Обсуждение авиакатастрофы ТУ-204 RedWings 64047 во Внуково

Вы невнимательно читаете.
Номинал - это режим работы двигателя. И не я должен в этом разобраться, а вы потому что номинал это не положение РУД, это именно режим работы двигателя.

В номинале в данных погодных условиях обороты Nвд примерно 92% * 142 = 13000 об/мин
 
Хотелось бы что бы Вы озвучили заголовок того букваря.
 

Мне надо знать угол наклона тележки шассии в вывешенном положении. Базу тележки шассии(расстояние между передней и задней осями. Желательно бы ещё нагрузочную характеристику амортизатора ООШ. (зависимость "просадки" штока амортизатора от нагрузки на него).Размер колеи основных стоек и что понимается под этим размером? В РЛЭ он приведён (786 см) Но к чему он относится? Размер между осями амортизаторов стоек? Размер между внешними плоскостями наружных пневматиков тележек или внутреннними плоскостями внутренних пневматиков? В общем, размер колеи "гуляет" в пределах метра, в зависимости от того, что считать колеёй.

То же и с углом наклона тележки в вывешенном состоянии и с её базой. От них зависит величина перемещения пневматиков при переходе тележки от вывешенного состояния в воздухе до горизонтального положения тележки на пробеге.

То есть идея состоит в том, что бы посчитать, находилась ли тележка в контакте с полосой при крене аэроплана в 1 - 1,5 градуса на левый борт? Попытался я снять эти размеры с фотографий и зная размер покрышек пневматиков и пропорциональные соотношения. Получается, что контакт был. Но вот какой? Полный или неполный? Это в свою очередь позволит не гадать о том, что было на самом деле с КВ правой опоры? Их отказ или несрабатывание по причине необжатия стойки? Но точно сказать это, можно только имея точные размеры. Ну в общем: "...сколько граммов вешать???..."

Адрес у меня есть, но давно им не пользуюсь, боюсь, что ящик уже эспроприировали. Приду с вахты проверю. Но если что, заведу новый.
 
Последнее редактирование:
Susanin_ja сказал(а):
....Если предположить что был минимальный взлетный вес 8,8 ...
Нажмите, чтобы раскрыть...

Чего Вы такой жадный? 88тонн это максимально допустимый посадочный вес аэроплана по РЛЭ. Вряд ли к буржуям он летел полупустой. Да и бункероваться дешевле на Родине, а не за бугром. Думаю, в танках был почти полный запас топлива. Тонн 5 - 10 можно смело прибавить. Впрочем, чтобы точно знать, надо уточнить куда был полёт и когда возвращение? Но как это сделать я просто не представляю.Время разбега до отрыва вещь, конечно, субъективная! Я насчитал от 32 до 34 секунд от начала движения до отрыва.
 
Последнее редактирование:
Кстати есть очень простой способ расчитать сопротивление воздуха для ту-204, нужно массу самолета и поделить на аэродинамическое качество самолета с выпущенными закрылками и шасси, на наших углах атаки (3-5 градуса примерно). Т.к. самолет таки оторвался от земли на скорости около 240 км/ч.
-Масса 67,5 Аэродинамическое качество в посадочной конфигурации 5,8. (Практическая аэродинамика ту-204)
67,5/5,8 = 11,63 тыс кгс.
Вспоминаем тягу на номинале на скорости 0,2 М, отнимаем от нее полученное выше значение и получаем результирующую силу, потом опять же закон Ньютона и получим ускорение (я тут посчитал, но желающие могут перепроверить 1,55... м/с*с).
кто-то может сказать, что 5,8 это на оптимальном угле атаки (наивыгоднейшем), но на любых других углах атаки сопротивление в момент отрыва от земли будет больше, а самолет от земли таки оторвался, при этом угол атаки менялся очень незначительно.
Естественно это все оценка, но почти все оценки по рахным методикам дают цифру порядка 10-12 тыс кгс
 
Susanin_ja сказал(а):
Берём влияние земли.3. получаем прибавку 37км. за 4сек.Итого 200(205)+37=~240.
Нажмите, чтобы раскрыть...
У вас методики расчета очень "интересные", чтобы не сказать отфонарные.
"Берем влияние земли 3..." 3 чего? попугая? Как из 3 попугаев получается прибавка в километрах в час?

Учтем влияниее земли:
67,5*0.8 (20 % компенсируется экранным эффектом) = 67,5*0,8 = 54
54/5,8 = 9300 кгс.

или через аэродинамическое качество
67,5/(5,8+3) = 7670 кгс

даже во втором случае 22000-7670 = 14330
143300/67500 = 2,12 м/с*с
За 4 секунды это даст 30 км/ч

Также обратите внимание, что 5,8 и 2-3 - это оптимальные аэродинамические качества, при угле атаки большем, чем в нашем случае. т.е. фактически сопротивление воздуха будет больше и соответсвенно ускорение меньше, и снова же я беру максимальные значения по влиянию земли, эти максимальные значения получаются на других углах тангажа (отличных от 0)
 
Sibiryak сказал(а):
Ну зачем же так сложно и... - неправильно?
Нажмите, чтобы раскрыть...

Как раз правильно, то что результат вас не устраивает не значит, что расчет или методика неверены
поэтому утверждение что лобовое сопротивление равно массе деленной на А.К. абсолютно верно при горизонтальном полете и моменте отрыва


Sibiryak сказал(а):
Сумма сопротивлений на всех этапах разбега постоянна.
Нажмите, чтобы раскрыть...

А вот это как раз неверно, дальнейшие ваши расчеты соответсвенно тоже.

Смотрим взлет на номинале без подтормадживания (зеленая линия). на начальном этапе 28 км/ч за 5 секунд (1.55 м/с*с) на конечном этапе 19 км/ч за 5 секунд (1,05 м/с*с).
Вы мне сейчас конечно не поверите, но на "страгивании" ускорение примерно 2,2 м/с*с, тягу двигателей на номинале можете пересчитать сами
 

Мне кажется, здесь Вы погарячились. С ростом скорости, ускорение (избыток тяги) падает до "0".

П.С. Спасибо за чертежи кинематики управления двигателем. После их просмотра все выводы по технической части, сделанные на этой ветке считаю не особо состоятельными. Как и наши дилетантские попытки "потягаться" с разработчиками в виртуальной дуэли на тему примененных конструктивных решений.
 

Это вы считаете разбег самолета равноускоренным, не нужно обобщать на других людей.
Я вам точно так же на графике экспериментального взлета показал значительное расхождение в ускорении на разных этапах полета (0,5 м/с*с что соответсвует изменению результирующей силы на 2750 кгс).
И почему это страгивание не имеет отношения к сути вопроса, вы ведь брали момент, когда скорость 0 и соответсвенно сопротивление воздуха 0 - это же момент страгивания. Вот на этапе 0-40 км/ч ускорение для як-42 примерно 2,2-2,3 м/с*с на номинале. И вообще я не понял, что уже прошло 2 недели?
 

Но будет ли этот способ верным? Если я ничего не путаю, сопротивление воздуха движению зависит от состояния воздуха, от размеров аэроплана и от его скорости. Если же считать в зависимости от его веса, то будет получатся большЕе лобовое сопротивление при большЕй загрузке! Получается, что у аппарата фюзеляж раздувается от груза, как брюхо у сытой коровы?
 
Будет, т.к. большая масса требует большей скорости полета для компенсации веса самолета - следовательно большее сопротивление воздуха. Фюзеляж не раздувается, но "бежать" надо быстрее
 
нет - для большего веса и гориз. полета нужен бОльший угол атаки при прочих равных. БОльший угол атаки - больше Су и больше Сх.
 
Последнее редактирование:

Судя по всему Вы нашли где-то "табличку" или "график"
Я все-таки склоняюсь к мысли, что скорость 240 была достигнута не на 11 секунде а где-то так на 13-14, а на 11-ой была около 230-235 км/ч.
Мощность не упадет мгновенно, поэтому самолет разгонялся даже после выключения реверса, и более логично в пром. отчете указать максимальную скорость до которой разогнался самолет после первого включения реверса, а не скорость, на момент выключения.
 
А можно вопрос? Где Вы взяли идею
Susanin_ja сказал(а):
обтекание двигателей оптимизировано для оптимального угла атаки
Нажмите, чтобы раскрыть...

И какова, по Вашему, роль инерции в формуле
Susanin_ja сказал(а):
(Инерция+сопротивление пневматиков + сопротивление воздуха)
Нажмите, чтобы раскрыть...
 
ой какие Вы сложные фразы загибаете. Боюсь, Вас мало кто поймёт

Susanin_ja сказал(а):
Величина постоянная во время взлета .
Нажмите, чтобы раскрыть...
А до и после взлёта она какая?
Susanin_ja сказал(а):
И влияет только на потребную тягу для нужного ускорения.
Нажмите, чтобы раскрыть...
А не наоборот? Проверьте.

Какого рода
Susanin_ja сказал(а):
демпфирующее влияние [инерции] на "параметр ускорения" .
Нажмите, чтобы раскрыть...
???

Про обтекание двигателей я Вам простил.
 

Сх и Cy просто тоже зависят от скорости. И вообще на физике обтекания крыла, фюзеляжа и механизации люди пишут докторские, там все не так просто, чтобы утверждать что обтекание турбулентное или ламинарное. И не забывайте, что Сх и Сy это приведенные коэфициенты для обтекания в турбулентном потоке. Разделяют два вида (или физической модели, как вам угодно) сопротивления воздуха: закон Стокса, который является решением уравнения Навье-Стокса с малым числом Рейнольдса
и выше приведенная формула, для больших чисел Рейнольдса.Реальные процессы в аэродинамике являются чем-то промежуточным, и поэтому для упрощения в аэродинамике используют второе уравнение, используя принцип подобности, но при этом сам коэффициент Сх зависит от скорости и получается экспериментально, поэтому в определенном диапазоне скоростей, когда коэффициент Сх можно не считать зависящим от скорости формула с квадратом справедлива, но изменение скорости в 2 раза не приводит к автоматическому увеличению сопротивления в 4 раза.
Скажем так - линейная формула используется для "полностью ламинарного" обтекания, а квадратичная для "полностью турбулентного", но ни того ни другого не бывает кроме граничных случаев.
 
Последнее редактирование:

Да какое расследование, если это текст 1 в 1 от 9 января, там и близко расследование не было закончено. Просто журнализм.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация