Wg wiedzy z aerodynamiki z podręcznika rosyjskich autorów podane przez MAK parametry lotu po ścieżce w ostatnich kilkudziesięciu sekundach są niefizyczne -samolot nie mógłby się utrzymać na ścieżce o nachyleniu 4,7.
Wariant I wzory z Bechtira + doskonałość aerodynamiczna K dla samolotu w konfiguracji do lądowania wzięta z:
.DOŚWIADCZALNE CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE MODELU SAMOLOTU TU-154M W OPŁYWIE SYMETRYCZNYMI NIESYMETRYCZNYMALEKSANDER OLEJNIKMICHAŁ FRANTSTANISŁAW KACHELMACIEJ MAJCHER Wojskowa Akademia Techniczna, Wydział Mechatroniki i Lotnictwa00-908 Warszawa, ul. Kaliskiego 2
http://n-1-18.dcs.redcdn.pl/file/o2/tvn/web-content/m/p1/f/8725fb777f25776ffa9076e44fcfd776/01afd821-c9d6-4c8f-8317-85ae022b55af.pdf
-przyjęto wartośc K=4
P-siła ciągu w kG G ciężar samolotu w kG
Otrzymane wyniki:
Przy ciągu na poziomie "mały gaz" - tak jak rzekomo w Smoleńsku -samolot Tu-154 musiałby się zniżać po ścieżce nachylonej pod kątem 12,5 stopnia.
Wariant II
Jeśli przyjąć doskonałość aerodynamiczną K równą 5 wg podręcznika Piatina
СамолетТу-154 в посадочной конфигурации имеет малое аэродинамическое качество
(К ~5), Piatin
ДИНАМИКА ПОЛЕТА И ПИЛОТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА Ту-154 Допущено Департаментом воздушного транспорта в качестве учебного пособия для курсантов летных учебных заведений гражданской авиаци
http://www.protu-154.org/files/dynamic154.pdf
to otrzymuje się następujące wyniki:
Przy ciągu na poziomie "mały gaz" - tak jak rzekomo w Smoleńsku -samolot Tu-154 musiałby się zniżać po ścieżce nachylonej pod kątem 9,3 stopnia.
Dla ścieżki 4,7 stopnia - jak w Smoleńsku ciąg silników musiał by wynosić 9000kG a nie ok. 3000kG jak przy ustawieniu na poziomie "mały gaz."
Wg wiedzy z aerodynamiki z podręcznika rosyjskich autorów podane przez MAK parametry lotu po ścieżce w ostatnich kilkudziesięciu sekundach są niefizyczne -samolot nie mógłby się utrzymać na ścieżce o nachyleniu 4,7 przy ustawieniu ciągu silników na mały gaz.
q.e.d. (quod erat demonstrandum), c.n.d. (co należało dowieść), c.b.d.o. (co było do okazania)
====================================================================================================
Dodatek:
Uwagi krytyczne blogera JAki-taki
Wyznaczona doskonałość w ustawieniu do lądowania przy kącie natarcia jest ok. 6,5. (Na str. 13)
http://n-1-18.dcs.redcdn.pl/file/o2/tvn/web-content/m/p1/f/8725fb777f25776ffa9076e44fcfd776/01afd821-c9d6-4c8f-8317-85ae022b55af.pdf
Samolot od chwili 10.40.00 do 10.40.50 zniżał się z wysokości 563 m do 188 m, czyli o 375 m. To daje średnią zniżania 7,5 m/s (w stenogramie "jest siedem" potwierdza to).
Zależność siły ciągu od obrotów KND jest następująca (wielomian 3 stopnia)
y=65,571*x^3+109,72*x^2-24,698*x+5,1797
x - to ułamek z jedności, y - wynik w kiloniutonach.
Porównanie danych i ze wzoru
x - tabela - wzór
0,3 - 9,4 - 9,41
0,575 - 40 - 39,7
0,67 - 57 - 57,6
0,71 - 66,5 - 66,4
0,785 - 85,5 - 85,1
0,82 - 95 - 94,8
0,855 - 105 - 105,2
Czyli zgodność jest bardzo dobra.
W powyższym okresie obroty zmieniają się w przedziale 0,40 - 0,338, średnio 0,37.
Odpowiada temu siła ciągu 14,4 kN. Razy 3 silniki.
Te dane przywracają zgodność z danymi z czarnych skrzynek.
