2.6. Анализ характера утечки топлива и соответствия сертификационным требованиям
После АП, несмотря на течь топлива, пожара не возникло.
В то же время п. 25.721 АП-25 и аналогичный пункт европейских норм летной
годности (см. раздел 1.18.4. настоящего отчета) требуют обеспечить отсутствие «появления опасности (49) пожара».
Для возникновения горения необходимо одновременное наличие и взаимодействие трех факторов:
- горючего вещества;
- окислителя;
- источниказажигания,способногоинициироватьреакциювзаимодействияпервых
двух.
Как указано в разделе 2.5. настоящего отчета, характер трещин и
зарегистрированные данные топливомеров свидетельствует об отсутствии мгновенного пролива топлива из баков в большом объеме при ударе самолета о препятствие на реконструируемой части ВПП. Однако, утечка топлива происходила, что подтверждается как показаниями топливомеров, так и объяснениями начальника поисково-спасательного расчета пожарной машины (раздел 1.15. настоящего отчета). Исходя из количества вытекшего топлива и характера утечки, а также современного понимания критерия
(49) Выделено комиссией по расследованию.
«достаточности» утечки для возникновения опасности пожара (см. раздел 1.18.4. настоящего отчета), комиссия пришла к выводу, что опасность пожара существовала. Фактически пожар не возник из-за отсутствия источника зажигания (50).
Комиссия детально изучила и проанализировала процесс сертификации самолета RRJ-95 на соответствие п.25.721 АП-25 (см. раздел 1.18.4. настоящего отчета). Установлено.
Доказательство соответствия по указанному пункту проводилось разработчиком самолета путем расчетов и анализа (без проведения испытаний), что не противоречит предъявляемым требованиям. По результатам расчетов в конструкцию были введены «слабые звенья» (раздел 1.18.7. настоящего отчета). Данные элементы относятся к особо ответственным деталям, должны разрушаться при заранее определенной нагрузке и призваны предотвращать разрушение топливных баков в местах их крепления.
Конструкцией предусмотрена установка слабых звеньев в двух местах на каждой ООШ: в переднем узле траверсы «А» на заднем лонжероне кессона крыла и в узле крепления переднего подкоса на заднем лонжероне кессона крыла. Остальные узлы крепления ООШ, в том числе гидроцилиндр уборки-выпуска и кронштейн его крепления,специально введенных слабых звеньев не содержат, так как, по объяснениям разработчика, в расчетных случаях нагружения (раздел 1.18.4. настоящего отчета), принятых при сертификации, было показано, что разрушение указанных узлов происходит без повреждений кессона крыла (топливных баков), приводящих к утечке топлива, достаточной для возникновения опасности пожара. В частности, в зависимости от сценария нагружения, при моделировании происходило либо разрушение штока гидроцилиндра уборки-выпуска, либо кронштейна его крепления (51).
В то же время, в зависимости от сценария нагружения, в заднем лонжероне крыла было возможно появление коротких трещин либо в районе кронштейнов крепления опоры, либо на кромках отверстий под винты крепления кронштейна гидроцилиндра уборки- выпуска, либо на кромках отверстий под винты крепления кронштейна шассийной балки. Образование трещин не исключало возникновение утечек топлива в некотором количестве.
Как отмечено в разделе 1.18.4. настоящего отчета, на момент сертификации самолета АР МАК и валидации EASA в отечественной и международной практике не существовало
(50) 05.05.2019 в аэропорту «Шереметьево» произошла катастрофа самолета RRJ-95B RA-89098 а/к «Аэрофлот». Расследование данного события продолжается. Как следует из Предварительного отчета (https://mak-iac.org/upload/iblock/4e4/report_ra-89098_pr.pdf), в результате АП произошло разрушение кессона крыла с возникновением пожара.
(51) При аналогичной принципиальной схеме крепления ООШ на самолете Boeing 777 в конструкцию кронштейна крепления гидроцилиндра уборки-выпуска введено слабое звено (раздел 1.18.5. настоящего отчета).
определения «достаточности» применительно к возможной утечке топлива. Так как моделирование показало возможность образования лишь коротких трещин в зонах установки элементов крепежа, то данные результаты были признаны сертифицирующими властями приемлемыми.
На момент сертификации типа Росавиацией, в отечественной нормативно-правовой базе никаких изменений в рассматриваемой части не произошло. В мировой практике (в частности, в практике EASA) уже существовали критерии относительно того, какая течь топлива является неприемлемой. При сертификации Росавиацией была рассмотрена формально новая редакция сертификационного базиса (52), в которую, с учетом «наилучшей мировой практики», могли быть внесены изменения и дополнения по интерпретации требований п.25.721. Однако, этого сделано не было. При учете Росавиацией в сертификационном базисе данных положений, возможность образования трещин, наиболее вероятно, была бы признана неприемлемой с точки зрения количественной утечки топлива (то есть создающей опасность возникновения пожара), что повлекло бы изменение конструкции шасси или принятие эквивалентных мер.
