WWW:

literballer:
Почему совсем перестало "биться" значение взлетной массы?

Пока аэродинамики выясняют свои отношения, у меня к Вам вопрос.
Что Вы имели в виду под выражением "биться"?

"совпадать". Извините .

neustaf:

Я говорил о разбеге "экспериментального"

а я вас спрашиваю о разбеге в Ярославле как меняется УА в зависимости от тангажа?
вам сложно ответить?

Не сложно - прямая зависимость. Но єто ничего не говорит. От того, что сумму двух величин обозначили третьей, зависимость между первыми двумя не выстраивается. Саил прав, одним словом.

literballer:

neustaf:

Я говорил о разбеге "экспериментального"

а я вас спрашиваю о разбеге в Ярославле как меняется УА в зависимости от тангажа?
вам сложно ответить?

Не сложно - прямая зависимость.


вот вам и ответ, на разбеге УА зависит от тангажа, а Су от УА.
можете вспомнить и раскачку ту-154 под Донецком, по тангажу или УА как вам удобнее из за долгопериодической зависимости УНТ (виду инерции) просто не успевал отрабатывать за изменнием Су от изменеия УА, так они и болтались вместе тангаж , УА, Су и это в полете, а не на разбеге.

neustaf:
вот вам и ответ, на разбеге УА зависит от тангажа, а Су от УА.

можно гонять по аэродрому и с ещё большим тангажом, УА и Су, а толку то с того?
..."одного только Су" для взлета "маловато будет"...

LEngFT:
....некогда тратить свое время на пустые споры.

а до этого тратили на полные? :))

."одного только Су" для взлета "маловато будет
///////
Возьмите два

neustaf:
Возьмите два

поздно мне уже

kovs214:



Да, ИС нет, но скос потока-то куда делся? "Спинка" профиля имеет дугообразную форму, даже эта форма способствует отклонению потока вниз, что и влечёт за собой скос потока.

Спасибо, я вот про этот скос и говорил. Почему вообще разговор про это начал: тут когда-то мне ссылку на какой-то военный словарик дали, там скос (который от вихрей) описывается. Я начал про этот долбить (который от угла атаки профиля), а мне говорят неет...скос это совсем другое. Так и кончилось ничем, даже никакого отброса массы вниз не признавалось. Мол скорость сверху больше, снизу меньше, вот и "летит").
Касаемо нашего случая...помню формула была, для чего-то считали cкос(для 204?), но данных не хватило.
На Яке не думаю, что влияние скоса на стаб какие-то катастрофические последствия повлекло. Там же угол стаба закладывается с учётом всех параметров (и центровки, и скоса и прочей "геометрии").

neustaf:



так он и не поднимается - это ось отклонения потока, но сверху ведь тоже воздух разрежения там быть не может вот он весь поток и отклоняет вниз, меньше чем на оси, но отклоняет.

Что какое-то возмущение потока идёт, это понятно. Если на Ан-24, 124, Су-24, 27 и т.д. влияние на стаб очевидно, то на Яке...нет (намного меньше, насколько?), оно есть конечно, но интересно, представляет ли сколько-нибудь значимую цифру. Там ведь этоn "скос" в немалой степени диаметром фюзеляжа "затеняется".
Cкорее всего увеличение режима больше влияет, чем этот пресловутый скос. Опять же боковые движки "затеняют" стаб от "крыльевого скоса".

kovs214:

корвалол.
Снизойдите, прочтите ссылку ;).

Ну вот, ваша ссылка наоборот пролила воду на мою мельницу)), вот про это и пытаюсь сказать:


"При Т-образной конфигурации хвостового оперения руль высоты расположен таким образом, что в нормальных полётных условиях он оказывается выше траекторий движения воздушного потока, обтекающего фюзеляж и крылья, и сноса потока с воздушного винта. Таким образом, руль высоты находится в невозмущённом воздушном потоке, и его действие остаётся стабильным в большинстве режимов полёта."

(моё):И уж тем более на разбеге влияние скоса на Т-образное оперение минимально. С большими УА всё понятно, но непосредственно на разбеге и первоначальном отклонении штурвала на себя, скос практически не влиял.

С большими УА всё понятно, но непосредственно на разбеге и первоначальном отклонении штурвала на себя, скос практически не влиял.
///////
все верно, нет подъемной силы, нет Су, нет скоса нет никакого влияния, как пошел нос, пошел УА, Су скос потока и дальнейшие рост кабрирующего момента на стабе, вот там их и забросило

neustaf:
С большими УА всё понятно, но непосредственно на разбеге и первоначальном отклонении штурвала на себя, скос практически не влиял.
///////
все верно, нет подъемной силы, нет Су, нет скоса нет никакого влияния, как пошел нос, пошел УА, Су скос потока и дальнейшие рост кабрирующего момента на стабе, вот там их и забросило

Тут, как мне кажется, можно ещё добавить прирост подъёмной силы на стабилизаторе, который происходит при вращении самолёта вокруг оси Z, при подъёме ПО.

to kovs214:

при вращение действуют скорее депфuрующие моменты

neustaf. Согласен.

neustaf:...вот там их и забросило

в смысле "свалило" или что-то другое?

kovs214:...можно ещё добавить прирост подъёмной силы на стабилизаторе, который происходит при вращении самолёта вокруг оси Z, при подъёме ПО.

прирост подъёмной силы на стабилизаторе создаёт вращательный момент вокруг оси Z, за счет чего и подымается ПО, а не наоборот.
Нет?

Анисим. Точно.

Анисим:

neustaf:...вот там их и забросило

в смысле "свалило"


это к тому, что некоторые уверены, что рост тангажа, УА был невозможен при передней загрузке.
кабрирующий момент растет с ростом УА, Су из-за
1 роста скоса потока на стабе
2 смещение ЦД крыла при росте УА.

2 Анисим:

LEngFT:
....некогда тратить свое время на пустые споры.

а до этого тратили на полные? :))


Да просто человек еще осенью 2011 года усомнился в "торможении" и принялся
за расчеты т.к. правильно было написано еще 23/09/2011 одним из участников:
"есть несоответствия взлетной массы, выбранному режиму, скоростям решения и подъема".
Заметьте себе, не "гадал на кофейной гуще" на этой ветке, как некоторые,
а расчетами занялся. Но МАК сказал "люминий" и "чугуния" уже не может быть
по определению. Так что "LEngFT" действительно зря старался. Бывает и так...

neustaf:
это к тому, что некоторые уверены, что рост тангажа, УА был невозможен при передней загрузке.
кабрирующий момент растет с ростом УА, Су из-за
1 роста скоса потока на стабе
2 смещение ЦД крыла при росте УА.

как по мне, то самолёт "тупо подорвали" (типа перелететь шлагбаум) на малой скорости и тут же свалились.
Причина та же самая, что и в Смоленске, а по большому счету почти везде...
...сами себя загнали в "точку невозврата": одни вовремя не прекратили заход, другие взлёт; и какая в принципе разница что этому предшествовало: то ли неправильные данные в ФМСке, то ли торможение, то ли ещё что-нибудь.
"Не готов!" - горит.((

RTX:

Да просто человек еще осенью 2011 года усомнился в "торможении" и принялся
за расчеты т.к. правильно было написано еще 23/09/2011 одним из участников:
"есть несоответствия взлетной массы, выбранному режиму, скоростям решения и подъема"


Ну-ну!
Если не путать хронологии, то имярек как раз в 2011-м ръяно поддерживал
версию торможения, как основную. И сейчас торможение автором не отрицается,
просто оно переведено в разряд сопутствующих причин.
И еще.
О взаимном несоответствии режимов, скоростей, масс вообще никто не спорит.
Это изначально одинаково было понятно и союзникам автора, и оппонентам.

Анисим:


как по мне, то самолёт "тупо подорвали" (типа перелететь шлагбаум) на малой скорости и тут же свалились.

Дык от физики-то никуда не уйти. Чтоб "подорвать" подъёмная сила нужна. Чтоб она возникла, надо взлётный угол создать, а для него (угла) кабрирующий момент. А дальше расшифровку смотрим: аэродинамические средства были исчерпаны. При новом угле стаба (-10) и отклонённом до предельных усилий РВ, тангаж даже не изменился (кабр. момента по прежнему не хватает). И дальше, на 11.59.50, в самой яме провала оборотов двигателей (чуть раньше на секунду, на нисходящей "горке" оборотов турбовентиляторов)начал расти тангаж. И на середине подъёма горки оборотов, тангаж вырос до 6, 7* и проихошел отрыв.
То есть "подрыв" произошел, но совсем против воли пилотов (вернее не оттуда, откуда ждалось). Он (подрыв) произошел только благодаря уменьшению пикирующего момента от тяги трёх двигателей. Всмотритесь внимательно: эти моменты ТОЧНО совпадают.
А подрыв рулями был невозможен. Запаса не было. На 70 кг усилия какой там подрыв, если ногами опять же упереться.
А если бы обороты не сбросили, вообще никакого отрыва не было бы.

