Настоящий отчет составлен с целью установления причин произошедшей в Ярославле 7 сентября 2011 г катастрофы самолета Як-42Д
|
Скачать 2.03 Mb.
|
| принципиально не может доказать того что тормозящая сила была единственной причиной неподъема стойки, так как если в летном эксперименте стойка не доводится до фактического подъема а фиксируется только факт неподъема стойки - то очевидно что это не может опровергнуть того что в аварийном взлете существовала более передняя центровка которая также не давала поднимать стойку. В разделе 1.16.2 стр.123-126 где описывается летный эксперимент почему-то ничего не говорится о том какие конкретно тормозящие силы моделировались в тех прерванных взлетах со взятием штурвала на себя, упоминается лишь следующее, см. стр.124: -По результатам прерванных взлетов определено давление в тормозной системе (40-45 кг/см2), которое с достаточной степенью точности обеспечивало совпадение темпов разгона в аварийном полете и при летных исследованиях. Но какому значению тормозящей силы соответствует это значение давления - не сообщается, непонятно также почему дано одно значение давления, хотя согласно рис.39 стр.119 было 3 значения тормозящей силы - 1700,3300 и 8000 кгс. Не приводит МАК и графиков значений тормозящей силы в экспериментальных взлетах подобным имеющимся в графике балансов моментов аварийного взлета. Но в других разделах ОО приводятся следующие данные. Согласно стр.214: 3.1.71 По результатам математического моделирования и летного эксперимента установлено, что первоначальное усилие для обжатия тормозных педалей не превышало 10-12 кгс, тормозящая сила была примерно ~1700 кгс (давление в тормозах по расчету, которое индицировалось на манометрах в кабине экипажа, составляло ~25 кг/см2). 3.1.73 В дальнейшем, величина обжатия тормозных педалей не была постоянной. Средняя величина обжатия увеличивалась и, к моменту времени 11:59:36 (за ~650 м до схода самолета на грунт), дополнительная тормозящая сила составляла величину примерно ~8000 кгс (усилие на педалях 32…34 кгс, давление в тормозах, по расчету, которое индицировалось на манометрах в кабине экипажа, составляло ~75 кг/см2), которая сохраняла такое значение вплоть до отрыва самолета. а согласно стр.193: -Оцениваемое математическим моделированием значение тормозящей силы на данном этапе составляло примерно ~3300 кгс (усилия на педалях 20-22 кгс, давление в тормозной системе ~45 кг/см2) Опираясь на эти данные - рассмотрим вопрос насколько точно воссоздавались условия аварийного взлета в экспериментальных взлетах. Согласно стр.125 указано: -Выполнен прерванный взлет с подтормаживанием колес основных стоек шасси пилотирующим летчиком тормозными педалями и со взятием штурвала "на себя" на приборной скорости 185 км/ч в положение, соответствующее отклонению руля высоты ~10° на кабрирование, с последующим разгоном до приборной скорости ~220 км/ч. Удерживание штурвала на кабрирование не приводило к подъему носовой стойки, при этом значительные усилия на штурвале вызывали необходимость у пилотирующего летчика упираться ногами в педали, что, при неправильном положении ног, приводило к непроизвольному увеличению давления в тормозах (давление возрастало с 40 до 60-70 кг/см2). Не имея графика этого взлета непонятно какая реально и на какой скорости была тормозящая сила и как она изменялась в динамике относительно скорости, не исключен факт того что давление 60-70 кгс/см2 (согласно РТЭ 32.40.00 стр.207 максимальное давление в тормозах 100 кгс/см2) создавалось практически сразу при взятии штурвала на себя на скорости 185 км/ч, что например и происходит на представленном МАК графике 7-го взлета на стр. 128, где сразу было достигнуто максимальное для того разбега давление в тормозах около 50 кгс/см2. Поэтому данная информация никаких доказательств моделирования условий аварийного разбега не содержит. Проанализируем единственный представленный МАК график прерванного взлета с торможением на стр.128, попутно отметим что предоставление всего лишь одного графика на фоне 230-страничного отчета выглядит по меньшей мере странным. Из графика следует что на скорости 185 км/ч практически сразу было создано давление в тормозах в среднем 50 кгс/см2 и отклонен РВ до значения 10-11 градусов на кабрирование. При увеличении скорости до 200 км/ч- подъема стойки не произошло. Отметим что скорость достаточная для подъема стойки - 210 км/ч согласно РЛЭ - так и не была достигнута, а также что давление 25 кгс/см2 которое соответствовало значению тормозящей силы 1700 кгс имевшемуся при первой попытке подъема стойки не создавалось вообще, и получается не моделировался и момент первой попытки подъема стойки в аварийном взлете. И если финальная часть разбега не моделировалась по соображениям безопасности, то почему не моделировалась первая попытка подъема стойки - совершенно непонятно и необъяснимо. Вернее тут можно дать единственное объяснение - как было показано выше пикирующий момент от тормозящей силы 1700 кгс не мог препятствовать подъему стойки при отклонении РВ на 10 градусов, и предположительно именно поэтому и не стал МАК моделировать этот этап, так как при этом получится результат опровергающий версию МАК. Как следует из графика рис.39 на стр.119 значение силы 3300 кгс действовало на скорости от 204 до 220 км/ч. А как видно из графика на стр.128 моделирование производилось в диапазоне скорости 185-200 км/ч, то есть даже еще до скорости подъема стойки по РЛЭ - 210 км/ч. При этом как очевидно кабрирующий момент например на скорости 220 по сравнению со скоростью 200 будет больше на 21 % (то есть на величину отношения скоростей в квадрате). Не соблюдалось и само значение давления в тормозах. Как видно из графика с 37 до 42 секунды оно колеблется в среднем около 50 кгс/см2 вместо заявленных 40-45 кгс/см, и только после 42 секунды начинается постепенное понижение давления и буквально на 2 секунды давление в тормозах левой тележки уменьшилось до 40-45 кгс/см2, а в тормозах правой тележки уменьшилось до 45-50 кгс/см2. Таким образом моделирование этапа разбега с тормозящей силой 3300 кгс значительно не соответствовало условиям имевшимся в аварийном взлете - диапазон скоростей моделирования вообще не совпадал с фактическим диапазоном скоростей в аварийном взлете и был значительно ниже что уменьшало значения момента на кабрирование по сравнению с аварийным взлетом, а значение давления превышало заявленное МАК для тормозящей силы 3300 кгс что увеличивало значения пикирующего момента по сравнению с аварийным взлетом. Таким образом можно констатировать. Летный эксперимент не моделировал все этапы аварийного взлета - ни момента соответствующего первой попытке подъема стойки в аварийном взлете, ни тем более условий при которых начала подыматься в аварийном взлете стойка, а второй этап аварийного взлета с тормозящей силой 3300 кгс моделировался с существенными отклонениями от фактических условий аварийного взлета - на значительно меньшей скорости и при более высоких значениях тормозящей силы. Практически летный эксперимент всего лишь проверил физический факт того что при неких значениях тормозной силы шасси, скорости, отклонения РВ и центровки может создаться ситуация когда передняя стойка действительно не подымается. Отметим что вообще-то сам факт возникновения значимого пикирующего момента при торможении давно известен, см. РЛЭ разд.4.4 стр.2: -7. Останавливайте самолет плавно, чтобы торможение не вызвало резкого опускания носовой части фюзеляжа. Летный эксперимент подтвердил только то что этот момент от торможения реально может привести к неподъему стойки на разбеге, и ничего больше кроме этого, так как еще раз - фактически в летном эксперименте не воспроизводились все этапы и обстоятельства аварийного взлета. А выступивший в суде 14 апреля 2015 г летчик-испытатель ОКБ Яковлева Василий Севастьянов неверно информирует суд сообщая следующее: - В результате было определено: как при большем тормозном моменте, так и при меньшем самолет не взлетает. http://www.rg.ru/2015/04/14/reg-cfo/tormoz-anons.html Как было показано выше - при меньшем тормозном моменте соответствующем первой попытке поднятия стойки испытаний не производилось. И далее он заявляет: - Эксперимент должен был подтвердить, что именно тормозной момент помешал выполнению взлета. В процессе разбега необходимо было воссоздать именно те тормозные усилия на педалях, которые были при взлете в Ярославле. Мы попытались максимально точно воссоздать динамические характеристики взлетавшего Як-42, но нашей целью не было абсолютное их копирование. И хотя Севастьянов здесь верно указывает что надо было создавать именно те тормозные усилия что были и в Ярославле, но далее он противоречит сам себе указывая что почему-то целью эксперимента не было абсолютное их копирование, каковое несоответствие условий эксперимента и аварийного взлета и было доказано выше. Очевидно и МАК и летчик-испытатель видимо руководствуются какой-то странной, доселе неизвестной логикой. Доказать что некоторое событие имело место на разбеге в Ярославле они пытаются экспериментом условия в котором Ярославлю не соответствуют! Таким образом проведенный МАК летный эксперимент не содержит доказательств что одной имевшейся тормозной силы было достаточно для создания пикирующего момента не позволившего поднять переднюю стойку в аварийном взлете, и тем более он в принципе не может содержать доказательств того что торможение - это была единственная причина неподнятия стойки в аварийном взлете. А тот факт что не моделировался вариант с тормозящей силой 1700 кгс невозможно объяснить ничем другим кроме как если предположить что это было сознательным намеренным действием по исключению ситуации когда результат эксперимента опровергнет версию МАК что только одна тормозящая сила препятствовала подъему стойки. Соответственно ссылка на летный эксперимент как на якобы доказательство версии МАК о точных причинах неподнятия стойки - это безосновательное и недостоверное утверждение, заявленное только в целях придания убедительности и видимости достоверности отчету МАК. Выводы и результаты главы 4. 1. МАК утверждает что якобы летный эксперимент в том числе доказывает что единственной причиной неподъема стойки является пикирующий момент от торможения. 2. Для строгого доказательства утверждения МАК 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 из соображений безопасности подъем стойки при условиях соответствующих аварийному взлету не производился. А без этого летный эксперимент принципиально не может доказать что тормозящая сила была единственной причиной неподъема стойки. 3. Но вопреки логике не моделировался и момент первой попытки подъема стойки при значениях тормозящей силы 1700 кгс, что можно объяснить единственным предположением - МАК не стал моделировать этот этап так как учитывая вывод полученный в данном отчете что основным фактором препятствующим подъему стойки при первой попытке являлась передняя центровка - это приведет к подъему стойки и сразу опровергнет версию МАК что тормозящая сила была единственной причиной неподъема стойки. 4. Моделирование значений тормозящей силы 3300 кгс значительно не соответствовало условиям аварийного взлета, диапазон скоростей моделирования был значительно ниже диапазона скоростей в аварийном взлете - 185-200 вместо 205 - 220 км/ч, то есть скорость даже не доводилась до скорости подъема стойки согласно РЛЭ, а значения давления в тормозах были на 10-20 % выше чем в аварийном взлете. Все это уменьшало кабрирующий и увеличивало пикирующий момент относительно условий аварийного взлета и следовательно не может служить доказательством того что одной тормозящей силы было достаточно для неподъема стойки. 5. Единственный результат летного эксперимента в том что он проверил физическую возможность неподъема стойки при неких, не соответствующих аварийному взлету, значениях тормозящей силы и скорости. 6. Летный эксперимент не содержит доказательств что одной имевшейся тормозной силы было достаточно для создания пикирующего момента не позволившего поднять переднюю стойку в аварийном взлете, и тем более он в принципе не может содержать доказательств того что торможение - это была единственная причина неподнятия стойки в аварийном взлете. 5. Ошибочность баланса моментов МАК. В данной главе будут рассмотрены следующие вопросы: - анализ возможной погрешности исходных данных использованных здесь для расчета сдвига центровки вперед, - сравнительный анализ точности расчета проведенного в главе 3 настоящего отчета и баланса моментов МАК, - представлены доказательства наличия ошибки и противоречия в балансе моментов МАК. - представлен баланс моментов тангажа на разбеге, в том числе в момент подъема стойки, подтверждающий вывод полученный в главе 3 о наличии сдвига центровки вперед в размере около 6 %, - рассмотрены и проверены все составляющие баланса моментов по МАК и выявлена причина ошибочности этого баланса. 5.1 Анализ возможной погрешности исходных данных использованных для расчет сдвига центровки вперед в данном отчете. Исходные данные участвующие в проведенном в главе 3 расчете делятся на три группы. Это приборная скорость и отклонение РВ, то есть параметры определяемые по записям МСРП-64, параметры рассчитанные МАК - это восстановленный вес самолета и пикирующий момент от тормозящей силы, и параметры определенные в результате проектирования и испытаний самолета Як-42Д - это площадь крыла и длина САХ, значения коэффициентов момента тангажа по отклонениям стабилизатора и РВ и максимальное значение отклонения РВ для штатного взлета в размере 5 градусов на кабрирование. Как очевидно из всех этих данных наибольшую возможную погрешность может иметь пикирующий момент от тормозящей силы, так как он рассчитывается на основании тормозящей силы которая определяется на основании определения фактического ускорения на разбеге что может иметь значительную погрешность, а также лобового сопротивления, трения качения и тяги двигателей, каковые параметры напрямую не могут быть измерены и рассчитываются на основании данных полученных в ходе проектирования и испытаний самолета и двигателя. Поэтому представим что МАК определил значение момента с очень большой погрешностью - например даже 50 %. И на самом деле этот момент составил не 5150 кгс*м, а 7700 кгс*м. Вычитая из этого значения разность пикирующего момента от тяги двигателей между взлетным и номинальным режимом облегчавшую подъем стойки в размере 2700 кгс*м - получаем остаток пикирующего момента фактически препятствующий подъему стойки по сравнению со штатным взлетом на взлетном режиме 7700-2700=5000 кгс*м, что равнозначно сдвигу центровки от торможения всего 2 % вместо ранее рассчитанного 1 %. Что ведет к уменьшению рассчитанного сдвига центровки вперед всего на 1 % - с 6 до 5 %. Что качественно ничего не меняет. Очевидно, что если момент от торможения ниже 5150 кгс*м - это ведет только к увеличению найденного значения сдвига центровки вперед. Возможные погрешности восстановления массы самолета в принципе не могут значительно влиять на расчет. Если допустить что масса может находиться в диапазоне - 53-55 т, то есть +/- 1000 кг, то это изменит момент эквивалентный 1 % центровки или так называемый "вес" 1 % центровки на незначительную величину = +/- 1000 кгс*0,046м= +/- 46 кгс*м, что практически никак не повлияет на расчеты так как это сравнимо с применявшимся ранее округлением - 2500 кгс*м вместо 2484 кгс*м. Сомневаться в значениях параметров определенных в ходе проектирования и испытаний самолета Як-42Д и предоставленных ОКБ Яковлева вообще нет никаких оснований. Что касается значений скорости и РВ, то МАК в отчете не подвергал сомнению эти данные, МАК также на основании этих данных проводит расчеты баланса моментов и делает выводы относительно причин катастрофы, следовательно это дает возможность применять эти данные и здесь. Также отметим что 17.09.11 МАК на своем сайте сообщает следующую информацию (в ОО она не попала): - Перед взлетом экипаж дважды провел проверку всех каналов управления самолетом, включая канал руля высоты, руль высоты отклонялся штатно. |
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... |