Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

Означает ли это...


Я думаю, приведеная мной поляра есть, как бы, общий какой-то случай, показывающий, что скачкообразного увеличения Сх в районе а(крит) в принципе нет.
В конкретном же каком-то примере могут быть нюансы, зависящие от профиля крыла, ну, еще что-то, может быть...
Вот, например, кривые Су и Сх для одного из профилей, полученные эксперементальным путем



Здесь кривая Сх в районе а(крит) ( как я понимаю), ведет себя чуть иначе, то есть и излома-то практически никакого нет.
Выводы делайте сами.
Что касается срыва потока на 7 гр, думаю - нет.
---------
Это, конечно, всего лишь мое субъективное мнение...

Хотя - если к 7 гр РВ добавит градусы стаб-ра - как вот там будет...?
 
Последнее редактирование:
Реклама
И Вы правы.
Вот так выглядит поляра плоской пластины



А так - если разложить ее на составляющие - кривые Су и Сх



Так что все правильно Вы говорите...

Вот так всегда пришел дилетант и все опошлил

Приведенные графики - это теоретические графики плоской пластины. Как уже было отмечено простой теории расчета турбулентных потоков нет, и поэтому учитывать срыв потока данные графики не могут.
 
http://oat.mai.ru/book/glava05/5_3/5_3.html
По мере приближения к критическому углу атаки из-за начинающегося срыва потока ускоряется рост лобового сопротивления.
http://www.airpages.ru/dc/doc117.shtml
Срывы же потока резко увеличивают лобовое сопротивление и, следовательно, уменьшают максимальную скорость самолёта.
http://autonotes.info/aerodinamicheskoe-soprotivlenie-tel/
Тела с конечной толщиной также обладают сопротивлением трения. Их аэродинамическое сопротивление может иметь малое значение, если удается избежать срывов потока
http://www.firstep.ru/metodiki/paraplan/lection_01.htm
При выходе крыла за критический угол атаки происходит срыв потока. Причем происходит он обычно не совсем одновременно на правой и левой консолях. На сорвавшейся консоли РЕЗКО падает подъемная сила и вырастает сопротивление

http://aviaciaportal.ru/zavisimost-ajerodinamicheskih-kojefficientov-ot/
Возрастая с увеличением угла атаки, коэффициент су (а тем самым и подъемная сила) достигает максимальной величины при угле атаки около 16–18° (рис. 23,д), при переходе же на больший угол атаки начинает уменьшаться. Поэтому угол атаки, соответствующий самане, называют критическим (обозначают акр). При этом угле атаки и даже с приближением к нему изменяется характер обтекания крыла, в результате чего начинает быстро расти коэффициент лобового сопротивления (рис. 23,е).
Такое изменение коэффициентов су и сх
объясняется нарушением плавного характера обтекания — срывом потока с верхней поверхности крыла.

http://avia-simply.ru/esche-raz-o-reverse-tjagi/
. Для АН-24 (а также 12, 26, 30 и 32) такой целесообразности нет. Его лопасти при пробеге устанавливаются на минимальный угол (что-то около 8 град.) в результате чего формируется такой угол их обтекания (отрицательный), что происходит срыв потока на лопастях и резкое возрастание лобового сопротивления. То есть появляется большая сила сопротивления и самолет эффективно тормозится. Настолько эффективно, что как таковой реверс (то есть перенаправление тяги) ему уже не нужно. Поэтому он и не предусмотрен конструктивно (дабы не тратить лишних денег
icon_smile.gif
).

Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения aкр, потеря скорости лишь частный случай достижения aкр.
 
Вот так всегда пришел дилетант и все опошлил

Приведенные графики - это теоретические графики плоской пластины. Как уже было отмечено простой теории расчета турбулентных потоков нет, и поэтому учитывать срыв потока данные графики не могут.

а по-вашему, срыв потока = турбулентное обтекание?(тоесть до срыва - обтекание ламинарное?)

У стреловидного крыла, помнится срыв потока начинается на его законцовке - там где хорды еще очень маленькие, соответственно, площадь крыла, охватываемая срывом - относительно небольшая, соответственно в начале срывных процессов, уж так сильно резко не может измениться ни подъемная сила ни сопротивление. Гораздо важнее - на законцовках находятся рулевые поверхности, которые перестают быть эффективными, и еще более усугубляют срыв при попытке парирования крена. Если срыв и был, то скорее он повлиял на управляемость по крену, чем на скорость/подъемную силу.

Это все теория, не имеющая никакого отношения к аэродинамике конкретного крыла - ведь по крылу наверняка предприняты меры чтобы все было "чики-пики" и были возможности для "снятия" с критических углов, и чтобы выход на эти углы не был равен катастрофе со 100% вероятностью.
 
Последнее редактирование:
Для АН-24 (а также 12, 26, 30 и 32) такой целесообразности нет. Его лопасти при пробеге устанавливаются на минимальный угол (что-то около 8 град.) в результате чего формируется такой угол их обтекания (отрицательный), что происходит срыв потока на лопастях и резкое возрастание лобового сопротивления. То есть появляется большая сила сопротивления и самолет эффективно тормозится. Настолько эффективно, что как таковой реверс (то есть перенаправление тяги) ему уже не нужно. Поэтому он и не предусмотрен конструктивно (дабы не тратить лишних денег ).
Ну это-то совсем не о том "резком возрастании лобового сопротивления"на профиле лопасти . Здесь говорится о том, что "тормозит" самолет ометаемая винтом площадь.
 
а по-вашему, срыв потока = турбулентное обтекание?(тоесть до срыва - обтекание ламинарное?)

У стреловидного крыла, помнится срыв потока начинается на его законцовке - там где хорды еще очень маленькие, соответственно, площадь крыла, охватываемая срывом - относительно небольшая, соответственно в начале срывных процессов, уж так сильно резко не может измениться ни подъемная сила ни сопротивление. Гораздо важнее - на законцовках находятся рулевые поверхности, которые перестают быть эффективными, и еще более усугубляют срыв при попытке парирования крена. Если срыв и был, то скорее он повлиял на управляемость по крену, чем на скорость/подъемную силу.

Это все теория, не имеющая никакого отношения к аэродинамике конкретного крыла - ведь по крылу наверняка предприняты меры чтобы все было "чики-пики" и были возможности для "снятия" с критических углов, и чтобы выход на эти углы не был равен катастрофе со 100% вероятностью.

Хм... А вы разницу между ламинарным и турбулентным пограничным слоем поймете если я ее тут распишу? Срыв (отрыв) потока - это отрыв пограничного слоя от крыла, при котором уже нельзя применять те же расчеты, что и для безотрывного обтекания. Если коротко - идеально гладкий профиль при безвихревом отекании вообще не создает сопротивления трения воздуху. Его неидеальность (как и всего фюзеляжа) - это небольшое сопротивление при угле атаки нулевой подъемной силы.
Большая часть сопротивления на низких скоростях создается индуктивным сопротивлением, т.е. создаваемыми вихрями вокруг крыла (вихрь перетекает с верхней поверхности крыла на нижнюю), они стабильны и постоянны (см картинку)

При отрыве пограничного слоя обтекания с крыла создаются дополнительные вихри в другой плоскости за крылом, они нестабильны, поэтому пилоты часто при срыве потока чувствуют тряску штурвала у безбустерных самолетов, т.е. по сути сила сопротивления воздуха нестабильна, но при этом тратится энаргия на создание этих вихрей, что вызывает рост лобового сопротивления.
Вы можете сами проверить - возьмите книгу высуньте в окно движущегося автомобиля и изменяйте угол атаки. В определенный момент у вас достаточно резко увеличится лобовое сопротивление (крепко держите - а то вырвет).

Как раз за счет неравномерности очень тяжело даже экспериментально определить силу лобового сопротивления потому что достаточно резкие пики, и почти все графики заканчиваются там, где начинается срыв потока.
 
Последнее редактирование:
Ну это-то совсем не о том "резком возрастании лобового сопротивления"на профиле лопасти . Здесь говорится о том, что "тормозит" самолет ометаемая винтом площадь.

Резко возрастает сопротивление лопасти как раз за счет срыва потока с нее. В теории обтекания площадь не меняется при изменении угла атаки.


---------- Добавлено в 09:35 ----------


Кое-кто утверждал тут, что 24 гр угла атаки, которые у Бехтира как критические, "на самом деле - "глубокий срыв".
То есть, с одной стороны "резкое падение подъемной силы", с другой - "резко возросшее сопротивление".
Что должно случится с самолетом в этом случае, если кое-кто утверждает, что уже на 15 гр УА самолет сваливается?

А он, оказывается - может летать иногда и на УА до 45 гр.
--------
Так что тут Вы правы - теория теорией, а практика - практикой...

Может конечно - такой полет называется штопор.
Хуже когда нет ни теории ни практики, а люди пишут выводы.

И резкое падение подъемной силы происходит из-за изменения направления вектора полной аэродинамической силы, т.к. смещается фокус приложения этой силы. То что раньше было подъемной, стало лобовым сопротивлением + добавились затраты энергии на создание вихревого потока за крылом.
 
Цитата: Сообщение от Sibiryak


Кое-кто утверждал тут, что 24 гр угла атаки, которые у Бехтира как критические, "на самом деле - "глубокий срыв".
То есть, с одной стороны "резкое падение подъемной силы", с другой - "резко возросшее сопротивление".
Что должно случится с самолетом в этом случае, если кое-кто утверждает, что уже на 15 гр УА самолет сваливается?

А он, оказывается - может летать иногда и на УА до 45 гр.
--------
Так что тут Вы правы - теория теорией, а практика - практикой...

Может конечно - такой полет называется штопор
Сваливание - еще не штопор. Штопор - неуправляемое движение самолета по нисходящей траектории с вращением относительно любой из трех осей в следствии авторотации крыла.
Как то так.
 
Реклама
Посмотрите, как дружно все кинулись читать учебники и конспекты!
Ну это кто как.:)
Ну и это всё-таки Уровень.
Не знаю... Мне например глаза режет от следующего ,сказать фокус приложения подъемной силы - это масло масляное , так как в определении фокуса этот смысл уже заложен, да и к тому же фокус это условная точка приложения приращения подъемной силы , а сама подъемная сила приложена в центре давления. А уж смена подъемной силы на лобовое - не могу представить себе этот процесс , напоминает смену пола что-ли :) . Потому и написал - феерично... :)
 
Последнее редактирование:
Ну вообще-то такое общение тут полезно. Посмотрите, как дружно все кинулись читать учебники и конспекты! :D
Ну и это всё-таки Уровень.
У меня что-то с глазами в последнеее время фигня какая-то происходит. Вроде вижу нормально, но "резкость" плохо наводится и читать "больно", а тоже хочется поучаствовать...

Де жа вю .. Еще чуть-чуть, и мы опять договоримся до того, что снижаться с заклинившим ротором безопаснее чем на авторотации .... Лично я урок мельниц усвоил...
П.С. Чтоб "небольно" - жмите Ctrl-"+" и учавствуйте активно - Вас читают все. (Ctrl-"+" - увеличить шрифт, Ctrl-"-" - уменьшить, Ctrl-"0" - исходный)
 
windowz, будет вопрос. А о чем, собственно столько страниц спорили?
Можно сформулировать кратенько, в двух словах, специально для блондинок.
Доказывали, что самолет ушел в плоский штопор, а не свалился?
нет, спорили о том, вызывает ли срыв потока существенное увеличение лобового сопротивления или нет.
И штопор и сваливание - это следствия после срыва потока.
 
нет, спорили о том, вызывает ли срыв потока существенное увеличение лобового сопротивления или нет.
Да вроде о другом спор был.
Свалился - или просто "не вытянул..."?
--------
Хотя и не существенно это - в другом тут загадка...
 