корвалол:
Дык от физики-то никуда не уйти. Чтоб "подорвать" подъёмная сила нужна. ..........
А если бы обороты не сбросили, вообще никакого отрыва не было бы.

...и не спорю, кстати на 122 стр. окончательного отчёта "косвенно" об этом упоминается: "...подъёму передней стойки препятствует как появление дополнительных сил торможения, так и перевод двигателей с номинального режима на взлётный".
Однако, всё это лирика а не физика, и не могло стать причиной, если бы вовремя не был прерван взлёт.
Не сбросили бы обороты - неизвестно:
а может быть и хватило бы скорости для создания необходимого кабрирующего момента на стабилизаторе для отрыва и набора;
а быть может и с большей скоростью пошли бы сшибать всё что попадётся на пути.
А взлёт не был прерван вовремя, потому что, как и в Смоленске, "некому" было это сделать (разве что кроме бортмеханика с его попыткой уборки РУД).

Анисим:

(разве что кроме бортмеханика с его попыткой уборки РУД).

Почему решили, что он?

Ariec 71:
Почему решили, что он?

http://mak.ru/russian/investig ... стр.196

На 70 кг усилия какой там подрыв, если ногами опять же упереться. 
///////
нет никаких обьективных данных, что усилия на штурвале в том взлете были 70кг

neustaf:

На 70 кг усилия какой там подрыв, если ногами опять же упереться.
///////
нет никаких обьективных данных, что усилия на штурвале в том взлете были 70кг

А это усилие (70) совершенно не зависит от того, какой это был взлёт. Есть скоростной напор - 57 м/с, есть положение руля и стаба относительно вектора скорости потока - есть усилие на штурвале, всё. Совершенно неважно при этом, было подтормаживание или нет. Оно (такое усилие) будет в ЛЮБОМ взлёте. Штатное при этом (руль -5-6*) - 30-35 кГ. Самые что ни на есть объективные цифры, полученные расчётами, подтверждённые продувками и натурными испытаниями задолго до катастрофы. Имею в виду усилия на штурвале в зависимости от угла отклонения руля и скоростного напора. МАКу нет нужды ничего придумывать в данном случае.
Есть скорость, есть углы - смотрят таблицу - 70 кг (и более), даже считать ничего не надо.
В натурном эксперименте проверялось не наличие или отсутствие такого усилия, а вероятность "упирания" в педали при возникновении нештатных усилий. А сама величина (70) повторюсь, справочная.

Анисим:


Не сбросили бы обороты - неизвестно:
а может быть и хватило бы скорости для создания необходимого кабрирующего момента на стабилизаторе для отрыва и набора;

Обороты сбросили через 250 метров после "окончания" полосы, на грунте уже. Роста скорости не было.

Для создания кабрирующего момента, "пересиливающего" 24 000 кГм пикирующего, никакой скорости не хватило бы (только теоретически, мож километров 400 и хватило бы, или ещё угол стаба доставлять). Для взлёта надо было только убрать (или уменьшить) этот момент. Что и произошло. Баланс: кабрирующий VS пикирующий моменты, с резким уменьшением пикирующего момента от тяги трёх двигателей, позволил создать взлётный угол и оторваться.
Неслучайно рекомендовал глянуть этот момент на расшифровке: падение оборотов турбовентиляторов точно соответствует падению пикирующего момента от тяги, график будет один к одному. Вот и произошел отрыв. Дальнейший набор тангажа был уже, если грубо выразиться, не сколько аэродинамический, сколько "весовой". То есть, самолёт оторвался от опоры (земли) и повис на ЦД (центре давления, который тоже не "зафиксирован")....а хвост оказался "тяжелее". Естественно имеются в виду не реальные веса, а моменты сил. Центровка то осталась прежней, как и была (правая чаша весов), а кабрирующий момент увеличен полуторами лишними градусами угла стаба и 7-8 градусами РВ (левая чаша весов), вот "зад" и перевесил.
То есть видите, что получается? Необходимый кабрирующий момент всё же был создан, но для той, реальной центровки, был избыточным. Дальше (после отрыва) штурвал от себя отдавать пришлось уже, до упора. Где тут передняя центровка?

neustaf:
сли бы как писал МАК усилия на штурвале были неприемлимы, то первое что пришло бы в голову хоть на Як-40, хоть на Як-42 снять усилия снимаются они переключателем на штурвале который управляет стабом (на других типах отработали бы триммером). если это не произошло, то говорит только об одном - непомерных усилий на штурвале не было.
**********
если пилотировал КВС и непомерных нагрузок не было, то зачем он давал команды "дяде"- "взлётный" и "стаб". Мог и сам...Или "не царское это дело"?
Если команда для 2П, то как он мог переставить стаб и осознанно при этом тормозить?
Если 2П не тянул штурвал, то зачем он упирался в педали тормоза(там ведь переменное усилие к педалям применять нужно)?

Баланс: кабрирующий VS пикирующий моменты, с резким уменьшением пикирующего момента от тяги трёх двигателей, позволил создать взлётный угол и оторваться.
Неслучайно рекомендовал глянуть этот момент на расшифровке: падение оборотов турбовентиляторов точно соответствует падению пикирующего момента от тяги, график будет один к одному. Вот и произошел отрыв.

повторяю: "и не спорю..."

однако, если глянуть на расшифровке положение стабилизатора, то именно в это время тот закончил перекладку а РН достиг максимального отклонения и пошло увеличение тангажа с дальнейшим набором высоты.

Насчет: "кабрирующего момента, "пересиливающего" 24 000 кГм пикирующего" - не нашёл в отчете такого.

Повторюсь ещё раз, все эти манипуляции: "колонка до пупа, уборка режима, перекладка..." - мёртвому припарка, коль вовремя не прекратили взлёт.

РН читать как РВ.

Оно (такое усилие) будет в ЛЮБОМ взлёте. Штатное при этом (руль -5-6*) - 30-35 кГ. Самые что ни на есть объективные цифры,  
///////
А саму табличку вы видели, объективную?

если пилотировал КВС и непомерных нагрузок не было, то зачем он давал команды "дяде"- "взлётный" и "стаб". Мог и сам...Или "не царское это дело"? 
---------
если бы усилия были непомерны, то и команда была бы другая не *взлетный*, а *тяни* или * помогай*, но таких команд не было по усилиям все было как в обычнм взлете

Штатное при этом (руль -5-6*) - 30-35 кГ. Самые что ни на есть объективные цифры,
--
Корвалол, это не "штатные" усилия, а допустимые по НЛГС (по Л Енжу, сам не проверял, но верю). При нормально выставленном стабе- отрываешь "двумя пальцами".)) "Легким движением руки.." (с)

если бы усилия были непомерны, то и команда была бы другая не *взлетный*, а *тяни* или * помогай*
--
Угу. Если только при виде будки не сработал рефлекс у обоих.

to корвалол,
если у вас есть объективные данные по усилиям на штурвале Як-42 на взлете, то привидите пожалуйста, буду рад, но а пока чем богаты, страничка из Практической аэродинамики Як-42
http://s016.radikal.ru/i337/15 ...

на числе М 0, 6 на 10 км (приборная 375 что в 1, 7 более наших скоростей на взлете, аэродинамическая нагрузка более чем в 2, 5 раза больше, чем на скорости 230) для создания перегрузки 2 с центровкой 20% усилия 60 кгс ( с размерностью промахнулся Бехтир 600 никак не может быть) , там же есть приписка на взлете если Стаб не в положении 8-10° РВ может не хватить (не по усилиям, а по рас оду руля)

neustaf:

А саму табличку вы видели, объективную?

Это КаБэвская документация: все подробные расчёты, кривые, результаты испытаний, сводные таблицы, графики и прочее. В общем МАКу вполне доступная. Естественно в сети может и не быть, у меня тем более. Не вижу ничего сверхъестественного в этих цифрах. Если МАК пишет 70, то не от балды же, у него как раз эти цифры есть. А цифры и кривые в РЛЭ - это только верхушка айсберга. ВСЯ документация по самолёту (в архиве КБ) несколько полок занимает.
Иначе давно опровергли бы эту информацию (про 70 кГ на штурвале при скорости за 200 и угле отклонения 13-14*)


саил:


Корвалол, это не "штатные" усилия, а допустимые по НЛГС (по Л Енжу, сам не проверял, но верю). При нормально выставленном стабе- отрываешь "двумя пальцами".)) "Легким движением руки.." (с)

Да в отчёте мелькали эти цифры (30 - 35). Насчёт "нормально выставленном" - кто б сомневался. Достаточно двумя пальцами "нарушить" равновесие, как бабочка на штанге у волка в "ну погоди" и вперёд). Тут ведь речь и идёт о: двумя пальцами - стойка не отрывается, тянем сильнее - нихрена, давай уже двумя руками. Но если в ноги не верить, то опять по кругу пойдём.
Там же вполне могло так быть (утрированно ессно): уселся поудобнее, ноги вытянул. А дальше катавасия:
-сначала чуть-чуть обжимали тормоза (случайно, непредумышленно, от неправильной постановки ног) - вот чуть-чуть двум пальцам не хватало...
-штурвал чуть сильнее на себя - и на педали упор чуть сильнее
и так всё это пропорционально сложилось - чем сильнее тянем, тем больше упираемся, что в конце концов привело к неотрыву стойки. А дальше перемешалось это торможение от "упора" ног с умышленным, на прекращение взлёта (за 100 метров до конца бетона). Это и последующее назвали назвали "рассогласованием". А если ноги убрать, естественно картина невероятной будет.

Анисим:
Насчет: "кабрирующего момента, "пересиливающего" 24 000 кГм пикирующего" - не нашёл в отчете такого.

Ну в отчёте нет значит таких очевидных вещей. Если максимальную силу торможения оценили в 8 тонн, пикирующий момент от неё в 24 000 кГм, то совершенно понятно: чтоб поднять переднюю стойку, необходимо к штатному кабрирующему моменту прибавить (компенсировать) этот дополнительный момент.

Стаб не в положении 8-10° РВ может не хватить (не по усилиям, а по рас оду руля)
--
Тут я чего-то уже запутался. Вроде(по Л Енжу) 1*стаба=1, 7руля.
Предположим, выставлен 6*. Нормальное отклонение РВ- 5*. Запас РВ 17-5=12*. 12/1.7=7.
Т.е, можно РВ(по отклонению) симитировать даже стаб 13*. Не ?
Или таки не расходе дело ?

neustaf:
с размерностью промахнулся Бехтир 09/08/2015 [11:54:15]

В этой книге вообще много ошибок. И на графиках встречается не та размерность. И на этой же странице чуть выше - еще ошибка, указано что по эффективности 1 градус стаба равен 3 градусам РВ. Что как было показано выше - неверно. До выхода ОО МАК я вынужден был пользоваться этим соотношением так как других более менее официальных данных не было, что и создавало ранее в моих расчетах ошибку и приводило к ложному выводу что передней центровки почти не было.

саил:

Стаб не в положении 8-10° РВ может не хватить (не по усилиям, а по рас оду руля)
--
Тут я чего-то уже запутался. Вроде(по Л Енжу) 1*стаба=1, 7руля.


по Бехтиру 3 гр РВ на 1 СТАБ на той же 123 стр.

Синхронно. )) И кому верить ?))

neustaf:
Иначе давно опровергли бы эту информацию (про 70 кГ на штурвале при скорости за 200 и угле отклонения 13-14*)


я просил объективную информацию, вы ее не обладаете, а все эти если бы да кабы значения не имеют.
Объективной информации по непомерным усилиям на штурвале в Ярославе нет,

neustaf:

to корвалол,
если у вас есть объективные данные по усилиям на штурвале Як-42 на взлете, то привидите пожалуйста, буду рад,

Объективных нет, только субъективные и из отчёта. Я свидетелю (Хачикяну) Саилу верю: в штатном взлёте - двумя пальцами, а когда "промашка с балансировкой" на 15* руля пупок развяжется. Естественно физическая сила у всех разная, но ясно же, что усилия велики.

По вашей ссылке не увидел зависимости "угол отклонения руля - усилие". Ща внимательней гляну, пока только вижу усилие для создания заданной перегрузки.

Зато очень важное увидел, спасибо вам: 3 градуса угла отклонения руля примерно соответствуют градусу стаба.

Анисим:
Насчет: "кабрирующего момента, "пересиливающего" 24 000 кГм пикирующего" - не нашёл в отчете такого.

