Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434


Точка приложения при изменении тангажа с 0 до 2-х гр. смещается на 0.03 м.
Существенного влияния на расклад сил нет.
Вывод остается прежним - с увеличением тангажа на разбеге прод. момент самолета при пр. равных условиях - уменьшается, хоть и незначительно.
Если же согласиться с вами и уменьшение угла атаки стаб-ра не учитывать. то увеличение прод. момента самолета (при увеличении тангажа на 2 гр) увеличится на 0.3 %.
То есть - ни о каком "экстремуму функции" говорить не приходится.


А вы представьте самолет, разбегающийся с некоторым углом тангажа, у которого угол атаки стабилизатора равен нулю.
А, значит, равна нулю и его подъемная сила и его момент.
А угол установки, как вы говорите, нулю ведь при этом может быть и не равен.
То есть - угол то есть, а момента нет.
А раз есть угол, надо к коэфф. момента самолета добавлять "доп. коэфф." подразумевая тем самым увеличение продольного момента самолета.
Но ведь увеличения то нет.
Как по-вашему - правильно это будет?

А вы говорите, что вот в этом самом угле атаки крыла вот этот "установочный угол" уже учтен.
А если мы сейчас вот этот установочный угол сделаем равным нулю?
То есть, появиться какой-то угол атаки, появиться какой-то момент, продольный момент самолета, опять же, измениться по факту, а по вашему, он останется прежним. (угол то атаки крыла не изменится).


От того, что переместить точку вращения по вертикали, проходящей через ООШ, практически ничего не измениться.
Просто избавляемся от необходимости учитывать момент инерции.
 

Да, но у нас есть еще сила реакции опоры на разбеге. Увеличение УА дает приращение подъемной силы, которое, будучи приложенное к фокусу, увеличивает пикирующий аэродинамический момент, но, в то же время, разгружает ООШ. Т.е., приращение подъемной силы дает момент на плече "фокус самолет" - "ООШ". И его знак зависит от взаимного положения ООШ и фокуса, которые нужно знать. не факт, что это тривиальная задача, с учетом того, что фокус, ЕМНИП, меняет свое положение, в зависимости от УА.
Может в этом есть объяснение "экстремальных 2*"?

ИМХО, существует некая причина, по которой тангаж начинает расти лавинообразно. Доказательство, собственно - на графиках нормальных взлетов - штурвал отдают от себя еще в процессе роста тангажа.
 
windowz сказал(а):
И в какой точке вы считаете прикладывается подъемная сила самолета??? .
Нажмите, чтобы раскрыть...

Я же показал плечо "ЦД-ООШ" в своих расчетах.
windowz, ответьте на вопрос - самолет движется по земле с углами ГО, исключающими какую-бы то ни было подъемную силу на нем.
Можно вот по тому графику из отчета определить продольный аэродинамический момент самолета?


Давайте я так отвечу -
Изменение момента от стабилизатора (без РВ) относительно ЦТ (вызванное его поворотом на какой-то угол ф) -
M(z)=0.038*q*S*b(A)*ф
И не важно, относительно чего считать этот угол - нам важна только его абсолютная величина.
Но, если мы хотим узнать величину этого момента при каком-то определенном угле стаб-ра, нам, естественно, нужно нужно знать угол отклонения стаб-ра от того положения, при котором подъемная сила стаб-ра была равна нулю.


Но вы же знаете, относительно какой-точки я веду свой расчет - вы же сами отвечали на этот вопрос A_Z, помните?
 
Последнее редактирование:

http://ru.wikipedia.org/wiki/Аэродинамический_фокус
Аэродинами́ческий фо́кус тела, обтекаемого потоком — точка, относительно которой (при симметричной обдувке) суммарный момент аэродинамических сил имеет постоянную величину, не зависящую от угла атаки, иначе говоря — точка приложения вектора прироста подъёмной силы, вызванного изменением угла атаки.

Имея графики Су от alpha и Mz от alpha очень легко это посчитать все.
По расчетам выходит примерно так, как в этом посте:
http://aviaforum.ru/showpost.php?p=1445324&postcount=33
только там много очень, поэтому в кратце. Формула моментов имеет вид почти такой же как и формула подъемной силы, за исключением других коэффициентов и еще одного сомножителя l (длина хорды) . А подъемную силу нужно домножить на расстояние между ООШ и ЦТ (примерно 33,3 САХ).
Если отобразить это на одном графике, то мы увидим что крутизна Cy(а)/3 больше чем крутизна Mz(a)
Т.е. если рассматривать только эти две составляющие, то как только достигнуто равенство моментов, то сразу должен расти тангаж (малейшее возмущение вверх и все), но по факту этого не происходит. Следовательно или ошибка при измерении тангажа в аварийном взлете или неучет какого-то фактора.

 

А зачем нам фокус (самолета)?
Мы же не относительно него моменты считаем.
 

Наличие ГО не сильно влияетт на подъемную силу, но позволяет сместить подальше назад фокус самолета - точку приложения приращения подъемной силы, возникающее при изменении УА.

Тем самым и обеспечивается устойчивость по перегрузке.

Возник у меня "ламерский" вопрос - на каком основании мы вообще оперируем УА крыла к потоку, если график Су у нас приведен для самолета? Или я что-то недопонял?
 
Представляется интересным ответ на вопрос - каково должно быть значение тормозящей силы, приложенной к колесам одной из ООШ, чтобы угловое ускорение поворота ВС вокруг вертикальной оси при свободе вращения колес ПОШ вокруг вертикали, номинальном режиме двигателей и нормальной центровке было 1 градус в секунду в квадрате?
 
А в чем проблема? Это просто точка отсчета, привязка.Большую часть подъемной силы создает именно крыло.К его углу атаки и привязываются аэр характеристики . В конце концов угол атаки крыла тоже понятие растяжимое , есть крутка по размаху и крены которые меняют местные углы атаки.


---------- Добавлено в 19:45 ----------


Кондуктор, если вы задаете такие вопросы , то наверно должны знать что ответить на него возможно если только знать момент инерции самолета при вращении относительно вертикальной оси. Сложность задачи представляете? Уже не говоря о значении тормозящей силы шасси при данном повороте просто при отсутствии торможения, ведь его тоже надо учитывать , плюс аэр моменты .
 
Последнее редактирование:
Vik63;1479783 Кондуктор, если вы задаете такие вопросы , то наверно должны знать что ответить на него возможно если только знать момент инерции самолета при вращении относительно вертикальной оси. Сложность задачи представляете? Уже не говоря о значении тормозящей силы шасси при данном повороте просто при отсутствии торможения, ведь его тоже надо учитывать , плюс аэр моменты .

Да, конечно, Вы правы.
 
Таким образом:

Не подлежащим сомнению, как я понимаю, является факт, что все аэрод. моменты относительно ООШ на разбеге являются кабрирующими, следовательно - их сумма в момент подъема ПОШ при заранее отклоненном РВ и есть тот самый потребный для подъема ПОШ аэрод. момент.
Значит - если на какой-то скорости V(1) в эксп. взлете произошел подъем передней стойки, то на этой же скорости V(1) при прочих равных условиях должен был произойти подъем ПОШ и в ав. взлете.
Имея на этой скорости в ав. взлете "лишние" 3 гр РВ (хотя windowz утверждает, что этих гр. было 4), самолет имел аэрод. кабрир. момент больший на величину

M=m(z)*S*b(A)*3*0.9
где 3 - "лишние" гр. РВ
а 0.9 - отношение плеч "стаб.-ООШ" и "стаб.-ЦТ".

Тангаж 0.6 гр. в одном случае и 2 гр. в другом никакой роли в определении потребного аэрод. момента для поднятия ПОШ не играет, что следует из формулы минимального скоростного напора, необходимого для поднятия ПОШ в общем случае



Как видим, важен только коэфф. Су при стояночном тангаже, то есть важен только угол стояночного тангажа.
Таким образом - зная "излишек" аэрод. кабрирующего момента в ав. взлете от "лишних" гр. РВ, а, также, зависимость аэрод. момента от скорости, величину какого-то момента, блокирующего поднятие ПОШ на какой-то скорости V(2), определить довольно легко.

Нужно только прийти к "консенсусу" в отношении скоростей V(1) и V(2).
-------
Но ведь это не так сложно сделать - все данные у нас есть...

 
Последнее редактирование:
Sibiryak сказал(а):
Нужно только прийти к "консенсусу" в отношении скоростей V(1) и V(2).
-------
Нажмите, чтобы раскрыть...

У нас формула для определения "избытка" момента имеет общий вид типа ((v2/v1)^2-1)*K, где К - все величины, значения которых не зависят от скорости, ((v2/v1)^2-1) - по сути множитель, на который домножается момент в нормальном взлете.
Его значение для скоростей 205 и 230 будет 0,258774539
Если абсолютную погрешность измерения V принять равной 5 км/ч, то абсолютная погрешность ((v2/v1)^2-1) будет равна 0,10713876,
т.о. 8,2 тыс кгс*м погрешности при условии, что в "нормальном взлете" полный аэродинамический момент равен 82 тыс кгс*м

Я вам уже говорил, методика, в которой берется квадрат отношения двух близких по значению величин дает очень большую погрешность.
 


Какая методика?
Вы хотите сказать, что общеизвестные и общепринятые аэродинамические формулы - полное фуфло и не годятся даже для таких расчетов, какие использовал в своей математической модели МАК, так как "дают очень большую погрешность"?
Как же тогда на основе этих формул МАК сделал свои выводы?
------------
С другой стороны - величина погрешности, о которой вы говорите, зависит не от "методики" и отношения квадратов скоростей (и то и то здесь абсолютно ни при чем), а (и я надеюсь, вы это понимаете) от точности исходных данных - величин скоростей, которые используем в своих расчетах мы и МАК.
МАК, на мой взгляд, достаточно четко обозначил эти точки отсчета - 195 и 230 км/час.
Если кто-то не согласен - можно, и нужно обсудить.

Но без того, о чем в народе говорят - "Наводить тень на ясный день"...
 
Хотелось бы поправить. ППД разные у КВС и 2П, а статическое давление идет к ним с одних плит . У 2П и МСРП , и ППД и плиты статдавления одинаковы.Так что динамическое давление поступающее в ДПСМ МСРП и УСИМ 2П - одинаковое.
 
Последнее редактирование:

МАК использовал другую модель.
Методика в данном случае - способ получения результата. По МАК отрыв происходит при преобладании кабрирующих моментов над пикирующими.
В вашем случае отрыв происходит при сравнении скоростей с эталонным взлетом (МАК этим не пользовался).
Посчитайте сами погрешность ваших вычислений, если мне не верите.
Для этого выведите формулу избытка момента через скорости, а потом воспользуйтесь известной формулой для погрешности вычисляемых величин:
http://ru.wikipedia.org/wiki/Погрешность_измерения
 
windowz сказал(а):
МАК использовал другую модель.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Это ту, в которой после отрыва трение качения и реакция опор ненулевые?
Наводит на мысль, что модель построена для некоего фиксированного УА...
Прошу Вас дать описание модели, использованной МАК. Заранее благодарен.
 

А вы не можете продолжить свою мысль дальше?

Каким образом ваша величина абсолютной погрешности (0.107...) опровергает сделанный мной вывод о том, что торм. силы в 8000 кгс недостаточно для блокирования подъема ПОШ в рассматриваемом нами случае?
При условии исходных данных по скоростям, как 195 - подъем стойки, а 230 - макимально достигнутая скорость.
--------
Покажите "в натуре", так сказать...
 



А вы вспомните сколько у вас "избытка" момента получилось? 9000?
22 (скорость)-24(тормозное усилие)-3(тяга)+14(4 градуса рв) = 9 тыс
А погрешность у вас этого числа = 82*0.107 8,8 тыс
Соответсвенно у вас избыток 9 +- 8,7 тысячи кгс*м.. т.е. правомерен любой результат от 0 до 6% центровки.


---------- Добавлено в 18:24 ----------


После отрыва модель явно не работает. Я не знаю какие именно ограничения в модели МАК, но судя по всему УА = 5 градуса, отрыв пош при кабрирующие моменты > пикирующих.
 
Последнее редактирование:


Давайте, я еше раз - специально для Вас.

Если "отталкиваться" от скорости 195, то на скорости 230 превышение кабр. момета над потребным для поднятия ПОШ составляет 15831 кгс*м.
Это с учетом торм. силы 8000 кгс и возросшего на 3000 кг*м пик. момента от взл. режима.
И без учета упавшего пик. момента от силы тр. качения, которая, конечно же, на скорости 230, в связи с ростом подъ. силы крыла, существенно уменьшиться, а именно - на 1350 кг*м.

А если с учетом последнего, превышение кабр. момента над потребным составит минимум 17180 кгс.
Это - сдвиг центровки (вдобавок к торм. силе) 6.9 %.
С учетом вашего "Если абсолютную погрешность измерения V принять равной 5 км/ч..." сдвиг центровки получается 3.9 %.
Все расчеты есть в моих предыдущих постах.
-------
Теперь Вы (повторю свою просьбу) покажите, каким образом Ваши расчеты опровергают эти выводы, сделанные некоторыми участниками обсуждения (в том числе и мной).
 
Вы просто взяли снова не ту скорость. Возьмите 205 и 230.
 

Это справедливо лишь в том случае, если функция суммарного момента непрерывна.
А она является таковой лишь при ограниченной жесткости подвески. Иначе она становится дискретной и Вашим формулам соответствовать перестает.

Я не оспариваю Ваши выводы, расчеты и рассуждения. Я лишь очерчиваю их область определения.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация