Главная страница >  Цитатник 

Количественная оценка параметров самолета Ми Г-15 №18 на последнем участке полета

Скорости полета и вертикального снижения на последнем участке полета

КОЛИЧЕСТВЕННАЯ ОЦЕНКА ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА МИГ-15 №18 НА ПОСЛЕДНЕМ УЧАСТКЕ ПОЛЕТА

Длина образовавшейся в земле наклонной воронки:

Скорость полета определяем по величине энергии, затраченной на образование в земле воронки от ударного вхождения в нее самолета, эквивалентной энергии локального взрыва па поверхности земли с воронкой такой же глубины [23].

Масса самолета в конце полета:

Кинетическая энергия самолета перед входом в землю:

Масса самолета в конце полета:

Здесь L - длина воронки в месте входа самолета, L = 4,4 м [26]; Gс - взлетная масса самолета, Gс = 4806 кг [25]; - плотность лесной суглинистой земли, = 2100 кг/м2 [1]; П - продолжительность полета, П = 12 мин [4]; Rдв- реактивная тяга двигателя, Rдв = 1814 кг/кг·с·ч [8]; q - удельный расход топлива, q = 1,05 кг/кг·с·ч [8].

По скорости полета и углу траектории в момент столкновения с землей = -50° находим вертикальную скорость:

Скорость самолета в конце последнего участка полета:

Время снижения самолета с момента заглохания двигателя, ускорение самолета, перегрузка в конце последнего участка полета

Отметим, что величины скоростей конечного движения самолета после срубания крыльями в роще берез и входа землю точно совпадали с данными Спецкомиссии.

Процесс горения в двигателе заглох на взлетном режиме [26] при оборотах его ротора n1 = 12300 об/мин. При контакте самолета с землей Спецкомиссией было зафиксировано число оборотов ротора двигателя n2 = 9000...10000 об/мин [5]. Эти данные с учетом дополнительного вращения ротора турбины потоком набегающего воздуха (na - число оборотов ротора двигателя при авторотиции) и средней скорости снижения самолета Vпср позволяют определить время с момента заглохании двигателя до момента контакта с землей .

Время остановки ротора двигателя РД-45ФА при выключенной подаче топлива с режима малого газа при n0 = 2500 об/мин составляет 0 = 45 с. Уменьшение оборотов холостого хода двигателя со взлетного режима до остановки при авторотации прямо пропорционально квадрату времени вращения ротора (закон опыта) [12].

где:

К сожалению, законы идеального вращения твердого тела, принятые в теоретической механике [19], весьма грубо аппроксимируют процесс авторотации ротора, поэтому, чтобы быть точными, используем закон опыта [12], на основании которою определим упомянутое выше время:

Когда двигатель был переведен в полете на взлетный режим работы, в условиях аэрозольной среды нижнего облака для устранения продольного наклона, мощным импульсом тяги от сгорания большой порции топливно-воздушно-водяной рабочей смеси парашютирующий самолет был приведен в горизонтальное положение и снижался с малой вертикальной скоростью V0у = 15 м/с. Эта скорость за время снижения в 16 с достигла Vу = 145 м/с при авторотирующем двигателе.

Заметим, что в данных Спецкомиссии [3-6] не содержится упоминания о наличии температуры газа в реактивной трубе двигателя, а ее отсутствие подтверждается служебной информацией [26]. Этот факт указывает на то, что заключение о работоспособности двигателя Спецкомиссии основывается только на наличии оборотов его ротора.

В конце последнего участка полета пилоты подвергались перегрузке:

Определим ускорение самолета по этим данным:

