Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

Вопрос - откуда цифра 9.5 тангажа в "нормальном" взлете?
Как откуда? Я же указал - нормальный взлет на рис.44 ОО МАК. Еще конкретнее - стр.127 ОО.
Сейчас еще раз посмотрел - там "площадка" тангажа на уровне 9,4 град начинается за 1 сек до отрыва ООШ и продолжается (с отклонениями +/- 1 дискрет) в течение более 10сек после отрыва.

ЗЫ. В тексте ОО: "Приборная скорость в момент отрыва от Земли 210 км/час" (стр.124) - хотя на графике явно 215...220 км/час, из которых я и заключил, что в аварийном взлете в момент отрыва при тангаже 7 град была приборная скорость около 240 км/час.
 
Последнее редактирование:
Реклама
Как откуда? Я же указал - нормальный взлет на рис.44 ОО МАК. Еще конкретнее - стр.127 ОО.
Сейчас еще раз посмотрел - там "площадка" тангажа на уровне 9,4 град начинается за 1 сек до отрыва ООШ и продолжается (с отклонениями +/- 1 дискрет) в течение более 10сек после отрыва.

ЗЫ. В тексте ОО: "Приборная скорость в момент отрыва от Земли 210 км/час" (стр.124) - хотя на графике явно 215...220 км/час, из которых я и заключил, что в аварийном взлете в момент отрыва при тангаже 7 град была приборная скорость около 240 км/час.


Да, Ваши рассуждения логичны.
По крайней мере - в отношении "нормального" взлета.
Но можем ли мы быть уверены, что графики ав. взлета "достойны" этой логики?

Вот Vik63 утверждает:
Вообще , очевидно , что реально отрыв основных стоек был позже указанных МАК на 1,5-2 сек. Действие тормозной силы , не дающей увеличивать тангаж, прекращается в момент излома графика тангажа и резкого увеличения скорости роста тангажа. Этот момент и надо считать реальным отрывом основных стоек.

И вот опять он -
http://aviaforum.ru/threads/30915&page=1385
http://aviaforum.ru/threads/30915&page=1386
---------
Тоже логично, к тому же - я и сам высказывал в той дискуссии мнение, что с моментом отрыва в ав. взлете не все до конца ясно...


---------- Добавлено в 19:38 ----------


Мог попытаться. А кто РУДы удерживал?


Что значит - мог попытаться?
Вы - пилотирующий, решили прекратить взлет.
Ваши действия?
 
Попробуем вычислить скорость ярославского самолета в конце ВПП.
...
Отсюда получаем потребную скорость для начала увеличения тангажа при нормальной центровке в условиях разбега с торможением, равным избытку тяги - 234 км/ч, если я правильно понял windowz.
Но даже при нормальной центровке при подторможенном взлете (когда график скорости горизонтален) существенного роста тангажа не произойдет. Рассматривая таблицу нормального взлета от vim1964, где ускорение перед отрывом было ок. 6,4км/ч/cек, на время роста тангажа (~3 сек) скорость перестает расти или даже чуть падает, т.е. график скорости становится на это время горизонтальным. Недобор скорости (за 3 сек на 20 км/ч) скомпенсирован ростом лобового сопротивления от увеличивающегося тангажа.
В аварийном взлете в конце ВПП график скорости был почти горизонтален. Чтобы скорость при росте тангажа не упала ниже потребных 234 км/ч, необходимо было набрать скорость 254 км/ч. Но избытка тяги для дальнейшего разгона, судя по горизонтальному графику скорости, уже не было, взлет при данном положении стабилизатора и РВ был невозможен даже при нормальной центровке.
 
Что значит - мог попытаться?
Вы - пилотирующий, решили прекратить взлет.
Ваши действия?
Минуточку. Это не одночленный однокабинный самолет.
Здесь экипаж с соответствующей технологией работы. В качестве кого пилотирующий?
 
