Анализ причин неподнятия стойки

МАК в своем отчете не указывает других причин для неподнятия стойки кроме как пикирующий момент от торможения, сопровождая это довольно двусмысленными формулировками см. стр.193:

-Результаты математического моделирования (Рисунок 42), подтвержденные в летном эксперименте, показывают, что имевшейся тормозной силы было достаточно для создания пикирующего момента, не позволяющего поднять переднюю стойку шасси при фактическом положении руля высоты.

и стр.215:

- 3.1.76 По результатам моделирования и летного эксперимента установлено, что пикирующий момент, создаваемый тормозящей силой, превышал суммарный кабрирующий момент от стабилизатора и руля высоты.

Строго говоря данные формулировки не тождественны утверждению что единственной причиной неподнятия стойки является пикирующий момент от тормозящей силы, так как даже если один пикирующий момент от торможения и не позволял поднять стойку - это не значит что не было еще и передней центровки также препятствующей подъему стойки. Тем не менее, вся логика и аргументация отчета МАК и сделанный им вывод о причинах катастрофы позволяют говорить что МАК считает единственной причиной неподнятия стойки - пикирующий момент от торможения. Рассмотрим этот вопрос подробнее.

Отметим что согласно стр.201:

-3.1.5 Рассоединений или заклинивания проводки управления рулем высоты, которые могли бы привести к невозможности создания взлетного угла тангажа, не было.

Тогда исходя из летной практики и опыта наиболее вероятной причиной неподъема передней стойки является не предложенная МАК экзотическая версия неосознанного торможения, а передняя центровка или точнее установка стабилизатора не по фактической центровке в положение не в соответствии с РЛЭ и недостаточное для получения необходимого для поднятия передней стойки кабрирующего момента или (и) выход фактической центровки вперед за пределы диапазона эксплуатационных центровок.

Собственно это утверждает и сам МАК на стр. 195:

- единственное объяснение ненормального поведения самолета, которое было у экипажа (тем более, с учетом того, что расчет взлетных данных не производился), – это несоответствие положения стабилизатора центровке самолета.

И учитывая эти обстоятельства аварийного взлета, см. стр.205:

-3.1.25 Перед вылетом взвешивание багажа службой организации перевозок аэропорта не производилось. Общий вес коммерческой загрузки, указанный в сводной загрузочной ведомости (3875 кг), не соответствовал фактической загрузке (~5970 кг).

и стр.212:

-3.1.59 В процессе подготовки к запуску и запуска двигателей, а также руления, карты контрольных проверок экипажем выполнялись, технология работы в экипаже, в целом, соблюдалась, за исключением -расчет взлетного веса, центровки по центровочному графику...

- МАК был вынужден восстанавливать фактические центровку и взлетную массу, см. раздел 1.16.8 стр.152-154, которые составили 24,65 % и 53949 кг. При этом отметим, что точность с которой МАК указал эти данные - до сотых долей процента и 1 кг, учитывая каким образом рассчитывались эти данные, очевидно не может быть достижима да и не нужна на практике, и скорее всего использовалась для оказания психологического воздействия с целью внушить доверие к указанным цифрам. Более того, если обратиться к графику положения стабилизатора на взлете в РЛЭ разд. 4.3. стр.3/4 рис.4.2, то для центровки 24,65% необходимо установить стабилизатор в положение 8,7 градуса на кабрирование, каковое ровно и было на записи МСРП, что напоминает подгонку под нужный ответ, так как в реальной эксплуатации совпадений до сотых и десятых долей процентов и градусов просто не бывает. В дальнейшем для упрощения будем использовать значения 24,7 % и 54000 кг.

Далее отметим следующие обстоятельства, см.стр.132:

-В ходе запуска двигателей, в 11:52:19, экипаж выполнил установку стабилизатора во взлётное положение, опять же исходя из личного опыта полетов. Судя по всему, или экипаж точно не знал своей фактической центровки (но с уверенностью предполагал, что она - средняя), или не воспользовался соответствующим графиком в РЛЭ. Второй пилот предложил установить стабилизатор на девять градусов, на что командир ответил, "восьмерку, наверное". В итоге второй пилот принял "соломоново" решение: "восемь с половиной".

Поэтому учитывая все ранее указанные обстоятельства относительно определения фактической центровки и установки стабилизатора и уже выявленные замечания и претензии к отчету МАК в связи с его версией неосознанного торможения и "неправильной" постановки ног на педали, с целью достоверного определения причин катастрофы является крайне необходимым провести проверку соответствия стабилизатора фактической центровке, то есть необходимо определенно ответить на вопрос - только ли один пикирующий момент от торможения препятствовал подъему передней стойки или этому возможно препятствовала и передняя центровка?

Предварительно определим момент тангажа соответствующий изменению центровки на 1 % САХ (средняя аэродинамическая хорда). Согласно РЛЭ Як-42 раздел 1.4.2 стр.1 САХ =4,6 м. Отсюда 1% САХ=0,046 м. Тогда момент тангажа соответствующий изменению центровки на 1 % САХ самолета массой 54000 кг будет равен 54000*0,046=2484 кгс*м и округляя принимаем его равным 2500 кгс*м. Таким образом можно легко определить какое воздействие на самолет окажет пикирующий момент например равный 10000 кгс*м, учитывая что 10000/2500=4, значит этот момент равнозначен по воздействию сдвигу центровки вперед на 4 %. То есть "вес" 1 % центровки равен 2500 кгс*м.

Теперь обратимся к первой попытке поднятия стойки, рассмотрим какой пикирующий момент согласно балансу моментов МАК якобы препятствовал ее подъему, переведем этот момент в % центровки и оценим - действительно ли только пикирующий момент от торможения мешал поднять стойку?

Для анализа будем рассматривать момент времени с 27 по 30 сек (далее если часы и минуты не указаны, то это 11 часов 59 минут). Он характеризуется тем что к этому моменту приборная скорость согласно графику МСРП-64 ПО МАК составила 205 км/ч. Для получения исправленной приборной скорости необходимо к этому значению прибавить величину аэродинамической поправки в размере 5 км/ч которая указана на стр.154:

-Для получения истинной скорости полета, помимо данных о фактических метеоусловиях, использовалась аэродинамическая поправка (+5 км/ч).

О необходимости такого учета во взлетно-посадочной конфигурации сообщается в РЛЭ раздел 5.1.2 и о том же МАК говорит на стр.186:

-бортмеханик мог знать и учитывать аэродинамическую поправку к показаниям указателя скорости +5 км/ч.

Таким образом исправленная приборная скорость составила 205+5= 210 км/ч, а следовательно достигла скорости подъема передней стойки согласно РЛЭ, см. стр.132:

- Для фактических условий взлета V1 = VR и составляла 210 км/час,

Учитывая что к этому моменту РВ уже отклонился на кабрирование на 10 градусов - были созданы все, и даже больше, условия для уверенного подъема передней стойки.

Для определения величины пикирующего момента от торможения согласно балансу моментов МАК обратимся к графику рис.42 на стр.121. В указанный момент времени ввиду малого масштаба графика трудно получить точное значение пикирующего момента от тормозящей силы (он указан на графике зеленым цветом), можно лишь сказать что он чуть больше 5000 кгс*м. Поэтому сначала определим плечо тормозящей силы, для этого воспользуемся значением момента в период времени с 36 по 47 секунды - как достаточно хорошо видно он равен 24000 кгс*м. Определим плечо тормозящей силы как результат деления момента на само значение тормозящей силы равное 8050 кгс взятое с графика на рис.40 на стр.120, отсюда плечо равно 24000/8050=2,98 м. И теперь на стр.120 берем значение тормозящей силы с 27 по 30 сек равное 1730 кгс, и определяем точное значение пикирующего момента как результат умножения силы на уже известное плечо 1730*2,98=5155 кгс*м и округляем до 5150 кгс*м.

Но нужно еще учесть следующее. РЛЭ допускает взлет как на взлетном, так и на номинальном режиме двигателей - см. раздел 4.6.5 РЛЭ, а согласно графику ПО МАК и стр.135 в аварийном взлете разбег до 30 сек производился на номинальном режиме, далее на взлетном. Но при взлете на взлетном режиме из-за расположения двигателей выше центра тяжести пикирующий момент от двигателей больше чем при взлете на номинальном режиме. Это хорошо видно на графике пикирующего момента от двигателей - светло-сиреневая линия на рис.42 на стр.121, где в районе 30 секунды он увеличивается с 8100 до 10800 кгс*м, то есть приблизительно на 2700 кгс*м. То есть до вывода двигателей с номинального на взлетный режим уменьшенный на 2700 кгс*м пикирующий момент от двигателей 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

1. Отклонение штурвала для подъема носовой стойки было выполнено на скорости 185 км/час (расчетная скорость VR=210 км/час).

2. 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.