Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

Там не 2,2 м/с2, меньше.

Ну смотрите сами: в момент отрыва скорость 215 км/час (не 210, там цена деления 25), а через 2,5 сек (а не через 3, как у Вас) скорость 186 км/час.
С учетом косинусов, про которые Вы мне подсказали и деления на 3,6 скорость уменьшилась от 60,1 до 54,6 м/с2, т.е. на 5,5 км/час за 2,5 сек - ускорение торможения 2,2м/с2,
Откуда меньше-то?
И опять же при тангаже 10 градусов (угле атаки 13) Сх где-то 0,25-0,3.

Легко Вам живется - бамс, и Сх где-то 0,25-0,3 ...
А я вот смотрю страничку из книжки Бехтира, а там, не поверите Сх=0,1 при угле атаки именно 13 градусов.
Вам виднее, чем Бехтиру? Или я ослеп?
 
Последнее редактирование:

Вы еще в Бехтире посмотрите "дроссельную характеристику" и скажите какая тяга будет при РУД на 92 градуса
А заодно сравните с 2-мя графиками из отчета МАК на страничках 114 и 116 из которых следует, что Сха (не просто Сх а Сха, хотя что тут имелось ввиду можно только предполагать ). По ним на угле 13 град Су = 1,45 а по поляре Сха = 0,15.
Кому виднее МАК и составителям РТЭ на двигатель или Бехтиру? ))

Я в график не всматривался - то что в отчете это явно размещение более подробного графика в "меньшем разрешении". Так что вообще такой термин как "цена деления" некорректен В отчете есть фраза, что самолет оторвался на скорости около 210 км/ч с углом тангажа около 7 градусов.
Если я правильно понял описание МСРП64, то он записывает параметры раз в секунду, поэтому говорить о времени 2,5 секунды просто некорректно - или 2 или 3.

Эдит: ради интереса поискал про самописец. результат на картинке:
 
Последнее редактирование:

Пусть все будет по Вашему - должны же быть праздники в жизни, пусть 210 км/час и 3 сек и тогда ускорение торможения 1,4 м/с2, а равнодействующая 7,7 тонны.
Но тяга-то все равно 11 тонн (про тягу-то Вы ничего не пожелали ...). В итоге сила лобового сопротивления (так и хочется ее теперь называть "дополнительная тормозная воздушная") составляет 18,7 тонны, а Сх = 0,62 - и рядом не лежит с МАКовским Сха=0,15 ...
Вам надо еще что-нибудь пожелать - как раз это будет третье желание после ускорения 1,4 м/с2 и линейной зависимости тяги от оборотов вентилятора ...
А по поводу частоты опроса МСРП64 в 1 герц, гм ... но откуда тогда скачки скорости с частотой 2 Гц?!
 
Последнее редактирование:

В Отчете есть про один двигатель вполне развернутая история.
В последнем его ремонте еле-еле удалось его довести до нижней границы нормы.
Как он себя повел в недогретом состоянии при переводе на Взлетный - можно только гадать.


Да, Вы правы, есть обороты. Поправил в своем сообщении.
 
Последнее редактирование:

210-197 =13 км/ч = 3,6 м/с2 => а = 1,2 равнодействующая = 6,5 тонн
Я не спорю, все равно много, потому что равнодействующая 6,5 тонн может получится только на угле тангажа 19 градусов (именно тогда Сх примерно 0,58)
Единственное разумное объяснение - срыв потока с крыла, при котором резко возрастает сопротивление воздуха.

По МСРП-64 он или с частотой 4 герца или с частотой 1 герц, с частотой 4 герца только 3 параметра и вроде как это отклонение РВ и вертикальная перегрузка, какой третий - я не знаю, почему некоторые параметры меняются чаще чем 1 раз в секунду объяснений нет. Возможно есть какое-то разумное объяснение.


---------- Добавлено в 19:54 ----------


Вот так обычный ремонт с заменой агрегатов превращается в еле-еле дотянули
В РТЭ четко описаны проверочные процедуры, в том числе работа на взлетном режиме в непрогретом состоянии.
16.08.2011 при опробовании все параметры соответствовали норме.
 