... Рассматривая таблицу нормального взлета от vim1964, где ускорение перед отрывом было ок. 6,4км/ч/cек, на время роста тангажа (~3 сек) скорость перестает расти или даже чуть падает, т.е. график скорости становится на это время горизонтальным. Недобор скорости (за 3 сек на 20 км/ч) скомпенсирован ростом лобового сопротивления от увеличивающегося тангажа.
Более года назад, анализируя "таблицу нормального взлета от vim1964", я тоже сначала подумал, что характерная "площадка" в записи приборной скорости во время роста тангажа вызвана ростом лобового сопротивления. Но количественно это объяснение не прошло, и я заключил, что основная причина этой "площадки" - это изменение условий обтекания ПВД при подъеме "носа" ВС (см. http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1185977#post1185977 ). А недавно тем же путем к тому же выводу пришел Vik63 (ссылку я с ходу не смог найти, но факт помню твердо).

ЗЫ. Виноват, пропустил справедливое сообщение о том же:
В момент роста тангажа есть артефакт по скорости, скорость фактически не падает. лобовое сопротивление не возрастает до величин больших, чем тяга двигателей.
 
В момент роста тангажа есть артефакт по скорости, скорость фактически не падает. лобовое сопротивление не возрастает до величин больших, чем тяга двигателей.
Почёсывая голову - а мне непонятно тогда... Чего это Боинг в Казани тогда скорость потерял при двигателях на взлётном? Меньше 20град угол наклона траектории, углы атаки не превышали критических значений.
 
Почёсывая голову - а мне непонятно тогда... Чего это Боинг в Казани тогда скорость потерял при двигателях на взлётном? Меньше 20град угол наклона траектории, углы атаки не превышали критических значений.
Это как раз понятно. Например, уже при угле наклона траектории менее 15 град проекция веса ВС на траекторию, тормозящая ВС, достигает 25% веса. В сумме с аэродинамическим сопротивлением это значительно больше, чем взлетная тяга.
 
Последнее редактирование:
Вот Vik63 утверждает:
Вообще , очевидно , что реально отрыв основных стоек был позже указанных МАК на 1,5-2 сек. Действие тормозной силы , не дающей увеличивать тангаж, прекращается в момент излома графика тангажа и резкого увеличения скорости роста тангажа. Этот момент и надо считать реальным отрывом основных стоек.
Это не совсем так. С ростом тангажа плавно происходит разгрузка ООШ и, как следствие, плавно (в течение 1...2 сек) исчезает тормозная сила ООШ. И этот эффект, при имевшем место постоянном отклонении РВ, дополнительно усиливает лавинообразный рост тангажа, обусловленный уменьшением пикирующего момента ООШ относительно ЦМ при разгрузке ООШ растущей подъемной силой. А конкретный излом, слегка заметный на графике тангажа аварийного взлета к концу первой секунды от начала ненулевых показаний высотомера, может быть и следствием дискретизации записи тангажа.
 
В момент роста тангажа есть артефакт по скорости, скорость фактически не падает. лобовое сопротивление не возрастает до величин больших, чем тяга двигателей.
Скорость может и "не падать", т.е. просто остановится ее рост (ускорение=0), график скорости из наклонного становится горизонтальным на время роста тангажа - это при нормальном взлете.
А в подторможенном взлете, когда график скорости уже горизонтален в конце ВПП, при попытке роста тангажа горизонтальный график скорости "наклонится" вниз на несколько секунд. Чтобы этот провал по скорости не упал ниже 234 км/ч, как раз и нужен запас в 20 км/ч, на который можно "уронить" скорость в процессе подторможенного взлета.
У Vik63, как я понял, оценка падения скорости в момент роста тангажа поменьше на 1/3 - около 15 км/ч (добавлено позже:меньше на 1/2 - 10 км/ч):
http://aviaforum.ru/attachment.php?attachmentid=405404&d=1381174266
 
Последнее редактирование:
Это не совсем так. С ростом тангажа плавно происходит разгрузка ООШ и, как следствие, плавно (в течение 1...2 сек) исчезает тормозная сила ООШ. И этот эффект, при имевшем место постоянном отклонении РВ, дополнительно усиливает лавинообразный рост тангажа, обусловленный уменьшением пикирующего момента ООШ относительно ЦМ при разгрузке ООШ растущей подъемной силой.
При подторможенном взлете "плавное" исчезновения ТС будет только на ровном участке ВПП. Как только попадется существенный бугорок, амортизаторы ООШ обожмутся - если была активирована система антиюза, уменьшающая ТС - антиюз отключится или уменьшит свое влияние - и произойдет кратковременный рост торможения - произойдет "клевок" на ПОШ.
А так как амортизаторы в некотором роде имеют диодо-образную (точнее, пик-детекторную) рабочую характеристику (усилие сжатия меньше усилия отбоя) - неровности ВПП будут уменьшать темп роста тангажа.
Даже сама процедура перебалансировки подторможенного самолета при попытке увеличить тангаж за счет оперения аналогично может отключать антиюз (пусть скорость будет под 250 км/ч), вызывая клевок носом вниз из-за роста торможения (пресловутый доморощенный возможный shmas-юз-эффект)...
 
Последнее редактирование:
Реклама
Это не совсем так. С ростом тангажа плавно происходит разгрузка ООШ и, как следствие, плавно (в течение 1...2 сек) исчезает тормозная сила ООШ. И этот эффект, при имевшем место постоянном отклонении РВ, дополнительно усиливает лавинообразный рост тангажа, обусловленный уменьшением пикирующего момента ООШ относительно ЦМ при разгрузке ООШ растущей подъемной силой. А конкретный излом, слегка заметный на графике тангажа аварийного взлета к концу первой секунды от начала ненулевых показаний высотомера, может быть и следствием дискретизации записи тангажа.


Не слишком ли большое значение мы придаем влиянию силы трения (качения, но не торможения) на общий продольный момент самолета?
Мне кажется, гораздо большее значение имеет тот факт, что с увеличением тангажа после отрыва ПОШ интенсивно растет подъемная сила крыла, а она ведь создает относительно ООШ кабр. момент.
К тому же, при увеличении тангажа центр давления крыла уходит вперед, что в сумме с ростом под. силы и является причиной его (тангажа) "лавинообразного" роста.
 
Вы хотите сазать, что осуществлявший взлет и решивший прервать его 2П, допустим, и уже нажавший с этой целью на тормоза, должен был потом запросить у КВСа разрешения на МГ?

КВС к этому моменту застопорил руды и убрал с них руку. Если взлетал 2П, задача КВС контролировать ситуацию, мягко удерживая органы управления, не мешая пилотированию, сохраняя готовность вмешаться.
Хотя как там оно было на самом деле.
В динамике, 2П отпустил штурвал, обжал тормоза и потянул руды, начал тянуть, пытался потянуть. Это все одномоментно. Перехватить руды (взлетный, взлетный) и управление КВС не составит труда и это быстро, а вот тормоза....
 
КВС к этому моменту застопорил руды и убрал с них руку. Если взлетал 2П, задача КВС контролировать ситуацию, мягко удерживая органы управления, не мешая пилотированию, сохраняя готовность вмешаться.
Хотя как там оно было на самом деле.
В динамике, 2П отпустил штурвал, обжал тормоза и потянул руды, начал тянуть, пытался потянуть. Это все одномоментно. Перехватить руды (взлетный, взлетный) и управление КВС не составит труда и это быстро, а вот тормоза....


Вот когда он потянул РУДы (допустим, было так) - что было со штурвалом?.
Ведь усилие на нем было приличное и оно приходилось на две руки.
Не являются ли те скачки на граф. положения штурвалом следствием той борьбы за управление, о которой мы говорим?
Не относиться ли "...ну выпусти" не к стаб-ру, а к штурвалу или РУДам?

