Был физик, если не ошибаюсь Ландау, так он грешил тем что совершенно неочевидные вещи он соединял словом очевидно. Вам его лавры покоя не дают? Непонятная неозвученная расчетная схема , куда делась передняя стойка -загадка,почему 41700 и где расчет , и еще миллион вопросов...
И вы, и МАК в своих моделях момент от передней стойки считают нулевым (ситуация полностью разгруженной стойки).
Расчетная схема была озвучена ранее, то что вы не читаете то, что пишут другие - только минус вам. Схема элементарная:
(Сила тяжести - Подъемная сила)* плечо. Если что-то непонятно поступайте не как самовлюбленный эгоист, а как обычный человек - спросите.
Опять очередной поток сознания и сумбур. Потому отбросим это и пойдем последовательно.
Это вообще нонсенс. Я что, должен Отчет МАК доказывать? Я беру данные с его графика и ничего доказывать не должен. Так что Ваши слова могу только перенаправить в сторону МАК, а ко мне они не могут относиться. Забегая вперед, я провел свои расчеты и тормозящей силы и пикирующего момента от двигателей , с данными МАК они хоть и удовлетворительно , но совпали .
Так что ждем в студию строгие объективные доказательства наличия кабрирующего момента от двигателей и точные данные по его величине. Подтвержденные расчетами или объективными данными не вызывающими сомнения.
Вот вам строгое объективное доказательство отсутствия значительного пикирующего момента от двигателей на основании ваших данных:
Уравнение моментов на момент начала подъема ПОШ исправного самолета из состояния с полностью разгруженной ПОШ:
Ма.д. = Моош + Мтр + Мдв, где
Ма.д. - Аэродинамический момент
Моош - Момент от реакции ООШ
Мтр - Момент от силы трения-качения
Мдв - Момент от двигателя
При полностью разгруженной ПОШ тангаж составляет величину около 1,5 градуса, для удобства расчетов, в связи с тем, что на графиках нет точки 1,5, а есть только 1,3 и 2 по тангажу будем считать тангаж равным двум градусам.
Условия подъема ПОШ возьмем ваши:
210 скорость и 7 РВ
Ма.д рассчитанный по вашему файлу составляет
44689 кгс*м
Моош = (mg - Fпод)*L, где mg - сила тяжести, Fпод - подъемная сила L - плечо ЦТ-ООШ = (54.5-24.65)*4.6/100 = 1.3731
Мтр = (mg - Fпод)*Ксцп*h, где Ксцп - коэфициент сцепления = 0.03, h - высота ООШ = 3
Моош + Мтр = (mg - Fпод) * (L + Ксцп*h) = (54000 - Fпод)*1.4631
В подъемной силе неизвестен такой параметр как влияние эффекта земли
Если считать его нулевым, то по известной много раз приводимой тут формуле с учетом поправок на стабилизатор и РВ то подъемная сила будет составлять 17328 кгс
Тогда Моош + Мтр = 53655 кгс*м, что больше, чем аэродинамический момент. Соответственно если эффект земли нулевой и пользоваться всеми данными от МАК, то самолет просто не сможет оторвать ПОШ.
Варианта 2:
- МАК предоставил не те аэродинамические характеристики, тогда их вообще нельзя использовать для расчетов
- на графике Су от альфа не учтен эффект земли.
Для второго варианта косвенными методами (отрыв самолетов в известных взлетах) можно ценить значение эффекта земли как прибавку 0,2 к коэффициенту Су. Это единственное "неточное" место в моих доказательствах.
Если принять прибавку к Су равную 0,2, то подъемная сила будет составлять 23981 кгс, тогда
Моош + Мтр = 43920 кгс*м
Таким образом избыток момента аэродинамического над силой реакции ООШ + сила трения качения (эдит: моментом силы) составляет 44689-43920 = 769 кгс*м
Таким образом
доказано, что если исправный самолет отрывает ПОШ с расчетными параметрами, что даже если считать эффект земли достаточно большим (прибавка 0,2 - это примерно 20% от коэфициента Су при угле атаки 10 градусов, при чем это же значение мы используем для угла атаки 5 градусов, где Су без учета эффекта земли составляет 0,528, и 0,2 соответственно составляет 38% ), то пикирующий момент от двигателей не может превышать величину 769 кгс*м
Таким образом 2 варианта:
- Данные МАК по аэродинамическим характеристикам не верны в принципе
- Двигатели не создают существенного пикирующего момента.
Хочу отметить, что эти расчеты и выводы были написаны мною в этом топике 28 декабря 2013 года, просто кто-то невнимательно читает то, что ему не нравится.
Вопрос 10. Когда будете предоставлять свои "объективные " данные о наличии кабрирующего момента из-за хвостовой схемы прошу дать ответ и на следующие вопросы. Как известно у любого события есть причина. Какова тогда причина недостоверности графика мАК пикирующего момента от двигателей?Вот на выбор несколько вариантов или свой дайте. Сначала напомню стр.112-113 ОО МАК
Причина та, что они не учитывали увеличение скорости потока под стабилизатором вследствии работы двигателей.
Банк аэродинамических характеристик - это слишком общее понятие, составляется в аэродинамической трубе, где двигатели не включаются в принципе. Неизвестно есть ли в том банке корректировки по моментам двигателей или нет. Пилоты, летавшие на як-42 говорят, что не замечали какого-либо существенного изменения моментов при изменении режимов двигателей. При проектировке самолета было бы недопустимым резкое увеличение пикирующего момента при увеличении режимов двигателей, т.к. это приводило бы к "клевку носом" при уходе на второй круг например. Вполне логично разместить двигатели так, чтобы изменение режима двигателя не вызывало каких-либо моментов, а возможности по смещению оси двигателей изначально есть.
Дело в том, что Вы выбрали эффективный, но весьма необычный, способ опровержения выводов МАК о сути и причинах обсуждаемой здесь катастрофы. А именно, Вы используете исключительно исходные данные МАК (не допуская никакой "отсебятины") и, совершая бесспорные манипуляции с этими данными, Вы пока не ищете, что было на самом деле (как пытаются остальные участники), а лишь доказываете, что из этих данных следуют совсем другие выводы, нежели выводы МАК. В частности, Вы не отказываетесь в принципе обсуждать момент от двигателей, но в своих расчетах принципиально используете мнение МАК об этом моменте:
Отсебятины там много, просто она завуалирована в
(и)
Типичный пример отсебятины:
Плюс в данный момент времени самолет имел избыток момента на кабрирование от того что двигатели были не на взлетном режиме , а на режиме даже ниже номинала
Почему считается, что скорость отрыва ПОШ должна быть разной для разных режимов двигателей? Почему считается, что расчеты Vп.ст. производились для взлетного режима всех двигателей, когда в нормативных документах есть например такое (см аттач)?
Логика определенная в этом есть, но доказательств под эту логику нет.
* Вот свежий пример справедливой претензии windowz:Но все такие различия - в пределах суммы шумов на графиках скорости и РВ. А более важно то, что для подъема ПОШ (а не фиксации тангажа на уровне порядка 2 град) нужен избыток кабрирующего момента в несколько тс*м - чтобы создать начальное ускорение роста тангажа, "по инерции" выводящее тангаж на уровень порядка 3...4 град, где уже потребуется парировать заброс по тангажу. Vik63 это вроде учитывает, а windowz игнорирует.
Вы уже заразились и путаете скорость и ускорение?
Тангаж 1,5 - это разгруженная ПОШ, любой избыток момента создаст ускорение, вопрос в длительности. Ускорение ничего "по инерции" не выводит, выводит скорость. Любое увеличение угла тангажа - перебалансирует моменты в сторону кабрирования до тех пор, пока не оторвутся ООШ (если эффект земли не создаст "яму"). После отрыва ООШ никакого "заброса по тангажу" нет.