Авария самолета Airbus A-321-211 VQ-BOZ в Московской области 15.08.2019

[Sholom]

Что-то за 160 страниц предписанных действий ни кто не привел. Они вообще существуют? Я не про шасси. И не про "aviate, navigate, communicate".

И мне хотелось бы послушать начальника транспортного цеха как будет выполняться полет при вставших обеих двигателях, под конец простреливших всю проводку в плоскости двигателей обломками своими.

А тут начальник американского транспортного цеха уже ответил выше. Подумаешь (по его версии), у эйрбаса летное качество выше, чем у цессны. А цессна спокойно разворачивается без тяги на высоте 300 футов. Правда теряет при этом 600 футов высоты и итоговые скорость и высота у нее ноль. Но это мелочи.

 

[Sholom]

"Предписанные действия" - это то что в FCOM, FCTM, QRH. Все верно? Так это не раз упоминалось на этих 160-ти страницах.
Вас это не устравивает?
Тогда где еще могут быть описаны "предписанные действия"? Назовете документ?

Дружище, со всем уважением относясь к указанным вами умным книшкам, позволю себе заметить, что вряд ли там есть описание полета и действий экипажа в нем, когда у вас два двигателя, один из которых имеет 20% тяги, а второй 75%. А на мой взгляд это существенно хужее, чем полет на одном. По одной простой причине. На одном вы компенсируете разворачивающий момент и крен, но вам не надо думать о наличии располагаемой тяги, ибо она есть, даже с запасом на шасси.
А вот в их ситуации фактического разнотяга, им приходилось не только компенсировать разворачивающий момент и крен, но еще и делать это в условиях недостатка тяги второго двигателя.
При этом замечу, что сопротивление, которое создавали шасси, куда меньше сопротивления, которое возникает при действиях, компенсирующих разворачивающие моменты и крены. Причем любопытно было бы проанализировать, допустимо ли вообще считать совокупную тягу двух двигателей путем простого суммирования. Вот я нужной формулы найти не смог, но что-то подсказывает, что разнотяг не дает совокупную тягу, равную простой сумме. Ибо двигатель, который работает с меньшей тягой, создает помимо самой тяги еще и дополнительное сопротивление, т.е. часть его тяги расходуется на преодоление оного.
Итого мы имеем в нашем случае не взлет на двух с тягой, равной тяге одного исправного, а взлет на одном с тягой меньше нормы на 20-25%. А это уже совсем другой паровоз.
И все модели МАКа, построенные на величине суммарной тяги, могут быть не вполне достоверными, ибо обоснование расчета этой тяги таким образом им не представлено

 

[atcstager]

Упоминал про скольжение два раза. Как развивалось.

Почему важно минимизировать скольжение(из-за разнотяга). Да, Отклоненный руль направления создает сопротивление, но своим действием удерживает самолет по потоку. А это меньше сопротивление фюзеляжа и самое главное, минимизация момента по крену, вследствие обдува стреловидных полукрыльев под разными углами (и разной подъемной силой слева-справа).
И вот какая картинка, как самолет борется с растущим скольжением. Обратите внимание на величину отклонения элеронов и спойлеров. Особенно "гадят" спойлеры. И это все в холостую, просто чтобы удержать самолет по крену.

 

[Varis]

Вы, дорогой наш оптимист, все же читайте вопрос, на который отвечаете. А ты получается слегка того..., не того. Вы ответили на вопрос о том, сколько было случаев успешного прекращения взлета ПОСЛЕ ОТРЫВА. Именно так был поставлен вопрос. В ответ вы привели два примера, где оно могло быть. Один из них - Ярославль. Так вот, в Ярославле можно было завершить полет торможением. Причем вовсе не обязательно было даже ждать V1, а потом размышлять. Но ПОСЛЕ ОТРЫВА в Ярославле ловить было нечего. Ни садиться обратно там было негде, ни тормозить. Собственно, был реализован единственно доступный способ торможения. Итоги известны. Не очень-то успешные.

Вопрос был мой. И звучал он чуть по другому: "Кто то может припомнить аварии или катастрофы на взлете если бы прекращение после отрыва привело к меньшим последствиям?" Вместе с тем вы правы - пример Ярославля неподходящий.
Вот у Бекэйра после первого отрыва и последующего касания шансы могли быть в случае прекращения.

