...
2.6. Анализ характера утечки топлива и соответствия сертификационным требованиям
...
Исходя из количества вытекшего топлива и характера утечки, а также современного понимания критерия «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.
...
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.
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 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.
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 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 во время происшествия с самолетом RA-89011 неизвестно, но наиболее близким является расчетный случай «превышение максимальной продольной нагрузки при продольной скорости 50 м/с», так как имело место только движение самолета по ВПП, без посадочного удара.
Имеется два существенных отличия данного сценария от обстоятельств аварийного полета:
- величина продольной скорости самолета при наезде на препятствие в аварийном полете составила 11 м/с, а при моделировании – 50 м/с;
- 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».
...
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 при неизменном направлении действия силы величина этой силы должна быть достаточно большой. При реальных АП приложение силы такой величины является маловероятным событием. В результате, полного отделения ООШ не происходит.
...
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).
...
===================================
...
1.18.4. О сертификации самолета RRJ-95 на соответствие требованиям сертификационного базиса
...
В соответствии с вышеизложенным, к самолету RRJ-95 применимы требования:
- АП-25 поправка 5 при сертификации в АР МАК и Росавиации;
- CS-25 Amendment 1 + CRI C-04 при сертификации в EASA.
(CRI - вопрос, требующий изучения при сертификации (англ. Certification Review Item))
...
В соответствии с рабочими процедурами EASA, сертификационный базис самолета RRJ-95 был дополнен CRI C-04, содержащим дополнительные требования к самолету при аварийной посадке и разъяснительный материал к этим требованиям.
...
Ниже приведены выдержки из CRI C-04 в части, касающейся обстоятельств рассматриваемого АП:
In showing compliance with CS … 25.721 …, the following interpretative material is an acceptable interpretation:
1. The aircraft has to be designed to avoid ruptures that could be catastrophic for the safety of the occupants, including ruptures leading to fuel spillage under the following conditions:
…
1.3 Failure of the landing gear under overload, assuming the overload conditions to be any reasonable combination of drag and vertical loads.
...
2. Consideration should also be given to:
...
2.2 The possible failure of the landing gear under overload conditions including side loads.
...
Landing gear separation. (Compliance with CS 25.721(a) …) Failure of the landing gear under overload should be considered, assuming the overloads to act in any reasonable combination of vertical and drag loads, in combination with side loads acting both inboard and outboard up to 20% of the vertical load or 20% of the drag load, whichever is greater. It should be shown that at the time of separation the fuel tank itself is not ruptured at or near the landing gear attachments. The assessment of secondary impacts of the airframe with the ground following landing gear separation is not required. If the subsequent trajectory of a separated landing gear would likely puncture an adjacent fuel tank, design precautions should be taken to minimize the risk of fuel leakage. Compliance with the provisions of this paragraph may be shown by analysis or tests, or both.
...
При этом слово «отделение» («separation») должно рассматриваться именно как полное отделение основных опор шасси с разрушением всех узлов крепления, а не как слом одного или нескольких узлов, пусть и с потерей конструкцией шасси способности выполнять свои функции – воспринимать и передавать нагрузки.
...
На основании CRI C-04 EASA разработчиком ВС был выполнен дополнительный анализ отделения стойки под действием комбинации вертикальной, продольной и боковой нагрузки, направленной как к фюзеляжу, так и от фюзеляжа, который был включен в Отчет [7], как расчетные случаи № 2 и № 3.
...
Результаты анализа расчетных случаев разрушения ООШ под действием комбинации вертикальной и продольной нагрузки №1 [7], а также комбинации вертикальной, продольной и боковой нагрузки, направленной как к фюзеляжу № 2 [7], так и от фюзеляжа № 3 [7], были включены в Отчет [10].
...
В Отчете [10] рассмотрены следующие расчетные случаи:
№ 1: комбинация вертикальной и продольной нагрузки (принималось, что к оси колеса приложена вертикальная нагрузка в комбинации с продольной нагрузкой, составляющей 50 % от вертикальной, амплитуда которой возрастает неограниченно, до полного разрушения узлов навески);
№ 2: комбинация вертикальной, продольной и боковой нагрузки, направленной внутрь (к фюзеляжу). Боковая нагрузка равна 20 % от вертикальной нагрузки;
№ 3: комбинация вертикальной, продольной и боковой нагрузки, направленной наружу (от фюзеляжа). Боковая нагрузка равна 20 % от вертикальной нагрузки.
