Катастрофа самолета Boeing 737 Max 8 в Индонезии 29.10.2018 - обсуждение

denokan сказал(а):
Как раз то, о чем я выше писал. Был такой случай на NG, к падению не привёл.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Я так понимаю, что в вашем случае вот этого вот не было
According to the official familiar with the bulletin, Boeing warns operators that the angle of attack issue can occur during only manual flight. The erroneous AOA input can pitch the aircraft’s stabilizer trim down for up to 10 seconds as a time.
И бюллетень только для версии max. Опять же если у них ещё и недостоверные показания скорости были...
 
Вот мне и занятно, что в FCOM описание системы для MAX и NG идентично.
 
Я вот что подумал, может с питотами feel computer было все нормально, а индикатор разности давлений горел из-за EFS, которая повышает давление A? В условиях работы индикатора есть описание на этот счет
 
В полёте за 27 октября не было показаний скорости и высоты, директорной планки по тангажу, была индикация SPD, ALT и FEEL DIFF PRESSURE.

В этом полёте, похоже, всё вместе
 
denokan сказал(а):
Вот мне и занятно, что в FCOM описание системы для MAX и NG идентично.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Ещё старая инфа с avherald:
On Nov 5th 2018, following the KNKT release confirming airspeed indicator problems during the last 4 flights of the aircraft, a tweet posted on Oct 29th 2018 at 07:07Z by Razaan Botutihe gained sufficient weight to be rated as factual. The tweet states concerning flight JT-43 from Denpasar (Indonesia) to Jakarta, the last flight the aircraft completed: "Airspeed unreliable and alt disagree shown after take off. STS was also running to the wrong direction, suspected because of speed difference. Identified that CAPT instrument was unreliable and handover control to FO. Continue NNC of Airspeed Unreliable and ALT disagree." (Editorial Notes: STS: speed trim system. As far as is known so far the accident crew managed to control the aircraft for 12 minutes from takeoff to maintaining 5000 feet at about 290-310 knots over ground between 5000 and 5400 feet, which suggests they were flying on pitch and power for that time, it thus appears something beyond unreliable airspeed and altitude must have contributed to the loss of control in minute 13.)
Примечательно что глюки sts проявились и в предьидущем полете когда пошли расхождения скорости и высоты, распознали отказ, определили что приборы капитана врут, и выгребли. Удивительно что после такого ограничились минимальными действиями на земле и выпустили на следующий день самолёт в рейс.
 
Последнее редактирование:
это не выпад)) просто в моё время был ещё немецкий; а по делу: изучались 12 датчиков, 1 - 1.5года, 11 - от 4 до 8 лет. Срок годности = срок годности самолёта; это те, которые были изучены, сколько их было всего - неизвестно; мое личное мнение - это брак
 
denokan сказал(а):
Вот мне и занятно, что в FCOM описание системы для MAX и NG идентично.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Я не читал ни то ,ни другое, но по практике руководства для летного состава пишутся на более доходчивом уровне без глубокого погружения в дебри. Надо читать АMM .
 
Последнее редактирование:
Надо как то отделить одно от другого.
Как я понял
А. Есть система загружателя колонки штурвала в канале руля высоты, которой управляет специальный " компьютер", который по сигналам от ППД на киле изменяет загрузку на колонке штурвала
В. Есть система управления стабилизатором , которая как я понял работает в трех режимах.
1. Ручное управление от переключателя на штурвале "Пикир-кабрир."
2. Автоматическое управление от канала тангажа САУ в качестве автотриммера для сохранения положения руля высоты близким к балансировочному
3. Режим защиты диапазона по скорости при выходе AOA и IAS за пределы допустимых диапазонов (ясно откуда берется альфа, а сигнал пропорциональный IAS откуда берется, с хвостовых ППД или от каналов ADS?)
 
Последнее редактирование:
IAS берётся из ADIRU и в STS и в MTS, свои питоты только у Elevator Feel System.

 
Вот что делает ADIRU, который состоит из двух частей (воздушные параметры и инерциальные).
Air Data & Inertial Reference Unit

The ADIRU consists of a Power Supply, an Air Data Module and the Inertial Reference Unit which performs air, and inertia related calculations.

Operating power for the L ADIRU comes from the 115/28 VAC standby bus where the R ADIRU from 115VAC/28VAC XFR bus 2.
Backup power for both ADIRU’s comes from the 28 VDC Switched Hot Battery bus. (ON DC)

All Right ADIRU c/b’s can be found on P6-1 panel and all Left ADIRU c/b’s on the P18-1/2 panels. (see Electrical Supplement)

The Air Data Reference part of the ADIRU receives digital inputs of pitot- and static pressure, and total air temperature to calculate air data parameters. Error corrections are accomplished by using analog inputs from the AOA vane.

