Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

[Vik63]

ваш нынешний стиль, ИМХО, избыточно агрессивный и сатирический, и это неконструктивно.

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.

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.

Как же так? А это что тогда?

Потому можно было и не искать ошибку у МАКа , но без этого мои рассуждения могут показаться неубедительными, поэтому пришлось искать ошибку.

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.

В частности, Вы не отказываетесь в принципе обсуждать момент от двигателей, но в своих расчетах принципиально используете мнение МАК об этом моменте:

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.

 

[Пятый]

Пусть не Ландау, но один из известных, не помню вот кто.

Да нет, это был именно Ландау.
Самокритично, в общем.

 

[windowz]

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

это пустословие

(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.

 

[windowz]

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.

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.

 

[Vik63]

Самое главное. Где ответ на вопросы?

Вопрос 9. Поясните, какие значения , и какого знака имеет момент от двигателей. Что из себя представляет его график?. Меня интересуют моменты времени 26-30 секунды, 32-36 секунды, 48-54 секунды.

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.

Спойлер

И вы, и МАК в своих моделях момент от передней стойки считают нулевым (ситуация полностью разгруженной стойки).

Моя модель совершенно другая.

МАК данную задачу определения момента подъема стойки решал неверным путем. Ее нельзя, крайне трудно , и не хватает для этого исходных данных, чтобы решать ее через расчеты абсолютных значений параметров . Корректно , методически правильно , ее решать надо было только путем сравнения с тем как поднимает стойку исправный самолет . Что для меня было очевидно сразу и именно таким путем я эту задачу и решал

Расчет windowz производит по той же расчетной схеме МАК и по тем же причинам

МАК применил для определения условий подъема ПС неверную расчетную модель, так как для ее расчета не существует достоверных исходных данных, а именно :
1. Расчет реакции опор основных стоек имеет большую погрешность из-за невозможности точного расчета значения подъемной силы из-за дискретности записи тангажа в 0,7 градуса.
2. Не имеется возможности корректного учета эффекта экрана для определения реакции опор основной стойки ввиду отсутствия исходных данных необходимой степени достоверности.

он неверен.

Реакция опоры зависит от подъемной силы которая зависит от угла атаки который на разбеге = тангаж + угол установки крыла( он 3 градуса) . А тангаж мы в самом лучшем случае определяем с точностью +/- 0,35 градуса ( это 1 код МСРП =0,7 градуса/2) . А что такое 0,35 градуса угла атаки для подъемной силы на скорости 210 км/ч ? Это изменение Су = 0,1 на каждый градус угла атаки, или 0,035 на 0,35 градуса. А в подъемной силе это будет 0,035*1,194*58,3^2*150/2/9,81=1085 кгс. Отсюда подъемную силу точнее чем +/- 1085 кгс посчитать невозможно. А отсюда точность расчета момента только от этой погрешности будет 1085*1,37= +/- 1500 кгс*м .

А это

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.

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 -

Неопределенность от незнания экранного эффекта в 10-20 % от значения подъемной силы составляет ( для скорости 210 угол тангажа=2, РВ=-10 и стаб=-8,7) 0,51(Су)*1,194( плотность)*58,3^2*150/9,81/2=15800 кгс ( это сама подъемная сила ) и 15800*(10-20 )% =1600-3200 кгс . А это неопределенность в моменте (1600-3200)*1,37=2200-4400 кгс*м . А у нас учет только моментов от разницы между номиналом и взлетным составляет 2700 кгс*м. А тут почти в таком же размере , а может и больше -погрешность . Как можно вообще без корректного учета эффекта экрана имеющего на разбеге значительный эффект даже начинать заниматься тем чтобы высчитывать реакции опор? Кроме слова авантюризм здесь даже больше ничего не подходит.

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.

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.

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

Если принять прибавку к Су равную 0,2, то подъемная сила будет составлять 23981 кгс, тогда Моош + Мтр = 43920 кгс*м

и тогда

избыток момента аэродинамического над силой реакции ООШ + сила трения качения (эдит: моментом силы) составляет 44689-43920 = 769 кгс*м

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%

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.

Вот вам строгое объективное доказательство отсутствия значительного пикирующего момента от двигателей на основании ваших данных:

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

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.

Повторюсь .

Банк аэродинамических характеристик (скорректированный по результатам лётных испытаний).

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.

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.

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.

 

[Blinker123]

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 ©

 

[windowz]

Потому считаю в пикирующем моменте от двигателей эффект кабрирования учтен - но он небольшой и всего лишь уменьшил значение пикирующего.

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 ----------

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 ©

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

 

[Сергей1961]

"модель" не проходит проверку граничным условием (надеюсь вам знаком такой термин)

Вы какой смысл в этой фразе вкладываете в словосочетание "граничное условие" - общепринятый (в рамках теории диф. уравнений)? Или какой-то особый - собственный смысл?

 

[Blinker123]

Разумеется, "внизу". Иначе исчезает причина для пикирующего момента от подтормаживания.

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

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.

 

[windowz]

Вы какой смысл в этой фразе вкладываете в словосочетание "граничное условие" - общепринятый (в рамках теории диф. уравнений)? Или какой-то особый - собственный смысл?

Общепринятый:

ГРАНИЧНЫЕ УСЛОВИЯ — понятие, характеризующее степень применимости определенных теоретических положений при объяснении конкретных, эмпирически фиксируемых ситуаций действительности. Это же понятие может использоваться и для указания на границы эффективности самой теоретической системы при появлении более универсальной объяснительной концепции. Поскольку процедура любого объяснения предполагает возможность совместить описание конкретного события с неким достаточно абстрактным законом, принятым научным сообществом в какое-то данное время, постольку всегда требуется указать условия, в которых такое совмещение оказывается достаточно корректным. Напр., стандартное утверждение «Вода кипит при повышении ее температуры до значения 100 градусов по шкале Цельсия» предполагает дополнение: «При нормальном атмосферном давлении». Подобное дополнение указывает на Г. у, учет которых необходим в связи с возможностью изменений реальной эмпирической ситуации (напр., на вершине Джомолунгмы вода кипит при меньших температурах). Тогда объяснение того, что в какой-то данный момент человек наблюдает кипящую воду, сводится к утверждению о том, что ее температура достигла 100 градусов по Цельсию, если соответствующие Г. у. также зафиксированы. Подобным же образом падение предмета вниз обычно объясняется ссылкой на закон всемирного тяготения. Но в зависимости от конкретных особенностей ситуации, в которой данное событие наблюдается, сам этот процесс может осуществляться в различной форме (в частности, на Луне тело должно падать медленней, чем в земных условиях, в силу меньшей массы спутника Земли). Г. у. применимости научной теории определяются ее соотнесением с какой-то другой концептуальной системой, выступающей в роли конкурента по отношению к данной. Если обнаруживается, что новая теория представляет собой результат определенного расширения знаний об изучаемых объектах, то предыдущий вариант будет рассматриваться учеными в качестве предельного случая, ограниченного особо оговариваемыми условиями. Описательные и объяснительные схемы, содержащиеся в старой теории, не отбрасываются целиком и полностью, но сохраняют свое значение при указании соответствующих рамок, определяющих корректность их использования в каждом конкретном случае. Так, релятивистская физика не опровергла ньютоновскую, а привела к пониманию ограниченных условий ее использования. Методологическим правилом, регулирующим подобное соотношение старых и новых концептуальных систем, является так называемый «принцип соответствия», сформулированный Н. Бором.
С.С. Гусев

Энциклопедия эпистемологии и философии науки. М.: «Канон+», РООИ «Реабилитация». И.Т. Касавин. 2009.

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 ----------

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.

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.

 

[Blinker123]

ц,эээ...

Вот как раз когда "внизу" момент от подтормаживания равен нулю.

в смысле?

Если брать внизу ООШ, то там плечо более 3 метров выйдет, и соответсвенно моменты более 30000 кгс*м

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?

 

[Сергей1961]

Общепринятый:

Нет, уважаемый - общепринятый это как раз в рамках теории диф. уравнений, а у Вас (судя по цитате) - эпистемологически-философский, то есть - собственно-особый ...

 

[windowz]

Нет, уважаемый - общепринятый это как раз в рамках теории диф. уравнений, а у Вас (судя по цитате) - эпистемологически-философский, то есть - собственно-особый ...

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

ц,эээ...

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?

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

 

[Blinker123]

windowz, убедительная просьба не занудствовать. По крайней мере, не со мной )
"Внизу" полюбому, опорная точка а не точка приложения силы.

 

[Vik63]

Прежде чем двигаться дальше объясните как самолет поднимает ПОШ при отрицательном моменте.

