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

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

Скорости полета и вертикального снижения на последнем участке полета
Время снижения самолета с момента заглохания двигателя, ускорение самолета, перегрузка в конце последнего участка полета
Высота, на которой заглох двигатель на последнем участке полета
Параметры верхнего участка траектории снижения самолета
Хронограмма последнего участка полета самолета МиГ-15 №18 и основные события
Почему не возникло пожара на упавшем самолете?
Подтверждение достоверности исследования специалистами ГосНИИ ЭРАТ ВВС перевода пилотами маршевого двигателя на взлетный режим работы на последнем участке полета [26]
Частичный критический анализ основных результатов расследования авиакатастрофы Спецкомиссисй [3-6]



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].
Длина образовавшейся в земле наклонной воронки:
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]; G_с - взлетная масса самолета, G_с = 4806 кг [25]; ρ - плотность лесной суглинистой земли, ρ = 2100 кг/м² [1]; τ_П - продолжительность полета, τ_П = 12 мин [4]; R_дв- реактивная тяга двигателя, R_дв = 1814 кг/кг·с·ч [8]; q - удельный расход топлива, q = 1,05 кг/кг·с·ч [8].
Масса самолета в конце полета:
Скорость самолета в конце последнего участка полета:
По скорости полета и углу траектории в момент столкновения с землей θ = -50° находим вертикальную скорость:
Отметим, что величины скоростей конечного движения самолета после срубания крыльями в роще берез и входа землю точно совпадали с данными Спецкомиссии.




Время остановки ротора двигателя РД-45ФА при выключенной подаче топлива с режима малого газа при n₀ = 2500 об/мин составляет τ₀ = 45 с. Уменьшение оборотов холостого хода двигателя со взлетного режима до остановки при авторотации прямо пропорционально квадрату времени вращения ротора (закон опыта) [12].
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 (n_a - число оборотов ротора двигателя при авторотиции) и средней скорости снижения самолета V_пср позволяют определить время с момента заглохании двигателя до момента контакта с землей τ.
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:
где:
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.
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 V_0у = 15 м/с. Эта скорость за время снижения в 16 с достигла V_у = 145 м/с при авторотирующем двигателе.
Определим ускорение самолета по этим данным:
В конце последнего участка полета пилоты подвергались перегрузке:




После выполнения спирали и подхода к нижнему слон облаков самолет снижался с углом наклона траектории к горизонту θ = -30°, углом тангажа υ = -11° и углом атаки α = 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 V_п = 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.

Заглохание процесса горения в сложившихся неблагоприятных конструктивно-производственных и эксплуатационно-метеорологических условиях подтверждается теорией АКАТАС ГТМ в условиях полета [13, 15, 16].
По формуле Галилея вычисляем высоту, на которой заглох двигатель:




Для полноты картины определим параметры верхнего участка траектории снижения. Высота снижения до момента заглохания двигателя в нижнем облаке:
Время снижения самолета на этой высоте:
Средняя вертикальная скорость снижения на этой высоте:
Вертикальная составляющая скорости в начале снижения:
Ускорение снижения самолета с этой высоты:
Перегрузка пилотов на этом участке снижения самолета:
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.




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.


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.
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.
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.
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.
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.




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?
Ответить на вопрос позволяет анализ условий работы и состояния двигателя.
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.
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.




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.
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.




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.
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 θ = -22°, углом атаки α = 10°, углом тангажа υ = -12°. которые определены по рис. 3.
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 №18. Покажем недостаточность этих постулатов и их непригодность для заключений, какие на их основе сформулировала Спецкомиссия.
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.
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.
Спецкомиссия необоснованно распространила величины этих углов на высоту всего снижения 1500 м и соотнесла их с закритическим режимом полета самолета МиГ-15 №18. При таком постулировании, естественно, возникли сказочные перегрузки в 10...11 ед. и версия о вхождении самолета штопор.
Ранее было показано, что на высоте берез самолет имел стандартное предпосадочное положение, определяемое углом траектории θ = -22°, углом атаки α = 10°, углом тангажа υ = -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.
Все это демонстрирует недостаточную обоснованность подхода Спецкомиссии к оценкам причин авиакатастрофы и абсурдность сделанных ею заключений.

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. На вопрос участника похоронной процессии: «Что явилось причиной гибели героев?» - президент ответил: «Нелепый случай». 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.

Далее...

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

Точка послед. полета	R_ДВ , кГс	τ , с	H , м	T_Р.Т. , K	V_Уср , м/с	V_У , м/с	V_П , м/с	n , об / мин	Углы, град
Точка послед. полета	R_ДВ , кГс	τ , с	H , м	T_Р.Т. , K	V_Уср , м/с	V_У , м/с	V_П , м/с	n , об / мин	θ	α	υ
А	1800	0	4200	900	-	-	167	11600	0	2	2
Б	350	0	4200	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