После выполнения спирали и подхода к нижнему слон облаков самолет снижался с углом наклона траектории к горизонту = -30°, углом тангажа = -11° и углом атаки = 8°. Когда самолет на переходном режиме работы двигателя с n = 8000…8600 об/мин (рис. 4) вошел в нижний слой облаков, представляющий собой высоконасыщенную аэрозольную среду, резко понизилась температура газа перед турбиной, существенно уменьшилась реактивная тяга двигателя [17], самолет начал «проваливаться». Пилоты, естественно, перевели двигатель на повышенный режим работы n = 10600 об/мин, однако через две секунды наклон самолета уменьшился несущественно. Для приведения самолета в горизонтальное положение пилоты переводят двигатель на взлетный режим работы (n = 12300 об/мин). Такой режим и был установлен при исследовании [26], затем самолет около четырех секунд двигался со скоростью Vп = 70 м/с, а двигатель набирал обороты взлетного режима (n = 12300 об/мин). В этом стехиометрическое соотношение смеси в камере сгорания достигает верхнего предела, создавая наиболее благоприятные условия для возникновения авторезонанса н аэротермоакустической системе камеры сгорания двигателя. При непрерывной подаче компрессором аэрозольной среды в количестве 40,5 кг/с происходит срыв пламени огневого факела резонансной амплитудой автоколебаний газовой среды пульсатора горения и процесс горения в камерах сгорания заглохает. Рис. работы двигателя РД-45ФЛ самолета-спарки МиГ-15 №18 на последнем участке полета: D, E, Ж, З, Н - точки траектории полета; 1 - взлетный режим, n = 1230 об/мин; 2 - повышенный режим, n = 10600 об/мин; 3 - доверительный интервал оборотов ротора двигателя и момент падения самолета, n = 9000...10000 об/мин; 4 - переходный режим, n = 8000...8000 об/мин; 5 - остановка ротора выключенного неподвижного двигателя; 6 - остановка ротора выключенного двигателя в потоке с Vпср = 110 м/с (авторотация).

Высота, на которой заглох двигатель на последнем участке полета

По формуле Галилея вычисляем высоту, на которой заглох двигатель:

Заглохание процесса горения в сложившихся неблагоприятных конструктивно-производственных и эксплуатационно-метеорологических условиях подтверждается теорией АКАТАС ГТМ в условиях полета [13, 15, 16].

Для полноты картины определим параметры верхнего участка траектории снижения. Высота снижения до момента заглохания двигателя в нижнем облаке:

Параметры верхнего участка траектории снижения самолета

Средняя вертикальная скорость снижения на этой высоте:

Время снижения самолета на этой высоте:

Ускорение снижения самолета с этой высоты:

Вертикальная составляющая скорости в начале снижения:

Необходимо отметить, что если бы на пути снижения самолета не располагалась березовая роща, то его приземление при стандартных предпосадочных углах на высоте 400 м (см. рис. 3) было бы благополучным. Однако летчики не имели возможности миновать эту рощу во время снижения с авторотирующим двигателем РД-45ФА в отсутствие реактивной тяги.

Перегрузка пилотов на этом участке снижения самолета:

Интерпретируем геометрически события, установленные ходе анализа авиакатастрофы и обусловившие изменение эксплуатационных параметров самолета и маршевого двигателя в виде единой хронограммы (рис. 5). Характерные параметры, последнего участка полета были определены в ходе расчета и сведены в таблицу. Рис. Хронограмма последнего участка полета самолета-спарки УТИ МиГ-15 №18 Ю.А. Гагарина и В.С. Серегина.

Хронограмма последнего участка полета самолета МиГ-15 №18 и основные события

Из анализа хронограммы следует, что, несмотря на заглохание в полете двигателя на высоте 1280 м (точка З на рис. 5) летчики смогли, оптимально управляя самолетом, привести его в стандартное предпосадочное положение уже на высоте 400 м (точка К на рис. 5), при не осуществившемся запуске авторотирующего двигателя во время снижения. Стандартное положение самолета для нормального приземления определяется углами, величины которых получены, как было указано выше, графоаналитической обработкой фотографий, представленных на рис. 2 и 3.

Результирующие параметры самолета УТИ МиГ-15 №18 и его двигателя РД-45ФА на последнем участке полета. Точка послед. полета RДВ , кГс , с H , м , K VУср , м/с VУ , м/с VП , м/с n , об / мин Углы, град А 1800 0 4200 900 - - 167 11600 0 2 2 Б 350 0 780 - 118 - 7000- -8000 -30 10 -20 В - - 66.4 - - Г - - - - Д 150 - 1430 700 - - Е - - - - - - 10000 Ж - - - - - - - З 2200/0 44 1280 1000/288 - 15 - 12300 -30 / -60 -20 / -50 И 0 - - 288 80 - - - -60 -50 К - 410 - - - -30 8 -22 Л - - - - - -22 10 -12 М - 12 - - - -30 / -50 8 / 20 -22 / -30 Н 60 -4.4 145 190 9000- 10000 -50 20 -30

После срубания крыльями стволов различно расположенных в роще берез от их реакции самолет частично разворачивался и наклонялся к земле. Скорость полета уменьшилась до 190 м/с, что было вычислено ранее, исходя из размера воровки в месте падения.

Однако, вопреки оптимальному пилотированию, нормального приземления не получилось потому, что при бреющем снижении самолета на его пути располагалась березовая роща, миновать которую было невозможно, так как отсутствовала реактивная тяга заглохшего авторотирующего маршевого двигателя.

На фотографии мемориала (см. рис. 2) хорошо видны две березы с макушками, срубленными на одинаковом расстоянии от земли. Это свидетельствует об отсутствии у самолета поперечного крена на высоте 12 м, если принять за масштаб рост стоящего в почетном карауле солдата с учетом головного убора - 1,9 м.

Угловые координаты самолета изменились более чем в два раза. Их величины определены Спецкомиссией и приведены на хронограмме конечного участка полета. Разрушение самолета произошло при столкновении с поверхностью земли.

Спецкомиссией установлено, что пожара на самолете МиГ-15 не было. В то же время, по информации инженеров эксплуатационно-ремонтных отделов серийных заводов-изготовителей, не было ни одного случая в авиашколах, когда упавший на землю самолет не горел бы. Возникает вопрос: почему при падении самолета МиГ-15 №18 на землю не возникло пожара?

Почему не возникло пожара на упавшем самолете?

Выше было установлено, что процесс горения в камерах сгорания двигателя заглох на высоте 1280 м в зоне дождевого облака (аэрозольной среды высокой концентрации). После этого двигатель работал 16 с в режиме авторотации на высоких оборотах, прогоняя через воздушно-газовый тракт 35 кг/с холодной воздушно-водяной среды в течение 16 с. За указанное время произошло охлаждение горячих деталей тракта ниже температуры самовоспламенения авиационного керосина - 21°С [21]. Поэтому в рассматриваемом случае и не возникло пожара на самолете, ушедшем в землю на длину 4,4 м. Этот факт также подтверждает заглохание маршевого двигателя в полете.

Ответить на вопрос позволяет анализ условий работы и состояния двигателя.

Подтверждение достоверности исследования специалистами ГосНИИ ЭРАТ ВВС перевода пилотами маршевого двигателя на взлетный режим работы на последнем участке полета [26]

Отметим, что в то время на серийных авиадвигателестроительных заводах не производилась проверка маршевых ГТД на заглохание процесса горения, также как и на вибрационное горение, в условиях комплекса негативных факторов.

После заглохания и несостоявшегося запуска двигатель перешел в режим авторотации, при котором отсутствовала реактивная тяга, число оборотов его ротора под воздействием потока воздуха от скоростного напора, вращающего турбину и сил трения снизилось за 16 с до значения, установление Спецкомиссией.

Снижение самолета перед точкой 3 хронограммы (с рис. 5 - высота 1280 м) происходило на переходном эксплуатационном режиме работы двигателя с п = 8000...8600 об/мин. Спецкомиссией установлено, что обороты двигателя у земли п = 9000...10000 об/мин, следовательно, перед указанной высотой (точка Ж хронограммы - см. рис. 4 и 5) двигатель был переведен на взлетный режим работы, n = 12300 об/мин, как сообщено в [26]. Однако, как только число оборотов достигло значения как при взлетном режиме, произошло заглохание процесса горения в камерах сгорания от срыва огневого факела резонансной амплитудой пульсатора горения переобогащенной топливом рабочей смеси.

Величина перегрузки на последнем участке полета, определено выше, не превышает единицы. В то же время Спецкомиссия, исходя из иллюзорного представления о вхождении самолета в штопор, констатирует, что летчики подвергались перегрузке 10...11 ед. и хорошо ее переносили [5], так как затем под ее воздействием в течение 16 с оптимально пилотировали снижающийся самолет.

Частичный критический анализ основных результатов расследования авиакатастрофы Спецкомиссисй [3-6]

Спецкомиссия объясняет причины авиакатастрофы, основываясь на двух постулатах: 1) на фактических оборотах ротора двигателя в конце полета и 2) величине углов с вершиной в точке падения самолета МиГ-15 №1 Покажем недостаточность этих постулатов и их непригодность для заключений, какие на их основе сформулировала Спецкомиссия.

Заметим, что экспериментально установлено: самолет УТИ МиГ-15 выдерживает перегрузку в 12 ед., а пилот - только в 8 ед. Перегрузок в 10...11 ед. не было - это явный вымысел! Как не было и закритического режима полета. Приземление самолета было оптимальным при стандартном его положении. Оно определялось стандартными углами приземления: углом траектории = -22°, углом атаки = 10°, углом тангажа = -12°. которые определены по рис. 3.

Величины углов с вершиной в точке вхождения самолета в землю, принятые Спецкомиссией за главный постулат, не могут служить критерием, пригодным для оценки полета самолета на последнем участке. Ранее было выяснено, что эти углы возникли при развороте и наклоне самолета от столкновений крыльев самолета со стволами полувековых различно располагавшихся в роще берез. Они не являются углами свободного полета самолета.

По наличию оборотов ротора Спецкомиссия делает вывод об отсутствии отказа двигателя и его работоспособности на протяжении всего полета. В то же время хорошо известно, что заглохший в полете двигатель РД-45ФА переходит в режим авторотации. Затухание его оборотов замедляется турбиной, вращаемой потоком набегающего воздуха до исчерпания высоты. Из этого следует, что принятый постулат является необходимым, но не достаточным признаком для сделанного заключения. Для достаточности этого постулата необходимо еще наличие определенного уровня температуры в реактивной трубе, соответствующей эксплуатационному режиму. Согласно служебной информации [26], таковой вовсе отсутствовал, следовательно, заключение Спецкомиссии неверно.

Ранее было показано, что на высоте берез самолет имел стандартное предпосадочное положение, определяемое углом траектории = -22°, углом атаки = 10°, углом тангажа = -12° (см, рис. 3). Перегрузки в этом случае не превышали единицы. Таким образом, в действительности указанных Спецкомиссией перегрузок не было, так же как не было закритического режима полета с вхождением самолета в штопор на последнем участке.

Спецкомиссия необоснованно распространила величины этих углов на высоту всего снижения 1500 м и соотнесла их с закритическим режимом полета самолета МиГ-15 №1 При таком постулировании, естественно, возникли сказочные перегрузки в 10...11 ед. и версия о вхождении самолета штопор.

В этой связи примечательным является мнение о причинах авиакатастрофы президента АН СССР М.В. Келдыша, которое он высказал при захоронении урн с прахом Ю.А. Гагарина и В.С. Серегина у Кремлевской стены. . Смысл это ответа, как выяснилось позднее из личной беседы с Мстиславом Всеволодовичем (1970 г.), заключался «в безрассудном разрешении полета в неблагоприятных метеорологических условиях героям-летчикам - первому космонавту планеты и инструктору пилотажа Космического центра - при отсутствии оборудования самолета низковысотными катапультами и системой автоматической регистрации параметров полета. Построена по данным автора. - Примеч. А.В. Козырева. Автор вспоминает здесь передачу по телевидению похоронной процессии 31 марта 1968 г. - Примеч. А.В. Козырева. температура реактивной трубы

Все это демонстрирует недостаточную обоснованность подхода Спецкомиссии к оценкам причин авиакатастрофы и абсурдность сделанных ею заключений.





Далее:
Луна и политика.
Рекорды первого космического экипажа.
Предисловие.
Пробуждение.
Связь - компоненты - навигация.
Успехи, неудачи и политика.
Глава 6.
ОДЕЖДА СОБАК.
Глава IV.


Главная страница >  Цитатник