так вот, если я правильно понял vim1964, то исходя из буквального смысла его поста следует что максимально возможный диапазон изменения угла упреждения с учетом всех производных - и первой и второй и постоянной величины - то есть суммы этих параметров всего лишь полградуса! Я допускаю, что vim1964 возможно ошибся и не дописал чего-то важного - но это его вина. Так что можете с ним разбираться что там на самом деле - пусть он или кто другой представит точную формулу изменений угла упреждения срабатывания сигнала угла атаки. А пока этого уточнения нет, то возможно допустить, что следователи МАКа либо ошиблись либо намеренно сделали так, что вместо прибора УДУА-1 который должен быть на Як-42, взяли запись сигнала сирены может с тренажера, с установленным на нем прибором АУАСП, потому, что очень уж подозрительно близкое совпадение угла срабатывания у АУАСП = 12,5, а сигнал прозвучал при угле атаки Як-42 12,5-13 градусов. Поэтому остается вопрос: нет ли тут подделки или фальсификации?

 

[9t7]

Во -первых, я никаких версий, расчетов, решений и т.д. никогда не предлагал. Все мои посты содержат только фактический материал. Это относится и к принципу действия УДУА-1. Все цифры, которые я приводил, взяты из РТЭ Як-42. Можете ознакомиться с ними сами, раздел 34.14.06.
Во-вторых, когда Вы поймете, что тангаж и угол атаки не одно и то же, то вопросы отпадут сами собой. Откуда Вы знаете какой угол атаки был у ВС в момент срабатывания сигнализации? Я - не знаю. И у меня нет никаких оснований считать, что он не был равен 15,5 град.

Я отлично знаю, что тангаж и угол атаки не одно и то же! Угол атаки отличается от тангажа на 3 градуса (если считать что угол наклона траектории в этот момент почти равен нулю - то есть самолет движется почти горизонтально) (+3 градуса - это установочный угол атаки крыла по отношению к фюзеляжу, а тангаж - это угол между осью фюзеляжа и горизонталью.)
Так вот, если вы не умеете сосчитать, то скажу вам, что это совсем не сложно. В момент времени когда на графике МАКа обозначен сигнал АУАСП (11.59.54) - это спустя всего одну секунду после отрыва шасси самолета от грунта при скорости 60 м/с высота набора была совсем небольшой - примерно полградуса по моим расчетам. Тангаж в это время
10 градусов, и вычтя из него полградуса (0,5) и прибавив установочный угол крыла получаем угол атаки в этот момент 12,5 градусов. По странному совпадению прибор АУАСП (которого нет на самолете Як-42) должен срабатывать и давать сигнал сирены именно при таком угле атаки 12,5 градуса. Это позволяет предположить, что работники МАКа возможно осуществили какую-то фальсификацию и подменили прибор УДУА-1 который имеется на Як-42 сфабрикованной лабораторной записью сделанной возможно на тренажере на котором может стоял прибор АУАСП. Черт его знает - истинной ли является запись речевого самописца со звуками в кабине или подделанной.

 

Я отлично знаю, что тангаж и угол атаки не одно и то же! Угол атаки отличается от тангажа на 3 градуса (потому, что +3 градуса - это установочный угол атаки крыла по отношению к фюзеляжу, а тангаж - это угол между осью фюзеляжа и горизонталью.)

Плюстыщапицот! Правильной дорогой идете!

 

[OlegM]

OlegM,
сейчас у вас график роста высоты привязан ко времени, а если учесть изменение скорости ( ее падение) можно будет горизонтальную шкалу сделать в метрах.Можете сделать? А потом наложим на рельеф, давно хотелось сравнить.

Там такая "точность" расчетов, что ничего не выйдет, тем более что точного рельефа тоже нет. Тут просто тенденция прослеживается.

Забор цел остался. Фотки ты сам сто раз разглядывал.
Там 2 комплекта рупорных антенн РВ-5м . Шпангоуты тебе указали. Расстояние
определить можно. Один вопрос - на фига тебе это нужно?
В этом диапазоне точность измерений РВ-5м +/- 0.8 м.

В том файле, что мне дали, шпангоуты не нарисованы, могу только предположить, что расстояние 7-8 метров. Это немного увеличивает высоту и дает еще основание предположить, что "посадки" на шасси после забора не было.
А для чего мне это всё нужно? Отвечу вопросом - а для чего всем здесь это всё нужно? Цветовая дифференциация штанов, не более того

 

[9t7]

Плюстыщапицот! Правильной дорогой идете!

Я тихо смеюсь над вами.
Вы вероятно забыли мудрые слова из песенки кажись Пугачевой:
...и нельзя ничего доказать - не давая прямого ответа, может вы хотели мне что-то сказать, или мне просто почудилось это..
Так вот ваш намек я думаю что понятен мне одному, а все остальные просто пропустят его мимо ушей. Потому, что вы не даете прямого ответа.
нельзя ничего доказать - не давая прямого ответа...

 

[Vik63]

Графики от МАК в материалах Заключения позволяют лишь получить некоторым образом качественную оценку процессов, но для расчетов, ПСМ, непригодны.
С ув.

Чтобы быть правильно понятым - я имел ввиду график Aveca -это на нем видно после чего пошла стойка.
С указанным Вами прибором я не работал.Когда была нужна особая точность и для понятия динамики - выводили информацию с МСРП в кодах с максимальной частотой и растяжкой по времени.Это в любом случае - первичная информация - точнее этого с МСРП получить ничего нельзя.

 

[OlegM]

Ну хорошо, вот вам еще расстояние до кунга (внизу отмечено). Вряд ли по нему что-то понятнее.

 

[horlet]

9t7,
Правильно рассуждаете.
Чувствуется знание вопроса. Ваш опыт в расследовании бесценен.
Всякие Sys не собьют вас с верного пути.
Ещё немного усилий и вы откроете глаза ФАК-у.

 

Я тихо смеюсь над вами.

А как я смеюсь над Вами и Вашими последователями! После многих примеров полной глупости и невежества в суждениях Петросян и другие юмористы нервно курят в сторонке.

 

[9t7]

Восстановление ТС по сглаженному графику приборной скорости дает среднюю ТС на участке от первой попытки подъема ПОШ до сброса РУД на МГ около 8 тонн, а ТС в конце этого участка - порядка 10...12 тонн (подробности уже много раз выкладывались и обсуждались). В данном случае расхождение с МАК не принципиальное - тем более, что возможная погрешность восстановления порядка +/-1 тн для средней ТС и, ИМХО, около +/-1,5...2 тн в конце этого участка. Это различие непринципиально в том смысле, что любая из этих сил - очень существенное препятствие для подъема ПОШ.

Очень примечательно, что никто кроме меня не прокомментировал это выступление ЛевМих! А ведь оно просто поразительно по своей сути!
Итак, согласно расчету ЛеВМих и довольно большой группы других участников тормозная сила на конечном участке была 12 тонн. Потому, что по моему личному мнению тормозная сила на грунте вообще была равна нулю - то есть никакого торможения на самом деле не было - иначе заторможенные колеса пропахали бы на на мягком грунте очень глубокие борозы и колеса вообще бы увязли в грунт - а там в этом месте трава под колесами лишь слегка примята - что свидетельствует о том, что подъемная сила крыльев вероятно уменьшила веса самолета почти наполовину - то есть порядка 50%, поэтому и нет глубоких вмятин на грунте а остался лишь едва заметный след от колес которые слегка примяли траву. А торможения в эти последние секунды вообще не было - просто недостаточная тяга двигателей не позволяла самолету легко взлететь.
Но мы вернемся к расчету ЛевМих и группы товарищей. Значит они сосчитали, что сила торможения была 12 тонн +/-2 тонны. Никто из читателей даже не взял себе в голову что это поразительные цифры. Значит ЛевМих и другие, допускают, что они не слишком точно считали и на самом деле т вместо 12 тонн может быть и любая другая цифра в пределах от 10 тонн - до 14 тонн. Но если вы возьмете крайний нижний предел 10 тонн и примете его за 100%, тогда 14 тонн будут равняться 140% от нижней величины. Это значит что точность расчета ЛевМих и товаришей потрясающе низка - разбег значений 40%. Да с такой точностью если бы ЛевМИх и его товарищи в первом классе школы взялись бы сосчитать конфетки на столе и у них получался бы результат то ли 10 конфеток, то ли 14 конфеток - любая учительница просто поставила бы им всем единицу!
Но допустим что Лев, Мих преувеличивает свою погрешность и все же средний результат величины тормозной силы лежит где-то посередине этого разброса и на самом деле составляет примерно 12 тонн силы.
Но тогда получается что МАК выдал всему народу цифру 8 тонн - предельной максимальной силы торможения

"...Средняя величина обжатия (тормозных педалей) увеличилась, и к моменту времени 11.59.36 (за 650 м до схода на грунт) составляла величину примерно 8000 кгс..."

