Recientemente vi una documentación sobre Vuelo 888T de XL Airways Germany . Esto hizo que surgieran algunas preguntas en mi mente:
Dos sensores AOA fallaron (congelaron) simultáneamente. De Wikipedia:
Dos de los tres sensores de ángulo de ataque se han congelado y dejado de funcionar. La lógica del sistema se ha diseñado para rechazar los valores de los sensores que se desvían significativamente de los demás. En este caso concreto, este principio condujo al rechazo del sensor único de ángulo de ataque operativo y a la aceptación de los dos defectuosos, que proporcionaban valores similares, pero que se han quedado atascados desde el vuelo de crucero.
El Airbus «apagó» las computadoras debido a valores no lógicos y mostró USE MAN PITCH TRIM. Pero como se indicó anteriormente, el Airbus rechazó el tercer sensor y aceptó los dos sensores en funcionamiento.
- ¿Qué hizo que las computadoras se desactivaran y cambiaran al modo manual?
¿Está comparando los sensores AOA externos con los datos del giróscopo? que desemboca en la detección de un sensor AOA defectuoso)
- ¿Por qué las computadoras Airbus no cambian automáticamente a algo parecido a la ley alternativa, en lugar de desactivar el FBW y mostrar una pequeña advertencia?
Fue muy difícil formular mis preguntas y estoy seguro de que olvidé algo. Pero le agradecería que pudiera responder las preguntas.
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Respuesta
Tl; dr estaba en la ley directa porque los datos aéreos eran inconsistentes y el tren de aterrizaje estaba abajo.
Para obtener una respuesta completa de por qué la aeronave hizo lo que hizo, responderé algunas preguntas una a la vez.
¿Por qué las computadoras de vuelo rechazaron el sensor bueno y usaron el ¿congelados?
Los valores de los sensores son alimentados a las computadoras de control por el ADIRU (datos de aire y unidad de referencia inercial). Hay tres ADIRU, cada uno correspondiente a tres sistemas redundantes de sensores. Parte del ADIRU es el ADR (referencia de datos aéreos). El ADR es responsable de determinar la validez de los valores provenientes de los sensores de datos aéreos (tubo de pitot, puerto estático y paletas de AoA), corrigiendo esos valores de AoA local a AoA de avión y alimentar los valores a los ordenadores de control. (El AoA local en la ubicación del sensor no es necesariamente el mismo que el AoA del avión general debido a su posición en el avión). Cada ADR usa dos resolutores para cada sensor y compara estos valores por coherencia. Junto con el valor, también envía a los ordenadores de control una indicación de si los valores son válidos o no.
El ELAC (ordenador elevador / alerón), que controla el movimiento de las superficies de vuelo, toma los valores de cada ADIRU y los compara con el valor mediano. Si un sensor se desvía del valor medio más allá de un cierto umbral, asume la falla del sensor y rechaza la entrada. Luego usa el valor promedio de los otros dos.
Desafortunadamente para la tripulación del XL888t, este método anticipa una falla en un solo sensor.Cuando dos sensores fallan al mismo valor o similar, el sistema rechazará el sensor de trabajo. Realmente no hay manera de superar esto, pero que dos sensores fallen al mismo valor es extremadamente improbable.
¿Por qué se degradaron las leyes de control?
Este es realmente el quid de la cuestión. pregunta. El ELAC es lo que determina las leyes de control. Utiliza información de la configuración de la aeronave (flaps, listones, frenos de aire, tren de aterrizaje) y la salida del ADIRU para determinar cómo interpretar las entradas de control del piloto. Utiliza esta información para determinar las velocidades de protección α (α-prot, α-floor y VLS) y cuándo activar las protecciones automáticas de envolvente.
Normalmente, cuando la aeronave reduce la velocidad, el AoA aumenta a menos que se dé una entrada de morro hacia abajo. En el caso del XL888t, los pilotos intentaron intencionalmente poner el avión en una parada para demostrar las protecciones α. El elevador y el estabilizador estaban en posición máxima y los motores se desaceleraron. El ELAC permitirá esta posición hasta que alcance los valores calculados para la protección α. En este caso, el AoA fue Cuando los parámetros que el ELAC está usando se alejan tanto de sus umbrales, el ELAC ya no puede hacer los cálculos necesarios, por lo que las protecciones α se desactivan y la ley de control se degrada para alternar.
¿Se puso espantoso? ¿ley ct?
La prueba que la tripulación estaba realizando en ese momento era la verificación a baja velocidad en la configuración de aterrizaje «. La configuración de aterrizaje obviamente indica que el tren de aterrizaje está bajado. En la ley alternativa, el control de balanceo está en la ley directa, pero el control de cabeceo sigue igual que en la ley normal, con compensación automática, etc., excepto sin protecciones α. Pero cuando el tren de aterrizaje está abajo, el control de cabeceo cambia a la ley directa y el autotrim se desactiva. Se muestra la advertencia «USE MAN PITCH TRIM» en el PFD. El hecho de que los pilotos no noten esta advertencia provocó el accidente.
No puedo decir por qué las leyes de control están diseñadas de esta manera. Tal vez alguien más pueda explicar por qué Airbus tomó esa decisión. .
Nota: Toda esta información se tomó del Informe final de BAE .
Comentarios
- ¡Gracias! Respondí mi pregunta perfectamente y pude aprender muchas cosas nuevas sobre Airbus Systems.
- “Realmente no hay forma de superar esto” —no , pero esperaría que al menos les diga a los pilotos que sucedió. Para la velocidad del aire sí lo hace y hay un procedimiento de velocidad aerodinámica poco confiable a seguir cuando sucede. Sin embargo, para las paletas AoA no es así.
- @JanHudec Supongo que Airbus piensa como lo hace la BEA. Del informe de la BEA: » El ángulo de ataque, aunque significativo para el estudio de la situación aerodinámica del avión, no es un pilotaje parámetro. »
Respuesta
Lo que sucedió exactamente con las computadoras de vuelo se resume adecuadamente en Wikipedia :
Algunas de las computadoras de la aeronave recibieron información contradictoria y operaron en modo degradado donde algunas protecciones no estaban disponibles.
Más Precisamente: dos de cada tres sensores de ángulo de ataque se han congelado y dejado de funcionar. La lógica del sistema se ha diseñado para rechazar los valores de los sensores que se desvían significativamente de los demás. En este caso concreto, este principio llevó al rechazo del sensor único de ángulo de ataque operativo y a la aceptación de los dos defectuosos, que proporcionaban valores similares, pero que se han quedado atascados desde el vuelo de crucero. Esto, a su vez, condujo a cálculos de velocidades límite erráticas; además, la advertencia de bloqueo en la ley normal no era posible.
Todo lo anterior resultó en una funcionalidad degradada de los sistemas automatizados, algunas funciones de protección de bloqueo no estaban disponibles. Sin embargo, la advertencia de bloqueo todavía estaba disponible y se activó durante la última fase del vuelo.
Los resultados del informe oficial no eche ninguna culpa al diseño de los sistemas. Todos los resultados de » factores contribuyeron al accidente » son acciones / decisiones tomadas por la tripulación de vuelo y la » ausencia de coherencia en la tarea de enjuague en el procedimiento de limpieza del avión «.
Sin embargo, hay una recomendación con respecto a las computadoras de vuelo:
Que EASA [para] realizar una estudio con miras a mejorar los estándares de certificación de los sistemas de alerta para las tripulaciones durante las reconfiguraciones de los sistemas de control de vuelo o la capacitación de las tripulaciones para identificar estas reconfiguraciones y determinar las consecuencias operacionales inmediatas.
USE MAN PITCH TRIMse refiere a Ley Directa. La computadora de vuelo debería haberse mantenido en la Ley Normal porque no hubo una falla lógica. Lo que quiero saber: ¿Qué hizo que la computadora de vuelo cambiara a la ley directa? Esto ocurre cuando hay una falla lógica. ¿Cuál fue esta falla lógica?