Если двигатель удалось довести до нормы, установив один из параметров (а именно - температуру газов за турбиной) на максимально допустимое значение - это и есть, еле-еле дотянули. В самих заменах, конечно, ничего такого нет.
(Насколько я знаю, без прогрева Взлетный давать нельзя.)
 
210-197 =13 км/ч = 3,6 м/с2 => а = 1,2 равнодействующая = 6,5 тонн

Интересно, это у Вас подсознательно получается или осознанно? Надеюсь подсознательно - там на графике не 197, а 196, но Вы правы в том, никакой роли это не играет, действительно - все равно много ...
И никаким индукционным сопротивлением этого не объяснить, потому что Сх определяется по полному аэродинамическому сопротивлению, которое включает в себя индукционное. Из двух источников для ЯК-42 мы знаем, что при угле атаки 13 градусов Сх=0,1 (рисунок из книги Бехтира) или Сх=0,15 (Вы сами написали, что такое значение МАК указал).
Значит сила лобового сопротивления недостаточна, чтобы объяснить такое интенсивное торможение самолета при угле атаки 13 градусов и при средних оборотах вентиляторов трех двигателей в 80%.
Значит или скорость, или обороты вентиляторов, или тангаж в этот момент расшифрован неправильно ... или таинственная дополнительная тормозная сила не исчезла после отрыва, а продолжала тянуть самолет в сторону РД3 ... но тогда постановка ног пилота на педалях не при чем ...
 
Последнее редактирование:

Этот двигатель в своей жизни больше на складе лежал, чем летал. Видимо, была тому причина. Всё думали, кому бы впарить? Вот и впарили... подешевле...
 

А может там написано не Сха, а Сх0? Тогда это действительно коэффициент для расчета лобового сопротивления при нулевой подъемной силе и к силе рассчитанной по нему надо прибавлять индукционное сопротивление ...
 

Ой, спасибо, в ВУЗе как-то про него мало говорили - не "въелось" - забыл (вот и произвел от "индукции" ...
Вообще-то оно возникает из-за того, что воздух перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность крыла в районе торца крыла (из-за этого образуются вихри). Воздух течет в сторону, где давление меньше ... и подъемная сила возникает, потому что давление на верхней поверхности крыла меньше, чем на нижней. Значит если на обоих поверхностях крыла конечной длины давление одинаковое то нет подъемной силы и нет перетекания воздуха в районе кромки, не образуются вихри и нет индуктивного сопротивления. Такое возможно у крыла конечной длины с симметричным профилем при нулевом угле атаки. А вот если профиль несимметричной ... то затрудняюсь сказать ... чтобы у крыла с несимметричным профилем не было подъемной силы его надо поставить к потоку под отрицательным углом, мне кажется в этом случае, хотя и суммарной подъемной силы нет, но и симметричного обтекания нет и разность давления на поверхностях все равно возникнет (просто суммарно разности давления компенсируют друг друга), то есть перетекание на кромках все-равно будет и соответственно вихри и значит индуктивное сопротивление тоже, но сравнительно маленькое, возможно такое, что и учитывать не надо ...
Про поляры - я не понял ...
 
Последнее редактирование:

Так ведь поляра откуда берется? Это значения Сх и Су при разных углах атаки. Один угол атаки именно и соответствует одной точке поляры. Отсутствие подъемной силы соответствует какому-то одному углу атаки (для симметричного профиля - это нулевой угол атаки). Конечно для 1 единственного угла имеем один единственный Сх и Су - то есть одну точку на графике поляры.
К стати вот эта точка именно и будет соответствовать значению Сх0.
То есть Сх0 для ЯК-42 никак не может быть 0,15 и значит Сха=0,15 при угле атаки 13 градусов учитывает вклад индуктивный вклад в силу лобового сопротивления.
 
