Jeg så for nylig en dokumentation om XL Airways Germany Flight 888T . Dette fik nogle spørgsmål til at stige i mit sind:

To AOA-sensorer mislykkedes (fryses) samtidigt. Fra Wikipedia:

To ud af tre angrebsvinkler er blevet frosset og gjort funktionsdygtige. Systemlogik er designet til at afvise sensorværdier, der afviger markant fra de andre. I dette specifikke tilfælde førte dette princip til afvisning af den enkelte operative vinkel for angrebssensoren og til accept af de to defekte, som gav lignende værdier, men har været fast siden krydstogtsflyvning.

Airbus “lukkede” computere på grund af unlogiske værdier og viste USE MAN PITCH TRIM. Men som nævnt ovenfor afviste Airbus den tredje sensor og accepterede de to fungerende sensorer.

  • Hvad fik computere til at deaktivere og skifte til manuel tilstand?

Sammenlignes de udvendige AOA-sensorer med gyrodataene (Tak til brugeren “min.” For at afklare forskellen mellem AOA-sensor og kunstige horisontdata, men måske bruger Airbus Gyro-data som en mindre rangeret AOA-reference som løber ind i detekteringen af en defekt AOA-sensor)

  • Hvorfor skifter Airbus-computere ikke automatisk til noget som alternativ lov i stedet for at deaktivere FBW og vise en lille advarsel?

Det var virkelig svært at danne mine spørgsmål, og jeg er sikker på, at jeg har glemt noget. Men jeg ville sætte pris på det, hvis du kunne besvare spørgsmålene.

Kommentarer

  • Vi er nødt til at læse BEA-rapport for at forstå hvorfor. Det er ikke klart for mig, at flycomputere ikke var tilgængelige. Besætningen udførte faktisk forskellige test i en situation for at demonstrere beskyttelsen på plads på frivillig basis. Mere information er påkrævet.
  • Simpelthen, hvis to af de tre siger 10 grader og en siger 5, har computerne ingen måde at vide, hvilken der er den rigtige. Logikken siger, at hvis 2 er enige, og 1 ikke ‘ t, vinder de 2 efter aftale.
  • “BRUG MAND PITCH TRIM” vil indikere direkte lov (endnu mindre end alternativ tilstand), og de ville vide, at det er meningsløst at teste Alpha-gulv i direkte tilstand, så jeg tror ikke ‘, at det indikerer det.
  • @NoahKrasser, nej, computerne lukkes aldrig. De skiftede til direkte lov efter at flyet forlod flykonvolutten . Og nej, jeg ved ikke ‘ hvad analytikeren røget, da de besluttede, at det skulle skifte til direkte (hvor trim forbliver fuldt op) snarere end alternativt (hvor trimmen flyttes tilbage på næsen -down kontrol input) lov.
  • Naturligvis stoppede de ikke ‘ t, men de skiftede til, da USE MAN PITCH TRIM henviser til, direkte lov. Flycomputeren skulle have været i normal lov, fordi der ikke var nogen logisk fejl. Hvad jeg vil vide: Hvad fik flycomputeren til at skifte til direkte lov? Dette sker, når der er en logisk fejl. Hvad var denne logiske fejl?

Svar

Tl; dr det var i direkte lov, fordi luftdata var inkonsekvente og landingsudstyret var nede.

For et komplet svar på, hvorfor flyet gjorde, hvad det gjorde, vil jeg besvare et par spørgsmål ad gangen.

Hvorfor afviste flycomputere den gode sensor og brug frosne?

Sensorernes værdier fødes til kontrolcomputere af ADIRU (luftdata og inerti-referencenhed). Der er tre ADIRUer, der hver svarer til tre overflødige sensorsystemer. En del af ADIRU er ADR (luftdatareference). ADR er ansvarlig for at bestemme gyldigheden af de værdier, der kommer fra luftdatasensorerne (pitotrør, statisk port og AoA-vinger), korrigere disse værdier fra lokale AoA til fly AoA og føde værdierne til kontrolcomputere. ( lokal AoA på sensorplaceringen er ikke nødvendigvis den samme som den samlede fly AoA på grund af deres placering på flyet.) Hver ADR bruger to resolvere til hver sensor og sammenligner disse værdier for konsistens. Sammen med værdien sender den også til kontrolcomputere en indikation om, hvorvidt værdierne er gyldige eller ej.

ELAC (elevator / aileron computer), der styrer flyvefladernes bevægelse, tager værdierne fra hver ADIRU og sammenligner dem med medianværdien. Hvis en sensor afviger fra medianværdien forbi en bestemt tærskel, antager den sensorfejl og afviser input. Derefter bruger den gennemsnitlige værdi af de to andre.

Desværre for besætningen på XL888t forventer denne metode en enkelt sensorfejl.Når to sensorer svigter med den samme eller lignende værdi, afviser systemet den fungerende sensor. Der er virkelig ingen måde at overvinde dette på, men det er meget usandsynligt, at to sensorer fejler med den samme værdi.

Hvorfor nedbrydes kontrolloven?

Dette er virkelig kernen i spørgsmål. ELAC er det, der bestemmer kontrolloven. Det bruger information fra flykonfigurationen (klapper, lameller, luftbremser, undervogn) og output fra ADIRU til at bestemme, hvordan pilotens kontrolindgange skal fortolkes. Den bruger denne information til at bestemme α-beskyttelseshastighederne (α-prot, α-gulv og VLS) og hvornår de automatiske konvolutbeskyttelse skal aktiveres.

Normalt når flyet sænker, øges AoA, medmindre der gives en næse nedad. I tilfælde af XL888t forsøgte piloterne bevidst at sætte flyet ind i en bås for at demonstrere α-beskyttelsen. Elevatoren og stabilisatoren var i fuld position, og motorerne blev bremset. ELAC tillader denne position, indtil den når de beregnede værdier for α-beskyttelse. I dette tilfælde var AoA ændrer sig ikke. Når de parametre, ELAC bruger, kommer så langt ud af deres tærskler, kan ELAC ikke længere foretage de nødvendige beregninger, så α-beskyttelsen er deaktiveret, og kontrolloven nedbrydes til alternativ.

Så hvorfor gik det alvorligt ct-lov?

Den test, besætningen udførte på det tidspunkt, var kontrol med lav hastighed i landingskonfiguration. ” Landingskonfiguration indikerer selvfølgelig, at landingsudstyret er nede. I alternativ lov er rullestyring i direkte lov, men tonehøjdestyring er stadig som den er i normal lov med automatisk trim osv. Undtagen uden α-beskyttelse. Men når landingsudstyret er nede, skifter tonehøjdekontrollen til direkte lov, og autotrim frakobles. Advarslen “BRUG MAN PITCH TRIM” vises på PFD. Det er piloter, der undlader at lægge mærke til denne advarsel, der resulterede i styrtet.

Om hvorfor kontrollovene er designet på denne måde kan jeg ikke sige. Måske kan en anden forklare, hvorfor Airbus foretog det valg .

Bemærk: Alle disse oplysninger blev hentet fra BAE slutrapport .

Kommentarer

  • Tak! Besvarede mit spørgsmål perfekt, og jeg kunne lære mange nye ting om Airbus Systems.
  • “Der er virkelig ingen måde at overvinde dette på” – ingen , men jeg forventer, at det i det mindste fortæller piloterne, at det skete. For lufthastighed gør det, og der er en upålidelig lufthastighedsprocedure, der skal følges, når det sker. Men for AoA-vingerne gør det ikke.
  • @JanHudec Jeg antager, at Airbus tænker som BEA gør. Fra BEA-rapporten: ” Angrebsvinklen, selvom den er vigtig for undersøgelsen af flyets aerodynamiske situation, er ikke en pilot parameter. ”

Svar

Hvad der præcist skete med flycomputere opsummeres tilstrækkeligt på Wikipedia :

Nogle af flyets computere modtog modstridende oplysninger og fungerede i nedbrudt tilstand, hvor nogle beskyttelser ikke var tilgængelige.

Mere præcist: to ud af tre angrebssensorer er blevet frosset og gjort funktionsdygtige. Systemlogik er designet til at afvise sensorværdier, der afviger markant fra de andre. I dette specifikke tilfælde førte dette princip til afvisning af den enkelte operative angrebsvinkels vinkel og til accept af de to defekte, som gav lignende værdier, men har været fast siden krydstogtsflyvning. Dette førte igen til uregelmæssige beregninger af grænsehastigheder. Desuden var stalladvarsel i normal lov ikke mulig.

Alt ovenstående resulterede i forringet funktionalitet i automatiserede systemer, nogle stallbeskyttelsesfunktioner var ikke tilgængelige. Stalladvarsel var dog stadig tilgængelig og er udløst i den sidste fase af flyvningen.

Resultaterne af officiel rapport lægger ikke skylden for, hvordan systemerne er designet. Alle fund under ” faktorer bidrog til ulykken ” er handlinger / beslutninger truffet af flyvebesætningen og ” fravær af konsistens i skylningsopgaven i flyrensningsproceduren “.

Der er dog en anbefaling vedrørende flycomputere:

At EASA [til] foretager en sikkerhed undersøgelse med henblik på at forbedre certificeringsstandarderne for advarselssystemer for besætninger under rekonfigurationer af flykontrolsystemer eller uddannelse af besætninger i at identificere disse rekonfigurationer og bestemme de umiddelbare operationelle konsekvenser.

Skriv et svar

Din e-mailadresse vil ikke blive publiceret. Krævede felter er markeret med *