Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

[лёлька1]

Однако на графиках его нет

Почему? 2 секунды перед отрывом крен -1,3 на графике.

 

[windowz]

Вот тут Вы совершенно правы - пример действительно не удачный, потому что "угол атаки помещается в отдельных точках" поляры. Вот Вы и посмотрите, что там помещено - 8,6; 11,6; 14,6, а дальше вдруг 11,1, а потом опять 17,6 - это угол атаки в градусах. Понятно, что вместо 11,1 должно быть 17,6, а в точке 17,6 должно быть примерно 20 градусов. И тогда никакого резкого нарастания лобового сопротивления нет. Найдите другую монографию с какой-нибудь полярой, а то так и останетесь в плену иллюзии о нехватке тяги из-за срыва потока.
Тут как-то выкладывали Рис.2.3 из книги Бехтира, там есть поляра Як-42, так при угле атаки 10 градусов Сх примерно 0,08, при 15 градусах примерно 0,12, при 20 примерно 0,15. Никакого резкого увеличения лобовой силы нет.А вот подъемная сила - да, до 15 градусов нарастает почти линейно, потом примерно при 19 градусах рост прекращается и далее подъемная сила уменьшается с ростом угла атаки (это во взлетной конфигурации).

Я в графики вообще не вглядывался - там текст основное.
Я не нахожусь в плену иллюзий, я четко знаю, что при срыва потока резко возрастает лобовое сопротивление. Это Вы просто не внимательно графики рассматривали и не вчитались в текст. А так же не обратили внимание на график Сх от угла атаки, он к 20 градусам вырастет на неприличную величину.
Там не 11,1 а 15,1, на левом графике все эти точки отмечены

Вот вам еще ссылки:
http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile

При срыве обтекания Сх быстро растет и не убывает при дальнейшем росте угла атаки.

http://oat.mai.ru/book/glava07/7_2_5/7_2_5.html

Кроме того, специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших околозвуковых скоростях полета, свойственное ему стекание пограничного слоя вдоль размаха к концевым сечениям крыла и срыв потока на концах крыла (концевой срыв) приводят к росту лобового сопротивления (и, как следствие, к снижению аэродинамического качества)

http://www.fenixcorp.ru/books/am-vo...ke,-dinamike-poleta,-konstruktsii,/stranica-8

Как следует из сопоставления рис. 6 и 8, срыв потока проявляется преимущественно в увеличении сил лобового сопротивления, а не в уменьшении несушей способности лопасти.

И т.д.

 

[Сергей1961]

Я в графики вообще не вглядывался - там текст основное.

А Вы все-таки вглядитесь, в те что в книге Бехтира для ЯК-42, можете даже посчитать лобовое сопротивление при угле атаки 20 градусов и взлетной конфигурации, чтобы сравнить с тягой ДУ ...
Так сколько получилось-то лобовое сопротивление при 20 градусах угла атаки?
Вот обратите внимание, что в книге у Бехира Сх во взлетной конфигурации при 20 градусах угла атаки примерно 0,15. На том Вашем графике (вернее из монографии) при угле атаки 17 градусов Сх чего-то там 0,2. Пусть ... подставьте в формулу 0,2 вместо 0,15 - и это не приведет "к недостатку тяги из-за срыва потока", не смотря на то, что написал автор этой монографии про якобы значительный рост лобового сопротивления при срыве потока.
Ведь чтобы у ЯК--42 выйти на лобовое сопротивление больше 10 тоннсилы, на скорости порядка 190 км/час во взлетной конфигурации надо Сх примерно 0,4. Где на Вашем графике Сх 0,4 ... нету его ...

 

[Сергей1961]

Крен в полтора градуса (левый) был перед отрывом от земли , даже на видео видно. Испытатели сказали, что самолет был обречен еще до столкновения с КРМ.

А не могли бы Вы пояснить - почему? Чем небольшой крен перед отрывом столь опасен, они не пояснили?

 

[лёлька1]

А не могли бы Вы пояснить - почему? Чем небольшой крен перед отрывом столь опасен, они не пояснили?

Давайте так:
1. крен был, это видно.
2. Севостьянов в одном из интервью сказал, что самолет был обречен еще до столкновения с антеннами.
То, что я связала эти два факта в одном сообщении, спишите на мою некомпетентность. Сибиряк правильно уточнил, что дело не в крене, а в РУДах, имхо.

 

[Сергей1961]

Давайте так:
1. крен был, это видно.
2. Севостьянов в одном из интервью сказал, что самолет был обречен еще до столкновения с антеннами.
То, что я связала эти два факта в одном сообщении, спишите на мою некомпетентность. Сибиряк правильно уточнил, что дело не в крене, а в РУДах, имхо.

Понятно, спасибо, тут я соглашусь Сибиряком.

 

[mtl]

Почему? 2 секунды перед отрывом крен -1,3 на графике.

Если я понял график - направление крена - то интенсивная кривая вниз в конце графика - это крен влево - ага - рассмотрел у Сибиряка в большем масштабе - но - как мне кажется 1,3 градуса - это где-то в пределах ошибки измерений , да и визуально - увидеть 1,3 градуса - нереально.Вот из-за несоосности расположения точки наблюдения(камера) и линии взглада соответственно, и направления движения борта - мне кажется - и создается визуальное впечатления крена...

 

[Ariec 71]

я четко знаю, что при срыва потока резко возрастает лобовое сопротивление

 

[windowz]

А Вы все-таки вглядитесь, в те что в книге Бехтира для ЯК-42, можете даже посчитать лобовое сопротивление при угле атаки 20 градусов и взлетной конфигурации, чтобы сравнить с тягой ДУ ...
Так сколько получилось-то лобовое сопротивление при 20 градусах угла атаки?
Вот обратите внимание, что в книге у Бехира Сх во взлетной конфигурации при 20 градусах угла атаки примерно 0,15. На том Вашем графике (вернее из монографии) при угле атаки 17 градусов Сх чего-то там 0,2. Пусть ... подставьте в формулу 0,2 вместо 0,15 - и это не приведет "к недостатку тяги из-за срыва потока", не смотря на то, что написал автор этой монографии про якобы значительный рост лобового сопротивления при срыве потока.
Ведь чтобы у ЯК--42 выйти на лобовое сопротивление больше 10 тоннсилы, на скорости порядка 190 км/час во взлетной конфигурации надо Сх примерно 0,4. Где на Вашем графике Сх 0,4 ... нету его ...

Я что говорил, что мои графики для як-42? Вы уже у Сибиряка учитесь искажать информацию?

Графики в Бехтире и других источниках заканичваются на срыве потока, потому что при срывных процессах график Сх от альфа по сути идет вертикально вверх. Заканичваются потому, что невозможно теоретически просчитать турбулентное сопротивление, а практические зависит слишком от многих факторов.
Именно то, что нет Сх 0,4 на графиках для Як-42 а скорость таки падала и доказывает, что был срыв потока.


---------- Добавлено в 12:25 ----------

Давайте так:
1. крен был, это видно.
2. Севостьянов в одном из интервью сказал, что самолет был обречен еще до столкновения с антеннами.
То, что я связала эти два факта в одном сообщении, спишите на мою некомпетентность. Сибиряк правильно уточнил, что дело не в крене, а в РУДах, имхо.

т.е. если б РУД-ы держали не на взлетном, а меньше было бы лучше? Что не так с РУД-ами в момент отрыва?

 

[windowz]

это то тут при чем? Укажите точку, в которой происходит срыв потока.
Люди, при срыве потока возникает резкое возрастание лобового сопротивления - это доказанный экспериментально факт.

 

[Ariec 71]

резкое возрастание лобового сопротивления

График в студию. Где и на сколько. И до каких пор.

 

[Экзот]

Кто знает, спойлеры у Як-42 расположены в этом месте?

Отмечены стрелками. По три секции на каждой консоли.

