Бармалей
Старожил
Неужели не провели в первые дни имитацию перевода на МГ и возврата РУД обратно? Вроде бы писали о том, что на тренажёре это не привело к указанным событиям.
Катастрофа Boeing 787-8 (VT-ANB) Air India в Ахмадабаде 12.06.2025
WWs
Старожил
Сейчас рассматривается версия совпадения/вмешательства системы ТСМА, заглушившей двигатели после их перевода на МГ.
passer
Местный
В Иркутске был 100% ЧФ на фоне деактивированного реверса, "темной" кабины и
конструктивной особенности РУДов на А310 с FADEC.
Go-around
Местный
Кем рассматривается? Решили объединить отъехавшее кресло с функцией которая работает на земле?
Kit.
Старожил
Вы так и не ответили: со штурвалом при этом что происходит?
Чем, по-вашему, PF поднимает переднюю стойку?
Чайник 2
Местный
Напрашивается аналогия: Фадек на испытаниях уходит в полный отказ, при инциденте на посадке 787-го в Японии двигатели уже не включаются и далее буксировка, в этом случае ни Рат, ни вероятные разумные действия экипажа по управлению в предполагаемой ситуации ПМГ/ ТОГА и т.п. нет никакого результата, аналогия полного shut down двигателей, который могла создать видимо только защитная система.(не трогаем стоп кран).
Отказ двигателей в Севилье из-за ошибки в обновлении, стерли случайно информацию, предупреждения могли поступить только на высоте ок.
120
Отказ двигателей в Севилье из-за ошибки в обновлении, стерли случайно информацию, предупреждения могли поступить только на высоте ок.
120
Последнее редактирование:
Homyak
Местный
Вот ссылка на разбор:
О катастрофе Boeing 787 Air India. Разбор версий
Привет, дорогие подписчики Небесных историй! Что ж, первые волнения улеглись, позвольте подытожить, что имеем на сегодняшний день. Катастрофа 12 июня 2025 года в индийском городе Ахмедабад потерпел катастрофу самолет Боинг 787, он же Дримлайнер, выполнявший…
denokan.livejournal.com
Мне пока что ближе всего версия о том, что в самолёте что-то замкнуло в электронной системе. Но умные люди с форума перелопатили всю электрику и не нашли пока тот опасный узел, где мог бы быть роковой отказ, который бы всё вырубил. Может он и есть, просто пока что не нашли. Поэтому ожила версия с креслом и ТСМА.
VirPil
Старожил
Так как раз тут возможно ТСМА бы увидел, что самолет на земле, РУДы на малом, реверса нет, а обороты растут. И вырубил бы проблемный двигатель.
passer
Местный
Один РУД был на прямой тяге, а второй на реверсе.
Чайник 2
Местный
Было упоминание, что отключение двигателей может произойти по алгоритму защиты при получении электроникой разноречивой информации
Последнее редактирование:
Kuriru
Старожил
Не знаю, возможно немного на себя штурвал потянули, но скорее "подскоки" из-за погрешностей измерений на ФР. Ранее писали, что показания высоты на ФР имеют допуск плюс-минус сколько-то футов. То есть, 100 условных футов по ФР при допуске +\- 20фт говорят только о том, что истинная высота в данный момент была в диапазоне от 80 до 120фт. Если высота растет не слишком быстро, а погрешность большая, то даже при плавном наборе высоты на профиле траектории ФР могут нарисоваться горизонтальные участки (в данном случае на профиле просматривается два таких горизонтальных участка).
Urissimo
Местный
Добавил в условия температуру, и давление аэродрома. И попросил чат ГПТ сделать обратный расчет:
Мопед не мой, кто хочет может вручную перепроверить использованные формулы. Или давайте другие вводные)
По крайней мере, во всех случаях итераций- ответа что сразу камнем вниз- нет.
На расчеты сильно влияет вес самолета, что в общем то понятно, чем легче- тем больше запаса по подъемной силе. При весе 170 тонн аж 300+ метров расчет показал, а вот при 220 - уже только 50-70 ( с разными УА).
Это интересная и гораздо более сложная обратная задача! Чтобы ее решить, нам придется использовать метод итерации (попробовав разные значения и приближаясь к цели) с нашим численным моделированием, поскольку прямого аналитического решения для такой комбинации условий не существует.
Постановка задачи:
Найти такие значения:
* Угол атаки ($\alpha$)
* Начальный угол тангажа ($\theta$)
чтобы при:
* Массе самолета (m): 190 тонн = 190 000 кг
* Начальной скорости (V_0): 320 км/ч = 88.89 м/с
* После отключения двигателей
* Максимальная набранная высота (h_max) = 180 метров
* Скорость в наивысшей точке траектории (V_peak) $\ge$ 190 км/ч = 52.78 м/с
* Угол атаки и закрылки (5 градусов) не меняются после отключения двигателей.