Ну в отчёте нет значит таких очевидных вещей. Если максимальную силу торможения оценили в 8 тонн, пикирующий момент от неё в 24 000 кГм,



эти расчеты построенные на песке ценртовка 24, 7% взята от фонаря.

саил:
Синхронно. )) И кому верить ?))09/08/2015 [12:34:22]

Никому. Но мне - можно.)))

Лучше не верить, а знать. ОО МАК - официальный документ, аэр характеристики приведенные там - официальные. Как можно даже сравнивать эти данные с какой-то книжкой в которой есть и другие ошибки? К тому же значение от МАК полностью соответствует указанному в книге Аэродинамика Остославского. А Бехтир думаю взял это значение от балды - основываясь на соотношении площадей, чего делать нельзя.

корвалол:
Я свидетелю (Хачикяну) Саилу верю: в штатном взлёте - двумя пальцами, а когда "промашка с балансировкой" на 15* руля пупок развяжется

это ваше субьективное мнение, ни и прикиньте если на скорости 200, пупок развяжется при отклонении РВ на 15, то на скорости 400, он развяжется уж на РВ менее 4 градусов, а на доп скорости 600 уже на 1, 5 а это означает, что штурвал мертвый не отклоните вы его в полете на РВ 2° - что сами понимаете - ложь, потому и ваш посыл про 15° и "пупок" также ложны.


, спасибо вам: 3 градуса угла отклонения руля примерно соответствуют градусу стаба.


это не мне, а Бехтиру, хотя мне его учебники никогда не нравились, очень много ляпов и неточностей, всегда больше Лигум нравился.

по работе стаб+РВ на 42 меня всегда вот какой вопрос интересовал.
СТАБ = 0
РВ= 0, начинаем переставлять СТАБ на -12, что в это время покажет указатель РВ?
но на ветке летчиков а 42 не осталось, проверить на железе некому.

neustaf:
по работе стаб+РВ на 42 меня всегда вот какой вопрос интересовал.
СТАБ = 0
РВ= 0, начинаем переставлять СТАБ на -12, что в это время покажет указатель РВ?
но на ветке летчиков а 42 не осталось, проверить на железе некому.09/08/2015 [13:15:15]

Отвечал уже на этот вопрос. Так железа не надо.Гляньте на график аварийного взлета. Там есть перестановка стаба . Посмотрите на график РВ в этот момент. Вот и ответ.

LEngFT
К тому же значение от МАК полностью соответствует указанному в книге Аэродинамика Остославского

извините, а разве Осталовский писал о пректической аэродинамики Як-42? он умер вгод, ккогда самолет только начали проектировать

саил:


Тут я чего-то уже запутался. Вроде(по Л Енжу) 1*стаба=1, 7руля.

Говорил же, безбожно врёт ). Его филькина грамота и построена на отсутствии точных цифр. Так постепенно его отчёт, как капуста, от которой листы отрывают, в кочерыжку превратится.
Одно вступление останется)).
Пока имеем: превышение отклонения РВ над штатным (5-6*)- примерно 6 градусов = 2 градуса стаба - 4% центровки.
Штатный угол стаба при 25% - 8, 5*.
Дальше (при стабе -10 и рулях -13) вообще где-то меньше 20% центровки балансируется. Даже их не хватило для компенсации "тормозного(мнимого) сдвига центровки вперёд". Вот всё и совпадает. Убрали газы - взлетели. "Сбалансированы" на ~20%, а реальная 25%. Вот и не тангаж набирали, а на хвост заваливались. Пишу же: набор тангажа "весовой" был. То есть тангаж рос с потерей скорости, это и есть "заваливание на хвост" от перекомпенсации по кабрирующему моменту. Дальнейший рост скорости по расшифровке уже от падения.
Если о происходящем на разбеге можно до хрипоты спорить, то после отрыва картина однозначная. В ней места ошибке в определении центровки нет.
Ясно же, что "сотки" расчётным путём получены (восстановлением), но грубой ошибки не было ни у пилотов, ни у МАКа.

для самолета Ту-134 в практической аэродинамики Лигума указывается такое же соотношение 2, 8-3, 1 ° Рв на 1 ° стабилизатора.

Неустафу: на як-42 нет указателя положения РВ (как у 154), и в полете переклаывать стаб на -12 чревато, да и ноль в полете никогда не бывает.