Вот эту максимальную цифру которую назвали нам работники ОПГ МАК мы и возьмем за основу.
Итак, получается, что по расчетам ЛевМих и группы сотоварищей тормозная сила 12 тонн, а по МАКу 8 тонн. И если кто на этой ветке умеет считать, то между этими двумя значениями одной величины получается разница в полтора раза, или цифра ЛевМих превышает цифру ОПГ МАК на 50%!! Это дичайшая разница в расчетах! То есть любому умному человеку сразу должно быть ясно, что либо группа ученых на форуме вообще считать не умеют, либо в МАКу собрались полные бараны не умеющие считать - потому, что такая разница просто недопустима - она явно свидетельствует что либо та либо другая группа допустила огромные ошибки.
Но я вам скажу, что это вовсе не значит что в МАке считали неправильно. На самом деле несколько месяцев назад я написал личное письмо одному пилоту лично учавствовавшему в расследовании и он сообщил мне, что МАК вообще не считал Тормозную силу, а на самом деле расчет величины Тормозной силы выполнили в КБ Яковлева спроектировавшем этот самолет. И надо полагать что в КБ Яковлева все же сидят люди умеющие правильно считать и они не допустили никакой ошибки.
Однако все люди тут на форуме глубоко заблуждаются, думая, что если расчет сделан правильно без ошибок, то из этого якобы вытекает что и конечный результат расчета тоже правильный - а вот это глубочайшее заблуждение!
Вы все не читали книгу академика корабельной науки А.Н Крылова "Мои воспоминания" где он в одном месте пишет, что математика - это просто инструмент - который в чем-то подобен мельнице - что вы в нее засыплете, то вы потом из нее и получите. Это значит, что если вы в мельницу засыпали хорошее качественное зерно, то в результате вы получите хорошую муку (если будете молоть правильно). А если вы засыпали в мельницу какое-нибудь говно - например песок, камни и глину - то никакой муки в результате вы не получите. И вот с математикой точно также - если вы заложили для расчета достоверные исходные цифры, то если будете правильно считать вы получите правильный результат, а если вначале заложили говенные цифры, то и в результате получите говно, а не результат как бы вы правильно не считали.
Многие читатели этой ветки последний раз выполняли какие либо физические расчеты наверное только в школе или по крайней мере в институте при решении учебных задач. А дело в том, что там вам давали заранее подготовленные исходные данные - и ваше дело было только суметь правильно сосчитать. Но в реальной жизни при расчете каких-либо сложных физико-технических процессов зачастую имеется огромный выбор данных и неизвестно какую цифру надо отбросить за ненадобностью,а какую выбрать в качестве исходной. То есть суметь выбрать правильные исходные данные для сложного расчета - это почти целое искусство.
И есть подозрение, что работники ОПГ МАК, либо с целью обмана, либо просто от ошибочности своей версии приняли неправильные исходные данные, то есть фигурально говоря заложили в математическую мельницу говно, а потом другие люди из КБ Яковлева грамотно обсчитали их исходные данные и получили соответствующий результат. И вот так и получилось что максимальная тормозная сила по данным МАКа 8 тонн, а по рачеты группы ЛевМих и товарищей 12 тонн, а по-моему - и те и другие гонют пургу, потому, что вообще не было никакой тормозной силы, ни один из пилотов не тормозил, а на самом деле просто двигателия Як-42 работали с перебоями, но возможно что в МАКе сфальсифицировали графики работы двигателей.

 

Очень примечательно, что никто кроме меня не прокомментировал это выступление ЛевМих! А ведь оно просто поразительно по своей сути!

Ничего поразительного, ЛевМих и другие представители каббалистических вычислений это Ваши истинные последователи, о чем я говорю уже несколько месяцев.

 

[лёлька1]

Получается, что там где у Олега на графике в районе кунга высота до шасси меньше метра, там понижение рельефа примерно 0,7 м.Ощущение такое, что если бы понижения не было, колеса были бы еще на земле.Можно сказать -трамплин, о чем Сергей твердит уже давно, а можно сказать "земля сама ушла из под колес"
Думается, что трамплин неслучаен, а получился в процессе планирования аэродрома, для того что бы "посадить" КРМ в регламентированный уклон 1,2% ИМХО
П.С. Рельеф немного не достоверен тк построен прямо по оси ВПП, а самолет двигался со смещением от оси.

 

[shmas]

Итак, получается, что по расчетам ЛевМих и группы сотоварищей тормозная сила 12 тонн, а по МАКу 8 тонн. И если кто на этой ветке умеет считать, то между этими двумя значениями одной величины получается разница в полтора раза, или цифра ЛевМих превышает цифру ОПГ МАК на 50%!! Это дичайшая разница в расчетах! То есть любому умному человеку сразу должно быть ясно, что либо группа ученых на форуме вообще считать не умеют, либо в МАКу собрались полные бараны не умеющие считать - потому, что такая разница просто недопустима - она явно свидетельствует что либо та либо другая группа допустила огромные ошибки.
Но я вам скажу, что это вовсе не значит что в МАке считали неправильно. На самом деле несколько месяцев назад я написал личное письмо одному пилоту лично учавствовавшему в расследовании и он сообщил мне, что МАК вообще не считал Тормозную силу, а на самом деле расчет величины Тормозной силы выполнили в КБ Яковлева спроектировавшем этот самолет.

Ну, ну - полегче... МАК дал ТС в 11:59:36, когда еще шел прирост скорости, т.е. был избыток тяги. А к концу ВПП прироста скорости уже не было. Если прикинуть избыток тяги по графику скорости на интервале 11 50 32 - 11 59 36, то по школьной формуле F=m*a вы и получите недостающие 4 тс.

 

[9t7]

Ну, ну - полегче... МАК дал ТС в 11:59:36, когда еще шел прирост скорости, т.е. был избыток тяги. А к концу ВПП прироста скорости уже не было. Если прикинуть избыток тяги по графику скорости на интервале 11 50 32 - 11 59 36, то по школьной формуле F=m*a вы и получите недостающие 4 тс.

Полегче говорите?
Это из-за того, что я оставил на сладкое - чтобы чуть позже жестоко раскритиковать ваш пост 10932 чтобы всем наглядно показать потрясающую глупость этого поста не сразу, не одновременно с другой критикой, а чуть погодя. Так вы думаете что я не заметил ваш пост и оставил его без внимания? Ну подождите немного.

Итак, Вы считаете, что на самом деле тормозная сила была на 4 тонны максимальной величины указанной МАКом - ну чтобы подогнать один ответ решения задачи группы товарищей к решению МАКа. По принципу: "Врать надо одинаково!" - потому, что иначе ложь быстро раскроют.
Вы не знаете откуда эта фраза, поэтому я расскажу одну историю которой я лично был свидетелем. При работе в Центральном конструкторском Бюро, как-то у нас в отделе случилась маленькая коллизия - группа чертежников-инженеров чуток ошиблась в подсчете весов нескольких деталей и эта ошибка составила кажись десяток килограмм. Вроде мелочь там, где речь идет о конструкциях весом в тонны, но все равно - нашему начальнику обидно было признавать даже этот небольшой промах. И тогда они решили немного схитрить - прислать обманные спецификации на детали с фальшиво поставленными весами. Меня лично их возня не касалась, и я занимаясь своей работой иногда наблюдал это со стороны. Но вышло так, что эти несколько работников несогласовали между собой цифры, и они получились разными. И наш начальник громко распекал их крича: "Врать надо одинаково! (иначе быстро раскроют)".
Вот и вы сейчас пытаетесь сделать так, чтобы цифры тормозной силы стали бы одинаковыми у МАКа и у группы товаришей с этой ветки 12 тонн.
Вот непонятно только как это глупые работники ОПГ МАК забыли упомянуть, что масимальная величина тормозной силы оказывается была 12 в полном согласии с мнением участников авиафорума, а в МАКе нарисовали цифирьку всего 8 тонн и забыли добавить что и потом шел рост тормозящей силы.. - вот ведь какие невнимательные дураки работают в МАКе.

 

[shmas]

Вот непонятно только как это глупые работники ОПГ МАК забыли упомянуть, что масимальная величина тормозной силы оказывается была 12 в полном согласии с мнением участников авиафорума, а в МАКе нарисовали цифирьку всего 8 тонн и забыли добавить что и потом шел рост тормозящей силы.. - вот ведь какие невнимательные дураки работают в МАКе.

МАК нарисовал цифирьку ТС 8000 кг в момент 11:59:36, а участники форума исчисляли ТС в конце ВПП, когда скорость уже не росла. Почему МАК решил указать 8 тс только в указанной точке и почему он не стал уточнять, что величина ТС продолжала возрастать до конца ВПП - МАК не обязан отчитываться. Точно так же МАК не стал заострять внимание в предварительном отчете на многочисленных ассиметричных (предположительно) подтормаживаниях в первой половине разбега. Президент потребовал оперативного оглашения результатов предварительного расследования - МАК сделал все, что в его силах, за 2 месяца...

 

[shmas]

Средняя величина обжатия увеличивалась и, к моменту времени 11:59:36
(за ~650 м до схода самолета на грунт), дополнительная тормозящая сила
составляла величину примерно ~8000 кгс ... которая сохраняла такое значение вплоть до отрыва самолета. (с)МАК

С первой половиной фразы я согласен, а вот с концовкой фразы можно поспорить - представляю, что стало бы с травой, если бы вцепившись в нее, шасси тормозили бы с усилием 8 тс после схода с ВПП ...))
Уже приводил анализ удачного взлета Як-42 с аналогичнвми параметрами (по vim1964): до скорости 160 км/ч самолет разгонялся (на взлетном) за счет избытка тяги в 12 тс (исчисляется по графику скорости). А после того, как тангаж чуть увеличился и возросло лобовое сопротивление - избыток тяги составляет 10 тс вплоть до начала отрыва.
Да, поправляюсь - методом аналога ТС в конце ВПП я оцениваю в 10 тс, на упомянутом интервале 11:59:32...34 ТС оцениваю в 6 тс. А МАК'овские 8 тс - некая точка посередине этого интервала.
Но 10 тс по моей оценке - это почти 8 тс, не стоит копья ломать, тем более что это в пределах погрешности дискретизации МСРП и дополнительного лобового сопротивления от РВ=10 гр., подозреваю...

1.1.69 В момент времени 11:59:18...11:59:20 на самолет начала действовать тормозящая сила, о чем свидетельствует уменьшение градиента нарастания скорости (до ~3.3 км/ч/с).
1.1.71 По результатам математического моделирования и летного эксперимента установлено, что первоначальное усилие для обжатия тормозных педалей не превышало 10-12 кгс, тормозящая сила была примерно ~1700 кгс

Вероятные многочисленные кратковременные подтормаживания, про которые МАК промолчал, видны на графике скорости почти с самого начала разбега - это горизонтальные и спадающие участки. Я в свое время оценивал эти кратковременные подтормаживания под 5...6 тс (+- погрешность дискретизации МСРП). С указанного МАК'ом момента на фоне кратковременных подтормажваний предположительно левой стойкой, производимых, вероятно, пилотирующим летчиком - появилась и указанная нарастающая постоянная ТС. Я уже делал предположения, что пилотирующий летчик навряд ли был способен так виртуозно осознанно-неосознанно, постоянно-импульсно тормозить и рулить педалями одновременно. Ему мог "помогать" постоянно-симметрично тормозить второй пилот - но, насколько я понял схему тормозной гидросистемы, пилотирующий мог бы почувствовать эту "помощь" своими тормозными педалями - по моим прикидкам, это постоянное появившееся подтормаживание сразу имело величину в 4...5 тс (без расчета, оценка по графику скорости). А вот неисправность тормозной гидравлики пилотирующий летчик мог бы не ощутить через педали.
Но МАК не стал заморачиваться таким сложным анализом, не стал даже ставить эксперимент, может ли пилот ощутить вмешательство второго пилота в процесс торможения.