С другой стороны - явное падение ускорения (по сравнению с эксп. взлетом) начинается за 4-5 сек до первого "скачка" на граф. штурвала.
Вот оно-то чем было вызвано?
Ну, можно представить с некоторой натяжкой, что кто-то, решив прервать взлет, обжал тормоза и пытается "сбросить" РУДы, а второй не дает...
Тут можно только гадать, но я уже говорил, что, исходя из здравого смысла, рассматривать разбег в более-менее "штатном режиме", так сказать, можно только до того момента, где расходятся графики скоростей эксп. и ав. взлетов.
То есть - до скорости 215 км/час.
По ней и есть смысл прикинуть макс. сдвиг центровки.
--------
Согласны?
 
Последнее редактирование:
Но с ростом тангаже меняются условия обтекания стабилизатора и увеличивается пикирующий момент от эф. земли.
С ростом тангажа перебалансирвока происходит в сторону пикирования что в полете что на разбеге.


Я уже говорил, что разбег и полет - все-таки имеют отличия.
Хотя бы потому, что "точки опоры" у них разные.
В первом случае это ООШ.
Во втором - ЦД крыла.
Соответственно, и плечи (относительно стаб-ра) - разные.
----------
Что над чем преобладает в процессе изменения тангажа на разбеге - нужно разобраться...
 
Последнее редактирование:
Вам ничего не мешает перейти от точки вращения ООШ к точке вращения 25% САХ, как это сделал МАК, просто добавив к полетному уравнению момент от силы реакции ООШ


То есть, по -вашему, МАК считает, что ЦД крыла - 25 % САХ.
Но у Бехтира сазано, что фокус крыла у Як-42 - 45-55 % САХ.
 
А я раскладывал на милисекунды запись и буквы неКОГДА или неКУДА вообще не влазят в хронометраж. Там остается время только между слов на "развернуться НЕТ ......... там" И точки уже просто не влазят между слов. Короче на слово НЕКОГДА или НЕКУДА в записи надо секунду, а его в записи просто нет, а есть только пол секунды между словами и значит это слово туда не влезет.

Я тоже в свое время обратил на это внимание.
Тогда после всяких фильтраций и кучи прослушиваний я услышал НИКАК.
Но чего тут больше - действительно услышанного или угаданного - судить не берусь.
 
......противоположное утверждение (что скорость была значительно ближе к докладам б/м, чем к записи МСРП) ранее многократно аргументировалось.с самых разных позиций. Вот с ходу 3 аргумента, и прошу прощения, если этот список недостаточно полный.
.....
уважаемый vim1964 (специалист по оборудованию ЯК-42) подробно разъяснил, что показания УСИМ, которые должен зачитывать б/м, принципиально точнее и достовернее, чем запись ДПСМ в МСРП....

В отчете есть и своего рода контраргумент; "Анализ предыдущих полетов, запись которых имеется на
МСРП-64, показал, что скорость начала подъема носового
колеса не была менее 200 км/ч. Подъем носового колеса при
вылете из Внуково был начат на скорости 203 км/ч."


Как это увязать с "кривыми" ДПСМ/тарировками и пр.? Что "испортило" запись последнего взлета?
 
Послушав совета Vik63 пройти той же дорогой, что и он, решил попробовать...
Тем более, что я, как и wim1964, тоже никому особо просто так стараюсь не верить .
Но дорога получилась чуть другая, хотя, в принципе, привела к аналогичному результату.

Итак - на скорости 195 (непосредственно перед выходом на взл режим) сумма пик. моментов относительно ООШ (в эксп. взлете) равна сумме кабр.
Сумма пик. - 53950*1.33+8000+3000=82753 кг*м.
где 8000 - пик. момент от двигателей (с граф. моментов МАК), а 3000 - пик. момент от силы трения качения (оттуда же).

