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

ПРИ РАСШИФРОВКЕ "ЧЕРНЫХ ЯЩИКОВ" РАЗБИВШЕГОСЯ ПОД ДОНЕЦКОМ ТУ-154 ВОЗНИКЛИ НЕПРЕДВИДЕННЫЕ СЛОЖНОСТИ
06.09.2006 12:27

Полевой этап работ на месте катастрофы российского Ту-154 под Донецком завершен, анализ расшифровки информации с двух бортовых самописцев пока продолжается, сообщил в среду, 6 сентября, официальный представитель Межгосударственного авиационного комитета (МАК) Олег Ермолов.
По его словам, сильная зашумленность и плохое качество записи на речевом регистраторе информации делают невозможным определение сроков завершения этих работ.
Ранее председатель МАК Татьяна Анодина сообщила о завершении анализа метеообстановки по маршруту полета Ту-154.

Напомним, Ту-154 "Пулковских авиалиний", следовавший рейсом 612 Анапа - Санкт-Петербург, разбился во вторник, 22 августа, под поселком Сухая балка в 45 км к северу от Донецка. Все 160 пассажиров и десять членов экипажа погибли. По данным МЧС Украины, в 15:39 мск экипаж рейса 612 подал сигнал бедствия, затем рухнул на землю. Бортовые самописцы самолета найдены, и специалисты уже приступили к их дешифровке. Почти все прокомментировавшие авиакатастрофу эксперты считают, что самолет мог потерять управление в результате попадания молнии, либо резкого маневра над грозовым фронтом и свалился в плоский штопор.

 

Версии причин катастрофы Ту-154
22 августа 2006 года, сразу после катастрофы пассажирского лайнера Ту-154 в 40 км от Донецка, руководитель Федеральной аэронавигационной службы РФ Александр Нерадько предположил, что самолет разбился вследствие попадания в зону сильной турбулентности (хаотичных движений воздушных потоков). Аналогичную версию высказали и в Минтрансе РФ.
В тот же день иную версию выдвинула начальник управления информации МЧС РФ Ирина Андрианова, которая предположила, что Ту-154 попал в грозовой фронт, в него ударила молния, после чего он рухнул на землю и загорелся. Госпожа Андрианова подчеркнула, что МЧС РФ отвергает версию о теракте на борту самолета. Тогда же представители МЧС Украины заявили, что на самолете в воздухе начался пожар.
Летчик-испытатель Вадим Базыкин, принимавший участие в работе комиссии МАК по расшифровке черных ящиков, указал на ошибку пилотов, отметив, что они превысили предельно допустимый порог высоты при попытке обойти грозовое облако, в результате чего лайнер вошел в штопор.
24 августа министр транспорта РФ Игорь Левитин, возглавлявший правительственную комиссию по расследованию катастрофы, заявил, что одной из причин трагедии могли стать "нестандартные погодные условия", отметив, что какие-либо версии "еще рано рассматривать". Такую же точку зрения высказал его украинский коллега Николай Рудьковский.
25 августа господин Левитин опроверг появившуюся в СМИ информацию о вине украинских диспетчеров, повторив, что какие-либо выводы делать рано.

 

МАК завершил распознавание голосов пилотов Ту-154, потерпевшего катастрофу под ДонецкомТехническая комиссия Межгосударственного авиационного комитета (МАК) по расследованию катастрофы самолета Ту-154 под Донецком завершила идентификацию голосов, зафиксированных на речевом самописце самолета, сообщили "Интерфаксу" в среду в комитете.


"Распознавание голосов завершено, и эксперты приступили непосредственно к расшифровке записи", - сказал представитель МАКа, отметив, что работа осложняется высоким уровнем "зашумленности" записи.

Он также сообщил, что 5 сентября, как и планировалось, был завершен полевой этап расследования. В настоящее время в Донецке специалисты продолжают работу с сохранившимися агрегатами самолета.

Ранее сообщалось, что комиссия МАК 30 августа завершила работы на месте авиакатастрофы. Фрагменты самолета доставлены для экспертизы в аэропорт Донецка.

Самолет Ту-154 российской авиакомпании "Пулково", совершавший рейс Анапа - Санкт-Петербург, разбился под Донецком 22 августа. В авиакатастрофе погибли 170 человек.

 

victorzv2>>данное описание (похоже с Ошибка 404)
ED> Нет, не оттуда. Просто попытка воспользоваться тем, чему учили на уроках аэродинамики. Давно, правда.

Тогда память вас подводит. Или летчиков так учат. Ваше описание устойчивости-неустойчивости по крену - это немножко из другой оперы. Я тут поразмыслил по поводу описания по ссылке. Они, похоже, описывают механизм демпфирования по крену. Это имеет некоторое отношение к устойчивочти, но динамической. С другой стороны, это описание самолетов Як-50 - 52, а они неустойчивы по крену в принципе. Только это демпфирование им и остается. Я не думаю, что на нормальных самолетах оно имеет практическое значение.

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

Ну, дык, прочитали бы ссылку вместо того, чтобы отфонарные предположения делать. Кстати, можно сказать, что авторы именно это и утверждали - если активно из штопора не выводить, то самолет рано или боздно в землю воткнется.

Я вот не знаю только, это правда, что самолет в штопоре вокруг продольной оси вращается? Это что, летчик периодически вниз головой оказывается?

Ещё такой момент. Многие возмущаются почему экипаж не повернул обратно. Дело в том, что на максимальной высоте радиус разворота будет весьма огромным.

victorzv2> Я вот не знаю только, это правда, что самолет в штопоре вокруг продольной оси вращается? Это что, летчик периодически вниз головой оказывается?
Конечно, вращается. Только синхронно он вращается ещё и вокруг вертикальной оси. Поэтому лётчик вниз головой обычно не оказвается.

victorzv2 >Ваше описание устойчивости-неустойчивости по крену - это немножко из другой оперы.

Именно. Так как это не описание устойчивости-неустойчивости по крену. А описание (не для учебника, естественно) происходящего за критическими углами атаки.
При чём тут поперечное V – вообще не понимаю. Какое отношение оно имеет к устойчивости НА ЗАКРИТИЧЕСКИХ углах? При чём тут Як-50-52? Говоря, что они неустойчивы в принципе, вы имели в виду ЗАКРИТИЧЕСКИЕ углы?

victorzv2>можно сказать, что авторы именно это и утверждали - если активно из штопора не выводить, то самолет рано или боздно в землю воткнется.
victorzv2>по их теории в штопоре самолет должен вращаться вокруг продольной оси бесконечно долго

Нда… Из одной и той же информации один и тот же человек делает два абсолютно взаимоисключающих вывода.
Аэродинамике Вас может быть и хорошо учили, но вот логике явно плохо.

Да, вот ещё. Вы хотите сказать, что в штопоре самолёт вокруг продольной оси НЕ вращается? Не подскажете, где такому учат?

victorzv2>>> А срыв потока на г.о. - это, конечно, перл...
Shurik>> Это в каком смысле? - Что не бывает срыва потока на ГО?
victorzv2> Если мы говорим о нормальном летании, а не экспериментальной экзотике, то, ИМХО, - не бывает.

Мы с Вуду говорим о штопоре. О поведении самолёта находящегося в штопоре, а не о нормальном летании.
Всё-таки и для специалистов очень желательно сначала читать на что отвечаешь, а потом уже использовать сильные метафоры.

victorzv2> 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.

Из всех указанных причин для "гораздо раньше" очевидна только разница в углах установки, но она, как выяснили не так уж велика по сравнению с углами атаки в штопоре.

victorzv2> Т.е. довести самолет до срыва потока на крыле можно, а вот до срыва потока на стабилизаторе - нет. Сваливание раньше произойдет.

С этим в данном топике никто никогда не спорил. (см. первый абзац)

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...
victorzv2> Не понял про симметричное обтекание. При чем здесь симметричное обтекание?
- При том, что в вираже с перегрузкой 2g и более оно практически моментально становится несимметричным. И как только это произошло, дальнейшие процессы развиваются очень быстро - нет никакого "плавного снижения", а есть рывок углового ускорения вокруг продольной оси с последующем вращением самолёта вокруг продольной оси, с другими прецессирующими осями - эта самая противная штопорная бочка. Предупредительная тряска сильная, но, при сохранения темпа взятия ручки, очень короткая.

victorzv2> А пример 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> 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!
victorzv2> 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.
- Но тут нет никаких моих идей

1) Вводим самолёт в вираж с заданным креном, напр. 70 градусов (перегрузка 3g). Подъёмная сила на крыле при этом больше, чем в горизонтальном полёте в 3 раза. Поэтому данный Ваш тезис непонятен: "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."
2) В процессе виража взятием ручки увеличиваем угол атаки больше критического. Подъёмная сила при этом увеличивается ещё больше до достижения альфа критического, потом, соответственно, падает - даже ниже первоначальных 3G.
4) Когда происходит срыв в штопорную бочку, то из-за большей разности подъёмных сил на полукрыльях момент гораздо более энергичный, чем при срыве из г.п.
5) Следует учесть ещё, что у самолёта при этом больше скорость. Т.е. тут больше энергия потока, который его вращает на закритических углах. Поэтому большие моменты и больше угловая скорость вращения. Отсюда - "свирепость".
6) Уже после, когда траектория центра масс самолёта из круговой, как в вираже, становится отрезком параболы (тела брошенного горизонтально), его перегрузки будут определяться центробежными силами и постепенно уменьшатся до таких же, практически, как и при срыве из г.п.

А описать это математически - звиняйте дядьку, я не на того учился, я могу только "на пальцах". Всякие там системы диф.уравнений n-го порядка - это не ко мне...

C неизменным уважением...

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.
victorzv2> 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).

Слова Вуду, про которые шла речь, слово-в-слово выглядят следующим образом:

Вуду>>> - Число Рейнольдса — безразмерное соотношение, которое, как принято считать, определяет ламинарный или турбулентный режим течения жидкости или газа в пограничном слое.

Определение несколько неточно и расплывчато, но в общем неправильным его назвать нельзя.

По моему, более точное определение -
Число Рейнольдса - это критерий, характеризующий соотношение сил инерции и внутреннего трения (т.е. сил вязкости) при вынужденном течении среды.
В частности его используют как критерий для разграничения характера потока - ламинарного или турбулентного.

Потом Вуду упомянул и про критерий подобия, и про то как число Рейнольдса используется в качестве критерия подобия. Только с этим никто и не спорил опять же. Разговор там был о другом.

Теперь - "Одно крыло - одно число Рейнольдса (диапазон скоростей обычно мал для существенного влияния на Re).

Почему? Скорость входит в формулу прямо пропорционально, а самолёт может менять скорость в одной и той же атмосфере в 2-3 раза.
Ещё такой момент. - Срыв происходит на верхней поверхности крыла, тогда как на нижней поверхности поток в большинстве случаев ламинарный. Неужели там и там при этом одинаковое число Рейнольдса? И, если нет, то какое из них взять для всего крыла?

victorzv2> Турбулентный поток там или ламинарный - это с зрения конструктора вопрос второстепенный.

Ну как же? Для конструктора, это один из важнейших вопросов.
И число Рейнольдса как раз используют как критерий разграничения характера потока. На модели характер потока должен быть такой же как на реальном образце с учётом критериев подобия
(не только одного числа Рейнольдса). А вы говорите - второстепенный... непонятно.

victorzv2> К срыву потока на крыле, по-моему, Re прямого отношения не имеет

Вот это и есть кратко сформулированная моя мысль.

>(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.

Тогда почему же на разных участках одного крыла характер потока по степени турбулентности оказывается разный?
Ведь число Рейнольдса используется именно как критерий ЭТОГО.

victorzv2> Нет такого понятия как угол срыва (потока, я так понимаю). Есть понятие критический угол атаки крыла.

И что это такое? То есть какой именно угол считается критическим?

>Я извиняюсь - вы так много нафлудили, я все не перечитал, может, Вуду, это уже говорил).

На эту тему у нас Вуду разногласий не возникло.
Я определяю угол срыва, как угол при котором на крыле происходит(или начинается) турбулентное обтекание и срыв потока. Может оно терминологически и некорректно, но по сути понятно.

victorzv2> Альфа критический определяют аэродинамики (раньше в продувках, сейчас, наверное, могут считать). Это угол атаки, когда НАЧИНАЕТСЯ срыв потока,

О! Я то же и сказал, только назвал по другому.

>и подъемная сила НАЧИНАЕТ падать. Летать на таком угле атаки, и даже несколько большем, еще можно.

Про это все присутствующие согласились еще до начала нашего с Вуду спора.

victorzv2> 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.

Не совсем точно. Если подъемная сила будет меньше веса самолёта - самолёт начнёт опускаться, т.е появится вертикальная скорость(точнее ускорение) направленная вниз. Если соблюдать строгость формулировок - это еще НЕ сваливание. Можно на закритическом угле атаки лететь управляемо со снижением и с вертикальным ускорением, и это ещё не будет сваливанием.

victorzv2> Поэтому говорить о влиянии размеров на угол атаки сваливания почти не имеет смысла.

Управляемо на закритических углах летают далеко не все самолёты. Особенно среди гражданских. Для них критический угол и угол сваливания близки, так что определённый смысл имеет.

victorzv2> Влияние размеров тут есть, но оно не очень сильное.

Вот я это всё время и говорю. Правда вывести это строго или хотя бы найти строгое обоснование, я не берусь. Но утверждаю это на основании реального опыта.

victorzv2> Что-то я противоречий у Вуду особо не увидел.

Ещё раз коротко.
Определение данное Вуду для числа Рейнольдса подразумевает, что оно будет разным для разного характера потока на одном и том же крыле. Тут же он говорит, что числу Рейнольдса меняться не с чего, поскольку среда, скорость, характерная длина не изменились. При этом мы наблюдаем, что характер потока на разных режимах, и на разных участках крыла существенно отличается.
Вот противоречие.


>Где-то он вам подыграл

Подыграл он мне про МарьИванну и "чукотский путь"

> - уж сильно вы напирали, но, по-моему, смайлики поставил...

Естественно со смайликами Я и подхватил с ними же

victorzv2> Не знаю, достаточно ли ответил ли на ваши вопросы.

Нет.

шурави> Ещё такой момент. Многие возмущаются почему экипаж не повернул обратно. Дело в том, что на максимальной высоте радиус разворота будет весьма огромным.
- Прежде всего, из-за ограничений, накладываемых на практическом потолке на максимальный угол крена. На истиной скорости 750 км/час с креном 20 градусов радиус разворота получается около 12 км.

Вообще-то, как в популярном анекдоте: Ну, "ужас". Hо ведь не "ужас, ужас!"...

Shurik> Ещё раз коротко.
Shurik> Определение данное Вуду для числа Рейнольдса подразумевает, что оно будет разным для разного характера потока на одном и том же крыле. Тут же он говорит, что числу Рейнольдса меняться не с чего, поскольку среда, скорость, характерная длина не изменились. При этом мы наблюдаем, что характер потока на разных режимах, и на разных участках крыла существенно отличается.
Shurik> Вот противоречие.
- Шурик! Я же говорил про САХ (характерная длина) и потому - про средние значения Re для этой САХ (характерной длины). Естественно, при постоянной V полёта.
При это Re - постоянно для данного крыла.
Для ГО - оно, естественно, другое. И там - своя САХ.

Shurik> Kuznets, а в чём вы усматриваете фантастичность использования ПШП?

1. я не уверен что тот парашют который применяли на испытаниях способен выдернуть из штопора загруженный самолет
2. по экономике - никто этого не потянет.

шурави>> Ещё такой момент. Многие возмущаются почему экипаж не повернул обратно. Дело в том, что на максимальной высоте радиус разворота будет весьма огромным.
Вуду> - Прежде всего, из-за ограничений, накладываемых на практическом потолке на максимальный угол крена. На истиной скорости 750 км/час с креном 20 градусов радиус разворота получается около 12 км.
Вуду> Вообще-то, как в популярном анекдоте: Ну, "ужас". Hо ведь не "ужас, ужас!"...


И как я понял, на высоте потолка никаких кренов в 20* быть не может?

Какая дольность обнаружения грозы самолётным локатором?

Shurik>> Kuznets, а в чём вы усматриваете фантастичность использования ПШП?
Kuznets> 2. по экономике - никто этого не потянет.
- Даже сегодняшняя экономика России запросто потянет доработки на двигателях к Ту-154, которые позволят створки реверса трансформировать попутно ещё и в створки УВТ, для вывода из штопора.

шурави> И как я понял, на высоте потолка никаких кренов в 20* быть не может?
- На статическом - и 5 градусов - много, но на практическом - и 20 не смертельно. Перегрузка при крене в 20 градусов всего лишь 1.064g...

шурави> Какая дальность обнаружения грозы самолётным локатором?
- Очень большая. В пределах максимального масштаба экрана.

Kuznets> 1. я не уверен что тот парашют который применяли на испытаниях способен выдернуть из штопора загруженный самолет

А разве эти испытания(на критические углы, на сваливание) проводят не при нормальной загрузке самолёта?
Да даже если бы и так - я уже говорил, что нет никакой необходимости подвешивать на ПШП все 90т. А разница в усилии создающем разворачивающий момент 2т или 3т тут непринципиальна.

Kuznets> 2. по экономике - никто этого не потянет.

Конечно проблемы были бы, но чего-то уж такого сверхдорогого тут я не вижу.

Вуду> - Шурик! Я же говорил про САХ

Про САХ говорили.
Я там ещё отвечал, что и вдоль аэродинамической хорды характер обтекания может меняться.

> (характерная длина) и потому - про средние значения Re для этой САХ (характерной длины).

А про среднее значение для САХ (это уже какое-то двойное усреднение) - чего-то не припомню. Ну, может в пылу полемики и не заметил Вопрос-то в том - что делать с этим дважды усреднённым Re? Мы получили чисто арифметическим действием некое среднее Re для всего крыла(эту манипуляцию конечно можно произвести - арифметика позволяет) и имеем реальное крыло, на поверхности которого характеристики потока существенно разнятся в зависимости от места. Что дальше с этим делать? Каков физический смысл такого дважды усреднённого Re для данного крыла?

шурави> Ещё такой момент. Многие возмущаются почему экипаж не повернул обратно. Дело в том, что на максимальной высоте радиус разворота будет весьма огромным.

Даже если они были на самом практическом потолке в момент сваливания, то в момент принятия решения на преодоление фронта сверху у них вполне был ещё запас по перегрузке(они же сначала приняли решение "перепрыгивать", а потом уже запросили 11900).
Кроме того, если даже уже набрав 11900 было принято решение обойти фронт сбоку или вернуться - никто не мешает для этого снизиться - на фронт-то уже лететь не надо.

Вуду> - Даже сегодняшняя экономика России запросто потянет доработки на двигателях к Ту-154, которые позволят створки реверса трансформировать попутно ещё и в створки УВТ, для вывода из штопора.

Насчет этого, а так же ПГО для Ту-154 меня тоже чего-то сомнения берут

Вуду>> - Шурик! Я же говорил про САХ
Shurik> Про САХ говорили.
Shurik> Я там ещё отвечал, что и вдоль аэродинамической хорды характер обтекания может меняться.
>> (характерная длина) и потому - про средние значения Re для этой САХ (характерной длины).
Shurik> А про среднее значение для САХ (это уже какое-то двойное усреднение) - чего-то не припомню. Ну, может в пылу полемики и не заметил Вопрос-то в том - что делать с этим дважды усреднённым Re?
- О боги!! Не надо дважды усреднять!! САХ - средняя аэродинамическая хорда - хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.

Отсюда:

Shurik>>Мы получили чисто арифметическим действием некое среднее Re для всего крыла(эту манипуляцию конечно можно произвести - арифметика позволяет) и имеем реальное крыло, на поверхности которого характеристики потока существенно разнятся в зависимости от места. Что дальше с этим делать? Каков физический смысл такого дважды усреднённого Re для данного крыла?
- Используем его в дальнейших расчётах сил и моментов. Практически - в предполётных расчётах центровки.
Кстати: на всех самолётах каждый его эксплуатирующий лётчик знает координаты своей САХ, в осбенности - на транспортных и лайнерах. Если крыло изменяемой геометрии - САХ будет так же меняться.

victorzv2>>> А если вы не летаете аэродинамически, то рассуждения о срыве потока как-то неуместны.
Вуду>> - Извините, невозможно согласиться.

Соглашусь с Вуду в его несогласии
Очень странно слышать про неаэродинамический полёт в штопоре. А какой же он там? Если самолёт летит с установившейся скоростью и чаще всего даже с установившимся вращением, в полном соответствии с законами аэродинамики, это вполне устойчивое состояние(в тех случаях когда это не так - самолёт сам выходит из штопора, если его туда насильно загонять - как Ан-28 к примеру). Разница в том, что в штопоре полёт неуправляемый, и законы определяющие его сложнее, чем в обычном полёте.

Вуду> - О боги!! Не надо дважды усреднять!! САХ - средняя аэродинамическая хорда - хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.

Ага. Буквочка "С" в слове САХ это одно усреднение - вдоль размаха крыла..
Но САХ ведь имеет длину, идёт вдоль профиля. Сответственно характер потока у поверхности крыла вдоль САХ тоже может меняться.
Что делать с этим изменяющимся Re вдоль САХ? Какое именно из разных вдоль САХ вы возьмете как общее единое для всего крыла?
Я вас понял так, что усредняете уже теперь вдоль САХ. Это второе усреднение. Если я не так понял, то какое Re вы конкретно берёте для всего крыла?
Хотя, по другому понять трудно - вы говорите чёрным по белому
"про средние значения Re для этой САХ"

Вуду> - Используем его в дальнейших расчётах сил и моментов. Практически - в предполётных расчётах центровки.
Вуду> Кстати: на всех самолётах каждый его эксплуатирующий лётчик знает координаты своей САХ,

И что - лётчик в рассчётах центровки использует число Рейнольдса? Как-то с трудом верится.
В рассчётах сил - конечно используется(ну и моментов соответственно тоже), потому что характеризует процесс обтекания.

А как использовать число Рейнольдса в рассчетах критических углов атаки - так и до сих пор совершенно непонятно.

Да, кстати! только сейчас вспомнил -
Утки чаще всего проектируют так, что срыв потока на ГО происходит раньше чем на крыле.
Так что иногда конструкторы вытворяют такое и в здравом уме

victorzv2> Дык, не летают самолеты с углами атаки больше 20 градусов. Соответстевенно, характеристики профилей не снимаются за 22-24 градусами.

Все же дружно согласились, что вполне летают управляемо на закритических углах. Военные вполне реально летают на углах атаки до 40гр. А может и больше.
Никто при этом не плачет.
Более того, в штопоре углы атаки могут приближаться к 90гр. и это реально происходит. Что же по вашему - аэродинамики в этом случае только разводят руками? - мол мы тут бессильны?

> О каком инженерном расчете можно говорить, если вы не в состоянии определить подъемную силу крыла?

А почему это вдруг не в состоянии? Подъемная сила есть и её вполне можно определить для любого угла атаки.

victorzv2> 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.

Преувеличиваете. Бывает конечно, что Пугачев или Квочур садятся в самолёт и выделывают нечто, что аэродинамики не предусматривали - на то и наука, что бы строить теории для объяснения имеющихся фактов. Но что аэродинамики настолько тут бессильны - не соглашусь

Shurik> Да, кстати! только сейчас вспомнил -
Shurik> Утки чаще всего проектируют так, что срыв потока на ГО происходит раньше чем на крыле.
Shurik> Так что иногда конструкторы вытворяют такое и в здравом уме


Шурик, это делается не по злому умыслу, а из требований безопасности. Более ранний срыв потока с ПГО делают для того, чтобы при потере скорости самолёт (утка) самопроизвольно опускал нос, тем самым переходя на разгон скорости.

Для классической схемы требования по срыву потока с ЗГО обратные.

Опять же, Шурик, вы путаете углы тангажа с углами атаки.
Проще говоря, есть траектория движения самолёта (она может быть горизонтальной, восходящей, нисходящей), важно чтобы не было превышения по углу атаки относительно её, а не относительно земли.