--
ilustracja o jakich parametrach jest mowa :
Uwaga: z raportu Millera
Samolot w momencie podjęcia przez dowódcę statku powietrznego decyzji o odejściu na drugi krąg zniżał się z prędkością opadania 6,2 m/s.
od razu widać niezgodność: ciąg silnika musiałby na ścieżce 4,67 być rzędu 5500 kg ( wg tej metodologii) a był prawie dwa razy mniejszy
Jak widać parametry z raporty MAK nijak nie pasują do realnych, fizycznych zdarzeń:
- po zmniejszeniu ciągu o ok.13Ton - samolot nie zmniejsza prędkości, przy czym nie zmienia istotnie kąta pochylenia czy innych mogących mieć wpływ przebieg lotu ustawień.
--------------------------
Co do doskonałości aerodynamicznej to wartość K=4 była rzeczywiście założona przez mnie zbyt nisko; ale podałem też szacunki dla K=5 .
Gdyby uznać za prawidłową wartość K ok. 6,5 to i tak nie uzyskamy obrazu zdarzeń zgodnego z zasadami fizyki Newtona;
owszem z wzoru Bechtira uzyska sie niby zgodność z raportem MAK - ale przy prędkości opadania ponad 8 m/sek i kącie zniżania 6,5% ( bloger paes64 wyliczył ten kąt na 4,67 stopnia).
Ale z kolei przyjecie tej wartości K skutkuje tym - co pokazałem wyżej w Tabeli , że otrzymuje się dla lotu po ścieżce znacznie zaniżoną wartość potrzebnego ciągu ( zupełnie inne wartości oporu czołowego)
Kołdra jest zbyt krótka.
Parametry na ścieżce w ostatnich kilkudziesięciu sekundach muszą budzić poważne wątpliwości do ich zgodności z rzeczywistością.
Poruszałem to już dawno w notce na forum Katastrofa w Smoleńsku:http://forum.gazeta.pl/forum/w,1157,148788709,148788709,Krytyczny_moment_lotu_8_39_55.html
jest w niej wiele cytatów z podręcznika pilotowania Tu-154 autorstwa Jerszowa i inne
np.Оcнoвa для принятия решений нa глиccaде – зaрaнее рaccчитaнный и пoдoбрaнный перед четвертым рaзвoрoтoм режим двигaтелей, тo еcть, пoтребнaя тягa.
Легкaя мaшинa? Знaчит, бyдет где-тo 82. Жaркo зa бoртoм? Нy, знaчит, 84.
Eelementarz wg pilota Tu-154 Jerszowa
Шaccи выпycтить. Зaкрылки 28. Нy-кa, режим 84…Гoризoнт. Пoтoчнее выдержaть выcoтy. Пoтерпеть. Скoрocть пaдaет: 340, 330, 320, 310, 305…aгa, 300, 300…Мнoгoвaтo. Нy-кa, режим 83. Агa, пaдaет. 290, 290, 290…ycтaнoвилacь. Вoт этo и бyдет нaш режим нa глиccaде: 83 прoцентa.
При рyчнoм yпрaвлении cкoрocть нa глиccaде coглacнo РЛЭ рекoмендyетcя выдерживaть небoльшими oтклoнениями РУД в пределaх ±5 % пo oбoрoтaм, cвoевременнo реaгирyя нa нaчaлo изменения cкoрocти. При дрoccелирoвaнии нa 10 % и бoлее cкoрocть caмoлетa в пocaдoчнoй кoнфигyрaции быcтрo пaдaет, пoэтoмy при неoбхoдимocти cyщеcтвеннoгo yменьшения cкoрocти требyетcя пoвышеннoе внимaние пилoтoв к выдерживaнию режимa cнижения вo избежaние oпacнoй пoтери cкoрocти [РЛЭ, п. 4.2.11(9)].
Instrukcja mówi jasno
nawet zmniejszenie obrotów silnika o 10% jest niebezpieczne, gdyż wtedy szybko spada prędkość samolotu
- a w Smoleńsku o godz. 8:39:55 zmniejszyły się obroty KBD o 25% i prędkość samolotu nie spadła- przez 25 sekund
?????????????????????????????????????????????????????
-----------
Uzupełnienie:
Doskonałość aerodynamiczna po angielsku to Lift-to-drag-ratio
poniżej podano wartości L/D ( odpowiednik K) dla dużych samolotów pasażerskich w konfiguracji do lądowania
- z wysuniętymi slotami i klapami - są to wartości minimalne - dla z kolei maksymalnej siły nośnej.
https://aviation.stackexchange.com/questions/24649/for-a-large-commercial-plane-on-landing-does-the-l-d-ratio-increase-decrease
=================================================================================================
-Suplement:
Для сверхзвуковых самолетов с треугольным и стреловидным крылом малого удлинения аэродинамическое качество К = 3,5 -т- 4,5, прн глиссаде снижения с углом 5° потребная тяга ГТД составляет (0,20 0,15)0пос, где Опое — посадочный вес самолета. На оборотах малого газа тяга Рц. г = (0,04 0,06)0пос-
https://mash-xxl.info/info/340271/
