Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

ЛевМих , количество споров проведенных здесь мною и количество неконструктивных нападок в мой адрес весьма большое . Потому и правда, уже видимо кончается где-то терпение, оно не может быть беспредельным. Но разве не справедлива моя претензия к windowz по поводу умолчания об отрицании моментов от двигателей? Надо было ведь ему сказать , с самого начала , что мол все его опровержения строятся на его недоказанном допущении об отрицании момента от двигателей. Тогда и цена этих опровержений была бы другая.
Как же так? А это что тогда? На мой взгляд представлена как причина произошедшего, так и выявлены противоречия в графике МАК , и указана и обоснована причина противоречий. Более того, я прекрасно помню визуально сообщения от windowz , где он утверждал что в Отчете МАК все правильно. Посмотрите сейчас - уже признано windowz что красная линия графика моментов МАК неверна , теперь он отрицает и момент от двигателей, и даже с учетом всех-всех своих допущений ( с которыми я не согласен) он все равно выходит на сдвиг центровки вперед не менее 1,4 % . Что раньше он отрицал категорически. Ну так тогда зачем эти его категорические опровержения ? Надо было сказать - не согласен с численным значением. Ведь 1,4 - это значит что реально могло быть и 3 и 5 , это же установлена нижняя граница.
Я выяснял этот вопрос, у меня есть информация по нему, но сначала пусть ответит windowz .
Вот свежий пример справедливой претензии windowz:
Я специально этот вопрос не затрагиваю, чтобы идти последовательно, пока разберемся с моментом от двигателей.
 

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.


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.


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.


Отсебятины там много, просто она завуалирована в
это пустословие
(и)
Типичный пример отсебятины:

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.


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.

 
Последнее редактирование:
Вы раньше вообще не учитывали скорость, раньше она у вас была 202,5 а не 205, и т.д.
Вы постоянно по чуть-чуть меняете свою "позицию", в результате она частн так по "чуть-чуть" меняется на противоположную.
 
Самое главное. Где ответ на вопросы?
Или надо понимать что ответ следующий
пикирующий момент от двигателей не может превышать величину 769 кгс*м
Это и есть Ваша цифра для взлетного и номинального режима? На МГ тогда вообще будет чуть больше нуля . Утверждаете? Можно идти дальше?
Вопрос 11. Сразу объявите все что еще неверно на графике МАК. По пунктам. Качение верно? От главных стоек - верно? Тормозящая верно? Аэродинамический верно?
Пока Вы объявили неверным только график момента от двигателей. Уточните это.
Моя модель совершенно другая. Расчет windowz производит по той же расчетной схеме МАК и по тем же причинам он неверен.
А это вообще неизвестно откуда взялось, доказательств никаких не представлено, все очень просто - будем считать 2 градуса и все тут. Полнейший волюнтаризм. Нагрузка на переднюю стойку зависит от многих факторов и в процессе разбега меняется , в том числе и от значения тормозящей силы , в том числе и по причине перебалансировки на амортизаторах за счет их обжатия .
В подъемной силе неизвестен такой параметр как влияние эффекта земли
А из-за эффекта земли вообще полная неопределенность - Здесь МАК и windowz делают выводы с космической погрешностью высчитывая абсолютные значения моментов, когда правильной инженерной постановкой задачи есть только сравнение условий подъема стойки двух самолетов - исправного и аварийного , и у нас сразу все вышеуказанные погрешности убираются. Не надо знать эффект экрана, не надо считать подъемную силу , учитывать амортизаторы , эти факторы будут одинаковы на обоих самолетах.
То есть определять из взлетов штатные значения отклонений РВ мне нельзя, а вот windowz эффект экрана можно. С космической погрешностью. Так как надо определить с мелкомасштабного графика точный тангаж, скорость, знать вес. Тогда почему 0,2 ? На потолке еще много цифр - 0,5 , 0,68, 0,12 . Почему 0,2? Не потому ли что надо подогнать исходные данные под нужный ответ , чтобы получилось
и тогда 38% увеличения подъемной силы. У нас здесь экраноплан что-ли? Вот ссылка http://www.oc500.ru/ADR.html на конкретные экспериментальные данные где например увеличение Су для относительной высоты крыла 0,5 ( у нас 0,4-0,43 = 1,8(2) высота низа крыла/ 4,6(САХ))есть 0,1 для Су=0,5 для 5 градусов угла атаки , а никакие не мифические 38 % .
Таким образом доказано,строгое объективное доказательство
Издевательство над здравым смыслом точно доказано. Цифры берутся просто с потолка и это объявляется доказательством.
Какие там данные мои ? Все исходные данные я беру только из отчета МАК .
То что написано выше windowz никаким доказательством не является. Разумному человеку это очевидно. Переубеждать его я не собираюсь. Зафиксирую просто результат - каково его "доказательство".
Относительно этого
Повторюсь . Согласно Пятин . Динамика полета и пилотирование самолета 154 Б . стр.39 . действительно есть кабрирующий момент от двигателей для 154 Б. Но.
Для НК-8-2У взлетная тяга 105 кН , расход воздуха= 228 кг/с. Лигум . Аэродинамика самолета 154 Б .стр.47 Отсюда скорость газов из сопла =460 м/с.
Для Д-36 взлетная тяга 6500 кгс, расход воздуха через вентилятор 216 кг/с со скоростью 220 м/с , через газогенератор всего 39 кг/с со скоростью 410 м/с, что несущественно по сравнению с НК-8. У Д-36 эжекцию создает в основном вентилятор, а так как скорость его воздуха в 2,1 раза меньше - то и эффект эжекции , и скос потока на оперении значительно меньше.
К тому же плечо боковых двигателей относительно СГФ у Як-42 -0,65 м, а у 154 Б - 0,43 м. - в 1,5 раза меньше. Потому то что есть для 154 Б - не обязательно так для Як-42. К тому же для 40 секунды пикирующий момент двигателей по графику - 10000 . Но если посчитать момент исходя из тяги 4500 кгс и плеча боковых в 1,05 м и среднего 0,76 м ( расчеты плечей у меня есть , пока не опубликованы) - то он будет 13000 , а не 10000 как на графике. А если 10000 - то значит тяга уже тогда 4500*10/13=3500 кгс, и в сумме три двигателя меньше тормозящей силы и лобового с качением в тот момент.Чего не может быть.
Потому считаю в пикирующем моменте от двигателей эффект кабрирования учтен - но он небольшой и всего лишь уменьшил значение пикирующего.
Самолет должен подымать стойку и на номинале и на взлетном. Но на номинале поднимать легче чем на взлетном на разницу моментов между взлетным и номинальным. Потому это значение - насколько легче, надо прибавлять к избытку кабрирования от увеличения отклонения РВ относительно штатного. Так как самолет имеет меньший пикирующий момент относительно подъема стойки на взлетном - когда он тоже должен поднимать стойку.
 
