2006-08-22: Под Донецком разбился российский Ту-154

Shurik>> А что мешает увеличить площадь киля за счет ширины?
Вуду> - Будет не так эффективно. (Аналогия с удлинением крыла)

Ага. То есть увеличить эффективность ВО таким образом можно, но упадёт аэродинамическое качество.

victorzv2>>И что-то кажется мне - киль побольше был бы кстати.
Kuznets> имхо применительно к конкретной ситуации (с ту-154) это еще фантастичнее чем оборудовать их всех парашютами...

Ну, так и не фантазируйте. В чем проблема?

Kuznets, а в чём вы усматриваете фантастичность использования ПШП?

Вуду> - Вот это уж действительно дурдом! У нас в полку постоянно соревновались, кто мягче самолёт посадит. Оценка "отлично" ставилась за перегрузку на посадке n_y<1.3g, но считалось шиком садиться с 1.1g и меньше. Разбор полётов начинался с просмотра видеозаписей посадок, при этом n_y для каждой посадки, полученная по данным дешифровки группы объективного контроля, объявлялась. У меня было много посадок с n_y=1.05g - а тут, оказывается, чем мягче садишься, тем больше подвергаешься опасности со стороны автоматики! И надо специально торкнуть самолёт о ВПП, чтобы она зафиксировала посадку... Дурдом!..

Да, есть летчики, которые, ну, очень мягко сажают. Иной раз ищешь на расшифровке показаний тензодатчиков момент касания - найти очень трудно. А порой момент касания очень важен. Перегрузки действительно минимальны. С практической точки зрения разрешающая способность аппаратуры по перегрузке ±0.025 вполне достаточна. Т.е. 1.05 - это почти на пределе разрешения аппаратуры, правда искусственно загрубленном.

TEvg> А забугром положенно шмякаться о ВПП при определенной вертикальной скорости.

Откуда дровишки?

victorzv2>> А если вы не летаете аэродинамически, то рассуждения о срыве потока как-то неуместны.
Вуду> - Извините, невозможно согласиться.
Вуду> При любом движении в воздушной среде предполагается взаимодействие с ней. И на каких углах это происходит и при каком обтекании, ламинарном ли, турбулентном ли - уж это совершенно второй вопрос.

Но ведь вы со мной полностью согласны фактически.

При подобных режимах действительно неважно, какой там поток, есть там срыв, нет его - подъемной-то силы практически нет. Завихрения за донным срезом ракеты тоже можно назвать срывом потока, но кого это сильно волнует?
Проблемы аэродинамиков там - обеспечить двигатель воздухом. Это полеты на векторе тяги. Ну, и путевая устойчивость, конечно. В этом плане - таки да, аэродинамическая проблема. Но к крылу - г.о. прямого отношения не имеющая.

victorzv2>> А срыв потока на г.о. - это, конечно, перл...
Shurik> Это в каком смысле? - Что не бывает срыва потока на ГО?

Если мы говорим о нормальном летании, а не экспериментальной экзотике, то, ИМХО, - не бывает.

Срыв на крыле в принципе начинается гораздо раньше, чем на стабилизаторе: другой профиль плюс углы установки (декалаж) плюс скос потока за крылом. Крутка крыла чуть-чуть меняет ситуацию, но совсем не много.

Т.е. довести самолет до срыва потока на крыле можно, а вот до срыва потока на стабилизаторе - нет. Сваливание раньше произойдет.

Shurik> А не могли бы вы конкретно мне на них указать? Я даже не столько для того, что бы оправдаться, как для того, что бы знать впредь.

Главное - тут я вынужден слово в слово повторить слова Вуду - число Рейнольдса - это критерий подобия. Крыльев в том числе. Одно крыло - одно число Рейнольдса (диапазон скоростей обычно мал для существенного влияния на Re).

Турбулентный поток там или ламинарный - это с зрения конструктора вопрос второстепенный. Если мне нужны аэродинамические характеристики моего крыла, то я должен подкорректиоровать данные полученные в продувках с учетом моего фактического Re (или назначить соответствующий режим продувок.

К срыву потока на крыле, по-моему, Re прямого отношения не имееет (только через общее влияние Re на а-д характеристики). В смысле на одном и том же крыле до срыва и после срыва Re будет тем же.

Shurik> Вуду, как грамотный человек, так и не привёл зависимость угла срыва от размеров крыла. Может вы в курсе? Буду благодарен, и это без всяких подтекстов.

Нет такого понятия как угол срыва (потока, я так понимаю). Есть понятие критический угол атаки крыла. (Я извиняюсь - вы так много нафлудили, я все не перечитал, может, Вуду, это уже говорил).
Альфа критический определяют аэродинамики (раньше в продувках, сейчас, наверное, могут считать). Это угол атаки, когда НАЧИНАЕТСЯ срыв потока, и подъемная сила НАЧИНАЕТ падать. Летать на таком угле атаки, и даже несколько большем, еще можно.
Если и дальше увеличивать угол атаки, то область срыва потока увеличивается, и подъемная сила крыла уменьшается. Когда она станет примерно меньше веса самолета - происходит сваливание. Угол атаки, соответствуюший сваливанию определяют летчики-испытатели. Он специфичен для каждого типа самолета и еще зависит от веса и центровки.

Поэтому говорить о влиянии размеров на угол атаки сваливания почти не имеет смысла.

Размеры крыла влияют на альфа критический. Главный источник а крит - таблицы профилей. Данные получены для относительных удлинений 5 или 6. Если у вас крыло с другим удлинением - а-д характеристики надо пересчитать. Для этого есть методики. Влияние размеров тут есть, но оно не очень сильное.

Shurik> А объяснения Вуду быстро пришли к противоречию самим себе, что меня и смутило.

Что-то я противоречий у Вуду особо не увидел. Где-то он вам подыграл - уж сильно вы напирали, но, по-моему, смайлики поставил...

Не знаю, достаточно ли ответил ли на ваши вопросы.

victorzv2>> Да, 40 - 50 градусов угла атаки - это сильно...
victorzv2>> Аэродинамики плачут.
Shurik> А что их так огорчает?

Дык, не летают самолеты с углами атаки больше 20 градусов. Соответстевенно, характеристики профилей не снимаются за 22-24 градусами. О каком инженерном расчете можно говорить, если вы не в состоянии определить подъемную силу крыла?

Угол атаки более 20 градусов - это стихия испытаний и экзотики. Конечно, аэродинамики участвуют в обеспечении таких полетов, но возможности их сильно ограничены. Вот они и плачут от бессилия.

victorzv2>Ну, ваш-то пост был ответом на единственную фразу


Нет.

victorzv2>Типа, как это нету - есть...

Опять мимо.

Shurik>>> А что мешает увеличить площадь киля за счет ширины?
Вуду>> - Будет не так эффективно. (Аналогия с удлинением крыла)
Shurik> Ага. То есть увеличить эффективность ВО таким образом можно, но упадёт аэродинамическое качество.

Можно-можно. Я это делал. Форкиль добавлял - помогло. Но как Вуду и указал, лучше высоту киля увеличить. На одной из моих моделей высота киля показалась мне избыточной, я построил другую с килем трапецевидной формы вместо эллиптической, но той же площади. Вторая модель входила в штопор намного легче, чем первая.

Качество там не сильно влияет - больше вопросы геометрии - плечо балансируюшей силы у высокого киля слегка больше, чем у широкого.

victorzv2>подъемная сила крыла уменьшается. Когда она станет примерно меньше веса самолета - происходит сваливание.

Чисто интуитивно что-то здесь не так.
В нормальном полёте подъёмная сила равна весу самолёта и любое уменьшение делает её меньше веса.
ИМХО сваливание начинается из-за «загибания» поляры вниз. На этих режимах увеличение угла атаки уменьшает подъёмную силу, самолёт становится неустойчивым по крену и валится «на крыло». Свалиться можно на вполне нормальной скорости, увеличив угол атаки резким взятием ручки на себя. Подъёмная сила при этом будет намного больше веса самолёта.

victorzv2>>подъемная сила крыла уменьшается. Когда она станет примерно меньше веса самолета - происходит сваливание.

ED> Чисто интуитивно что-то здесь не так.
ED> Свалиться можно на вполне нормальной скорости, увеличив угол атаки резким взятием ручки на себя. Подъёмная сила при этом будет намного больше веса самолёта.

Несерьезно это. В смысле - неверно.

Второй закон Ньютона еще никто не отменил. Да и про а крит я только что тут распинался...

Про неустойчивость по крену - тоже перл. Попeречное V у самолета обычно не меняется, соответственно усточивость по крену остается той же.

Вы бы прочли, что там про ПУТЕВУЮ усточивость мы раньше наговорили...

И не столько загиб поляры важен, сколько загиб кривой Су - альфа.

victorzv2>>подъемная сила крыла уменьшается. Когда она станет примерно меньше веса самолета - происходит сваливание.
ED> Чисто интуитивно что-то здесь не так.
ED> В нормальном полёте подъёмная сила равна весу самолёта и любое уменьшение делает её меньше веса.
ED> Свалиться можно на вполне нормальной скорости, увеличив угол атаки резким взятием ручки на себя. Подъёмная сила при этом будет намного больше веса самолёта.
- Тут есть нюанс, хоть и не очень очевидный на первый взгляд: представьте себе, что Ваш истребитель выполняет серию глубоких виражей и каждый следующий вираж - со всё большим углом крена и всё большей перегрузкой.
Во время каждого виража Вы умышленно перетягиваете ручку и срываетесь в штопорную бочку.
Во время виража с перегрузкой 3g вес самолёта втрое больше, чем чем в г.п., во время виража с перегрузкой 5g - он впятеро больше, чем в г.п. и т.д.
Но каждый раз при перетягивании ручки и срыве, в момент срыва подъёмная сила будет так же больше втрое, впятеро и т.д., чем подъёмная сила в г.п., но она в момент срыва будет тем не менее меньше, чем вес самолёта в этом вираже, умноженный на перегрузку этого виража.
И так - в любом полёте по криволинейной траектории - на петле, боевом развороте, перевороте.

Тот пример, который Вы привели - с резким взятием ручки в г.п. - вес самолёта нужно умножить на полученную перегрузку, но в момент срыва Y станет всё равно меньше этого произведения G*n_y, потому, что С_y будет меньше, чем за полсекунды до этого момента...

Замечание интересное.

Но не бесспорное. Поскольку опять же законов Ньютона пока не отменили.
Насколько я представляю процесс, то если вы умудритесь на вираже с перегрузкой точным дозированием увеличить угол атаки до альфа крит + 2 градуса (и ни-ни больше), то действительно, подъемная сила крыла может быть еще больше веса самолета.

Но с чего вы решили, что сваливание неизбежно произойдет? По законам динамики просто вираж будет неустановшимся, высота начнет уменьшаться, но самолет будет управляемым. А это - не штопор.
Т.е. я хочу сказать, что заход в закритическую область при наличии достаточной подъемной силы динамически эквивалентен некоторой отдаче ручки от себя с одновременным некоторым уменьшением скорости. Только и всего.

Не-е, Вуду, сваливание, это когда крылья уже не держут - вот это уже неуправляемое движение.

С интересом выслушаю ваши аргументы.

victorzv2> С интересом выслушаю ваши аргументы.
- Я их все высказал в предыдущем посте и, как мог, обстоятельно. Не сочтите за бестактность, уважаемый victorzv - но их надо просто внимательно прочитать и осмыслить.

Сегодня в Украинских СМИ выступил Медведько и ознакомил с выводами Украинской комиссии ,расследовавшей катастрофу Ту 154 под Донецком.
Он сообщил,что виноваты в катастрофе погодные условия и неправильные действия экипажа.Украинские диспетчеры не виновны.
Самолет хотел пройти грозу по верху и его подкинуло на высоту 12800 метров.В результате этого отказали оба двигателя и через 3 минуты самолет разбился.
Больше он ничего не сказал.

victorzv2>не столько загиб поляры важен, сколько загиб кривой Су - альфа

Ну, да. Я эту кривую и представлял, а ляпнул про поляру. Склероз, будь он неладен.

victorzv2>Про неустойчивость по крену - тоже перл. Попeречное V у самолета обычно не меняется, соответственно усточивость по крену остается той же.

Позвольте! Мы же о закритических углах говорим. О той области, где кривая Су - альфа загибается вниз, где увеличение угла атаки приводит к уменьшению подъёмной силы. Где малейшее вращение вокруг продольной оси приводит к уменьшению подъёмной силы на опускающейся плоскости и к увеличению силы на поднимающейся. Что вызывает дальнейшее вращение с усугублением ситуации. Что это, как не неустойчивость? При чём тут попeречное V?

ED> Позвольте! Мы же о закритических углах говорим. О той области, где кривая Су - альфа загибается вниз, где увеличение угла атаки приводит к уменьшению подъёмной силы. Где малейшее вращение вокруг продольной оси приводит к уменьшению подъёмной силы на опускающейся плоскости и к увеличению силы на поднимающейся. Что вызывает дальнейшее вращение с усугублением ситуации. Что это, как не неустойчивость? При чём тут попeречное V?

То что вы описали - это, действительно, неустойчивость по крену. Но проблема в том, что, на мой взгляд, данное описание (похоже с Ошибка 404) не соответствует реальной картине.

1. Приведенная диаграмма Су - альфа прямо противоположна диаграммам профилей из справочника . По ссылке у вас и впрям срыв совсем небольшой и график Су в закритической области вогнутый и асимптотически выходит на некоторую величину, т.е. летать можно при очень больших углах атаки и иметь подъемную силу больше веса самолета. В классических же справочниках профилей график Су - выпуклый - 3 - 4 градуса за альфа критический - и Су = 0.

2. Авторы подменили "малое возмущение" в теории устойчивости на "процесс". В их динамическом анализе надо было начинать с небольшого УГЛА крена, а они впендюрили УГЛОВУЮ СКОРОСТЬ крена. Ну, и обделались по полной программе:

а) по их теории в штопоре самолет должен вращаться вокруг продольной оси бесконечно долго,

б) крыло с нулевым поперечным V является устойчивым по крену при нормальных (докритических) углах атаки, более того, даже отрицательное поперечное V создает стабилизирующий момент Мх!

в) для вывода из штопора надо использовать элероны - можно уменьшить подъемную силу на поднимающемся крыле.

Короче, не стыкуется их теория с нормальной аэродинамикой и практикой. Или так коряво они что-то правильное описали.

По-моему, ключевая роль в процессе сваливания в штопор и, кстати, устойчивости по крену принадлежит скольжению. Допустил скольжение на малой скорости - сорвался в штопор. Удержал самолет по курсу - не сорвался. И для вывода из крена надо остановить скольжение. Тут, кстати, можно применить элероны - как воздушные тормоза.
Для усточивости по крену на самолетах применяют положительное поперечное V крыла. При кренении оно создает скольжение и как следствие - возвращающий момент Мх. Поскольку поперечное V крыла у самолета величина постоянная, то и характристики поперечной устойчивости - постоянны. При сваливании имеет место потеря УПРАВЛЯЕМОСТИ по крену.

Такие вот дела.

victorzv2>> С интересом выслушаю ваши аргументы.
Вуду> - Я их все высказал в предыдущем посте и, как мог, обстоятельно. Не сочтите за бестактность, уважаемый victorzv - но их надо просто внимательно прочитать и осмыслить.

А -а, я понял, кажется. Под срывом (именно так у вас!) вы понимаете НАЧАЛО срыва потока на крыле.
Вы уж, уважаемый Вуду, определитесь, о чем вы говорите: о срыве потока, какой его стадии или, о сваливании самолета. А то так можно договориться до всего, чего угодно.

victorzv2> При подобных режимах действительно неважно, какой там поток, есть там срыв, нет его - подъемной-то силы практически нет. Завихрения за донным срезом ракеты тоже можно назвать срывом потока, но кого это сильно волнует?
victorzv2> Проблемы аэродинамиков там - обеспечить двигатель воздухом. Это полеты на векторе тяги. Ну, и путевая устойчивость, конечно. В этом плане - таки да, аэродинамическая проблема. Но к крылу - г.о. прямого отношения не имеющая.
- Гм... Мы же, всё-таки, когда говорим о срыве потока, имеем ввиду срыв именно на аэродинамических поверхностях, то есть там, где это действительно жизненно важно. А не где-то ещё...

victorzv2>> С интересом выслушаю ваши аргументы.
Вуду> - Я их все высказал в предыдущем посте и, как мог, обстоятельно. Не сочтите за бестактность, уважаемый victorzv - но их надо просто внимательно прочитать и осмыслить.

victorzv2>А-а, я понял, кажется. Под срывом (именно так у вас!) вы понимаете НАЧАЛО срыва потока на крыле.
victorzv2>Вы уж, уважаемый Вуду, определитесь, о чем вы говорите: о срыве потока, какой его стадии или, о сваливании самолета. А то так можно договориться до всего, чего угодно.
- Нет-нет! Я ведь там сказал, что мы из виража перетягиванием ручки загоняем самолёт в штопорную бочку - то есть: последняя стадия, полный срыв, мы уже штопорим, причём очень энергично на этих перегрузках! Только вначале, первое время - двигаясь пока достаточно горизонтально.

Вуду> Мы же, всё-таки, когда говорим о срыве потока, имеем ввиду срыв именно на аэродинамических поверхностях, то есть там, где это действительно жизненно важно. А не где-то ещё...

Это разумно. Согласен.
Тогда мы должны помнить, что срыв потока - это процесс тянущийся по времени, а не мгновенное событие. Начинается он еще до достижения критического угла атаки. При этом участки срыва потока - локальны, на большей площади крыла обтекание еще безотрывное (тут Шурик ошибался, отождествляя турбулентное обтекание со срывом потока). По мере увеличения угла атаки область срыва потока увеличивается. Но сваливания еще может не быть, если подъемной силы хватает. Если вы в этот момент имеере перегрузку, то произойдет плавное снижение высоты или увеличиться радиус траектории в вертикальной плоскости. Если вы в вираже, то вы будете снижаться и радиус виража увеличиваться. Но полет все еще будет управляемым.

Сваливание же в неуправляемое движение будет только когда вы перетянете ручку градусов на 3 - 4 и более за альфа критический. Тут подъемная сила самолета будет меньше веса. Никак она не может быть больше.


Вуду> - Нет-нет! Я ведь там сказал, что мы из виража перетягиванием ручки загоняем самолёт в штопорную бочку - то есть: последняя стадия, полный срыв, мы уже штопорим, причём очень энергично на этих перегрузках! Только вначале, первое время - двигаясь пока достаточно горизонтально.

Перегрузки эти вызваны не наличием подъемной силы на крыле, а центробежной силой от вращения самолета и силы сопротивления при снижении. А подъемная сила крыла, если она есть, - очень мала.

victorzv2> По мере увеличения угла атаки область срыва потока увеличивается. Но сваливания еще может не быть, если подъемной силы хватает. Если вы в этот момент имеере перегрузку, то произойдет плавное снижение высоты или увеличиться радиус траектории в вертикальной плоскости. Если вы в вираже, то вы будете снижаться и радиус виража увеличиваться. Но полет все еще будет управляемым.
- Где же Вы наблюдали такое счастье - с совершенно симметричным обтеканием на предсрывных режимах? Невинный в штопорном плане Л-29 и то из виража срывался весьма дико и неприятно - гораздо свирепее, чем из гор. полёта...

victorzv2> Сваливание же в неуправляемое движение будет только когда вы перетянете ручку градусов на 3 - 4 и более за альфа критический. Тут подъемная сила самолета будет меньше веса. Никак она не может быть больше.
- И я про то же...

Вуду>> - Нет-нет! Я ведь там сказал, что мы из виража перетягиванием ручки загоняем самолёт в штопорную бочку - то есть: последняя стадия, полный срыв, мы уже штопорим, причём очень энергично на этих перегрузках! Только вначале, первое время - двигаясь пока достаточно горизонтально.
victorzv2> Перегрузки эти вызваны не наличием подъемной силы на крыле, а центробежной силой от вращения самолета и силы сопротивления при снижении. А подъемная сила крыла, если она есть, - очень мала.
- Я имел ввиду изначальные перегрузки на вираже - 3g, 5g и т.д. Они велики и в связи с этим подъёмная сила в момент сваливания из криволинейного манёвра на крыле так же соответственно больше!

victorzv2>данное описание (похоже с Ошибка 404)

Нет, не оттуда. Просто попытка воспользоваться тем, чему учили на уроках аэродинамики. Давно, правда.

victorzv2>По ссылке у вас

Вы слово «похоже» в упомянутой цитате для чего применили, для красного словца?
По ссылке – это не у меня.

Ту ссылку я не видел, поэтому не могу оценить её критику Вами, но один косяк ИМХО очевиден:

victorzv2>по их теории в штопоре самолет должен вращаться вокруг продольной оси бесконечно долго

Для этого самолёт должен находиться на бесконечной высоте (иначе рано или поздно грохнется). Не думаю, что авторы теории утверждали подобное.

victorzv2>> По мере увеличения угла атаки область срыва потока увеличивается. Но сваливания еще может не быть, если подъемной силы хватает. Если вы в этот момент имеере перегрузку, то произойдет плавное снижение высоты или увеличиться радиус траектории в вертикальной плоскости. Если вы в вираже, то вы будете снижаться и радиус виража увеличиваться. Но полет все еще будет управляемым.
Вуду> - Где же Вы наблюдали такое счастье - с совершенно симметричным обтеканием на предсрывных режимах? Невинный в штопорном плане Л-29 и то из виража срывался весьма дико и неприятно - гораздо свирепее, чем из гор. полёта...

Не понял про симметричное обтекание. При чем здесь симметричное обтекание?
А примет с Л-29 только подтверждает тезис о падении подъемной силы менее веса самолета - вот и создается впечатление большей свирепости - из г.п. вы теряете где-то 0,2 - 0,5 единиц перегрузки, а из 60-градусного виража 1.2 - 1.5 единицы. Разница в разы.

victorzv2>> Перегрузки эти вызваны не наличием подъемной силы на крыле, а центробежной силой от вращения самолета и силы сопротивления при снижении. А подъемная сила крыла, если она есть, - очень мала.
Вуду> - Я имел ввиду изначальные перегрузки на вираже - 3g, 5g и т.д. Они велики и в связи с этим подъёмная сила в момент сваливания из криволинейного манёвра на крыле так же соответственно больше!

От того что вы выделите текст жирным и поставите восклицательный знак ваши идеи истиной не станут. Вы ведь даже не пытаетесь хоть как-то обосновать ваши утверждения. Пусть не цифрами, но хоть покажите какая там должна быть математика. Вот это будет разговор.