 

[Виктор Викторович]

Извините, конечно, что перебиваю…
И всё-таки хотелось бы уточнить значение прироста Yго от перекладки стабилизатора на 1 гр. (в том числе и некоторые следствия этого уточнения)…

I

Определим минимальный необходимый прирост Yго на 1 гр. перекладки стабилизатора для следующих условий взлёта:
Центровка 24.0% САХ
Угол установки стабилизатора составляет – 9 гр. (стр. 61 Бехтера).
Взлётная масса: 53949 кг
Механизация крыла: закрылки 20 гр., предкрылки выпущены.
Vr = 210 км/час, Vотр. = 230 км/час.
Угол тангажа (до отклонения РВ на кабрирование) составляет 0.7 гр.
Взлёт производится на режиме Nвср.= 77.2%
Для этих условий взлёта и при отсутствии дополнительной тормозящей силы до скорости Vв=170 км/час согласно п. 1.1.68 Заключения МАК, градиент Vв должен составлять 5 км/час=1.3888 м/с2.

Ранее на форуме были выложены схемы планера ЯК 42 (от 19.02.2011 г. и позднее 25.02.2012 г. скан из РТЭ).
Ни та, ни другая схемы НЕ являются масштабными (фактически – это рисунки с указанием некоторых геометрических размеров ВС), тем не менее для рассматриваемой задачи (оценки прироста Yго от перекладки стабилизатора на 1 гр.), я полагаю, они пригодны.
В расчёте была использована следующая схема ВС от ProContra:



Распечатав эту схему на листе формата А4, получим следующие масштабные коэффициенты по указанным размерам:
K1= 36380мм /129мм = 282,0155
K2= 14776 мм/54мм= 273,6296
K3==10800 мм/39 мм=276,9231
K4=34880 мм/126 мм=276,8254
Kср.= (282.0155 + 273.6296 + 276.9231 + 276.8254)/4 = 277,3484
САХ = 4600 мм
Отметил САХ на крыле и проекцию САХ на OX.
Далее на OX отметил:
- ЦТ соответствующий 24% САХ
- проекцию точки касания ООШ на OX
- центр давления крыла соответствующий 45% САХ. Заложив это значение в расчёт получим наименьший потребный прирост Yго для начала перебалансировки по тангажу. (Подробнее о фокусе, центре давления см. лист 114 Бехтера).
- центр давления ГО установил, совершив операции аналогичные изложенным выше.
Уравнение моментов относительно точки касания при положительном градиенте Vв было представлено (но не рассчитано ввиду отсутствия геометрических размеров ВС) в п. 2 расчёта по адресу:

Выглядит оно так:
Mr= - G*L(цт-оош) + Yго*L(го-оош) +Yкр*L(кр-оош)-Pсум*L(дв.сум-оош) +Nпош*L(пош-оош) + Xсопр.aэр*L(xa-оош)+ Mвзл*(dVв/dt)*L(ин)=0
Где:
Мr – главный момент сил
G =Mвзл.*g
L(цт-пош) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы G
Yго вертикальная составляющая аэродинамической силы на ГО
L(го-оош) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы Yго
Yкр – аэродинамическая сила крыла
L(кр-оош) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы Yкр.
Pсум – суммарная тяга двигателей
L(дв.сум-оош) расстояние от точки касания ООШ до вектора суммарной тяги двигателей.
Nпош – сила реакции ПОШ
L(пош – оош) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы Nпош
Xсопр.aэр сила аэродинамического сопротивления ВС
L(xa-оош) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы Xсопр.aэр
L(ин) расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы инерции:
- Mвзл*(dVв/dt)

При Nпош=0 получим:
Mr= - G*L(цт-оош) + Yго*L(го-оош) +Yкр*L(кр-оош)-Pсум*L(дв.сум-оош) + Xсопр.aэр*L(xa-оош)+ Mвзл*(dVв/dt)*L(ин)=0

Для разрешения уравнения целесообразно рассматривать отдельно моменты от P1,3дв и P2дв относительно точки касания ООШ.
При этом уравнение моментов примет следующий вид:
Mr= - G*L(цт-оош) + Yго*L(го-оош) +Yкр*L(кр-оош) – [Pдв.*2*L(P1,3 – оош) + Pдв.*L(P2дв. – оош)] + Xсопр.aэр*L(xa-оош)+ Mвзл*(dVв/dt)*L(ин)=0
Где
L(P1,3 – оош) – расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы тяги 1 и 3 дв.
L(P2дв. – оош) – расстояние от точки касания ООШ до линии действия силы тяги 2 дв.

Тогда:
Yго = [G*L(цт-оош) + Pдв.*2*L(P1,3 – оош) + Pдв.*L(P2дв. – оош)] – [Yкр*L(кр-оош) + Xсопр.aэр*L(xa-оош)+ Mвзл*(dVв/dt)*L(ин)] / L(го-оош)

Расчёт действующих сил:
В п. 1.1.68 заключения МАК указано, что “После установки “номинального” до момента времени 11.59.18 ---11.59.20 т.е до момента V=165…170 км/час. по данным МСРП разбег происходил штатно. Темп роста скорости dV/dt составлял примерно 5 км.час./сек. Это совпадает с результатами расчётов и свидетельствует о том, что на этом этапе разбега подтормаживание колёс не просходило”.
Таким образом, для взлёта на режиме 77.2% ускорение dV/dt=5 км/час=1.3889 м/с является нормой.
Допустим, что это ускорение не уменьшается с ростом скорости Vв (В противном случае потребное Yго (ст.рв.) получиться ещё больше), тогда:
Mвзл*dV/dt=53949*1.3889= 74929.76 (Н)
Определим Pдв. (Nв.ср.=77.2% Vв=210кмчас):
Для номинального режима: Руд 91 Nв=82.5 (стр. 39 Бехтира)
Nв.ср=77.2% должны соответствовать Руд=77.2*91/82.5=85.15 гр.
Pдв.(Nв=85.15гр, Vв=0)=30000 (Н)
Pдв.(Nв=85.15%, Vв= 210 км/час)=30000*60000/65000=27692 (Н)
G=53949*9.8 = 528700.2 (Н)
Yа (угол. =3.7) = Сya*Sкр*g* V*V/2 = 0.4*150*1.225*58.33*58.33/2 = 125037.8 (Н)
Коэффициент прироста Cya (а так же Ya) за счёт влияния земли:
Кземл.= 1.45/1.3= 1.115385 (стр. 65 Бехтера)
Ya*= 1.115385*125037.8 =139465.29 (Н)
Xсопр.аэр. = Ya/6 = 139465.29 /6= 23244.21 (Н)

Используя схему планера находим плечи сил:
L(цт-оош) = 1403 мм = 1.403 м – от точки касания ООШ до линии действия G.
L(P1,3 – оош) = 3743 мм = 3.743 м. – от точки касания ООШ до линии действия силы P1,3дв.
L(P2дв. – оош) = 3189 мм = 3.189 м. - от точки касания ООШ до линии действия силы P2дв.
L(кр-оош) = 253 мм = 0.253 м - от точки касания ООШ до линии действия силы Yкр.
L(xa-оош) = 3743 мм = 3.743 м – от точки касания ООШ до линии действия силы Xa
L(ин) = 3189 мм = 3.189 м - от точки касания ООШ до линии действия силы [- Mвзл*(dVв/dt)]
L(го-оош) = 13312 мм = 13.12 м

Подставив найденные значения в уравнение моментов получим:
Yго = [G*L(цт-оош) + Pдв.*2*L(P1,3 – оош) + P2дв.*L(P2дв. – оош)] – [Yкр*L(кр-оош) + Xсопр.aэр*L(xa-оош)+ Mвзл*(dVв/dt)*L(ин)] / L(го-оош)=
= ([53949*9.8*1.403 + 27692*2*3.743 + 27692*3.189 ] – [125037.8*0.253 + 20839.63*3.743 + 74929.76*3.189])/ 13.12= (1037378.48 – 348588.3)/13.12= 52499.25 (Н)
Угол атаки ст. = - 9 (стаб) + 3 (кр) + 0.7 (танг. от инерции) – 2 (скос потока) = - 7.3 гр. (и пусть взбесятся!)
Отклонение РВ на – 4 гр. эквивалентно перекладке стабилизатора на - 1.33 гр.
Прирост Yго(на 1 гр.ст.)= 52499.25 / (7.3 + 1.33) = 6083.34 (Н/1 гр. ст.) = 620.75 (кгс/1гр.ст.)

Следует обратить внимание на то, что рассчитанный выше прирост Yго на 1 гр. перекладки стабилизатора - это заниженное (с учётом сделанных допущений) значение прироста аэродинамической силы на ГО:
- на практике с ростом скорости Vв ускорение dVв/dt уменьшается и это нормально.
- центр давления крыла может быть не 45% а 50% САХ.
- для перебалансировки на взлётный угол для данных расчётных условий вовсе не требуется отклонение РВ на – 4 гр. Об этом писал АН 2, ссылаясь на ZG:



Позволю себе процитировать ZG:

“При центровках 27-29% и правильно выставленном стабилизаторе на скорости V1/Vr самолет САМ ЭНЕРГИЧНО поднимает переднюю опору. Требуется даже незначительное усилие "от себя" для фиксации требуемого тангажа.
При центровках 24-25% и правильно выставленном стабилизаторе на скорости V1/Vr самолет САМ поднимает переднюю опору. В некоторых случаях требуется ему только помочь ПАЛЬЦАМИ рук”.

Таким образом, Yго которое возникает при стабилизаторе – 9 гр. для центровки 24% на скорости Vотр. как правило оказывается достаточным для перебалансировки на взлётный угол…
С учётом изложенного выше:
Прирост Yго(на 1 гр.ст.)= 52499.25 / (7.3) = 7191.67 (Н/1гр.ст.)= 733.84 (кгс/1гр. ст.)

Все перечисленные выше факторы свидетельствуют о том, что реальный прирост Yго(на 1 гр.ст.) следует ожидать даже больше 730 кгс.
Подъёмной силой фюзеляжа и моментом от этой силы относительно точки касания ООШ для малых углов, я считаю, можно пренебречь.

II
Полученное значение прироста Yго.(на 1 гр.ст.) = 730 кгс/ 1гр.ст. я и предлагаю принять к расчёту.
Момент на кабрирование только от избыточной перекладки РВ (10 гр - 4гр.=6 гр.рв=2 гр.ст.) относительно точки касания ООШ составит:
Момент кабр. изб.рв.(оош) = 2 гр. ст.* Yго (на 1 гр.ст.) кгс*9.8*L(го-оош) =
= 2*730*9.8*13.12 (м)= 187720.96 (НМ).
Подробнее см. п. 2:


1. При расчёте относительно точки касания ООШ:
А) Дефицит момента на кабрирование от недостатка градиента скорости Vв в точке 11.59.34 (Vв=218.3 км/час) в результате действия силы дополнительного сопротивления фактически составил не более:
Mвзл*(dV1/dt1- dV3/dt3)*Lин=53949 (кг)*(1.261-0.5449 м/с2)*3.189 (м)=123200.25 НМ (что существенно меньше Момента кабр. от изб.рв. =187720.96 (НМ).
Подробнее см. п. 2 расчёта:


Б) Для взлёта на режиме 77.2% ускорение dV/dt=5 км/час=1.3889 м/с до скорости Vв=170км/час и рассматриваемых условий взлёта является нормой (п. 1.1.68 заключения МАК).
Определим дефицит кабрирующего момента для этих условий:
Mвзл*(dV1/dt1- dV2/dt2)*Lин=53949 (кг)*( 1.3889 -0.5449 м/с2)*3.189 (м)=145204.59 (НМ), что так же меньше Момента кабр. изб.рв.(оош) = 187720.96 (НМ).

2. При расчёте относительно ЦТ:
Момент на кабрирование только от избыточной перекладки РВ (10 гр - 4гр.=6 гр.рв=2 гр.ст.) относительно ЦТ:
Момент кабр. изб.рв.(ЦТ) = 2* Yго (на 1 гр.ст.) кгс*9.8*L(го-цт) =
= 2*730*9.8*(13.12 + 1.403)=207795.08 (НМ).
X. доп.торм=54680.68 (Н) = 5579.66 кгс.
подробнее см. п. 2 расчёта.

L(цт-x.доп.торм.)=L(ин) = 3.189 м
Момент пикир. доп.торм.= X. доп.торм *L(цт-x.доп.торм.) = 54680.68 (Н)*3.189 = =174376.68 (НМ), что существенно меньше Момент кабр. изб.рв.(ЦТ)=207795.08 (НМ).

Вывод: все три расчёта свидетельствуют о том, что в случае правильной установки стабилизатора по фактической центровке процесс перебалансировки на взлётный угол в точке 11.59.34 (Vв=218 км/час, РВ = – 10 гр.) не вызвал бы затруднений даже с учётом действовавшей дополнительной тормозящей силы.

Я полагаю, что неправильная установка стабилизатора связана прежде всего с отсутствием у пилота достоверной информации о фактической центровке ВС перед взлётом.