Да вроде о другом спор был.
Свалился - или просто "не вытянул..."?
--------
Хотя и не существенно это - в другом тут загадка...

Двигатели не могли не вытянуть без срыва потока.
Посчитайте наконец силу лобового сопротивления на угле 20 и выложите :)
 
А о чем, собственно столько страниц спорили?
Можно сформулировать кратенько, в двух словах, специально для блондинок.
Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.:) Остальное мнение - без тяги создали большие углы тангажа и теряя скорость, двигаясь по нисходящей траектории, самолет начал выходить на закритические углы в следствии чего и свалился. И второе, ПМСМ - самолет одномоментно поставили в поток на большие углы атаки и он начал валиться сразу, динамично, хотя скорость еще была. И одно из доказательств - развитие крена, еще до подхода к тангажу 19,3. Энергичное взятие, экран, скольжение и пр способствуют более раннему срыву потока.
 
Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.:) Остальное мнение - без тяги создали большие углы тангажа и теряя скорость, двигаясь по нисходящей траектории, самолет начал выходить на закритические углы в следствии чего и свалился. И второе, ПМСМ - самолет одномоментно поставили в поток на большие углы атаки и он начал валиться сразу, динамично, хотя скорость еще была. И одно из доказательств - развитие крена, еще до подхода к тангажу 19,3. Энергичное взятие, экран, скольжение и пр способствуют более раннему срыву потока.


Не знаю про "остальное мнение", но мое такое - самолет "отошел" от земли, не набрав безопастную скорость.
Для массы 54 т она должна быть равна 230.
Не исключено (обсуждалось уже), что масса была более 55 тн (тогда безопастная - под 240). На высоте 5-6 м вследствии падения скорости (из-за возросшего сопр. воздуха) и уменьшения экранного эффекта самолет начал "проседать".
Продолжавший увеличиваться тангаж - единственный шанс, дававший возможность спасти ситуацию, потому что свободного пространства для разгона вблизи земли не было.
Оставалось надеятся, что с увеличением тангажа и одновременно возраставшей тягой двигателей возрастет и подъемная сила, то есть все надежды были на двигатели.
(И обратите внимание, самолет так и не вышел на закритические углы, что дает право говорить - пилоты тангаж контролировали).
Других же вариантов у них не было.
Если были - "озвучте"...

По крену.
По Вашему - развитие крена доказывает факт сваливания.
Тогда свяжите воедино и согласно графикам высоту, время полета, тангаж, начало крена и его интенсивность (не забывая, естественно, о кроках).
-------
Кстати, DSA 76 - жду Вашего ответа на свой вопрос о высоте...
 
Да просто по сваливанию два основных мнения. Моё и остальное.:) Остальное мнение - без тяги создали большие углы тангажа и теряя скорость, двигаясь по нисходящей траектории, самолет начал выходить на закритические углы в следствии чего и свалился. И второе, ПМСМ - самолет одномоментно поставили в поток на большие углы атаки и он начал валиться сразу, динамично, хотя скорость еще была. И одно из доказательств - развитие крена, еще до подхода к тангажу 19,3. Энергичное взятие, экран, скольжение и пр способствуют более раннему срыву потока.
Просто напомню, как сформулировал Севастьянов, который участвовал в эксперименте по определению причин катастрофы:
Севастьянов сказал(а):
В самый последний момент тормоза отпустили. Но еще раньше, не понимая причины странного поведения самолета, пилот сильно потянул штурвал на себя. В результате самолет слишком резко пошел вверх, выйдя на так называемый закритический угол атаки. После этого машина была обречена.
"Критический угол атаки, максимально допустимый угол атаки, 19 градусов в той конфигурации. Этот угол был превышен, и те динамические характеристики, которые были на данный момент у самолета при том положении руля высоты, положении стабилизатора, практически уже не давали шансов этот угол атаки уменьшить, что и привело к сваливанию самолета".
 
Реклама
Назад