Настоящий отчет составлен с целью установления причин произошедшей в Ярославле 7 сентября 2011 г катастрофы самолета Як-42Д

облегчал подъем передней стойки по сравнению со взлетным режимом. Это подтверждает и МАК на стр.122: -Следует отметить, что подъёму передней стойки препятствует как появление дополнительных сил торможения, так и перевод двигателей с номинального режима на взлётный. Поэтому значение пикирующего момента от тормозящей силы препятствующего подъему передней стойки по сравнению со штатным взлетом на взлетном режиме должно быть уменьшено на эту величину. Таким образом на основании данных МАК установлено что с 27 по 30 сек разбега дополнительный пикирующий момент по сравнению со штатным взлетом на взлетном режиме составлял 5150-2700=2450 кгс*м или округляя 2500 кгс*м. Но как было установлено выше пикирующий момент 2500 кгс*м оказывает на самолет такое же воздействие как и сдвиг вперед центровки всего на 1 %. То есть в тот момент времени воздействие пикирующего момента от торможения было таково что можно считать что аварийный взлет выполнялся с центровкой как бы сдвинутой вперед всего лишь на 1% относительно выставленного стабилизатора. Но как было упомянуто МАК - РВ был отклонен даже вдвое больше чем нужно, см. стр.140: ВЫВОДЫ ПО ТРЕТЬЕМУ ЭТАПУ Отклонение штурвала для подъема носовой стойки было выполнено на скорости 185 км/час (расчетная скорость VR=210 км/час). Величина отклонения РВ составила около 10°, т.е примерно в два раза больше, чем при обычном взлете, что привело к появлению повышенных тянущих усилий на штурвале (55…60 кг вместо 25…30 кг). Данный вывод подтверждается и здесь, см. стр.122: - По данным летных сертификационных испытаний самолета при установке стабилизатора в положение, соответствующее графику рис. 4.2 из РЛЭ самолета Як-42, с фиксированным положением триммера руля высоты на 2,5º, потребные усилия на штурвале для подъёма передней стойки шасси не превышают РВ ≤ 30 – 35 кгс даже при предельно передней центровке самолета. При этом углы отклонения руля высоты не превышают 5º на кабрирование. а также здесь, см .стр.194-195: - При пилотировании самолета согласно РЛЭ потребная величина отклонения руля высоты для подъема носового колеса составляет около 5°, при этом уровень усилий на колонке штурвала не превышает 35 кгс, то есть величины, которая нормируется пунктом 3.7.2.1. НЛГС-2, по которым сертифицировался самолет. Вышеуказанные значения подтверждаются и статистикой, см. стр.195: -Анализ предыдущих полетов этого экипажа показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7°. Также в Приложении 1 к настоящему отчету приведены 5 графиков взлета самолета Як-42Д и таблица дублирующая один из графиков предоставленные авиационным инженером эксплуатирующим Як-42Д, из которых видно что пиковые отклонения РВ для подъема стойки составили 1, 3, 4, 4,2 и 4,32 градуса на кабрирование, что дополнительно подтверждает и статистику и утверждение МАК - так как все значения меньше 5 градусов. Отметим, что из таблицы видно что для подъема стойки достаточно кратковременного отклонения РВ - так значение -4,32 градуса РВ на кабрирование в момент времени 07-16-34-00 было зафиксировано всего на 0,5 секунды. То есть для безбустерной схемы управления РВ которая применена на Як-42Д, величина отклонения РВ для подъема стойки имеет особенно важное значение с точки зрения соответствия физическим возможностям экипажа, соответственно удобства и безопасности пилотирования. Поэтому отклонение РВ в штатном взлете необходимое для подъема стойки связанное напрямую с усилием на штурвале которое является нормированной и сертифицируемой величиной - не может превышать 5 градусов на кабрирование. Таким образом получается и вдвое бОльшее по сравнению с 5 градусами отклонение РВ не привело к подъему стойки и якобы не скомпенсировало условный сдвиг центровки всего лишь в 1%! Хотя в реальных условиях эксплуатации 1% центровки - достаточно незначительная величина чтобы при отклонениях РВ в два раза более штатных и упоре в усилия на штурвале - самолет уже не поднимал стойку. Более того это совершенно невероятная ситуация! И если бы это было так - ситуации с неподъемом стойки из-за незначительного сдвига центровки всего лишь в 1 % в реальной эксплуатации происходили бы в массовом порядке, чего конечно не наблюдается. Конечно самолет проектируется с запасами как на погрешности расчета центровки в эксплуатации, так и с учетом производственных погрешностей. К тому же, есть погрешности и в самой выставке стабилизатора. Согласно п.3.1.6 стр.201-202: -Согласно РЛЭ (п. 4.3 (2)) разница между показанием индикатора положения стабилизатора и фактическим положением стабилизатора по рискам на киле не должна превышать 1°. То есть еще и стабилизатор может быть установлен с погрешностью +/- 1 градус. А согласно РЛЭ разд. 4.3. стр.3/4 рис.4.2: следует что 1 градус стабилизатора соответствует изменению центровки на 2 %, отсюда 1 % центровки соответствует изменению стабилизатора на 0,5 градуса. То есть согласно РЛЭ допустимо даже стабилизатор выставлять согласно фактической центровке с погрешностью +/- 2 % этой самой центровки. А по МАК получается несоответствие стабилизатора всего на 0,5 градуса (равнозначное несоответствию на 1 % центровки) привело к неподъему стойки и катастрофе! И более того. Даже если имелась более передняя на 1 % центровка относительно выставленного стабилизатора - она может компенсироваться дополнительным отклонением РВ на кабрирование. И можно легко установить это значение РВ. На стр.112-113 в разд.1.16.1 МАК указывает что для расчетов использовался предоставленный ОКБ Яковлева Банк аэродинамических характеристик скорректированный по результатам летных испытаний. Согласно этим данным представленным на рис.35 стр.115 значения коэффициентов момента тангажа по отклонениям РВ и стабилизатора соответственно равны -0,022 и -0,038. То есть стабилизатор эффективнее РВ в 0,038/0,022=1,73 раза. Или что отклонение на кабрирование стабилизатора на 1 градус равнозначно отклонению на кабрирование 1,73 градуса РВ. Таким образом для компенсации дополнительного пикирующего момента от тормозящей силы в размере 2500 кгс*м , равнозначного сдвигу центровки вперед на 1 %, исходя из рис.4.2 выше - требовалось отклонение стабилизатора всего на 0,5 градуса или РВ на 0,5*1,73=0,87 градуса. Таким образом на компенсацию пикирующего момента от тормозящей силы ушла незначительная величина от излишнего отклонения РВ - 0,87 градуса. Но РВ то отклонился на вдвое большее значение - 10 градусов вместо 5, и отсюда совершенно очевидно что категорически не хватало одного пикирующего момента от тормозящей силы чтобы препятствовать подъему стойки. Тогда что же еще компенсировали остальные 10-5-0,87=4,13 градуса отклонения РВ? Единственный ответ на это - только более переднюю центровку относительно выставленного стабилизатора могли компенсировать эти 4,13 градуса и то не до конца, так как стойка так и не поднялась. И размер этой передней центровки можно легко определить. Учитывая, что как было показано выше 1 % центровки компенсируется 0,5 градуса стабилизатора или 0,87 градуса РВ, то сдвиг центровки вперед был не менее 4,13/0,87=4,75 %. Но это в 5 !!! раз больше чем воздействие пикирующего момента от тормозящей силы. На самом деле это значение еще больше, так как здесь стойка так и не поднялась, а всегда есть еще некий запас результирующего момента на кабрирование для уверенного поднятия стойки с достаточной угловой скоростью, так как и этот запас был поглощен передней центровкой - то необходимо и его величину добавить к найденному значению сдвига центровки вперед. Можно предположить что данный запас находится в районе 1-1,5 % центровки, и добавляя это значение и округляя получаем значение в 6 %. Таким образом не только торможение не давало поднять стойку, но и существенный сдвиг центровки вперед - около 6 % относительно выставленного стабилизатора. Для проверки можно провести расчет стандартным способом. Сначала определим - какой избыточный кабрирующий момент дает избыточное по сравнению со штатным взлетом отклонение РВ на 5 градусов, то есть с 5 до 10 градусов. Для этого воспользуемся известной формулой расчета момента тангажа - Мтрв=Кмтрв*Брв*bсах*S*0,5*Ро*(Vпр.испр/3,6)^2= =-0,022*(-5)*4,6*150*0,5*0,125*(210/3,6)^2=16100 кгс*м. Где - Мтрв - момент тангажа от излишнего отклонения РВ относительно штатного - Кмтрв - коэффициент момента тангажа по отклонению РВ =-0,022 согласно рис.35 стр.115 - Брв - превышение отклонения РВ относительно штатного =-5 град - bсах - длина САХ=4,6 м - S - площадь крыла=150 кв.м - 0,5 - коэффициент 1/2 в формуле скоростного напора - Ро - массовая плотность воздуха при нормальных условиях =0,125 кгс*с2/м4 - Vпр.