Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

[ноль червончик троечка]

Угол атаки боинга был около 10 градусов (ну и конфигурация посадочная), а в нашем случае максимум 5 - отсюда в 1,5-2 раза меньше подъемная сила. Не обеспечить взлетный угол тангажа/атаки и т.д.

Про у.а. на скорости 190 понятно, речь о Як-42 на скорости 220-230. На этой скорости его не надо "подрывать", он сам "легко" отделяется от полосы, думаю, на 4-5 градусах. Мы же с вами, по-моему, "торговались" в теме Ту-204? Не помню с вами или нет. Там вы (если вы) утверждали, что на скорости... где-то в диапазоне 210-230 (правда с "той" посадочной массой) самолет НУ НИ КАК не снизится и не обожмёт даже стойки для создания тормозной силы...

 

[windowz]

Про у.а. на скорости 190 понятно, речь о Як-42 на скорости 220-230. На этой скорости его не надо "подрывать", он сам "легко" отделяется от полосы, думаю, на 4-5 градусах. Мы же с вами, по-моему, "торговались" в теме Ту-204? Не помню с вами или нет. Там вы (если вы) утверждали, что на скорости... где-то в диапазоне 210-230 (правда с "той" посадочной массой) самолет НУ НИ КАК не снизится и не обожмёт даже стойки для создания тормозной силы...

Я пересчитывал для як-42... отрыв происходит на 210-220 на угле атаки 10 градусов с учетом эффекта земли в 15-20% от подъемной силы. На 4-5 не хватает даже 250. У Ту-204 кроме всего прочего конфигурация посадочная была, там Су побольше.
Эдит:
Можете сами пересчитать. Там будет Fпод = 10 * Сy * V*V
Скорость в м/с, 10 (немножко округленно) - все коэфициенты типа плотности воздуха, эфф площади крыла итп. результат в кгс а не в ньютонах.

Эдит2: Сy на 5 град и на 10 град отличается в 2 раза.
Эдит3: Скорость отрыва на угле атаки 5 град около 300 км/ч

 

[ноль червончик троечка]

Я пересчитывал для як-42... отрыв происходит на 210-220 на угле атаки 10 градусов с учетом эффекта земли в 15-20% от подъемной силы. На 4-5 не хватает даже 250. У Ту-204 кроме всего прочего конфигурация посадочная была, там Су побольше.

Говорилось о способностях взлетать Як-42 в Отчёте именно с тем взл.весом, было и видео с Жуковского - взлетает, грубо говоря, ЛЕГКО, практически сам. И не на 10градусах. 10 град это уже практически "подрыв" самолета. Умелый летчик так может взлететь на Як-42, с нормальным взл.весом, и на 180-190, думаю...
А по поводу Ту-204, кроме посадочной, в отличии от взлётной, конфигурации, были еще двигатели на МГ при посадке, в отличии от взлётного режима на Як-42 в Туношне. Вы зря, на мой взгляд, так "пренебрежительно" относитесь к влиянию тяги и в том и в другом случае. Это не планер. Опять же вспомним Боинг в Сан-Франциско, там не доглядели не то что за скоростью, а именно за тягой (опять же 2-е режимы ) и не успели поддержать вертикальную... Это основы именно из "Мурзилок" .

 

[Sibiryak]

... а значит подъемная сила равна весу самолета. Не пойму, как сила реакции опор могла создавать нарастающую до 8т силу торможения при этом...

Угол атаки мал, значит, и сила подъемная...
С другой стороны - основные опоры, помимо собственного веса, хорошо "грузит" и стабилизатор в данном случае - я, кстати" расчет делал (должен быть где-то на ветке) - 8 тонн (ТС) у меня получалось.

Кроме этого, я уверен просто - что-что, а считать в МАКе умеют, и найти "что-то" в их расчетах - это вряд-ли...
Потому и сказал: МАК доказал то, что и так очевидно - торможение препятствует подъему ПОШ.

А возможную причину неподнятия ПОШ с первой попытки он изящно обошел, спрятав ее за своим доскональным доказательством того, что "запад - где закат".

 

[Сергей1961]

пункт 1 - нет там 18 тонн тормозящей силы и близко (в усредненном варианте), там достаточно было раза в 2-3 меньше. Падение было с приборной примерно 210 до приборной 186 за 3 секунды, приборная 186 это на тангаже 20 град около 197 горизонтальной. Для этого необходимо 1.2 м/с*с ускорения или примерно 6,500 кгс результирующей силы
Далее при угле атаки 22 град лобовое сопротивление > 10000 кгс (оценочно) + индуктивное > 7500 кгс. тяга двигателей в горизонтальной плоскости при этом (если учесть установочные потери, потери на скоростных характеристиках, опять же угол относительно горизонта , потери в тяге из-за недостатка воздуха из-за большого угла входа потока и т.д.) будет около 10-11 тыс кгс. Т.е.,опять же оценочно, порядок цифр вполне вкладывается. Точно посчитать все равно врядли получится, т.к. не факт даже, что МСРП считывает все параметры в один и тот же момент времени. Нет желания изучать еще особенность работы СОК.

И давайте договоримся не приписывать оппоненту того, что он не говорил. Я не говорил, что причина заброса угла атаки - перестановка стабилизатора, только указал как одну из возможных причин. Я тут кстати допускаю механические повреждения в системе управления стабилизатором или другие причины увеличения кабрирующего момента. Мое утверждение, что причина падения скорости и последущего сваливания - черезмерное увеличение угла атаки, а тяги двигателей хватало для горизонтального полета и набора скорости при условии выдерживания необходимого угла атаки.

Полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха равно сумме профильного и индуктивного его сопротивлений, так в БСЭ написано. На аэродинамических весах ( см.) определяется всегда полное лобовое сопротивление, так тоже написано в БСЭ. По показаниям аэродинамических весов в аэродинамической трубе определяют Сх.
У Вас почему-то написано, что "лобовое сопротивление + индуктивное", ладно - на Вашей совести. Так или иначе, но у Вас полное лобовое сопротивление более 17,5 тонн, значит Сх на скорости 203 км/час у Вас получается ... ого! Больше, чем 0,6 (убавьте хотя-бы до 0,2, соответственно полное лобовое сопротивление "не более 6 тонн").
Что-то Вы напутали складывая лобовое сопротивление с индуктивным, потому что профильное сопротивление это, мне кажется - лобовое сопротивление при нулевой подъемной силе, а совсем даже не при угле атаки 22 градуса.
Надеюсь, что ничего Вам не приписал?

 

[windowz]

Говорилось о способностях взлетать Як-42 в Отчёте именно с тем взл.весом, было и видео с Жуковского - взлетает, грубо говоря, ЛЕГКО, практически сам. И не на 10градусах. 10 град это уже практически "подрыв" самолета. Умелый летчик так может взлететь на Як-42, с нормальным взл.весом, и на 180-190, думаю...
А по поводу Ту-204, кроме посадочной, в отличии от взлётной, конфигурации, были еще двигатели на МГ при посадке, в отличии от взлётного режима на Як-42 в Туношне. Вы зря, на мой взгляд, так "пренебрежительно" относитесь к влиянию тяги и в том и в другом случае. Это не планер. Опять же вспомним Боинг в Сан-Франциско, там не доглядели не то что за скоростью, а именно за тягой (опять же 2-е режимы ) и не успели поддержать вертикальную... Это основы именно из "Мурзилок" .

10 градусов угла атаки это 7 градусов тангажа - очень мало. 4-5 - это 1-2, вы на глаз вообще не заметите. 2 градуса для як-42 это подъем носовой стойки на 50 см - в пределах хода амортизатора. 7 градусов - 1,8 м (рост человека).
Про взлет на 180-190 во первых все очень сильно зависит от взлетной массы, а во вторых это не показатель умения, а показатель безответсвенности.
Первична для самолета в воздухе - скорость. тяга двигателя поддерживает эту скорость. Недостаток тяги - скорость падает, избыток - растет. да, на угле тангажа около 7 градусов при взлете номинальная тяга даст еще около 1500 кгс вертикальной составляющей. Такой же вклад в подъемную силу даст примерно 3 км/ч скорости (220-223 км/ч).