Последнее редактирование:

А разве на шасси прибавляют не 20%? То есть Сх13 примерно = 0,12 ...
Но никакой роли это не играет в конечном счете.
В конечном счете картина вырисовывается такая в голове, что перед отрывом от земли РУД перевели на малый газ, а обратно-то уже не переводили - так на малом газе и погибли ... тогда динамика самолета после отрыва мне понятна, но это противоречит графикам оборотов вентиляторов и графикам положения РУДов ...
Остается только таинственная дополнительная тормозная сила 8 тонн в воздухе ...
Может конечно мы заблуждаемся с линейной зависимостью тяги двигателя от оборотов вентиляторов ...
 
Последнее редактирование:
Не хотел встревать в давно исчерпанную тему, но "не могу молчать" (С). Это очевидная чушь. Тяга в первом приближении должна быть пропорциональна квадрату оборотов вентилятора, поскольку и расход воздуха, и скорость выбрасываемого воздуха, в первом приближении должны быть пропорциональны этим оборотам.

Эта оценка с удивительной точностью подтверждается документами на Д-36 (см., например, "Основные технические данные двигателя Д-36": ). А именно:
Взлетный: обороты 92% - тяга 6,5 тн.
Номинальный: обороты 82% - тяга 5,0 тн (6,5 /1,30 вместо /1,26).
ЗМГ: обороты 23% - тяга 0,40 тн (почти точно 6,5/16).

Так что по графикам оборотов в Отчете МАК при сбросе РУД на МГ тяга должна была успеть упасть ориентировочно в 2,5 раза.
Катастрофическое падение скорости на ее записи во время того "взлета" - это, ИМХО, артефакт, вызванный наложением четырех причин.

1. Рост тангажа сопровождается ростом полного аэродинамического сопротивления (ПАС). При той скорости, которая там была - примерно 1 тн сопротивления на 1 град тангажа сверх порядка 3 тн при нулевом тангаже от угла установки крыла. Я умышленно пишу про тангаж, а не про угол атаки, ибо уменьшение ПАС после отрыва из-за уменьшения угла атаки наклоном траектории почти точно компенсируется ростом проекции силы тяжести на продольную ось ВС - тоже 1 тн на 1 град. А теперь посмотрите на график тангажа.

2. После сброса РУД на МГ обороты восстанавливались медленнее, чем упали, а зависимость тяги от оборотов - примерно квадратичная (см. выше).

3. График воздушной скорости чудовищно загажен помехами неизвестного происхождения (или запредельно раздолбанный ДПСМ, или "подработка" МАК?), и по нему вообще нельзя делать какие-либо количественные (а иногда и качественные!) выводы без усреднения за много секунд. Я об этом уже писал много раз, в т.ч., весьма подробно и со ссылками, в ч.2 и ч.3 своего "Окончательного отчета":confused2: - "сериала" 20.12.12 (4 поста подряд, с http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1230072#post1230072 по http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1230108#post1230108).

Более того, мы (Aveca, Программер и я) первоначально полагали, что адекватное время усреднения - это 3...4 сек, которых достаточно, чтобы подавить помеху с частотой порядка 0,5 Гц, обнаруженную Программером еще в конце 2011г. Но проведенная мной в дек 2012 ревизия того восстановления динамики тормозящей силы (ТС), которое делалось с дек 2011 по сент.2012 (один из последних графиков ТС - в http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1177019#post1177019), показала, что график скорости настолько загажен, что на участке разбега до 11:59:28...30 для устранения явных артефактов необходимо усреднение за время порядка 10 сек:confused2: (подробнее см.ч.3 упомянутого "сериала" 20.12.12). Примерно такое усреднение и делал МАК - но при этом он одновременно делал абсурдные утверждения о ТС "около 1700 кг" именно в момент 11:59:18...20.

4. Наконец, у меня есть сильное подозрение, что имеет место систематическая ошибка регистрации воздушной скорости во время взлета и/или заметное изменение ПАС при удалении от Земли (в связи с исчезновением эффекта экрана?). Serg55 обратил внимание, что на всех хороших по качеству графиках воздушной скорости нормальных взлетов ЯК-42 отчетливо видна "площадка" скорости сразу после начала подъема ПОШ и до подъема ООШ на несколько метров (длительность этой площадки - до 4 сек!). Я в окт. 2012 проанализировал один из "образцовых" графиков, представленных vim1964 (подробности - в весьма мутном посте http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1185977#post1185977), используя также график сглаженного ускорения при этом разбеге, сделанный Программером.