Из формулы
Формула 1.jpg

следует, что отклонение РВ на 3 гр создают относительно ЦТ момент 8092 кг*м.
Плечо РВ-ЦТ = 13.2+1.33=14.53 м, где
13.2 м - плечо РВ-ООШ
1.33 м - плечо ООШ-ЦТ
Значит, подъемная сила РВ от 3-х град. = 8092/14.53 = 557 кг.

Относительно ООШ дельта РВ в 3 градуса будет создавать момент 557*13.2=7352 кг*м.
Таким образом, общий кабр. момент в ав. взлете на скорости 195 (непосредственно перед переходом на взл. режим) относительно ООШ составил 82753+7352= 90105 кг*м.
Поднятия стойки не произошло - это значит, что (предполагая, что имеет место сдвиг центровки) этот кабр. момент парировал противостоящий ему пик. момент величиной 53950*х+8000+3000=90105 кг*м
где х - плечо ЦТ-ООШ.
Отсюда х=1.46 м.
То есть, смещение ЦТ (предполагаем, что смещение было) от первоначального составило 1.46-1.33=0.13м.
Это - 2.82 % САХ.
Или - 53950*0.13/3=2338 кгс тормозящей силы на плече 3 м.

На скорости 230 км/час (непосредственно перед перекладкой стабилизатора) кабр. момент от 3-х гр РВ возрастет до 10790 кг*м (следует из приведенной вфыше формулы - относительно ЦТ).
Относительно ООШ он будет равен 9807 кг*м, что означает его увеличение по сравнению с моментом на скорости 195 на 33.4 %.
Значит - общий кабр. момент в ав. взлете на скорости 230 увеличился по сравнению со скоростью 195 также на 33.4 % и составил 120200 кг*м.
Значит - ему противостоит пик. момент 53950*х(1)+11000+2000=120200 кг*м
где х(1) - плечо ЦТ-ООШ
11000 - возросший на 3000 пик. момент от двигателей
2000 - упавший примерно на треть пик. момент от силы трения (качения).
Отсюда х(1) ~ 1.99 м.
То есть, смещение от расчетной центровки составило 1.99-1.33= 0.66 (35607 кг*м) или 14.35 % САХ.
Или - 11869 кгс торм. силы.

Вот здесь, действительно,пошли вопросы.
Если МАК оценивает макс. торм. силу в 8000 кгс, то выходит, что самолет на скорости 230 все равно стойку поднять должен был.
Давайте прикинем, какова вообще могла быть максимальная тормозящая сила?
На скорости 230 подъ.сила при Су=0.95 получается 35200 кг.
Значит, реакция опоры - 53950-35200=18750 кг.
При коэфф. сцепления 0.6 макс. торм. сила получается 11250 кг.
Допустим - равна полученным нами чуть ранее 11869 кгс.

Значит - получается, что на скорости 230 в ав. взлете баланс пик.-кабр. моментов, в принципе, возможен даже при наличии расчетной центровки 24.65 % (при условии вполне возможной торм. силы 11869 кг.)
Если же согласиться с рассчитанной МАКом торм. силой 8000 кгс, то тогда вдобавок к ней необходим сдвиг ЦТ на 0.21 м ((35607-8000*3)/53950), то есть сдвиг центровки на 4.56 %.
--------
Ну, и как тут не вспомнить опять, что расчет центровки по РЛЭ (отталкиваясь от РД МАКа) дает ее сдвиг на ~ 3.7 %?
Это - при предельном заднем расположении загрузки в переднем багажнике.

Тут, тут где-то "собака зарыта"...

Формула 1.jpg
 
Последнее редактирование:
Реклама
Есть, правда, один неясный момент.

Если при определении макс. возможной тормозной силы в формулу подъ. силы подставить площадь крыла не 150 кв.м, а большую цифру (увеличение площади за счет закрылков), то макс. возможная подъ. сила крыла получится большая, соответственно и макс. возможная торм. сила - меньше.
------------
Но не уверен - правильно ли будет так сделать?
 
Последнее редактирование:
Назад