Последнее редактирование:
Ситуация типичная - без сборки мусора процесс бесконтрольно поглощает всю оперативу. Это уже какая по счёту волна?

Меня знаете чё коробит? Когда по поводу сил говорят пикирующий момент от двигателей, никогда не уточняют свою точку отсчёта - ЦМ или ООШ. Из-за этого тут и на других форумах велось много бестолковых споров (в которых и я принял участие).
ПМСМ когда об этом говорят лётчики, подразумевают полёт (ЦМ), когда речь о разбеге, то ООШ.

И научитесь уже различать Трения Качения!
На рис.42 ОО нижняя фиолетовая линия, это ТК в подшипниках опор. "Чистое", без амортизаторов, аэродинамики, и прочего.
Относительно него рассчитан и Пикирующий Момент от двигателей. "Начисто".
(присмотритесь - косая сиреневая линия параллельна фиолетовой)
ТК от пневматиков, а так же подтормаживание и создаваемый им пикирующий момент вошли в синюю и красную линию той же диаграммы рис.42 ОО.
(поэтому оно увеличивается при сходе с бетона на гpунт)

Разумеется, все точные расчётные графики остались где-то в промежуточных материалах МАКа. На диаграмме все графики схематично приведены вместе. И в некоторых деталях небрежно. Хотя бы - синяя и красная линии должны обрываться на 48й секунде.
А каким макаром они насчитали такую "высокую" синюю я и сам понять не могу.

"Это он по молодости и от излишнего усердия" ЛА ©
 
Последнее редактирование:

Прежде чем двигаться дальше объясните как самолет поднимает ПОШ при отрицательном моменте.
Или приведите свой расчет момента от ООШ, по которому пикирующий момент от ООШ будет меньше.
Пока вы это не сделаете ваша "модель" не проходит проверку граничным условием (надеюсь вам знаком такой термин), и исправный самолет не может поднять ПОШ.

Напоминаю, вы отстаиваете свою версию, поэтому вы должны доказывать, а не я.