Примечание:
Как отмечалось в разделе 1.18.4. настоящего отчета, на основании заключения ФАУ «Авиарегистр России» со ссылкой на п. 21.14(е) Авиационных правил МАК, часть 21, Росавиация выпустила Сертификат типа. В то же время, исходя из назначения и смысла указанного пункта Авиационных правил, принять решение о перевыпуске Сертификата типа может только орган, его выдавший, то есть Авиарегистр МАК. По информации Авиарегистра МАК, по поводу переиздания Сертификата типа к нему не обращались, и, следовательно, Авиарегистр МАК такого решения не принимал.
Таким образом, Комиссия по расследованию считает, что Росавиацией был выдан новый Сертификат типа на ВС RRJ-95. Это подтверждается и позицией разработчика ВС, в соответствии с которой им было подано обращение об издании Сертификата типа с приложением новой (актуальной) ревизии Сертификационного базиса.
Характер разрушения шасси и причины утечки топлива при АП подробно рассмотрены в разделах 1.3 и 2.5. настоящего отчета. Установлено, что при АП произошло срезание предохранительных штифтов «слабых звеньев». В местах установки «слабых звеньев» (раздел 1.18.7. настоящего отчета) отделение ООШ от конструкции крыла
(52) Фактически, по объяснениям разработчика самолета, ревизия сертификационного базиса, представленная в Росавиацию, повторяла ревизию, представленную в АР МАК.
произошло без повреждения кессона крыла, что соответствует заложенному конструктивному решению. Однако, полного отделения от конструкции планера обеих ООШ не произошло. В частности, на обеих ООШ не произошло отделения кронштейнов гидроцилиндров уборки-выпуска и/или излома их штоков (как указывалось выше, в данных местах «слабые звенья» не предусмотрены). Частично отсоединенные ООШ продолжили движение вместе с ВС, подвергаясь дополнительным нерасчетным воздействиям и передавая эти усилия на конструкцию планера. При этом в задних лонжеронах обеих консолей крыла, в зоне крепления кронштейнов гидроцилиндров уборки-выпуска, образовались трещины, через которые происходила утечка топлива. Трещины образовались в местах, не отмеченных по результатам моделирования.
Необходимо понимать, что нормативной документацией, определяющей порядок сертификации, предписывается лишь формальное рассмотрение сценария разрушения под действием условной комбинации нагрузок. Рассмотрение фактического движения самолета при посадочном ударе не проводится. Обстоятельства, при которых произошло разрушение ООШ при АП, существенно отличаются от сценариев моделирования, рассмотренных при сертификации (раздел 1.18.4. настоящего отчета). Точное направление реакции в точке контакта колеса с препятствием при авиационном происшествии неизвестно, но наиболее близким является случай «превышение максимальной продольной нагрузки при продольной скорости 50 м/с», так как имело место только движение самолета по ВПП, без посадочного удара. При этом, по сравнению даже с этим сценарием, имеется несколько существенных отличий, которые не позволяют напрямую экстраполировать результаты моделирования на обстоятельства авиационного происшествия:
- отличие скоростей при наезде на препятствие: 50м/с при моделировании, 11м/с при АП;
- отличие в «характере» препятствия. При моделировании стойка шасси подвергалась удару абсолютно жесткой пластины, движущейся в продольном направлении со скоростью 50 м/с, которую невозможно «перескочить», тогда как при АП самолет столкнулся с выступом высотой около 40 см, который он «перескочил»;
- отличие в «порядке» приложения нагрузок. При моделировании нагрузка прикладывалась однократно с известным направлением, а также длительностью и величиной из условий постоянной продольной скорости 50 м/с, до полного отделения ООШ «за один прием» в достаточно малом интервале времени (53). При АП полного отделения ООШ не произошло, а после их подлома при дальнейшем движении самолета на них
(53) В частности, для рассматриваемого сценария моделирования полное отделение ООШ происходило за время, не превышающее 26 мс.
действовали различные силы, не поддающиеся определению как по величине, так и по направлению.
Анализ сценариев моделирования показал, что, исходя из имеющихся алгоритмов и вычислительных возможностей, при их реализации принимался ряд допущений. Одним из главных допущений являлось то, что для обеспечения практически «одномоментного» разрушения ООШ (54) при неизменном направлении действия силы (55) величина этой силы должна быть достаточно большой. При реальных АП приложение силы такой величины является маловероятным событием. В результате, полного отделения ООШ не происходит. В процессе дальнейшего движения самолета, на ООШ, находящиеся в произвольном положении из-за слома одного или нескольких узлов крепления, будут действовать нерасчетные (то есть не рассмотренные при расчетах) силы различной величины и направления, которые могут вызвать разрушение остальных мест крепления и/или передачу нагрузки в этих местах на конструкцию планера. При этом «безопасное» разрушение конструкции не гарантируется, так как величина и направление действия сил могут (и, наиболее вероятно, будут) существенно отличаться от принятых при моделировании.
По заданию комиссии по расследованию разработчик самолета провел моделирование сценария аварийного полета с использованием математической модели, применявшейся при сертификации. Результаты данного исследования приведены в разделе1.18.4. настоящего отчета. Полученные результаты дополнительного расчета демонстрируют лучшую сходимость с фактическими повреждениями самолета, в частности, совпадает характер повреждения гидроцилиндра уборки-выпуска ООШ – деформация штока без его разрушения. Вместе с тем, характер повреждения стенки заднего лонжерона в зоне установки гидроцилиндра не совпадает: моделирование показывает отсутствие повреждений, в то время как фактически при АП имело место образование трещин на стенке лонжерона и возникла течь топлива.
По мнению разработчика самолета, отличия связаны с тем, что динамика движения самолета RA-89011 при АП имела сложный характер, обусловленный несколькими внешними воздействиями (ударами):
«Первое воздействие – удар ПОШ о порог препятствия, который привел к значительным разрушениям в отсеке Ф1 в районе навески ПОШ и одновременно к подбросу носовой части фюзеляжа вверх с угловой скоростью тангажа до 7 м/с.
(54) То есть для достижения полного цикла разрушения всех узлов навески при однократном приложении нагрузки.
(55) Допущение о неизменном направлении действия силы в процессе разрушения также связано с ограничениями модели.
Второе воздействие – удар ООШ о порог препятствия, примерно через 1 с после первого удара, который привел к частичному разрушению узлов навески ООШ и частичному отделению ООШ от конструкции кессона крыла.
Третье воздействие – падение самолета на мотогондолы и отсек Ф4, возможно, сопровождавшийся ударом отсеком Ф4 о порог препятствия. Это воздействие привело к множественным повреждениям отсеков Ф4 и Ф5.
Четвертое воздействие – движение частично отсоединенных основных опор шасси относительно остальной конструкции планера, которое, в том числе, вызвало множественные повреждения механизации крыла и других элементов конструкции систем и планера в этих зонах.
Для моделирования описанной динамики с требуемой точностью необходимо создание полной детальной конечно-элементной модели самолета с учетом упругости, НДС, возникающих остаточных деформаций, воздействия сил инерции каждого элемента конструкции и передачей сил вследствие упругого взаимодействия, – в сочетании с моделированием динамики движения центра масс самолета и его движения относительно центра масс, при столкновении с порогом точно восстановленной формы (а не осредненной).
Такая научная работа не может быть выполнена имеющимися в настоящее время в мире вычислительными ресурсами ...».
Также комиссия отмечает, что на сегодняшний день позиция сертифицирующих органов при подтверждении соответствия п. 25.721 исходит из следующих основных допущений и ограничений:
- рассматриваются только события, произошедшие на ВПП с искусственным покрытием;
- рассматривается только ограниченное число базовых сценариев (расчетных случаев) нагружения, которые считаются «потенциально наихудшими», но не охватывают всех возможных ситуаций, которые, в том числе, могут возникнуть и из-за ошибочных действий экипажа или несоблюдения установленных ограничений;
- рассматривается только первое (однократное) превышение разрушающей нагрузки. Нагрузки, возникающие при дальнейшем движении ВС, и вызываемые ими повреждения, не рассматриваются.
Разработчик самолета также сообщил, что одним из условий, принятых при моделировании расчетных случаев, является необходимость показать разрушение ООШ вплоть до полного без возникновения течи топлива в количестве, достаточном для
появления опасности пожара, при однократном приложении нагрузки, превышающей расчетную при проектировании шасси.
Данный факт подтверждается позицией сертифицирующих органов по интерпретации термина «separation» («отделение») (см., например, CRI EASA, раздел 1.18.4. настоящего отчета). Для обеспечения выполнения этого условия использованные при моделировании величины нагрузок, как правило, значительно превышают значения, фактически действующие на конструкцию при авиационных происшествиях и инцидентах (то есть в «реальной жизни» (эксплуатации) полного отделения шасси при первом приложении разрушающей нагрузки с большой долей вероятности не произойдет).
Таким образом, комиссия делает общий вывод, что указанные ограничения и допущения приводят к тому, что при доказанном соответствии ВС требованиям п. 25.721, на практике (в эксплуатации) при «помещении» самолета вне ожидаемых условий эксплуатации (ОУЭ), определенных при сертификации, риск разрушения топливных баков с утечкой топлива остается достаточно большим (см. также раздел 1.18.5 настоящего отчета).
была произведена на «три точки с перегрузкой 2.55g и угловой скоростью на кабрирование 5м/с». Тут кофейник который год пытается разобраться с причиной такого поведения ВС, обоснованно подозревая эффект PIO (косвенно это подтверждается появлением задержки в поперечном контуре управления при выполнении правого разворота с креном 40 гр на высоте 6000 фт, после поражения молнией (запись «что такое? Плюс-минус 200 футов!»).