У меня никаких отрицательных моментов нет, я их не считал, считали Вы, пояснять за Вас я ничего не должен.

Или приведите свой расчет момента от ООШ, по которому пикирующий момент от ООШ будет меньше.

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.

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

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.

Соответсвенно если более формально подойти к оцифровке графиков результат будет не 2,4 а 1,4% САХ.

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.

Вопрос 9. Поясните, какие значения , и какого знака имеет момент от двигателей. Что из себя представляет его график?. Меня интересуют моменты времени 26-30 секунды, 32-36 секунды, 48-54 секунды.Или надо понимать что ответ следующий
Сообщение от windowz

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 незначительная величина . Это 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 что еще неверно.

 

[DSA76]

Уважаемый Программер! Очень привлекательная картинка, но я так и не понял, "что сия аллегория означает" (С). .

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.

 

[Blinker123]

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.

 

[windowz]

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 .

Спойлер

2. Определим дополнительный ( по сравнению со штатным взлетом) кабрирующий момент полученный в аварийном взлете при первой попытке поднятия ПС в момент времени 26-29 сек.
Для этого нам нужны следующие данные - коэффициент момента тангажа по РВ , отклонение РВ , плотность воздуха, истинная ( или воздушная ) скорость. Остальные параметры нам известны - САХ=4,6 м. , площадь крыла =150 кв.м. , см. разд. 1.4 стр.1 РЛЭ . Коэффициент момента тангажа по РВ возьмем со стр. 116 , рис. 35 , разд.1.16.1 ( здесь и далее если не указывается источник то это ОО МАК) , где он =-0,022 .
Плотность воздуха определяем исходя из фактических метеоусловий на момент взлета разд.1 стр. 70 , где температура = 17,8 град С и давление = 747,9 мм.рт.ст. , по известной формуле Менделеева-Клайперона плотность воздуха =давление (Па)/Т(температура в градусах Кельвина)/287,14(универсальная газовая постоянная) . Температура по Кельвину будет =273,15+17,8( фактическая в градусах Цельсия)=290,95 град. Кельвина , давление в Паскалях = 101325 Па ( стандартное соотв. 760 мм.рт.ст.) *747,9(фактическое)/760=99712 Па . И тогда для фактических условий взлета плотность воздуха =99712/290,95/287,14=1,194 кг/м3 .
Воздушную ( истинную) скорость определяем из приборной скорости регистрируемой МСРП. В общем случае истинная скорость получается из приборной путем прибавления аэродинамической и инструментальных поправок плюс поправки на сжимаемость и умножением полученного результата на корень из отношения стандартной плотности воздуха при +15 град Цельсия и фактической. Так как рассматривается режим разбега , то ввиду малой скорости и давления практически равного стандартному - поправка на сжимаемость пренебрежимо мала и ее не учитываем. Об инструментальной поправке нет данных ни в РЛЭ ни в ОО МАК , поэтому считаем ее не подлежащей учету . Аэродинамическая поправка указана на стр. 154
Цитата
Для получения истинной скорости полета, помимо данных о фактических метеоусловиях, использовалась аэродинамическая поправка (+5 км/ч).
Отношение плотностей воздуха =1,225/1,194=1,026 и корень из этого =1,013 . Таким образом получаем что истинная скорость получается прибавлением к приборной 5 км/ч и умножением результата на К=1,013 .
Значения РВ и скорости определяем с графика Предварительного Отчета МАК от 02.11.11 ( далее ПО ) , так как скорость там представлена в лучшем масштабе. Итого видим что значение РВ практически = 10 градусов , а скорость медленно растет с 200 до 205 км/ч . Возьмем среднее значение скорости 202,5 км/ч и прибавив +5 км/я аэр поправки и умножив на К=1,013 получим истинную скорость =210 км/ч или 58,33 м/с.
Подсчитываем дополнительный кабрирующий момент от отклонения РВ на 10 градусов по сравнению с 5 градусами штатного взлета.
Мкабрдоп=0,022 (коэф момента РВ)*5( разница град РВ)*1,194 (плотность воздуха)*58,33^2*150( площадь крыла)*4,6(САХ)/9,81(уск своб падения)/2 (коэф=1/2 в формуле момента)=15700 кгс*м.
Это же значение можно было определить гораздо проще и за категорически меньшее время используя предложенный мною метод эквивалентной центровки . Зная отношение коэффициентов момента стаба и РВ как 0,038/0,022=1,73 ( коэф для стаба = 0,038 берется также как и для РВ со стр. 116 , рис. 35 , разд.1.16.1 ) , получаем что отклонение РВ на 5 градусов равнозначно отклонению стаба на 5/1,73=2,9 градуса. А мы знаем что 1 градус стаба нивелирует сдвиг центровки на 2 % , а 1% центровки в нашем случае = 53949 кгс ( сила тяжести самолета) * 0,046 м ( 1 % от САХ=4,6 м) =2482 кгс*м. И умножая 2,9 ( эквивалентное отклонение стаба) *2 ( 2 % центровки на каждый градус стаба) * 2482 ( момент тангажа=1 % центровки ) = 14400 кгс*м . Что удовлетворительно соответствует найденному точному значению 15700 кгс*м с ошибкой всего 8 % , что можно считать вполне приемлемым для оценочных расчетов. И что служит проверкой ранее найденному значению.
Таким образом отклонение РВ на 10 градусов по сравнению с 5 штатными при первой попытке подъема ПС дало дополнительный кабрирующий момент =15700 кгс*м.