"Площадка" воздушной скорости в основном (но не полностью!) объясняется ростом ПАС с ростом угла атаки (по моим оценкам из графика разбега, сопротивление при отрыве порядка 8...10 тн, с учетом наклона траектории около 4 град) и торможением от появления проекции силы тяжести на продольную ось ВС (порядка 4 тн). Но сразу после окончания этой "площадки" - ускорение около 1 м/с2, что противоречит приведенной оценке ПАС. Вот мои тогдашние комментарии к этому парадоксу. Так что это нереально быстрое падение скорости - это, ИМХО, наложение очередной "загогулины" загаженного (ДПСМ или МАК?) графика приборной скорости на реальный умеренный спад воздушной скорости. Т.е., факт торможения вполне объясним, а нереальная величина "торможения" - это следствие "загогулины", делающей невозможным разумный количественный анализ динамики скорости.

ЗЫ. И раз уж я снова ненадолго влез на эту ветку (ненадолго - ибо твердо считаю тему давно исчерпанной по всем вопросам, которые в принципе можно анализировать исходя из доступных нам материалов), то напомню еще несколько давно сделанных выводов.

1. Запредельно передней центровки не было - это доказывается и фактом подъема ПОШ после небольшой перекладки стаба и сброса РУД на МГ (на это указал еще Vik63 осенью 2011), и стремительным ростом тангажа сразу после отрыва. Последний факт также доказывает наличие многотонной ТС в конце разбега вплоть до отрыва ООШ (а мерзкое качество графика скорости не позволяет сделать такой вывод достаточно твердым).

2. Одной из непосредственных причин этой катастрофы было то, что когда ПОШ уже наконец пошла, ПП в сугубом стрессе продолжал запредельно тянуть РВ - вместо необходимого парирования заброса по тангажу. Именно это сделало сваливание неизбежным.

3. Для подъема ПОШ требуется не баланс моментов, а избыток кабрирующего момента, достаточный для компенсации уменьшения модуля отрицательного угла атаки стаба в процессе подъема ПОШ. И если ПОШ не пошла сразу, то попытка продолжать тянуть штурвал только усугубляет ситуацию, т.к. увеличивает тангаж и тем самым "обесценивает" стаб. В этом смысле можно утверждать, что первичной "неполитической" причиной этой катастрофы было отсутствие расчета параметров взлета, ибо именно ее следствие - преждевременная тщетная попытка подъема ПОШ.

4. У Бехтира есть ошибки и противоречия в численных данных. В частности, соотношение эффективности стаба и РВ по Бехтиру 3:1, а на самом деле 1,7:1 (так в "Отчете" МАК, и это подтвердил Vik63, специально проконсультировавшись с авторитетным спецом). И есть противоречия в разных данных по аэродинамическому сопротивлению.
 
Последнее редактирование:

Он свалился, когда крен начал увеличиваться - это 2 сек после момента "Отрыв", а мы же рассуждаем о моменте 1 сек после "Отрыв", хотя ... может ты и прав ...
 

Возражаю.
Лобовое сопротивление все-таки падает и соотношение Сх-Су меняется значительно.
Что бы что-то высчитать более-менее приемлимо - нужна соответствующая поляра.
 

А вот этот момент я как-то в ветке пропустил.
Все мои расчеты делались с коэффициентом 3:1.
Интересно посмотреть, что будет с предложенной поправкой.


Проверил.

Горбуха в тяге двигателей исчезла.
Вопрос (для меня, по крайней мере) закрыт.
 
Последнее редактирование:
... уменьшаем оверквотинг... .

