Fizyka Smoleńska
Piszę o rzeczach pięknych: fizyce, lotnictwie, wszechświecie i superkomputerach. Ale też o smutnych: wyjaśniam katastrofę smoleńską, odsłaniam manipulacje oszustów politycznych i nieuków, ich pseudonaukę o nazwie "fizyka smoleńska". Fot.: lot w AZ/UT
115 obserwujących
87 notek
898k odsłon
  28140   0

34. Błędne teorie inż. W. Berczyńskiego i in. pseudo-ekspertów

Boeing dr. inz. Berczyńskiego leci stabilnie nad ILS, bez 20% powierzchni lub siły nośnej, bez 1/3 rozpiętości skrzydła!
Boeing dr. inz. Berczyńskiego leci stabilnie nad ILS, bez 20% powierzchni lub siły nośnej, bez 1/3 rozpiętości skrzydła!

Berczyński błędnie interpretuje przepisy, na które się powołuje. Jeśli FAA wymagałaby, aby w sposób ciągły w czasie istniały zlokalizowane na jednym tylko skrzydle zaburzenia 20% SIŁY NOŚNEJ (podkreślam, siły nośnej, a nie krótkotrwałego podmuchu wiatru o prędkości  +-6 węzłów, to jest 20% z 30 węzłów), wówczas taki warunek sterowalności nie mógłby być przez żaden samolot transportowy spełniony. Chodzi tu więc o kompromitującą nieznajomość tematu. W Smoleńsku PLF 101 miał do czynienia z permanentną utratą dużego kawałka skrzydła i dużej części siły nośnej, niemożliwej do skontrowania przy użyciu powierzchni kontrolnych. Udowodnię to, a później odniosę się do kilku innych błędnych stwierdzeń pseudo-ekspertów. 

 

PRAWDA JEST TAKA: SAMOLOT  POZBAWIONY 20% SIŁY NOŚNEJ NA LEWYM SKRZYDLE ROBI BECZKĘ

Przeprowadzę krótkie obliczenie dla TU-154, ale stosujące się do praktycznie wszystkich samolotów transportowych, aby pokazać, że to nieprawda, iż "samolot zaprojektowany jest w ten sposób, że po utracie 20% siły nośnej ciągle powinien być stabilny". Wymagania FAA byłyby fizycznie nonsensowne, gdyby to zachodziło.

Zdejmijmy 20% siły nośnej z lewego skrzydła i zobaczmy, czy uda się uniknąć beczki. Trzeba jeszcze raz, jak kilka rozdziałów wcześniej, przecałkować momenty sił działające na poszczególne kawałki skrzydła (stateczniki zaniedbujemy). Robiliśmy to już to w rodz. 30  zakladając eliptyczny rozkład sił wzdłuż skrzydła o wartosci f0=const. (maksymalna siła na jednostkę rozpiętosci skrzydła), Rozważmy samolot poddany dowolnemu czynnikowi przeciążenia (load factor n)  i zapiszmy moment sił aerodynamicznych obracający nieuszkodzony samolot o równej  pół-rozpiętości skrzydeł, R=18.8 m. Moment siły wokół osi podłużnej na prawym skrzydle to:

TR = ∫0R  f0 (1 - y2/R2)1/2  y d,

Moment sily o 20% mniejszej na lewym skrzydle

TL = ∫0R (0.8 f0) (1 - y2/R2)1/2  y dy

jest 20% mniejszy. Moment wypadkowy T po obliczeniu całek równy jest

T = -TL+T = 0.2 R2f0/3

Teraz liczymy, w sposób znany z poprzednich rozdziałów, efekty lotki pokrywającej rozpietość skrzydła od y=y1=0.76R, do y=y2=0.89R.

Tail = R2f0/3 (Δα /α) [(1-  y12/R2)3/2 - (1-  y22/R2)3/2],

gdzie  Δα ~ -5.5o jest dodatkowym kątem natarcia, które fragment skrzydła przy lotce uzyskuje wskutek jej wychylenia, zaś α ~ 16.4o kątem natarcia przed wychyleniem lotki. Wartość α wynika z przyrównania siły nośnej

dF/dy = f0 (1 - y2/R2)1/2 = (2nMg/πR) (1 - y2/R2)1/2

(w naszym zapisie y2 to średnie  y2 z początku i końca lotki, n=1.32 to load factor, M to masa samolotu, g=9.81 m/s2), do wyrażenia

dF/dy = c CLa α (qV2/2)  ∫y1y2 (1 - y2)1/2 y dy,

gdzie c=2.46m jest średnią długością profilu skrzydła (szerokością skrzydła) w miejscu gdzie jest lotka, CLa =5.26 jest średnią pochodną współczynnika siły nośnej po kącie natarcia (wartość odnosząca się do skrzydła tupolewa), a q=1.29 kg/m3 jest gęstością zimnego powietrza w Smoleńsku w dniu katastrofy.  Zakładamy, że siły nośne są proporcjonalne do kątów natarcia. Jest to dobrze spełnione, chyba, że skrzydło bardzo szybko opada wskutek już rozwiniętego obrotu. Po wstawieniu danych mamy w przybliżeniu (Δα /α)~1/3. To oznacza, że jedna trzecia siły nośnej na odcinku lotki znika, kiedy wychylona jest ona maksymalnie do góry, w locie z prędkością V=75 m/s. Im szybszy lot, tym mniejszy kąt α i wieksza efektywność lotki, bowiem Δα od prędkości samolotu nie zależy.

Stosunek momentu sił lotki i momentu zmniejszonej o 20% siły nośnej drugiego skrzydła równy jest

|Tail / T| =   5 |Δα /α|  [(1-  y12/R2)3/2 - (1-  y22/R2)3/2]  = (5/3) 0.181 =  0.3 < 1.

Taka mała wartość nie zapewnia skontrowania tendencji do beczki przy użyciu lotki. Nawet dwa razy bardziej efektywne kontrowanie obrotu, co faktycznie w tupolewie jest możliwe, ponieważ ma dodatkowo interceptory (hamulce powietrzne wychylające się do góry w czasie podnoszenia lotki), podwaja 0.3 na 0.6 co jest nadal mniejsze niż 1 i dlatego nie daje możliwości zatrzymania beczki, c.b.d.o.

Zauważmy, że zabrana skrzydłu cześć siły nośnej rozmyta jest po całym skrzydle. Bardziej punktowe odebranie 20% siły nośnej jednego skrzydła, na przykład przy jego końcu, jak w przypadku urwania skrzydła zilustrowanego na fotografii powyżej (oczywiscie urwanie zrobiono komputerowo), spowoduje znacznie słabszą możliwość kontrowania lotką, co jak zaraz zobaczymy znacznie wzmacnia konkluzję o niestabilności bocznej uszkodzonego tupolewa.

 

JESZCZE INNA PRAWDA: TU-154M POZBAWIONY 30% ROZPIĘTOŚCI SKRZYDŁA  SPADA ROBIĄC NIEKONTROLOWNĄ BECZKĘ 

Weźmy teraz  L=13 m jako  to długość uszkodzonego lewego skrzydła. Moment siły związany z urwaniem skrzydła równy jest

T = ∫0R  f0 (1 - y2/R2)1/2  y dy  +  0L f0 (1 - y2/L2)1/2  y dy = (R2- L2) f0/3.

Stopień kompensacji obrotu przez lotkę równy jest

|Tail / T| =   (1 - L2/R2)-1  |Δα /α| [(1-  y12/R2)3/2 - (1-  y22/R2)3/2]  =  (0.181/3) /(1- L2/R2) =  0.12 << 1

Stosujemy teraz mnożnik 1.87 (por. rozdz. 32) dla przypadku, kiedy jedna lotka wspomagana jest przez sąsiadująca z nia lotkę-interceptor o ponad dwukrotnie większym kącie wychylenia: 

Lubię to! Skomentuj959 Napisz notkę Zgłoś nadużycie

Więcej na ten temat

Komentarze

Inne tematy w dziale Polityka