 

[Программер]

Программер, Вас что смущает? Если непонятный объем над крылом, так это группа деревьев на горизонте, она на всех кадрах видна.

Да, на спойлеры не похоже, ставлю на удаление.
А смущает то, что на скорости 230 км/час спойлеры тормозят не хуже, чем колеса. Вот и хочется на раскадровке увидеть то чего нет

 

[windowz]

График в студию. Где и на сколько. И до каких пор.

источник

 

[Ariec 71]

Почему у Бехтира нет.
По вашей ссылочке уточнение - не при срыве, как вы говорите, а при подходе к критическим углам резкий рост сопротивления. У всех так из теорий, особенно со стреловидными крыльями.

 

[windowz]

http://aviaforum.ru/attachment.php?attachmentid=404651&d=1380797000http://aviaforum.ru/attachment.php?attachmentid=404651&stc=1&thumb=1&d=1380797000
Почему у Бехтира нет.
По вашей ссылочке уточнение - не при срыве, как вы говорите, а при подходе к критическим углам резкий рост сопротивления. У всех так из теорий, особенно со стреловидными крыльями.

Откуда я знаю, почему у Бехтира нет? А почему у Бехтира ошибки в книге?
При превышении критического угла происходит срыв потока, вы это прекрасно понимаете, просто решили заняться демагогией.

 

[Ariec 71]

При превышении критического угла происходит срыв потока, вы это прекрасно понимаете, просто решили заняться демагогией

Мил человек, не демогогия, а уточнение, причем по существу. И суть его в том, что с увеличением углов атаки ближе к критическим сопротивление интенсивно как росло так и растет, но никак не внезапным скачком при срыве потока, как вы говорите.
А вот при переходе на сверхзвук подскакивает скачкообразно и причем изрядно, здесь да. Но до этого не успело дойти.

 

[windowz]

Мил человек, не демогогия, а уточнение, причем по существу. И суть его в том, что с увеличением углов атаки ближе к критическим сопротивление интенсивно как росло так и растет, но никак не внезапным скачком при срыве потока, как вы говорите.
А вот при переходе на сверхзвук подскакивает скачкообразно и причем изрядно, здесь да. Но здесь до этого не успело дойти.

Прошу прощения за определенную резкость.
Попытаюсь по существу ответить. Как известно лобовое сопротивление (крыла) состоит из двух компонент - профильного и индуктивного.
Профильное по сути не зависит от угла атаки, индуктивное прямо пропорционально квадрату подъемной силы или Сy.
Су почти линейно зависит от угла атаки
Поэтому график лобового сопротивления от угла атаки на несрывных режимах - это парабола.
Если вы возьмете приведенный мною график, то в первой его части увидите типичную параболу несрывного обтекания крыла.
При развитии срыва потока с крыла (на графике это около 15 градусов) мы видим уменьшение подъемной силы, но при этом более резкое, чем квадратичная парабола увеличение лобового сопротивления.

В книгах по пассажриским самолетам не приводят графики на закритических величинах, хотя бы по той причине, что пассажирский самолет не должен выходить на закритические углы, и более важным в большинстве случаем является падение подъемной силы, а не (эдит рост) лобового сопротивления

Мало того, сопротивление турбулентного слоя очень тяжело описывать теоретически, на расчет уходят множество часов рабты кластерных систем.
http://bookre.org/reader?file=726408&pg=414
http://bookre.org/reader?file=726408&pg=415

 

[Sibiryak]

...а уточнение, причем по существу. И суть его в том, что с увеличением углов атаки ближе к критическим сопротивление интенсивно как росло так и растет, но никак не внезапным скачком при срыве потока, как вы говорите.

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...

 

[Программер]

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

Рис. 28 напомнил мне график зависимости усилий на штурвале от положения РВ, построенный по данным из ОО. Усилия, как я понимаю, пропорциональны Сх ? Означает ли это, что на 7-8 градусах начинается срыв потока, или излом на графике в этой области связан с особенностями конструкции?