Понимаете в чем дело, я ведь прежде чем писать "почти линейна" в этом убедился. Убедился не по табличке, а по первоисточнику, коим является РТЭ на двигатель.
Любая парабола на определенном участке "почти линейна", на интересующем меня участке (60%-80%) она линейна с точностью до 1% оборотов. И падение тяги я определил не "на глазок" в 2,5 раза а на основании дроссельной характеристики (опять же см табличку).
На вопрос почему обороты на номинале 83% ответ очень простой - это норма для тех погодных условий без отбора на самолетные нужды, более логично считать от нормы тягу, а не от 79,6 оборотов для одного из двигателей в отчете.

Далее все-таки есть ньюанс или по приведенной в отчете МАК поляре или по вашим расчетам сопротивления.
Если расчитывать сопротивление исходя из Сх(полн) около 0,2 (что соответсвует углу атаки > 16 градусов и Сy будет 1,8) то сила полного сопротивления будет целых 7200 (на скорости 60 м/с= 216 км/ч) а подъемная 64800 (т.е. очень интенсивный набор)
(Сибиряк и Сергей пожалуй правы насчет того, что Сх в поляре - это полный коэфициент)
Выходит, что Ваши оценки по силе сопротивления воздуха завышены (ну или МАК предоставил неверные графики аэродинамических характеристик).

В момент отрыва двигатели по сути вышли на номинальный режим, соответсвенно вопрос почему вообще падала скорость остается нераскрытым.
Мне приходит в голову 3 варианта:
- Сущетсвенное расхождение по времени в графиках разных характеристик взлета
- Большая угловая скорость вызвала своего рода переходные процессы и повышенную турбулентность/более ранний срыв потока на крыле, что в свою очередь существенно повысило сопротивление воздуха
- Просто произошел срыв потока с крыла при досижении угла атаки 20+ градусов, что опять же увеличило сопротивление воздуха, а падение скорости до достижения критического угла списать на "особенности измерения приборной скорости" и "помехи"

ПП так же мог "запредельно тянуть" на себя РВ из-за того, что видел перед собой кунг чисто по психологическим причинам.
 

Я так рассуждал - на самом деле в природе-то нет никакой подъемной силы (ПС) и силы лобового сопротивления (СЛС), а есть одна только аэродинамическая сила (АС). ПС и СПС только проекции АС на оси. А сама АС есть произведение площади под крылом (Sпк) на давление под крылом (на самом деле интеграл) минус произведение площади над крылом (Sнк) на давление над крылом (Рнк). Вот летит самолет высоко и горизонтально, на него действует АС, а проекции ее на горизонтальную и вертикальную оси есть СЛС и ПС. Тот же самолет летит горизонтально, но низко над землей, из-за экранного давление под крылом увеличилось - значит увеличилась АС, а поскольку Sпк, Sпк, Рнк не изменились, направление АС почти не изменилось (ну в первом приближении), вот и выходит: раз ПС увеличилась в 2 раза, то и СЛС тоже увеличится в два раза (потому что АС увеличилось в 2 раза, а направление ее почти не изменилось - проекции изменятся пропорционально).
Но кто спорит - поляру иметь надежней, но нет же ее!!!
 
Последнее редактирование:

Но ведь проекция АС на ось Х - это сумма проекций всех сопротивлений, куда входит и проекция индуктивного.
Да, за счет увеличения давления под крылом и увеличения разряжения над крылом, АС возрастает, возрастает и ее проекция на ось Х, но за счет уменьшения инд. сопр. уменьшается и ее проекция на ту же ось, и это уменьшение "перекрывает" прирост проекции от увеличения АС.
В результате проекция АС но ось Х уменьшается - значит, падает и лобовое сопротивление.
-----------------
Тут я как собака - все понимаю, вроде бы, только сказать не могу...
Ну так как-то, в общем...
 
Но кто спорит - поляру иметь надежней, но нет же ее!!!


Вот-вот - зачем, спрашивается, МАК "тень на плетень" наводит, выкладывая в своем "Отчете..." поляру "не от мира сего"?.
По этой поляре Су при а=10 - 1.15, а фактически при отрыве (а=10) - 1.45.
Есть разница?
А Сх вообще только гадать приходится...

Как посчитать моменты при разнице по центровке 3.5%, которые, по моему предположению, и стали "спусковым крючком" катастрофы?