---------- Добавлено в 15:07 ----------


Если уж говорите ООШ, то где внизу ООШ на бетоне или в точке крепления или еще где.
Если брать внизу ООШ, то там плечо более 3 метров выйдет, и соответсвенно моменты более 30000 кгс*м
А если вверху, то для двигателей не принципиально.
Момент от двигателей уменьшается из-за уменьшения тяги двигателей с ростом скорости, момент от трения качения уменьшается из-за уменьшения силы реакции опоры, связанной с ростом подъемной силы и говорить об отсутсвии аэродинамики некорректно
 
Вы какой смысл в этой фразе вкладываете в словосочетание "граничное условие" - общепринятый (в рамках теории диф. уравнений)? Или какой-то особый - собственный смысл?
 
Разумеется, "внизу". Иначе исчезает причина для пикирующего момента от подтормаживания.

Зависимости и там и там строго симметричные?
Вообще говоря, по такой крупномасштабной да ещё и диаграмме я бы не взялся с уверенностью что-либо заключать...

Считайте личной версией.
 
Последнее редактирование:

Общепринятый:
http://epistemology_of_science.academic.ru/138/%D0%B3%D1%80%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%87%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D1%83%D1%81%D0%BB%D0%BE%D0%B2%D0%B8%D1%8F


---------- Добавлено в 15:55 ----------



Вот как раз когда "внизу" момент от подтормаживания равен нулю. Т.к. плечо равно нулю.
Потому что точка приложения силы от подтормаживания - внизу. а не в центре тяжести

Я не знаю формулу падения тяги двигателей от скорости, но вряд-ли симметричные.
И кстати если рассматривать трение качения как трение в подшипнике и трение, вызванное сминанием резины и корда, то больший вклад даст корд с резиной.
Когда катится шар, у него тоже есть трение-качения, а подшипника в середине никакого нет.
 
Последнее редактирование:
ц,эээ...
Вот как раз когда "внизу" момент от подтормаживания равен нулю.
в смысле?

вроде бы это всё само собой разумеется ) В подшипнике катается куча шариков без подшипников внутри) Металл по металлу. Фрикцион давит на диск колеса сбоку, поэтому не зависит от веса самолёта. При этом резина-о-бетон сцеплена до самого отрыва и дают "точку опоры" для нехилого ПМ.

Я не понял, мы чем сейчас начали заниматься?
 

Эпистемоло́гия (от др.-греч. ἐπιστήμη — «научное знание, наука», «достоверное знание»[1] и λόγος — «слово», «речь»[1]);
---------- Добавлено в 16:43 ----------



В смысле что точка приложения силы "подтормаживания" не в центре тяжести а в точке контакта, как и любой силы трения.
Поэтому если считать относительно "внизу", то плечо будет нулевым
 
Последнее редактирование:
windowz, убедительная просьба не занудствовать. По крайней мере, не со мной )
"Внизу" полюбому, опорная точка а не точка приложения силы.
 
У меня никаких отрицательных моментов нет, я их не считал, считали Вы, пояснять за Вас я ничего не должен.
Я не должен за Вас что-либо считать. Модель Ваша - Вы и считайте. Я могу доказывать и отвечать на любые вопросы только касательно своей версии, своей модели . Моя модель не нуждается в расчете моментов от ООШ , учете экрана земли, учета действия работы амортизаторов, потому я и не считал их и не собираюсь этого делать , потому как из-за полной неопределенности исходных данных это нельзя сделать корректно - с чем Вы и столкнулись , подробные ссылки объясняющие все это я привел выше. Для меня совершенно ясно что исправный самолет поднимает стойку на 5, ну максимум на не более 7 градусах ( это уже по Вашему, но здесь я не согласен).А какой там при этом момент на ООШ- мне все равно. Но мы можем точно посчитать избыток на кабрирование от РВ и избыток на пикирование от тормозящей силы. И сравнить их. И раз избыток на кабирование - значительно больше избытка на пкирование , значит что-то еще кроме тормозящей силы мешало поднять стойку. Это только передняя центровка .Элементарные рассуждения.
Опять что-то с Вашей памятью. Я не отстаиваю здесь свою версию . Ранее Вы сыпали бездоказательными утверждениями что у меня одни ошибки и все неверно. Вас попросили доказать Ваши опровержения путем ответов на мои вопросы, которые бы прояснили где и почему и что Вы считаете у меня неверным. Вы обещали это сделать .Получены первые результаты. Вы подтвердили что сдвиг центровки вперед оказывается был . Пусть не в том размере как я указывал, но даже притянув все обстоятельства в свою пользу Вы не смогли избавиться от этого сдвига . Таким образом Вы уже подтвердили что я оказывается прав. А спор может идти только относительно численного значения сдвига центровки вперед. Также вы согласились с моим утверждением что график красной линии неверный , правда причина у Вас другая - выяснилось что Вы считаете что это из-за того что график моментов от двигателей неверный. Мы это тоже зафиксировали. И получается что в целом , качественно , за исключением нюансов , Вы приходите к моим же выводам и подтверждаете все то что я ранее и утверждал. Но необходимо еще разобраться в еще существующих разногласиях до конца.
Потому вполне обоснованно повторяю Вам свой вопрос еще раз.
 