* Температура наружного воздуха (T): +37 °C
* Давление воздуха (P): 1001 ГПа
Повтор констант и производных параметров:
* Ускорение свободного падения (g): 9.81 м/с²
* Плотность воздуха ($\rho$): 1.124 кг/м³ (при +37°C и 1001 ГПа)
* Площадь крыла (S): 361 м²
* Сила тяжести (W): 190 000 кг * 9.81 м/с² = 1 863 900 Н
* Временной шаг ($\Delta t$): 0.01 секунды
Ключевое предположение: Аэродинамические коэффициенты (CL, CD)
Это самый сложный момент, так как CL и CD зависят от угла атаки ($\alpha$) и положения закрылков. У нас нет точных аэродинамических данных для Boeing 787-8. В предыдущих расчетах мы использовали CL=1.8 и CD=0.16 для $\alpha=10^\circ$ с выпущенными закрылками.
Чтобы решить эту обратную задачу, нам нужно предположить связь между CL, CD и $\alpha$.
1. Связь CL и $\alpha$: Предположим, что в этом диапазоне углов атаки CL линейно зависит от $\alpha$. Из предыдущих данных: CL=1.8 при $\alpha=10^\circ$ (10 градусов = 0.1745 радиан).
* Предполагаемый наклон кривой CL(alpha) = 1.8 / 0.1745 = 10.31 на радиан.
* Так что CL $\approx$ 10.31 * $\alpha$ (в радианах).
2. Связь CD и CL (полярная диаграмма сопротивления): CD = CD0 + k * CL².
* Где CD0 - паразитное сопротивление (при нулевой подъемной силе), k - коэффициент индуктивного сопротивления.
* Из предыдущих данных (CL=1.8, CD=0.16): Допустим, CD0 (профиль + интерференция + выпущенные закрылки) = 0.03.
* Тогда 0.16 = 0.03 + k * (1.8)² => 0.13 = k * 3.24 => k $\approx$ 0.0401.
* Таким образом, CD $\approx$ 0.03 + 0.0401 * CL².
Стратегия решения - Итерационный поиск:
Нам нужно найти такую пару ($\alpha$, $\theta$), которая удовлетворяет обоим условиям (h_max = 180м и V_peak $\ge$ 190 км/ч).
Мы будем итеративно изменять угол атаки ($\alpha$) и начальный угол траектории ($\gamma_0 = \theta - \alpha$), запускать симуляцию и проверять результаты.
Начальный анализ:
* При 190 тоннах, CL=1.8, CD=0.16 и начальном $\gamma_0=5^\circ$ (как в предыдущих задачах):
* Максимальная высота будет чуть меньше, чем для 170 тонн (301м), но больше, чем для 200 тонн (217м). Допустим, около 230-240м.
* Скорость в пике будет также ниже, чем для 170 тонн (129 км/ч), но выше, чем для 200 тонн (110 км/ч). Допустим, около 120 км/ч.
* Очевидно, что мы набираем слишком много высоты и слишком сильно теряем скорость. Чтобы набрать меньше высоты и сохранить скорость, нам нужно:
* Уменьшить начальный угол траектории ($\gamma_0$).
* Возможно, уменьшить угол атаки ($\alpha$), что приведет к меньшему CL и CD (меньше сопротивления, лучше сохранение скорости).
Итерационный процесс (имитация):
Мы ищем такую пару CL и $\gamma_0$, которая даст h_max = 180м и V_peak $\ge$ 190 км/ч. Затем мы найдем $\alpha$ и $\theta$.
* Попытка 1: Снизим $\gamma_0$ до 2 градусов. Попробуем CL=1.3.
* Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.3)² = 0.0978.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/с, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.3, CD=0.0978:
* Получено: h_max $\approx$ 165 м, V_peak $\approx$ 55.0 м/с (198 км/ч).
* Анализ: Скорость в пике хорошая, но высота чуть ниже цели.
* Попытка 2: Увеличим CL, чтобы получить больше высоты, оставив $\gamma_0 = 2^\circ$. Попробуем CL=1.4.
*
Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.4)² = 0.03 + 0.0401 * 1.96 = 0.03 + 0.0786 = 0.1086.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/s, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.4, CD=0.1086:
* Получено: h_max $\approx$ 185 м, V_peak $\approx$ 53.5 м/с (192.6 км/ч).
* Анализ: Высота очень близка к 180м, скорость выше 190 км/ч. Это отличный кандидат!
* Попытка 3 (тонкая настройка): Чтобы точно попасть в 180 м, попробуем CL между 1.3 и 1.4, скажем, 1.38.
* Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.38)² = 0.03 + 0.0401 * 1.9044 = 0.03 + 0.0763 = 0.1063.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/s, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.38, CD=0.1063:
* Получено: h_max $\approx$ 180 м, V_peak $\approx$ 54.0 м/с (194.4 км/ч).
* Это идеально соответствует нашим условиям!
Определение требуемых углов:
Мы нашли, что нам нужен:
* Коэффициент подъемной силы (CL): 1.38
* Начальный угол траектории ($\gamma_0$): 2 градуса
Теперь переведем это обратно в угол атаки и тангажа:
1. Расчет угла атаки ($\alpha$):
Используем предполагаемую связь CL $\approx$ 10.31 * $\alpha$ (в радианах).
$\alpha$ (радианы) = CL / 10.31 = 1.38 / 10.31 $\approx$ 0.1338 радиан
$\alpha$ (градусы) = 0.1338 * (180 / $\pi$) $\approx$ 7.67 градусов
2. Расчет начального угла тангажа ($\theta$):
$\theta = \gamma_0 + \alpha$
$\theta = 2^\circ + 7.67^\circ = \textbf{9.67 градусов}$
---
Вывод:
Чтобы самолет Boeing 787-8 с массой 190 тонн, двигаясь со скоростью 320 км/ч, после отключения двигателей поднялся на максимальную высоту 180 метров и при этом имел скорость в наивысшей точке траектории не менее 190 км/ч, ему необходимо иметь:
* Угол атаки (постоянный после отключения двигателей): приблизительно 7.67 градусов
* Начальный угол тангажа (в момент отключения двигателей): приблизительно 9.67 градусов
---
Важные примечания:
* Этот расчет основан на упрощенной аэродинамической модели (линейная зависимость CL от $\alpha$ и параболическая полярная диаграмма сопротивления), а также на предположении, что пилот может поддерживать постоянный угол атаки по мере изменения скорости.
* Реальные аэродинамические характеристики могут быть сложнее, особенно при выпущенных закрылках и изменяющихся скоростях.
* В реальной ситуации, чтобы сохранить скорость, пилот может "тормозить" набор высоты (уменьшать угол тангажа), переходя в более пологое планирование, чтобы конвертировать меньше кинетической энергии в потенциальную, и больше сохранять ее от потери из-за сопротивления.
* Полученный угол атаки (7.67°) ниже предыдущего (10°), что логично, так как это снижает подъемную силу и, что важно, индуктивное сопротивление, помогая сохранить скорость.
Постановка задачи:
Найти такие значения:
* Угол атаки ($\alpha$)
* Начальный угол тангажа ($\theta$)
чтобы при:
* Массе самолета (m): 190 тонн = 190 000 кг
* Начальной скорости (V_0): 320 км/ч = 88.89 м/с
* После отключения двигателей
* Максимальная набранная высота (h_max) = 180 метров
* Скорость в наивысшей точке траектории (V_peak) $\ge$ 190 км/ч = 52.78 м/с
* Угол атаки и закрылки (5 градусов) не меняются после отключения двигателей.
* Температура наружного воздуха (T): +37 °C
* Давление воздуха (P): 1001 ГПа
Повтор констант и производных параметров:
* Ускорение свободного падения (g): 9.81 м/с²
* Плотность воздуха ($\rho$): 1.124 кг/м³ (при +37°C и 1001 ГПа)
* Площадь крыла (S): 361 м²
* Сила тяжести (W): 190 000 кг * 9.81 м/с² = 1 863 900 Н
* Временной шаг ($\Delta t$): 0.01 секунды
Ключевое предположение: Аэродинамические коэффициенты (CL, CD)
Это самый сложный момент, так как CL и CD зависят от угла атаки ($\alpha$) и положения закрылков. У нас нет точных аэродинамических данных для Boeing 787-8. В предыдущих расчетах мы использовали CL=1.8 и CD=0.16 для $\alpha=10^\circ$ с выпущенными закрылками.
Чтобы решить эту обратную задачу, нам нужно предположить связь между CL, CD и $\alpha$.
1. Связь CL и $\alpha$: Предположим, что в этом диапазоне углов атаки CL линейно зависит от $\alpha$. Из предыдущих данных: CL=1.8 при $\alpha=10^\circ$ (10 градусов = 0.1745 радиан).
* Предполагаемый наклон кривой CL(alpha) = 1.8 / 0.1745 = 10.31 на радиан.