The Air Data Reference processor calculates:
– Altitude
– Barometric corrected altitude
– Altitude rate
– Computed airspeed
– Maximum allowable airspeed
– Mach
– True airspeed
– Static air temperature
– Total air temperature
– Impact pressure
– Static pressure
– Total pressure

The Inertial Reference part needs latitude alignment and a position input to operate, where after it uses 3 accelerometers and 3 Laser gyros which sense motion and angular movements of the aircraft to determine attitude, heading, acceleration and position.

The Inertial Reference processor calculates:
– Pitch
– Roll
– Yaw
– Latitude
– Longitude
– True heading
– Magnetic heading
– Inertial velocity vectors
– Linear accelerations
– Angular rates
– Track angle
– Wind speed and direction
– Inertial altitude
– Vertical speed and acceleration
– Ground speed
– Drift angle
– Flight path angle and acceleration
 
Говорила мама учи английский
 
61701 сказал(а):
Говорила мама учи английский
Нажмите, чтобы раскрыть...
Да там принципиально тоже самое как и на 148. Сходится в один модуль, который раздает всем параметры.
В свете того, что упоминался угол атаки(его данные как-то могут влиять) на мой взляд интересна эта фраза:
The Air Data Reference part of the ADIRU receives digital inputs of pitot- and static pressure, and total air temperature to calculate air data parameters. Error corrections are accomplished by using analog inputs from the AOA vane

Т.е. как я понимаю, возникающая погрешность при косом обдуве трубок корректируется на основе аналоговых флюгеров угла атаки.
Но вот не представляю, какое должно быть значение УА, чтобы скорость "снизить". По идее наоборот должно добавлять в бОльшую сторону
 
Следует пояснить, что означает термин САУ. САУ это система автоматизированного управления, т.е. с участием человека, как звена принимающего решение. При этом САУ содержит и целиком автоматические звенья. Принцип мажоритарности лежит в основе принятия решения в САУ. Понятно, что для принятия решения нужна информация от минимум 3-х независимых источников. Та схема построения выбора истиного значения приборной скорости, которая принята на Б737 не соответствует принципу мажоритарности и не гарантирует однозначность.

Ясно же написано Загружатель штурвала (feel and centering unit) искуственно создает усилия на штурвальных колонках.
Чего вы так поняли-загадка. Другое дело, каким образом компьютер перемещает стабилизатор на необходимый угол. Скорее всего, через управление гидроусилителем. Загружатель-своя песня.


Тут вы 100% правы.

Датчики этих указателей находятся метрах в 6 от земли. Поэтому на них могли попросту "забить". Это просто вытекает из психологии человека.
Все вот эти цитаты вместе и характеризуют происшедшее событие, как следствие следующего.
И причина попадания ВС и пилотов в такую ситуацию совсем не в том, что "При закупорке линий (на киле) "компьютера" (elevator feel computer) компьютер будет определять, что скорость самолёта маленькая. А значит, он (компьютер) уменьшит загрузку РВ. И пилот сможет небольшим усилием отклонить его на большой угол", а в другом. И это другое на Б737 есть, судя по схеме, двойное управление силовыми приводами РВ во всех режимах пилотирования. Двойное управление заключается в том, что пилотирование производится человеком по данным одной подсистемы измерения приборной скорости, а задание Кш производится автоматически (без возможности отключения) по данным другой независимой системы измерения приборной скорости. Несколько схожая ситуация, что и с Ан-148 Саравиа, но с разницей в том, что на Ан-148 такая ситуация возникает, как пока выявилось, лишь в режиме ручного пилотирования, а в нашем случае-в любом режиме пилотирования. При возникновении неисправности в САУ (копьютер элемент САУ) автоматика не отключается, а задает неадекватный скорости масштабирующий коэффициент передачи на РВ". Что проявляется в остроте РВ на высоких скоростях. Это острота РВ задается автоматически и не управляема человеком, и результат этого, чаще всего, приводит к печальным последствиям. Я хочу сказать о том, что масштабирующий коэффициент это элемент аналитического описания системы управления по графику полета, а отнюдь не передаточное число механической передачи пропорциональное углу отклонения РВ. Однако, Кш, в случае несоответствия условиям полета приводит к большим амплитудам отклонений траектории на высоких скоростях.
 
Отвечу только на на свое цитирование.
Во фразе "...передается в вычислитель гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (feel elevator computer), который перемещает стабилизатор на необходимый угол."
ясно написано, что feel elvator computer может управлять стабилизатором. Поэтому я и усомнился в источнике. Стабилизатор с электроприводом, не гидравлика.

 
Спасибо за анализ.
От себя добавлю, что по результатам одной из катастроф Боинг менял логику работы руля направления, введя обязательную доработку Rudder Pressure Reducer, заменяя целый узел. Самолёты не останавливали, был бюллетень с ограничением срока на замену. и т.п.
Подробнее здесь http://www.b737.org.uk/rudder.htm
Похоже, нас ждёт ещё одна глобальная доработка парка.
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация