Категорически нет. Собственно в работе такой усредненной информации и не существует , никто и не занимается ее усреднением. Всегда пользуются тарировочными графиками конкретного экземпляра . Разброс в тарировках от машины к машине может быть очень большой . И графики на тарировках другой машины показывали бы полную ерунду.Следует понимать,что если авиакомпания относилась к вопросам поверок датчиков "поверхностно",то на запрос МАК была выдана некая усредненная информация,от которой,в свою очередь,зависят количественные характеристики точек на грификах?
Спасибо! Вы, как всегда, безукоризненно вежливы, но неточны. Я никому не объяснял принцип расшифровки записи скорости. И даже не намеревался этого делать. Похоже Вы меня с кем-то спутали. Но это неважно. Важно другое! То что я уже несколько раз говорил в этой теме: не нужно слепо доверять данным МСРП! Эта система требует постоянного профессионального внимания. Чтобы МСРП стала действительно средством "объективного" контроля, необходимо приложить много усилий. Для этого нужны немалые ресурсы, которыми АК не обладала. Для примера: АК в которой я работал, имела штат специалистов, занимающихся только обслуживанием СОК (МСРП, Марс, К3-63), почти 20 человек. Помимо своих бортов, мы нередко обслуживали ВС других АК, которые не располагали персоналом для трудоемкого ТО. Техническое состояние этих бортов было просто ужасающим! Сравнить можно разве что с "газелью"-маршруткой после нескольких лет эксплуатации. А СОКи это то, чем занимаются в последнюю очередь, если руки доходят. Поэтому в нашем случае не приходится рассчитывать на особую точность графиков МСРП. Хотя, для качественного анализа они вполне подходят.Признаю, что использовать в этом призыве Вашу цитату было некорректно. Сейчас исправлю.
В Отчете сказано следующее: "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."
Вполне адекватные данные,считанные с того же МСРП и расшифрованные с помошью тех же таблиц. Так что, или данные отражают фактическую скорость, или подработаны вручную постфактум.
ИМХО, не стоит делать поспешных выводов о том, что расшифрованная скорость значительно занижена по сравнению с фактической. Например, "разночтения" БИ-МСРП так и провоцируют оценить "погрешность тарировки" в 15-20 км/ч. Однако нам придется иметь дело с фактом отрыва ПС во Внуково на скорости 220-225 км/ч. Но мы уже прекрасно знаем, что пустой Як- 42, с практически предельно задней центровкой, на такой скорости уже, образно говоря, шасси убирает ...
Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.
Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?
(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."
Почему 7 гр.?
Вы пытаетесь понять пилотов? или пишете статью? ТО что происходило в кабине и кто о чем думал унесено в могилу, не пытайтесь понять логику экипажа, мы можем только догадываться о причинах их действий.Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.
Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?
(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."
Почему 7 гр.?
Цитата: Сообщение от Sibiryak
Просто не нужно забывать, что при одном и том же тангаже УА в наборе высоты и на снижении разный.
Разве? А при каких условиях?
А снижение?Условие я вижу одно - набор высоты происходит за счет набегающего потока.
Mikronet;1417309... не пытайтесь понять логику экипажа сказал(а):Логика проста. Действовать согласно РЛЭ.
Логика проста. Действовать согласно РЛЭ.
Да какой там резкий скачек. Интенсивный рост в следствии увеличения углов атаки. Если веером махать в горизонте относительно вектора скорости, сопротивление минимально. Если под углом 90 - максимально, рукой ощущается. В оконцовке вот и весь смысл.и вместо резкого скачка сопротивления и очень резкого падения подъемной силы этот эффект растянут на 4-5 градусов.
Никак нет.Вроде бы как и в наборе и на снижении на вэ константа к примеру с углом тангажа 45, углы атаки одинаковые. Разве нет?
vim1964, извините , немного дополню. Относительно этого Вашего сообщенияНе понял какое отношение имеет эта информация к моему сообщению, которое Вы процитировали.
DSA76 хотел, я так думаю, сказать следующее : " Что касается конкретно скорости , которая для нас наиважнейший параметр - то по ней есть следующие данные МАКаИнформация была выдана вполне конкретная, просто не соответствующая действительности. Скорее всего тарировочные таблицы были очень старыми. А, поскольку со временем характеристики датчиков изменяются ( особенно потенциометрических датчиков положения), то тарировочная таблица теряет свою актуальность и требует корректировки.
которые соответствуют требуемым РЛЭ и отсюда можно сделать вывод , или по крайней мере сказать что это является косвенным доказательством адекватности записи параметра скорость на МСРП.""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."
Вы вообще о чем?Да какой там резкий скачек. Интенсивный рост в следствии увеличения углов атаки. Если веером махать в горизонте относительно вектора скорости, сопротивление минимально. Если под углом 90 - максимально, рукой ощущается. В оконцовке вот и весь смысл.
Извиняюсь, но в данном случае это вы путаете 2 явленияwindowz, чтобы завершить этот вопрос о срыве и увеличении Сх. Описываемое Вами резкое увеличение Сх не относится к нашему случаю. Извиняюсь, но Вы путаете 2 явления.
Вы ведет речь о другом - когда вследствие значительного изменения положения тела в пространстве или изменения формы тела в величине Сх преобладающими становятся силы давления , а не трения. Два примера - пластина под углом к потоку до 20-30 градусов и пластина под углом 90 градусов. У первой преобладающими являются силы трения , а у второй - разность сил давления перед и за пластиной. Вот где-то на переходе от 45 к 90 этот резкий скачок Сх и происходит. К нашему же случаю, повторюсь, он никоим боком не относится. Так как углы то были крайне малые - до 20 градусов. О замене сил трения на силы давления - там и речи нет. Не путайте сваливание - потерю несущей способности крыла - срыв потока с крыла, которое в зависимости от профиля может быть и на 11-12 градусов и Ваш так называемый скачок Сх от преобладания сил давления над силами трения.
Уж при 11 градусах- то о каком вообще преобладании сил давления в Сх можно вести речь ?! Так что оставьте Вы этот эффект в покое .Он здесь никак.
А вот когда он действительно имеет место. Это когда самолет делает крест ( увеличение тангажа практически до 70-90 градусов) вследствие резкого подхвата . Были такие проблемы в 50-60 годах вследствие неизученности некоторых вопросов практической аэродинамики . В результате действительно резкого скачка Сх в этом случае , когда действительно силы давления преобладают над силами трения, происходили крайне резкие торможения самолета , крылья просто складывались и отламывались , и извиняюсь за жуткие подробности - ввиду громадных продольных перегрузок торможения летчику , и такое было , могло оторвать голову.
-10 получилось потому, что отрывали ПС на 185. На недостаточной скорости это требует большего отклонения. В то же время, усилия на штурвале меньше. Ув. lopast56 говорил, что никто не контролирует угол отклонения штурвала - работают в согласно тактильным ощущениям. Допускаю, что на 185 услилия на штурвале при РВ -10 примерно такие же, как при РВ -5 на скорости 205. Этот аргумент тоже в пользу адекватности графика скорости..Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.
Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?
(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."
Почему 7 гр.?
Был разговор ранее.А Вы - туда же, куда и "теоретик"...
Домыслы, домыслы. Нет такого, предельные 19, нет. Не так тангаж набирается, если есть тяга. Нет на взлетном на Яке такой тяги, не вытянет он даже пустой без топлива. Не создают таким образом большие углы тангажа.набрал предельные 19 гр
Никак нет.
Угол атаки= Тангаж +угол установки крыла( со своим знаком)+ угол снижения ( если снижение) или - угол набора ( если набор)
В наборе угол атаки меньше угла при ГП на угол набора. В снижении угол атаки больше угла при ГП на угол снижения. Снижение и набор отличаются таким образом на двойное значение угла набора( снижения).
Из теорий - сваливание самолетов со стреловидными крыльями происходит в следствии потери путевой устойчивости. А дальше паровозом все остальное.Аэродинамическая крутка крыла "растягивает" срыв потока по углу атаки, и вместо резкого скачка сопротивления и очень резкого падения подъемной силы этот эффект растянут на 4-5 градусов
Позвольте не согласиться. От горизонта, да, отличия будут. В наборе-снижении при одинаковых по модулю тангажах на заданной скорости - не должны отличаться.
И угол атаки принято отсчитывать попроще, от ПОС.
Углы наклона траекторий будут одинаковы по модулю.