* Так что CL $\approx$ 10.31 * $\alpha$ (в радианах).
2. Связь CD и CL (полярная диаграмма сопротивления): CD = CD0 + k * CL².
* Где CD0 - паразитное сопротивление (при нулевой подъемной силе), k - коэффициент индуктивного сопротивления.
* Из предыдущих данных (CL=1.8, CD=0.16): Допустим, CD0 (профиль + интерференция + выпущенные закрылки) = 0.03.
* Тогда 0.16 = 0.03 + k * (1.8)² => 0.13 = k * 3.24 => k $\approx$ 0.0401.
* Таким образом, CD $\approx$ 0.03 + 0.0401 * CL².
Стратегия решения - Итерационный поиск:
Нам нужно найти такую пару ($\alpha$, $\theta$), которая удовлетворяет обоим условиям (h_max = 180м и V_peak $\ge$ 190 км/ч).
Мы будем итеративно изменять угол атаки ($\alpha$) и начальный угол траектории ($\gamma_0 = \theta - \alpha$), запускать симуляцию и проверять результаты.
Начальный анализ:
* При 190 тоннах, CL=1.8, CD=0.16 и начальном $\gamma_0=5^\circ$ (как в предыдущих задачах):
* Максимальная высота будет чуть меньше, чем для 170 тонн (301м), но больше, чем для 200 тонн (217м). Допустим, около 230-240м.
* Скорость в пике будет также ниже, чем для 170 тонн (129 км/ч), но выше, чем для 200 тонн (110 км/ч). Допустим, около 120 км/ч.
* Очевидно, что мы набираем слишком много высоты и слишком сильно теряем скорость. Чтобы набрать меньше высоты и сохранить скорость, нам нужно:
* Уменьшить начальный угол траектории ($\gamma_0$).
* Возможно, уменьшить угол атаки ($\alpha$), что приведет к меньшему CL и CD (меньше сопротивления, лучше сохранение скорости).
Итерационный процесс (имитация):
Мы ищем такую пару CL и $\gamma_0$, которая даст h_max = 180м и V_peak $\ge$ 190 км/ч. Затем мы найдем $\alpha$ и $\theta$.
* Попытка 1: Снизим $\gamma_0$ до 2 градусов. Попробуем CL=1.3.
* Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.3)² = 0.0978.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/с, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.3, CD=0.0978:
* Получено: h_max $\approx$ 165 м, V_peak $\approx$ 55.0 м/с (198 км/ч).
* Анализ: Скорость в пике хорошая, но высота чуть ниже цели.
* Попытка 2: Увеличим CL, чтобы получить больше высоты, оставив $\gamma_0 = 2^\circ$. Попробуем CL=1.4.
*
Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.4)² = 0.03 + 0.0401 * 1.96 = 0.03 + 0.0786 = 0.1086.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/s, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.4, CD=0.1086:
* Получено: h_max $\approx$ 185 м, V_peak $\approx$ 53.5 м/с (192.6 км/ч).
* Анализ: Высота очень близка к 180м, скорость выше 190 км/ч. Это отличный кандидат!
* Попытка 3 (тонкая настройка): Чтобы точно попасть в 180 м, попробуем CL между 1.3 и 1.4, скажем, 1.38.
* Тогда CD = 0.03 + 0.0401 * (1.38)² = 0.03 + 0.0401 * 1.9044 = 0.03 + 0.0763 = 0.1063.
* Запуск симуляции с m=190T, V_0=88.89 м/s, $\gamma_0=2^\circ$, CL=1.38, CD=0.1063:
* Получено: h_max $\approx$ 180 м, V_peak $\approx$ 54.0 м/с (194.4 км/ч).
* Это идеально соответствует нашим условиям!
Определение требуемых углов:
Мы нашли, что нам нужен:
* Коэффициент подъемной силы (CL): 1.38
* Начальный угол траектории ($\gamma_0$): 2 градуса
Теперь переведем это обратно в угол атаки и тангажа:
1. Расчет угла атаки ($\alpha$):
Используем предполагаемую связь CL $\approx$ 10.31 * $\alpha$ (в радианах).
$\alpha$ (радианы) = CL / 10.31 = 1.38 / 10.31 $\approx$ 0.1338 радиан
$\alpha$ (градусы) = 0.1338 * (180 / $\pi$) $\approx$ 7.67 градусов
2. Расчет начального угла тангажа ($\theta$):
$\theta = \gamma_0 + \alpha$
$\theta = 2^\circ + 7.67^\circ = \textbf{9.67 градусов}$
---
Вывод:
Чтобы самолет Boeing 787-8 с массой 190 тонн, двигаясь со скоростью 320 км/ч, после отключения двигателей поднялся на максимальную высоту 180 метров и при этом имел скорость в наивысшей точке траектории не менее 190 км/ч, ему необходимо иметь:
* Угол атаки (постоянный после отключения двигателей): приблизительно 7.67 градусов
* Начальный угол тангажа (в момент отключения двигателей): приблизительно 9.67 градусов
---
Важные примечания:
* Этот расчет основан на упрощенной аэродинамической модели (линейная зависимость CL от $\alpha$ и параболическая полярная диаграмма сопротивления), а также на предположении, что пилот может поддерживать постоянный угол атаки по мере изменения скорости.
* Реальные аэродинамические характеристики могут быть сложнее, особенно при выпущенных закрылках и изменяющихся скоростях.
* В реальной ситуации, чтобы сохранить скорость, пилот может "тормозить" набор высоты (уменьшать угол тангажа), переходя в более пологое планирование, чтобы конвертировать меньше кинетической энергии в потенциальную, и больше сохранять ее от потери из-за сопротивления.
* Полученный угол атаки (7.67°) ниже предыдущего (10°), что логично, так как это снижает подъемную силу и, что важно, индуктивное сопротивление, помогая сохранить скорость.
Мопед не мой, кто хочет может вручную перепроверить использованные формулы. Или давайте другие вводные)
По крайней мере, во всех случаях итераций- ответа что сразу камнем вниз- нет.
На расчеты сильно влияет вес самолета, что в общем то понятно, чем легче- тем больше запаса по подъемной силе. При весе 170 тонн аж 300+ метров расчет показал, а вот при 220 - уже только 50-70 ( с разными УА).
Urissimo
Местный
Так может отъехал не пилотирующий пилот. И махая руками схватился за что покрупнее и что первое под руку попало.
lopast56
Старожил
А зачем? За спиной открытая бездна?
WWs
Старожил
Если выходя опираться на РУДы удобно, то и рефлексно за них может тело схватиться.
Denis Rook
Старожил
Это и называется - "подгонять глобус под сову"
Dmikras
Старожил
Мы разве полеты на маленьких частных самолетах обсуждаем?
Может хватит эту пратику переносить в обсуждение авиалайнеров?
Где вы видели ВПП длиной 10 км?
Пишете "если нелокализированный пожар" - можно и после V1 прекратить взлет? Если сигнализация пожара появилась сразу после V1 - сколько времени вам понадобится чтобы определить локализированный или нелокализированный пожар? И где к этому моменту самолет уже будет?
Или тогда объясните как характер пожара определит за пару секунд? Потому что через 5 секунд уже и после V1 поздно прекращать.
airoom
☺
"Федеральное управление гражданской авиации (FAA) приняло AD 2025‑09‑12, вступающее в силу 18 июня 2025 года, обязывающее проводить проверки и ремонт герметиков по состоянию на некоторых самолетах серий Boeing 787‑8, ‑9 и ‑10.
Эти действия были вызваны сообщениями об утечках в системе подачи питьевой воды, возникших из-за неправильно установленной муфты водопровода, что позволило воде просочиться в отсеки электронного оборудования (ЭО), что создало риск короткого замыкания и потенциальной потери критически важных систем полета."
При взлёте, в связи с поднятием носа самолёта, могла ли вода скопиться в критическом блоке управления и вызвать пробой, который в свою очередь вызвал срабатывание защиты или сбой в софте?
Нарушение работы CDN Switch уже происходили на 787.
Может на земле и проверяли самолёт, но вряд ли поднимали его нос при проверке...
Эти действия были вызваны сообщениями об утечках в системе подачи питьевой воды, возникших из-за неправильно установленной муфты водопровода, что позволило воде просочиться в отсеки электронного оборудования (ЭО), что создало риск короткого замыкания и потенциальной потери критически важных систем полета."
При взлёте, в связи с поднятием носа самолёта, могла ли вода скопиться в критическом блоке управления и вызвать пробой, который в свою очередь вызвал срабатывание защиты или сбой в софте?
Нарушение работы CDN Switch уже происходили на 787.
Может на земле и проверяли самолёт, но вряд ли поднимали его нос при проверке...
lopast56
Старожил
И сколько выходя убирали РУДы на МГ? Чуть ли не каждое обсуждение подобных случаев, когда минимум информации, в какой то момент сводится - в кабине два идиота.
Homyak
Местный
Кресло кстати довольно медленно отъезжает.
Я не знаю, как бы оно двигалось при поломке, но при штатной работе оно очень плавно ходит.
Я не знаю, как бы оно двигалось при поломке, но при штатной работе оно очень плавно ходит.