 

[Sholom]

Вопрос был мой. И звучал он чуть по другому: "Кто то может припомнить аварии или катастрофы на взлете если бы прекращение после отрыва привело к меньшим последствиям?" Вместе с тем вы правы - пример Ярославля неподходящий.
Вот у Бекэйра после первого отрыва и последующего касания шансы могли быть в случае прекращения.

Лень было листать + за суетой пропустил слово "вероятность". Я помню ваш вопрос и помню, что акцент был именно на развитии событий после отрыва от полосы. Поэтому и влез.

 

[stranger267]

Разворот А320 на 180° со скоростью 210 узлов (на высоте 5000' TAS 225kt) и креном 30° занимает ровно 1 минуту. За это время мы пролетим 4 мили и потеряем 2500'.

А на фига делать разворот для возврата на полосу с standart rate turn (и кстати при крене 30 градусов - что то я сильно сомневаюсь что для разворота с обычными 3 градуса в секунду нужен крен в 30 градусов) - такие маневры делаются с креном под 45 градусов (оптимально) и удвоенной скоростью поворота (6 градусов в секунду). Но да, я скорость не учел, из за скорости будет синк рейт не 800 fpm а примерно вдвое больше - то есть угол наклона глиссады то будет таким же как на плохом мотопланере (качество бобика много выше качества цессны, кстати сказать, и сравнимо с очень очень плохим мотоглайдером) но вот потеря высоты на разворот выше потому что радиус оного много больше из за большей скорости. Так что наверное потеря высоты для разворота на 180 в оптимальном варианте (который точно не 3 градуса в секунду) будет больше, не 400 футов а за 1000 (но и не 2500). 2500 вы потеряете если тупо держите стандартный turn rate. На мелочи такие развороты делают с закрылками 10 и креном где то под 45 градусов и 6 градусов в секунду и больше (закрылки позволяют заметно снизить скорость то есть уменьшают радиус). Это да, скорость я не учел.

 

[Sholom]

А на фига делать разворот для возврата на полосу с standart rate turn (и кстати при крене 30 градусов - что то я сильно сомневаюсь что для разворота с обычными 3 градуса в секунду нужен крен в 30 градусов) - такие маневры делаются с креном под 45 градусов (оптимально) и удвоенной скоростью поворота (6 градусов в секунду). Но да, я скорость не учел, из за скорости будет синк рейт не 800 fpm а примерно вдвое больше - то есть угол наклона глиссады то будет таким же как на плохом мотопланере (качество бобика много выше качества цессны, кстати сказать, и сравнимо с очень очень плохим мотоглайдером) но вот потеря высоты на разворот выше потому что радиус оного много больше из за большей скорости. Так что наверное потеря высоты для разворота на 180 в оптимальном варианте (который точно не 3 градуса в секунду) будет больше, не 400 футов а за 1000 (но и не 2500). 2500 вы потеряете если тупо держите стандартный turn rate. На мелочи такие развороты делают с закрылками 10 и креном где то под 45 градусов и 6 градусов в секунду и больше (закрылки позволяют заметно снизить скорость то есть уменьшают радиус). Это да, скорость я не учел.

А есть принципиальная разница 2500, 1600, 800, 400, если у них было всего 300? Вот у нас после очередного покойника на аэродроме некоторые говорили, "ему бы на 0,5 метра раньше начать скручиваться или на столько же раньше подушку начать ловить". На что им резонно отвечали, что не хер было на той высоте вообще инструкции нарушать и в развороты входить, пил бы щас водку вместе с вами, но не за упокой, а за здравие.
К чему собственно.
Юсупов имел 300 футов, что заведомо исключало какие-либо развороты.
По версии МАК (не моей, замечу), сделай он все правильно, он бы к моменту посадки имел бы 600 футов, чего ТОЖЕ НЕДОСТАТОЧНО ДЛЯ РАЗВОРОТА.
Т.е. за 1,5 минуты он набирал 600 футов. Ему надо было для разворота и захода на посадку иметь не меньше 5000. Т.е. минимум полет бы до НАЧАЛА разворота продолжался бы 12,5 минут. В 10 раз дольше фактического. И это была бы еще не посадка. При этом в режиме TOGA двигатель (исправный) может работать только 10 минут. Что меньше потребного времени.
Вопрос простой: какие шансы были у двигателя? А какие у самолета и его содержимого? Вопрос простой. У меня ответ есть и он односложный.
Добавлю пост фактум. Если бы двигатель разрушал помпаж, то было бы полбеды. Но двигатель разрушала вибрация, что было неустранимо. Т.е. какой бы режим ни был, двигатель продолжал бы прогрессивно разрушаться. Поэтому и у производителя ответов на вопрос "сколько он прожил" бы нет. Будь виной помпаж, призводитель бы сказал, что достаточно было уменьшить режим и шансы завершить полет были бы немалые.

 

[Varis]

При этом замечу, что сопротивление, которое создавали шасси, куда меньше сопротивления, которое возникает при действиях, компенсирующих разворачивающие моменты и крены

На чем основано это утверждение? Ссылку можно на источник?
Кроме того вы писали, что экипаж боролся с разнотягом. Но я при этом замечу, что разнотяг в обсуждаемом случае меньше, чем при полном отказе одного и нормально работающим другом.

 

[Varis]

Лень было листать + за суетой пропустил слово "вероятность". Я помню ваш вопрос и помню, что акцент был именно на развитии событий после отрыва от полосы. Поэтому и влез.

Бывает - не проблема!
Главное разобрались.

 

[2014]

stranger267, как раз на мелочи при попытках развернуться на обратно посадочный убилась уйма народу. В том числе и мой инструктор на моих глазах. На Як-52 - гораздо более маневренной машине, нежели Цессна и тем более Аэробус. Тут обсуждать нечего.

Результаты возможных действий были бы такие:
- садиться под себя сразу после бёрд-страйка (чаек наловили уже после отрыва, в воздухе) - неизбежный выкат за полосу на приличной скорости, где КПБ толком нет (см отчет). Там мокрый грунт (бывшая пойма), т.е. самолёт ногами зароется (т.е. остановка гораздо жёстче фактически случившейся);
- успеть убрать шасси. Самолет улетел бы на километр - другой - третий дальше. А дальше там одна насыпь поперек, за ней карьеры, потом ещё две-три насыпи. Посадка на эти препятствия означает пожар с жертвами;
- не убирать шасси - попадание стойками в ту самую канаву с разрушением самолета, пожаром и жертвами.

Ток что здесь выигрыш в лотерею.

 

[Sholom]

На чем основано это утверждение? Ссылку можно на источник?
Кроме того вы писали, что экипаж боролся с разнотягом. Но я при этом замечу, что разнотяг в обсуждаемом случае меньше, чем при полном отказе одного и нормально работающим другом.

Утверждение основано на том, что на одном исправном эйрбас с шасси набирает высоту нормально при наличии сопротивления на компенсацию разворачивающих моментов. Т.е. сопротивление шасси не столь существенно, как сопротивление при скольжении, что вполне естественно.
А вот по поводу того, меньшее ли сопротивление создает разнотяг обсуждаемый и разнотяг на одном я не уверен. Поэтому и искал формулу расчета совокупной тяги двух разнотянущих двигателей. Сила, создающая тягу, в этом двигателе прикладывается к лопаткам компрессора. И в ее формуле учитывается сопротивление на входе. Когда тяга обоих двигателей одинакова, это сопротивление одинаково. Когда один имеет меньшую тягу, у него сопротивление на входе повышается. Это уже область газодинамики, я в ней не силен, поэтому без формул однозначно утверждать не могу. Но что-то подсказывает, что если у винтового двигателя сопротивление зафлюгированного и вращающегося винта больше, чем сопротивление заклинившего винта, то тут должна быть некая аналогия, ибо на входе турбоветиляторного РД стоит по сути тот же винт, просто выполняет несколько иную функцию.

 

[Н И А]

Вы, дорогой наш оптимист, все же читайте вопрос, на который отвечаете. А ты получается слегка того..., не того. Вы ответили на вопрос о том, сколько было случаев успешного прекращения взлета ПОСЛЕ ОТРЫВА. Именно так был поставлен вопрос. В ответ вы привели два примера, где оно могло быть. Один из них - Ярославль. Так вот, в Ярославле можно было завершить полет торможением. Причем вовсе не обязательно было даже ждать V1, а потом размышлять. Но ПОСЛЕ ОТРЫВА в Ярославле ловить было нечего. Ни садиться обратно там было негде, ни тормозить. Собственно, был реализован единственно доступный способ торможения. Итоги известны. Не очень-то успешные.