 

[windowz]

Полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха равно сумме профильного и индуктивного его сопротивлений, так в БСЭ написано. На аэродинамических весах ( см.) определяется всегда полное лобовое сопротивление, так тоже написано в БСЭ. По показаниям аэродинамических весов в аэродинамической трубе определяют Сх.
У Вас почему-то написано, что "лобовое сопротивление + индуктивное", ладно - на Вашей совести. Так или иначе, но у Вас полное лобовое сопротивление более 17,5 тонн, значит Сх на скорости 203 км/час у Вас получается ... ого! Больше, чем 0,6 (убавьте хотя-бы до 0,2, соответственно полное лобовое сопротивление "не более 6 тонн").
Что-то Вы напутали складывая лобовое сопротивление с индуктивным, потому что профильное сопротивление это, мне кажется - лобовое сопротивление при нулевой подъемной силе, а совсем даже не при угле атаки 22 градуса.
Надеюсь, что ничего Вам не приписал?

Итак есть 3 сопротивления: лобовое, индуктивное и полное.
Есть 2 предположения:
1) Что Сх на графике в отчете МАК это коэфицинет полного сопротивления
2) Что Сх на графике в отчете МАК это коэфициент лобового сопротивления

1) Тогда коэф лобового сопротивления = Сх из графика - Сх инд
Тогда на участке между 0 град альфа и 12 град альфа наш коэфициент лобового сопротивления будет уменьшаться (можете пересчитать), что физически не объяснимо, соответсвенно предположение 1 неверно

далее возьмем скорость 203 и сопротивление полное 17,5 тонн
тогда полный коэфициент должен быть равен F/(10*V*V) = 0,55 а не больше 0.6 из которых 0.3 только чисто лобовое сопротивление. Возьмите графики из отчета для угла 22 град Су = 2,32, Сх = 0,3 по поляре.
Кстати на 23 градусах - срыв потока с крыла и неминуемое сваливание. Вполне возможно угол атаки задрался как раз до срыва потока с крыла.
Так что, извините, 0,2 ну никак не выйдет

 

[Aveca]

Опять же или вы пытаетесь перекрутить или невнимательно читали отчет. Падение скорости после отрыва МАК объясняет только слишком большим углом атаки, никакой "тормозящей силы" там нет (колеса в воздухе).
Отбросьте все графики до отрыва, забудьте про кратковременный перевод на МГ то вы видите? По тяге - ее достаточно для набора скорости, а скорость падает. ПАдает потому что угол тангажа намного больше рекомендуемого при взлете. Темп падения скорости был настолько большим, что скорее всего даже 4-ый двигатель не помог бы.


Я всю сознательную жизнь занимаюсь физикой, так поверьте физики сначала описывают ситуацию качественно. Качественно причин падения скорости после отрыва две: слишком большой угол атаки или неверные предоставленные данные СОК. Первая версия намного более простая, потому логично ее принять за основную. Я слабо верю в тотальную фальсификацию отчета.

Качественный анализ хорош для выдвижения гипотез. Но потом их нужно проверять количественно.
Нельзя апеллировать к результатам качественного анализа без мало-мальской проверки.

Если отмотать ветку назад (что при ее размере почти нереально), то можно найти несколько вариантов количественного анализа. В том числе, по совокупности величин, поскольку многие данные СОК являются взаимосвязанными, плюс априорные данные (профиль ВПП, ее длина, положение ВС на ней в различные моменты времени и т.д.)

К моменту набора максимальной скорости этиология "тормозящей силы" (или ее эквивалента "недостатка тяги") уже не столь существенна - для подъема и отрыва создались все условия.

А вот после момента перевода двигателей на Взлетный - причина падения ускорения весьма существенна.
И вот для ее объяснения убедительной гипотезы нет.

О фальсификации речи не идет. Лишь об интерпретации.

 

[windowz]

А вот после момента перевода двигателей на Взлетный - причина падения ускорения весьма существенна.
И вот для ее объяснения убедительной гипотезы нет.

О фальсификации речи не идет. Лишь об интерпретации.

Я же не рассматриваю интервал времени после перевода на взлетный и до отрыва...
Мало того, мне самому слабо верится в настолько интенсивное торможение педалями (вернее даже не столько в интенсивность сколько в резкий переход с одного усилия на другое)
Как раз тут простор для гипотез огромный.

 

[Сергей1961]

Итак есть 3 сопротивления: лобовое, индуктивное и полное.

Нет, есть "полное лобовое сопротивление", которое состоит из суммы "профильного сопротивления (сопротивления при нулевой подъемной силе) и "индуктивного сопротивления", а не как Вы написали.
По поводу полного коэффициента лобового сопротивления ЯК-42 при угле атаки 22 градуса равного 0,55 (на самом деле у Вас получается больше 0,58, поэтому я и написал больше 0,6 - округлил), так вот у легковых автомобилей Сх меньше 0,3, а Вы хотите для самолета 0,55, как для сферы! Это, извините многовато, может при угле атаке 45 градусов - не знаю, но никак не для 22 градуса.
А вот полная аэродинамическая сила состоит из силы лобового сопротивления и подъемной силы.

 

[windowz]

Нет, есть "полное лобовое сопротивление", которое состоит из суммы "профильного сопротивления (сопротивления при нулевой подъемной силе) и "индуктивного сопротивления", а не как Вы написали.
По поводу полного коэффициента лобового сопротивления ЯК-42 при угле атаки 22 градуса равного 0,55 (на самом деле у Вас получается больше 0,58, поэтому я и написал больше 0,6 - округлил), так вот у легковых автомобилей Сх меньше 0,3, а Вы хотите для самолета 0,55, как для сферы! Это, извините многовато, может при угле атаке 45 градусов - не знаю, но никак не для 22 градуса.
А вот полная аэродинамическая сила состоит из силы лобового сопротивления и подъемной силы.

Подойду с другой стороны:
Почему по вашему падала скорость после отрыва, когда тяга двигателей с учетом всех потерь была около 10-11 тыс кгс? Какие "мистические" силы тянули самолет назад?

 

[Сергей1961]

Подойду с другой стороны:
Почему по вашему падала скорость после отрыва, когда тяга двигателей с учетом всех потерь была около 10-11 тыс кгс? Какие "мистические" силы тянули самолет назад?

Вы наверное имели в виду среднюю тягу ДУ, потому что тяга каждого двигателя судя по оборотам вентилятора сильно менялась от момента "отрыв" до момента "крен велик"и у двигателей был еще и разнотяг, поэтому среднюю тягу ДУ я затрудняюсь оценить на этом интервале времени.
Разве что ее можно оценить по силе лобового сопротивления, которая возрастала от 4,5 до 9 тонн в этот период времени, как мне кажется ...
При этом скорость уменьшалась, значит тяга ДУ в каждый момент времени была меньше лобового сопротивления.
На сколько меньше - не могу сказать, потому что не имею доверия к абсолютным значениям скорости на графике МАК, во всяком случае на последних 10-ти секундах регистрации скорости.

 

[windowz]

Вы наверное имели в виду среднюю тягу ДУ, потому что тяга каждого двигателя судя по оборотам вентилятора сильно менялась от момента "отрыв" до момента "крен велик"и у двигателей был еще и разнотяг, поэтому среднюю тягу ДУ я затрудняюсь оценить на этом интервале времени.
Разве что ее можно оценить по силе лобового сопротивления, которая возрастала от 4,5 до 9 тонн в этот период времени, как мне кажется ...
При этом скорость уменьшалась, значит тяга ДУ в каждый момент времени была меньше лобового сопротивления.
На сколько меньше - не могу сказать, потому что не имею доверия к абсолютным значениям скорости на графике МАК.

Еще раз всмотритесь в графики.В момент отрыва обороты вентилятора (которые определяют тягу) были значитеьно выше 0,7 номинала (3500 паспортной тяги) и почти достигли номинальных параметров (паспортные 5000 кгс ).
Соответсвенно в момент отрыва суммарная тяга всех двигателей без учета потерь была гарантированно в диапазоне 10000-15000 кгс, при чем ближе к 15000 чем к 10000. Возьмите установочные потери (до 10%, по факту меньше), потери на скоростных характеристиках (до 12 процентов) и получите значительно больше ваших "любимых 6 тонн". К моменту минимальной скорости все двигатели вышли на взлетный режим (пусть будет по 6000 кгс на двигатель а не 6500) получите 18000 кгс - потери.

Суммарная тяга всех двигателей с учетом потерь не падала ниже 4500 кгс ни в один момент времени.

 

[Сергей1961]

Еще раз всмотритесь в графики.В момент отрыва обороты вентилятора (которые определяют тягу) были значитеьно выше 0,7 номинала (3500 паспортной тяги) и почти достигли номинальных параметров (паспортные 5000 кгс ).
Соответсвенно в момент отрыва суммарная тяга всех двигателей без учета потерь была гарантированно в диапазоне 10000-15000 кгс, при чем ближе к 15000 чем к 10000. Возьмите установочные потери (до 10%, по факту меньше), потери на скоростных характеристиках (до 12 процентов) и получите значительно больше ваших "любимых 6 тонн". К моменту минимальной скорости все двигатели вышли на взлетный режим (пусть будет по 6000 кгс на двигатель а не 6500) получите 18000 кгс - потери.

Суммарная тяга всех двигателей с учетом потерь не падала ниже 4500 кгс ни в один момент времени.

Значит не вышли ...
иначе придется вслед за Вами к лобовому сопротивлению прибавлять индуктивное, а этого мне бы не хотелось.

 

[windowz]

Значит не вышли ...

Не вы можете конечно утверждать все что угодно, но тяга почти линейно пропорциональна оборотам вентиляторов. Обороты упали до 61,6 %. один процент примерно равен 120 кгс для двигателя. 80-61 = 19 * 120 = 2280 падения от номинальной 5000.
5000-2280 = 2720 * 0.75 (все потери 25%) = 2040 кгс
Это то минимальное значение тяги, до которой упал режим двигателя номер 2, остальные на всех этапах взлета выдавали большую тягу.

эдит: У двигателя стоит топливная автоматика.
Перевод РУД на МГ не означает мгновенное уменьшение подачи топлива - соответсвенно тяга и обороты падают не мгновенно а за 3-7 секунд. Точное время падения оборотов со взлетного до МГ есть в РТЭ на двигатель.

эдит2 : поправил ошибки

 

[Сергей1961]

Не вы можете конечно утверждать все что угодно, но тяга почти линейно пропорциональна оборотам вентиляторов.

При всем моем уважении к Вам - не могу поверить на слово про линейную зависимость, потому что вижу только график тяги от оборотов ротора высокого давления и то в узком диапазоне от 0,9 до 1,05 относительно номинальных оборотов. Где бы мне график тяги Д-36 от оборотов вентилятора увидеть в широком диапазоне, подскажете?

 

[Aveca]

Не вы можете конечно утверждать все что угодно, но тяга <как правило> почти линейно пропорциональна оборотам вентиляторов <у исправных двигателей>.

Я не утверждаю, что двигатели были неисправны. Я лишь поправляю область определения Вашего высказывания.

Пока никто не сказал, как себя ведет вентилятор на разных оборотах при увеличенном зазоре и пр.
Частично об этом есть в Отчете, про правый двигатель, насколько я помню.

И, опять-таки, насколько я помню, в графиках МАК нет оборотов РВД/КВД. А жаль. Было бы весьма информативно сопоставить их изменение с изменением оборотов вентиляторов.

Правка: Память все же меня подвела. Действительно, в Окончательном отчете добавлен график оборотов КВД.

 

[windowz]

При всем моем уважении к Вам - не могу поверить на слово про линейную зависимость, потому что вижу только график тяги от оборотов ротора высокого давления и то в узком диапазоне от 0,9 до 1,05 относительно номинальных оборотов. Где бы мне график тяги Д-36 от оборотов вентилятора увидеть в широком диапазоне, подскажете?

на том же графике дроссельной характеристики есть зависимость оборота вентилятора от оборотов ротора ВД. Там зависимость линейна.
График мощности почти линеен в зависимости от оборотов ротора ВД.
Если принять 80 процентов оборота вентилятора за номинал, то на 0,7 номинала обороты будут 0,85 * 80 = 68%, на 0,6 номинала 0,8 * 80 = 64%, на 0,5 номинала 0,74 * 80 = 59,2


---------- Добавлено в 16:48 ----------

Я не утверждаю, что двигатели были неисправны. Я лишь поправляю область определения Вашего высказывания.

Пока никто не сказал, как себя ведет вентилятор на разных оборотах при увеличенном зазоре и пр.
Частично об этом есть в Отчете, про правый двигатель, насколько я помню.

И, опять-таки, насколько я помню, в графиках МАК нет оборотов РВД/КВД. А жаль. Было бы весьма информативно сопоставить их изменение с изменением оборотов вентиляторов.

Да, вполне возможно что двигатель был серьезно неисправен и недодавал тяги... сколько % ??? При этом чтобы его еще эксплуатировали и не замечали?

В отчете обороты РВД есть. Расхождений там нет. 83,7% оборотов КВД на первом двигателе - минимальное значение 88.6% в номинале
83,7/88.6 = 0.945, что соответствует примерно 0,66 от номинала по дросеельной характеристике. (5000 * 0.66 = 3300)

 

[Сергей1961]

на том же графике дроссельной характеристики есть зависимость оборота вентилятора от оборотов ротора ВД. Там зависимость линейна.

Да, если зависимость линейная, а за 100% взять обороты вентилятора на взлетном и соответственно тягу Д-36 в 65кН, то получается через секунду после отрыва тяга вдоль траектории с учетом потерь 11 тонн и значит сила лобового сопротивления более 11 тонн, а судя по отрицательному ускорению 2,2 м/с2 еще и равнодействующая на торможение 12 тонн и значит в сумме получаем силу лобового сопротивления 23 тонны и значит Сх больше 0,6 - кошмар! В два с половиной раза больше чем у седана и при тангаже всего-то 10 градусов ... так не бывает - где-то ошибка.
Либо в графике воздушной скорости, либо в оценке тяги двигательной установки, либо у меня в расчетах ...
О! Придумал - на ВПП же была дополнительная тормозная сила (таинственная)!! Давайте ее введем еще и в воздухе!!! И все сойдется ...
К стати, если таинственная дополнительная тормозная сила действует не только на ВПП, но и в воздухе, то тут уж точно графики либо неправильно тарированы, либо неправильно привязаны по времени (возможно и то и другое ...

 

[windowz]

Да, если зависимость линейная, а за 100% взять обороты вентилятора на взлетном и соответственно тягу Д-36 в 65кН, то получается через секунду после отрыва тяга вдоль траектории с учетом потерь 11 тонн и значит сила лобового сопротивления более 11 тонн, а судя по отрицательному ускорению 2,2 м/с2 еще и равнодействующая на торможение 12 тонн и значит в сумме получаем силу лобового сопротивления 23 тонны и значит Сх больше 0,6 - кошмар! В два с половиной раза больше чем у седана и при тангаже всего-то 10 градусов ... так не бывает - где-то ошибка.
Либо в графике воздушной скорости, либо в оценке тяги двигательной установки, либо у меня в расчетах ...
О! Придумал - на ВПП же была дополнительная тормозная сила (таинственная)!! Давайте ее введем еще и в воздухе!!! И все сойдется ...
К стати, если таинственная дополнительная тормозная сила действует не только на ВПП, но и в воздухе, то тут уж точно графики либо неправильно тарированы, либо неправильно привязаны по времени (возможно и то и другое ...

Там не 2,2 м/с2, меньше. Не забывайте, что график приборной скорости, т.е. проекции скорости на ось самолета.
Так же вспомните, что некорректно сравнивать седан, где берется площадь его поперечного сечения в формуле, с крылом самолета, где берется площадь крыла. Эти коэффициенты - только коэффициенты подобия, поэтому не удивительно, что с ростом угла атаки сопротивление воздуха значительно меняется, т.к. фактически меняется площадь сечения относительно потока. При пробеге во взлетной конфигурации Сх = 0,07 - 0,08, а если убрать механизацию то до 2 раз меньше.
Просто пассажирские самолеты не проектируются для длительного полета на углах атаки больше 10-12 градусов.
И опять же при тангаже 10 градусов (угле атаки 13) Сх где-то 0,25-0,3.

И 100% - это не обороты вентилятора на взлетном, на взлетном в тех погодных условиях 96-97% обороты вентилятора при установившемся взлетном.

Я до конца не разбирался, но вполне возможно графики смещены относительно друг-друга на время до 0,5 секунды (или даже до секунды), но думаю МАК их все-таки синхронизировал (не факт что правильно )