6. Определение баланса продольных моментов в момент поднятия ПС.
Согласно графику МАК устойчивый подъем ПС начался в районе 50 секунды. Снимаем с графика ПО МАК значение стабилизатора=-9,4 град. , РВ =-13 град. , приборной скорости =215 км/ч . Истинная скорость = (215+5)*1,013=223 км/ч или 61,94 м/с. К отличию от схемы штатного взлета добавился сброс двигателей на МГ при котором значительно уменьшился пикирующий момент от тяги , причем минимум тяги пришелся как раз на 50 сек ( определяется по оборотам вентилятора которые создают в районе 75 % тяги) . Берем это значение с графика моментов рис. 42 стр.121 разд. 1.16.1 , линия От сил тяги двигателей , как разницу между ровной линией до сброса и минимумом значения момента, и это будет значение 5200 кгс*м. Пикирующий момент от тормозящей силы , как уже было определено ранее , составил 24000 кгс*м , см. рис. 42 стр.121 разд. 1.16.1 зеленая линия От торможения .
По уже известной схеме считаем сколько кабрирующего момента добавилось от РВ и стаба по сравнению со штатным взлетом. РВ был отклонен на значение =13-5= 8 градусов, а стаб на значение 9,4-8,7=0,7 градуса больше штатных . Как уже было показано коэф момента дл стаба =0,038 стр. 116 , рис. 35 , разд.1.16.1 .
Тогда Мдоп кабр РВ=0,022 (коэф момента РВ)*8( разница град РВ)*1,194 (плотность воздуха)*61,94^2*150( площадь крыла)*4,6(САХ)/9,81(уск своб падения)/2 (коэф=1/2 в формуле момента)=28350 кгс*м
Мдопкабрстаб=0,038 (коэф момента стаб)*0,7( разница град РВ)*1,194 (плотность воздуха)*61,94^2*150( площадь крыла)*4,6(САХ)/9,81(уск своб падения)/2 (коэф=1/2 в формуле момента)=4285 кгс*м .
Итого результирующий момент по сравнению со штатным взлетом =28350 ( от РВ) +4285(от стаба)+5200( от сброса двигателей на МГ) -24000( от торможения)=13835 кгс*м. И уже легко отсюда определяем значение сдвига центровки вперед выше которого не было так как теперь ПС уже поднялась, правда очень и очень медленно в 2-3 раза медленнее чем при штатном подъеме , это 13835/2482( момент тангажа 1 % центровки)= 5,6 % . И чтобы привести скорость роста тангажа к штатным значениям можно считать что реально значение преодолеваемого сдвига центровки еще больше - допустим 6 % , что совпадает с рассчитанным в п. 4 . Таким образом , с двух сторон , определяя верхнюю и нижнюю границу выходим на значение сдвига центровки вперед приблизительно на 6 %

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 ----------

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.

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 ----------

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.

http://ru.wikipedia.org/wiki/Трение_качения
По физике точка приложения силы трения совпадает с точкой касания.

 

[Vik63]

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

Замечательно.Ответ на вопрос 9 есть. Момента нет.Зафиксируем.

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.

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.

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 что еще неверно. Или остальное все верно?

 

[windowz]

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.

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.