Не смог найти сообщение, в котором Вы делали акцент на необходимости разобраться с пикирующим моментом от двигателей. ИМХО, если режим двигателей существенно влияет на УА стабилизатора, то это влияние должно отражаться на графике аэродинамического момента. Прошу Вас , как своего рода "куратора", ходатайствовать перед уважаемым Программером о построении альтернативного графика аэродинамического момента. ВСе данные и формулы у нас есть. Последующее сравнение полученного графика с графиком от МАК, возможно, даст нам ответ о том, учитывал ли МАК влияние скоса потока, вызываемый работой двигателей.
 
А где тогда точка приложения силы от торможения?
Я бы очень хотел спросить об этом у МАКовцев )
У меня модель, выбранная для аварийного самолёта, вызывает какой-то дискомфорт.
Не нравится она мне, она "непрозрачная" во многих местах.
Но "своя" модель у меня в голове не сложилась тоже. Ориентируюсь только на интуицию.
 

Спасибо ЛевМих-у за подсказку идеи о том, как доказать то, что Vik63 безалаберно относится к точным расчетам и в своей "диссетрации" неправильно учитывал влияние скорости.

Для доказательства будем использовать только цифры и формулы, которые предоставил нам Vik63, никакой отсебятины

В спойлере цитата из "диссертации" там сравниваются моменты при трех разных условиях
1. Скорость приборная 202,5, РВ на 5 град,стаб на 8,7
2. Скорость приборная 202,5, РВ на 10 град, стаб на 8,7
3. Скорость приборная 215, РВ на 13 град стаб на 9,4

Воспользуемся эксель файлом от Vik63 и подставим туда эти значения получим следущие результаты:
1. Момент самолета суммарный равен 37329
2. Момент самолета суммарный равен 53085
3. Момент самолета суммарный равен 74584

Разница между 1 и 2 составляет 15756, что примерно соответсвует числу в "диссертации" (15700)
Разница между 1 и 3 составляет 37255, что на 4600 кгс*м больше, чем указанные величины в "диссертации" (28350(от РВ) +4285(от стаба))

Вот так вот взять и "потерять" 4600 кгс*м момента или почти 2% центровки и после этого считать "доказательством"........

Потому вполне обоснованно повторяю Вам свой вопрос еще раз.

Мое мнение: момента от двигателя нет вообще. Ни пикирующего, ни кабрирующего. Вернее он есть, но незначительный.

Если вы считаете, что момент от двигателя есть и значительный будьте добры обоснуйте за счет какого кабрирующего момента он компенсируется при взлете исправного самолета, когда полный аэродинамический момент менее, чем момент от ООШ + момент от двигателей. Если не согласны с моим расчетом момента от ООШ - или приведите свой или найдите ошибку в моем.


---------- Добавлено в 17:55 ----------



Момент возникает в основном не от скоса потока, а за счет ускорения движения воздуха под стабилизатором (поток воздуха из двигателей), в следствии чего уменьшается давление под стабилизатором и увеличивается кабрирующий момент. Аналогичный эффект присутствует в АН-70, когда тяга двигателей создает поток под крылом.


---------- Добавлено в 17:56 ----------


http://ru.wikipedia.org/wiki/Трение_качения
По физике точка приложения силы трения совпадает с точкой касания.
 
Замечательно.Ответ на вопрос 9 есть. Момента нет.Зафиксируем.
Ответил уже выше. Посчитать момент от ООШ корректно не представляется возможным . И я в споры не хочу вступать с Вами по этому вопросу. Как хотите - так и считайте. У меня модель которая в этом не нуждается.Я хочу лишь выявить и зафиксировать разногласия.
Потому остался не отвеченным вопрос 11.
 

Нуждается, т.к. если по вашей модели исправный самолет все равно не взлетит - то она не верна.
Вы спокойно можете посчитать минимальную подъемную силу, при которой самолет взлетит, если считать момент от двигателей равным 11000 кгс.