В отчете [10], рассмотренном и принятом EASA при валидации Сертификата типа Авиарегистра МАК,
установлено и подтверждено соответствие требованиям CRI C-04.
...
Про сходимость результатов моделирования с условиями приближенными к АП в Якутске с реальностью.
...
На втором этапе был проведен расчет по новой модели двух дополнительных сценариев:
- при тех же условиях, что и в сертификационном сценарии, но с уменьшением продольной скорости пластины до 11 м/с, что соответствует скорости движения самолета при авиационном происшествии;
- с уменьшением продольной скорости пластины до 11 м/с и с доработкой модели: в состав модели добавлены пневматики основной опоры шасси, а нагружение производилось не абсолютно жесткой пластиной, а путем моделирования столкновения с препятствием, соответствующим по размерам препятствию при авиационном происшествии.
...
Полученные результаты дополнительного расчета по случаю «наезд на препятствие на ВПП со скоростью 11 м/с» демонстрируют сходимость с фактическими повреждениями самолета RA-89011 при АП, в частности, совпадает характер повреждения гидроцилиндра уборки-выпуска ООШ – деформация штока без его разрушения. Вместе с тем, при моделировании развитие повреждений стенки заднего лонжерона крыла в зоне установки гидроцилиндра отсутствует, в то время как фактически имело место образование локальных трещин. По мнению разработчика самолета, достигнуть результатов, в большей степени воспроизводящих поведение конструкции в ходе авиационного происшествия, возможно при введении в модель ряда дополнительных факторов.
...
===================================
...
Подведем итоги.
- Похоже, Покемон сотоварищи со своими повсеместно тиражирующимися 10G...100G оказались близки к истине, только совсем не в том свете, в каком хотели.. Ведь по заверениям разработчика, для того чтобы спроектированные им ООШ отделились к ним нужно приложить настолько большие силы, которые в реальном АП возникнуть не могут, либо вероятность их возникновения очень мала. Т.е. при выполнении требования CRI-04 по отделению ("separation") ООШ (со сломом всех звеньев) при сертификации в EASA, разработчик подсунул моделирование в буквальном смысле с нереальными условиями!
- Касаемо применимости моделирования к АП в Якутске, разработчик заявляет что нужно было а) приложить ССЖ об бетонный уступ со скоростью в 4,5! большей чем была в реальном АП и уступ должен был быть такой высоты, что самолет при этом его не перескочил! Т.е. виртуально мы можем перенести ССЖ в Сан-Франциско где Б-777 при приземлении грубо ампутировал себе обе ООШ об каменную стену насыпи ВВП, и сделав кульбит шлепнулся, пожар тогда возник по причинами никак не связанным с ООШ. Вот только в конструкции ООШ 777 наблюдается здравый смысл ибо слабые звенья там воткнуты во всех интимных местах (траверса, гидроцилиндр, подкос, балка шасси), а у ССЖ, только в 2-х местах (из 4-х). Кто нибудь хочет не виртуально перенестись в салон ССЖ в том заходе в Сан-Франциско? Я бы, воздержался..
- Разработчик выдает за норму свое воззрение на стоечный вопрос, что оказывается для того чтобы ООШ отделились к ним нужно приложить силу, редко встречающуюся в "реальной жизни". Богатая на "стоечные" АП биография 737 говорит нам об обратном - примеров с отлетевшими стойками вагон и маленькая тележка (см. тот же Усинск).
- Итого "сломанные наполовину ООШ" это и есть метод реализации разработчика ССЖ требований АП 25.721. Какое отношение такая реализация имеет к самой сути 25.721 (не допускать значительных утечек топлива при разрушении шасси в результате нерасчетных нагрузок при аварийной посадке на подготовленную полосу) и как это работает в жизни (уже дважды) каждый может сделать выводы самостоятельно..
...