испр -скорость приборная исправленная, км/ч - 3,6 - коэффициент пересчета км/ч в м/с А как было установлено выше избыточный пикирующий момент от торможения составляет 2500 кгс*м. Отсюда определяем избыток кабрирующего момента пошедший на преодоление передней центровки = 16100-2500=13600 кгс*м. И переводим этот избыток в центровку учитывая что как было установлено выше "вес" 1 % центровки равен 2500 кгс*м - 13600/2500= 5,4 %. Добавляя к рассчитанному значению запас на уверенный подъем стойки о котором также упоминалось выше - получается тот же результат - имелась передняя центровка в размере около 6 %. Очевидно и не требует пояснений, что значение 6 % устанавливает нижнюю границу сдвига центровки вперед, гипотетически она может быть и 7 и 8 и более процентов. Установить точное значение можно только при анализе баланса моментов тангажа в момент подъема стойки, что будет сделано далее. Это значение является весьма существенным. Это не 1 или 2, а целых плюс 6 % к уже имеющемуся дополнительному пикирующему моменту от тормозящей силы эквивалентному 1% центровки. То есть передняя центровка выявлена в таком значительном размере что никакие реальные возможные погрешности исходных данных не могут качественно повлиять на полученный результат, что и будет показано далее. И она оказала основное влияние на неподъем передней стойки - при первой попытке подъема еще и значительно, в 6 раз превышая размер пикирующего момента от тормозящей силы. Полученный результат является первым краеугольным камнем в настоящем анализе отчета МАК. В данном случае выводы отчета МАК не просто ставятся под сомнение логическими рассуждениями и построениями как было ранее, а опровергаются доказательным, крайне простым, непротиворечивым, наглядным и как будет показано далее еще и более точным расчетом , причем все исходные данные для этого расчета взяты только из самого отчета МАК или РЛЭ. Но как было отмечено выше, МАК утверждает что его баланс моментов тангажа доказывает что якобы только торможение явилось причиной неподнятия стойки, следовательно верно что-то одно - либо данный расчет - либо баланс моментов МАК. Также МАК утверждает что его версия подтверждается проведенным летным экспериментом. Поэтому это противоречие будет рассмотрено далее , где будет показано где в балансе моментов МАК содержится ошибка и почему настоящий расчет еще и существенно точнее чем баланс моментов МАК, и почему летный эксперимент не может служить доказательством версии МАК. Выводы и результаты главы 3. 1.МАК утверждает что единственной причиной неподнятия стойки является пикирующий момент от тормозящей силы, что якобы доказывается как летным экспериментом, так и математическим моделированием с расчетом баланса моментов тангажа. 2. Но исходя из летной практики и опыта, тем более в условиях когда фактически не проводилось как взвешивания багажа, так и расчета взлетного веса и центровки и МАК был вынужден восстанавливать эти данные - наиболее вероятной причиной неподъема стойки является передняя центровка, каковую версию и необходимо проверить. 3. Установлено что момент тангажа соответствующий изменению центровки на 1 % САХ самолета массой 54000 кг составляет 2500 кгс*м, то есть "вес" 1 % центровки равен моменту тангажа в размере 2500 кгс*м. 4. В момент времени 27-30 секунды были созданы все условия для подъема стойки - достигнута скорость 210 км/ч и РВ отклонен даже вдвое больше чем нужно, 10 градусов вместо 5 в штатном взлете, но подъема стойки не произошло, хотя как показывает баланс моментов МАК ему препятствовал дополнительный относительно штатного пикирующий момент в размере 2500 кгс*м фактически равнозначный сдвигу вперед центровки всего на 1 %, что является просто невероятной ситуацией, так как погрешности расчета центровки такого размера часто встречаются в эксплуатации, тем более что и выставка стабилизатора относительно центровки согласно РЛЭ может происходить с погрешностью +/- 1 град что равнозначно +/- 2 % центровки. 5. Результат показываемый балансом моментов МАК тем более невероятный что для компенсации вышеуказанного препятствующего подъему передней стойки пикирующего момента в размере 2500 кгс*м равнозначного сдвигу центровки вперед на 1 % было достаточно всего 0,87 градуса отклонения РВ на кабрирование относительно необходимого в штатном взлете 5 градусов, а фактически РВ был отклонен на много бОльшее значение - 10 градусов. 6. При таких выявленных обстоятельствах препятствовать подъему стойки могла только передняя, относительно выставленного стабилизатора, центровка в размере 6 %. 7. Данный вывод подтверждается и другим прямым расчетом избытка кабрирующего момента от отклонения РВ на 10 градусов вместо 5 для штатного взлета в момент времени 27-30 секунды, в результате чего также подтверждается вывод о наличии передней центровки в размере 6 %. 8. Наличие передней центровки в размере 6 % является крайне важным установленным обстоятельством, фактически опровергающим основной вывод и версию МАК, его расчеты и баланс моментов. 9. В связи с этим необходимо провести сравнительный анализ точности расчетов примененного метода и баланса моментов МАК и выявить причину ошибки имеющейся у МАК, а также проанализировать результаты летного эксперимента, что и будет сделано далее. 4. Летный эксперимент не содержит доказательств версии МАК о причинах неподнятия стойки. Как указывалось здесь выше в главе 3 - МАК на стр.193 и 215 указывает что единственной причиной для неподнятия стойки является пикирующий момент от торможения что якобы подтверждается в том числе и летным экспериментом. Проанализируем это утверждение. Очевидно, что для моделирования всех обстоятельств аварийного взлета необходимо было воспроизвести все значения тормозящей силы на всех скоростях согласно рис.39 стр.119 при соответствующих отклонениях РВ и убедиться в неподъеме стойки на этих режимах и ее подъеме при условиях соответствующих началу подъема в аварийном взлете. Но полностью и точно воспроизвести финальную фазу аварийного разбега вплоть до сброса РУД и начала подъема стойки невозможно как чисто технически, так и из условий безопасности, см. стр.124: - Этап аварийного разбега после вывода двигателей на взлетный режим в летных исследованиях не воссоздавался по соображениям обеспечения безопасности. Что уже исключает из моделирования бОльшую часть разбега, а без этого летный эксперимент

Похожие:

	Годовой отчет акционерного общества «клевер» Настоящий годовой отчет составлен в соответствии со следующими нормативно-правовыми актами		Российские сми о мчс мониторинг за 17 марта 2011 г Анализ катастрофы в Японии (Информационное агентство «Восток-Медиа», 16. 03. 2011) 17
	Руководство по летной эксплуатации самолета Самолет представляет собой подкосный высокоплан нормальной схемы с передним верхним расположением силовой установки. Основным силовым...		Электрооборудование самолета ту-154М Составлены в соответствии с программой курса Электрооборудование самолета ту-154м (объем 18 ч.). Приведены основные данные систем...
	Отчет контекст: "pr-агентство Фабрика Новостей" Временной период:...		Отчет о деятельности Контрольно-счетной палаты Республики Калмыкия... Российской Федерации и муниципальных образований» и статей 1, 5 и 16 Закона Республики Калмыкия от 16 сентября 2011 года №282-iv-з...
	Отчет о работе Муниципального бюджетного дошкольного «абвгдейка» открыто 15 сентября 2011 года на основании Постановления №606 от 31. 05. 2011 г. «О создании муниципального дошкольного...		Решением годового общего собрания акционеров роскомснаббанк (пао) Настоящий Годовой отчет составлен в соответствии с требованиями Положения Банка России от 30. 12. 2014 г. N 454-п «О раскрытии информации...
	Обобщени е причин отмены и изменений Алтайским краевым судом судебных... Целью настоящего обобщение является анализ ошибок, допущенных судьями Бийского районного суда при вынесении решений, повлекших их...		Конкретная авиационная техника Целью настоящего курса является обобщение всех полученных студентами знаний на примере конкретного типа самолета
	Государственный контракт №29 Зао «Фирма нтц ками» в г. Ярославле Казанова Владислава Александровича, действующего на основании Устава Общества, Положения о филиале...		Бюллетень нормативных актов федеральных органов исполнительной власти",... Российской Федерации от 30 мая 2011 г. N 373 "О разработке и утверждении административных регламентов исполнения государственных...
	Отчёт по информатизации за 2011-2012 учебный год Целью Программы развития является создание творческой среды, как основы формирования качеств творческой личности учащихся		Инструкция по заполнению формы расчета стоимости рейса самолета Расчет стоимости рейса самолета должен производиться с учетом подлета (отлета) воздушного судна (ВС), сверхнормативной стоянки в...
	Авиационные события результаты расследования рекомендации по безопасности... Сокраменто, США. Произошло столкновение самолета с вертолетом Bell ah-1 Super Cobra вмс сша, совершавшего тренировочный полет. Самолет...		Рассказывая о Павле Васильевиче Рудакове, я забыл об одной забавной... Рассказывая о Павле Васильевиче Рудакове, я забыл об одной забавной истории, произошедшей с моим соавтором Володей Синакевичем. История...