Вообще-то я отвечал на пост:

Спасибо за ответ!
Но даже 3 секунды задержка - это "рекордный" показатель.
Для прекращения взлета до V1 3 секунды - это нормально. Но ведь есть конкретный перечень причин прекращения, да и принять такое решение легче - у пилотов есть уверенность что при прекращении взлета до V1 самолет не выкатится при правильных действиях.
А вот решиться прекратить взлет (или выполнить посадку сразу после отрыва) - намного тяжелее. Одно дело когда тяга пропала совсем - тут и решать не придется, других вариантов не будет. А вот если тяга частично упала - сомневаюсь что 3 секунд достаточно чтобы определить полетит самолет дальше или нет. А каждая секунда - это 70-80 метров...

Что вы думаете по поводу рекомендаций Росавиации по прекращению взлета после V1? Особенно после того что попробовали на тренажере? Ведь даже при паузе 3 секунды без выкатывания не обошлись! А МАК в рекомендациях пишет "Для предотвращения выкатываний..." Что то с логикой не вяжется - как не допустить выкатываний если прекращать после V1? Да еще после отрыва?
Естественно, выкатиться на 50 узлах если за ВПП твердый грунт без препятствий - последствия не такие будут как при посадке в кукурузу. А если на 70 или 100 узлах? А если грунт поле дождя, или овраг через пару сотен метров? Или сразу в море за ВПП - ведь и такие есть!

Кто то может припомнить аварии или катастрофы на взлете если бы прекращение после отрыва привело к меньшим последствиям? Я такого не припомню.

P.S. Airbas и ВЕА выступают категорически против таких рекомендаций МАК

То есть в контексте:

Что вы думаете по поводу рекомендаций Росавиации по прекращению взлета после V1?

и

А МАК в рекомендациях пишет "Для предотвращения выкатываний..." Что то с логикой не вяжется - как не допустить выкатываний если прекращать после V1?

для краткости обрезал отрывком:

Кто то может припомнить аварии или катастрофы на взлете если бы прекращение после отрыва привело к меньшим последствиям? Я такого не припомню.

Он меня прекрасно понял, как и я его.

 

[LVV78]

@Samten, не впадайте в ту же ересь, что и @stranger267. Не забывайте, что на всяких там Cessna, Ан-2, Яках, планерах и даже Boeing 737 полностью взятый на себя штурвал (или ручка) означают максимальное отклонение руля высоты на кабрирование. Что чревато излишней потерей скорости и сваливанием. А вот на A320 (в normal law) полностью взятый на себя сайдстик означает лишь желание экипажа иметь максимально допустимый Cy для текущей конфигурации. Что является вполне безопасным режимом полета.

Можно привести бытовой пример, который тут очень не любят.
Если мы теряем машину лучшее решение это ВСТАТЬ на педаль тормоза. ABS стабилизирует машину намного лучше даже очень подготовленного спортсмена(он ее не сможет стабилизировать хотя бы по той причине, что только что потерял). И это спортсмен(для которого главная задача создавать аварийную ситуацию, а не предотвращать ее), что говорить про водителей автобуса(они другое хорошо умеют)
Хотя для водителей привыкшем тормозить ногами это и звучит диковато. Но с такими и подобными задачами компьютер справляется намного лучше человека.

 

[Андрей 65000]

А на фига делать разворот для возврата на полосу с standart rate turn (и кстати при крене 30 градусов - что то я сильно сомневаюсь что для разворота с обычными 3 градуса в секунду нужен крен в 30 градусов) - такие маневры делаются с креном под 45 градусов (оптимально) и удвоенной скоростью поворота (6 градусов в секунду). Но да, я скорость не учел, из за скорости будет синк рейт не 800 fpm а примерно вдвое больше

Ну что же, придется мне, штурману, вам напомнить, что радиус разворота зависит от скорости не "примерно вдвое больше", а в квадрате.
Напомню формулу:
R = V*V / (g × tg ( крен)).
Теперь вы и сами можете посчитать радиус разворота R в метрах. Переведите, не забудьте, скорость в узлах в м/с.
g = 9,81.
Тангенс угла крена тоже легко посчитать.

Формула простая.
Данные для расчета su27 привел.
Добавлю еще, что при отказе двигателя крен зачастую ограничивается, не более 15 градусов. Отто Кац или su27 меня поправят, если на А321 ограничение крена при отказе двигателя иное, не 15 градусов.

Теперь, stranger267, можете посчитать радиус разворота.

Длину окружности напомнить?
L = 2 × R × Pi
Соответственно, для разворота на 180 градусов нужно лишь умножить радиус на 3,141592.
Посчитайте, пожалуйста, сверим результаты

А заодно уж посчитайте и время разворота.

 

[Н И А]

Утверждение основано на том, что на одном исправном эйрбас с шасси набирает высоту нормально при наличии сопротивления на компенсацию разворачивающих моментов. Т.е. сопротивление шасси не столь существенно, как сопротивление при скольжении, что вполне естественно.
А вот по поводу того, меньшее ли сопротивление создает разнотяг обсуждаемый и разнотяг на одном я не уверен. Поэтому и искал формулу расчета совокупной тяги двух разнотянущих двигателей. Сила, создающая тягу, в этом двигателе прикладывается к лопаткам компрессора. И в ее формуле учитывается сопротивление на входе. Когда тяга обоих двигателей одинакова, это сопротивление одинаково. Когда один имеет меньшую тягу, у него сопротивление на входе повышается. Это уже область газодинамики, я в ней не силен, поэтому без формул однозначно утверждать не могу. Но что-то подсказывает, что если у винтового двигателя сопротивление зафлюгированного и вращающегося винта больше, чем сопротивление заклинившего винта, то тут должна быть некая аналогия, ибо на входе турбоветиляторного РД стоит по сути тот же винт, просто выполняет несколько иную функцию.

Тяга и разворачивающий момент от тяги для самолёта это векторная сумма тяг и момента каждого двигателя.
Чем меньше разность тяги, тем меньше суммарный разворачивающий момент. Что тут непонятно, тем более, что в формуле тяги уже учитано "сопротивление на входе"?

Это не юриспруденция, где всё можно поставить с ног на голову.

 

[Андрей 65000]

Чем меньше разность тяги, тем меньше суммарный разворачивающий момент. Что тут непонятно, тем более, что в формуле тяги уже учитано "сопротивление на входе"?

А Вам всё понятно?
Тогда скажите хотя бы, какая тяга была в тс у левого и правого двигателя.

 

[Н И А]

А Вам всё понятно?
Тогда скажите хотя бы, какая тяга была в тс у левого и правого двигателя.

Сначала ответьте на вопрос, а затем задавайте свой. Я ж не на допросе.

 

[stranger267]

Ну примерно так и выйдет.
Цессна, потеря высоты на 180 500 футов.

Аэробус скорость 2х потеря будет 2,000, сходится.

Но кто тут захотел высоту 5000 футов? Убрали шасси набрали 600 футов развернулись поменяв избыток тяги на разворот и сели назад, все у них заняло бы минуты 3. Двигатель столько бы скорее всего проработал.

Я бы понял КВС сказал 'вижу поле садимся, это менее рискованно'. Но он ничего не решал а все решил самолет. Ну и кукуруза подвернулась.

Ну что же, придется мне, штурману, вам напомнить, что радиус разворота зависит от скорости не "примерно вдвое больше", а в квадрате.
Напомню формулу:
R = V*V / (g × tg ( крен)).
Теперь вы и сами можете посчитать радиус разворота R в метрах. Переведите, не забудьте, скорость в узлах в м/с.
g = 9,81.
Тангенс угла крена тоже легко посчитать.

Формула простая.
Данные для расчета su27 привел.
Добавлю еще, что при отказе двигателя крен зачастую ограничивается, не более 15 градусов. Отто Кац или su27 меня поправят, если на А321 ограничение крена при отказе двигателя иное, не 15 градусов.

Теперь, stranger267, можете посчитать радиус разворота.

Длину окружности напомнить?
L = 2 × R × Pi
Соответственно, для разворота на 180 градусов нужно лишь умножить радиус на 3,141592.
Посчитайте, пожалуйста, сверим результаты

А заодно уж посчитайте и время разворота.

 

[su27]

Особенно "гадят" спойлеры.

Они поэтому так и называются. Spoilers

 

[Pilot62]

А тут начальник американского транспортного цеха уже ответил выше. Подумаешь (по его версии), у эйрбаса летное качество выше, чем у цессны. А цессна спокойно разворачивается без тяги на высоте 300 футов. Правда теряет при этом 600 футов высоты и итоговые скорость и высота у нее ноль. Но это мелочи.

Обсуждение зачем то ушло в вариант "отказ двух двигателей". Хотя рассматривается вариант отказ одного двигателя, работающий двигатель неисправен и его техсостояние не известно.