최근 XL Airways Germany Flight 888T 에 대한 문서를 보았습니다. 이로 인해 몇 가지 질문이 떠 올랐습니다.
두 개의 AOA 센서가 동시에 고장났습니다 (동결). Wikipedia에서 :
각각 공격 센서 3 개 중 2 개가 고정되어 작동하지 않게되었습니다. 시스템 로직은 다른 것에서 크게 벗어나는 센서 값을 거부하도록 설계되었습니다. 이 특정 사례에서이 원칙은 작동하는 단일 공격 각도 센서를 거부하고, 비슷한 값을 제공했지만 순항 비행 이후 멈춰있는 두 개의 결함이있는 센서를 수용하게했습니다.
Airbus는 비논리적 값으로 인해 컴퓨터를 “종료”하고 USE MAN PITCH TRIM를 표시했습니다. 그러나 위에서 언급했듯이 Airbus는 세 번째 센서를 거부하고 두 개의 작동 센서를 수락했습니다.
- 컴퓨터가 비활성화되고 수동 모드로 전환되는 이유는 무엇입니까?
외부 AOA- 센서를 자이로 데이터와 비교합니까 (AOA- 센서와 인공 지평선 데이터 간의 차이를 명확히 해준 사용자 “mins”에게 감사하지만 Airbus는 Gyro-Data를 순위가 낮은 AOA 참조로 사용합니다. 결함이있는 AOA 센서를 감지하는 데 사용됩니다.)
- 왜 에어 버스 컴퓨터가 FBW를 비활성화하고 작은 경고를 표시하는 대신 대체 법과 같은 것으로 자동 전환하지 않는 이유는 무엇입니까?
질문을 작성하는 것이 정말 어려웠고 뭔가 잊어 버렸습니다. 하지만 질문에 답해 주시면 감사하겠습니다.
댓글
- BEA 보고서 를 참조하세요. 비행 컴퓨터를 사용할 수 없다는 것이 분명하지 않습니다. 승무원은 실제로 자발적으로 보호 조치를 입증하기 위해 시나리오의 일부로 다양한 테스트를 수행했습니다. 더 많은 정보가 필요합니다.
- 3 개 중 2 개가 10도를 나타내고 1 개가 5도를 나타내면 컴퓨터는 어느 쪽이 올바른지 알 수 없습니다. 논리에 따르면 2 개가 동의하고 1 개가 동의하지 않으면 ' 동의 한 2 개가 승리합니다.
- “USE MAN PITCH TRIM”은 직접 을 나타냅니다. i> 법칙 (대체 모드보다 적음)이며 직접 모드에서 Alpha-floor를 테스트하는 것이 무의미하다는 것을 알고 있으므로 '이를 나타내는 것이라고 생각하지 않습니다.
li>
USE MAN PITCH TRIM는 Direct Law를 나타냅니다. 비행 컴퓨터는 논리적 오류가 없었기 때문에 정상 법으로 유지되어야했습니다. 내가 알고 싶은 것 : 비행 컴퓨터가 Direct law로 전환 한 이유 이것은 논리적 오류가있을 때 발생합니다. 이 논리적 실패는 무엇 이었습니까? 답변
Tl; dr 공기 데이터가 일치하지 않기 때문에 직법에있었습니다. 랜딩 기어가 다운되었습니다.
항공기가 수행 한 작업을 수행 한 이유에 대한 완전한 답변을 위해 “한 번에 하나씩 몇 가지 질문에 대답하겠습니다.
왜 비행 컴퓨터가 좋은 센서를 거부하고 고정 된 것?
센서의 값은 ADIRU (공기 데이터 및 관성 참조 장치)에 의해 제어 컴퓨터에 공급됩니다. 각각 세 개의 중복 센서 시스템에 해당하는 세 개의 ADIRU가 있습니다. ADIRU의 일부는 ADR (공중 데이터 참조)입니다. ADR은 공기 데이터 센서 (피토관, 정적 포트 및 AoA 베인)에서 오는 값의 유효성을 확인하고 해당 값을 로컬 AoA 에서 비행기 AoA 제어 컴퓨터에 값을 제공합니다. (센서 위치의 로컬 AoA 는 평면에서의 위치 때문에 전체 비행기 AoA 와 반드시 동일하지는 않습니다.) 각 ADR은 각 센서에 대해 두 개의 리졸버를 사용하고 비교합니다. 일관성을 위해 이러한 값. 값과 함께 값이 유효한지 여부에 대한 표시를 제어 컴퓨터에 보냅니다.
비행 표면의 움직임을 제어하는 ELAC (엘리베이터 / 일러 론 컴퓨터)는 각 ADIRU에서 값을 가져와 중앙값과 비교합니다. 센서가 특정 임계 값을지나 중앙값에서 벗어나면 센서 고장으로 간주하고 입력을 거부합니다. 그런 다음 다른 두 개의 평균 값을 사용합니다.
안타깝게도 XL888t의 승무원에게이 방법은 단일 센서 고장을 예상합니다.두 센서가 동일하거나 유사한 값에서 실패하면 시스템은 작동하는 센서를 거부합니다. 이 문제를 극복 할 수있는 방법은 없지만 동일한 값에서 두 개의 센서가 고장날 가능성은 매우 낮습니다.
왜 제어 법칙이 저하 되었습니까?
이것이 정말로 핵심입니다. 질문. ELAC는 통제 법을 결정합니다. 항공기 구성 (플랩, 슬랫, 에어 브레이크, 차대) 및 ADIRU의 출력 정보를 사용하여 조종사의 제어 입력을 해석하는 방법을 결정합니다.이 정보를 사용하여 α 보호 속도 (α-prot, α-floor 및 VLS) 및 자동 엔벨로프 보호를 사용하는시기
일반적으로 항공기가 감속 할 때 기수를 내리지 않는 한 AoA가 증가합니다. XL888t의 경우 조종사는 의도적으로 α 보호를 시연하기 위해 비행기를 실속으로 옮겼습니다. 엘리베이터와 스태빌라이저가 최대 위치에 있었고 엔진이 느려졌습니다. ELAC는 계산 된 α 보호 값에 도달 할 때까지이 위치를 허용합니다.이 경우 AoA는 ELAC가 사용하는 매개 변수가 임계 값을 너무 많이 벗어나면 ELAC는 더 이상 필요한 계산을 수행 할 수 없으므로 α 보호가 비활성화되고 제어 법칙이 대체로 저하됩니다.
그 이유는 그것은 끔찍하게 되었습니까? ct 법?
당시 승무원이 수행 한 테스트는 착륙 구성에서 저속 확인이었습니다. ” 랜딩 구성은 분명히 랜딩 기어가 다운되었음을 나타냅니다. 대체 법칙에서 롤 제어는 직접적인 법칙에 있지만 피치 제어는 α 보호가없는 경우를 제외하고는 자동 트림 등이있는 일반 법칙과 동일합니다. 그러나 랜딩 기어가 내려 가면 피치 컨트롤이 직접 법칙으로 전환되고 자동 트림이 해제됩니다. “USE MAN PITCH TRIM”경고가 PFD에 표시됩니다. 충돌을 일으킨이 경고를 알아 차리지 못한 것은 조종사들입니다.
관 제법이 이렇게 설계된 이유에 대해서는 말할 수 없습니다. 다른 사람이 Airbus가 왜 그런 선택을했는지 설명 할 수있을 것입니다. .
참고 :이 모든 정보는 BAE 최종 보고서 에서 가져온 것입니다.
댓글
- 감사합니다. 제 질문에 완벽하게 답변했으며 Airbus 시스템에 대해 많은 새로운 것을 배울 수있었습니다.
- “이를 극복 할 방법이 정말 없습니다.”— 아니요 ,하지만 적어도 조종사들에게 그 일이 일어났다는 사실을 알려줄 것으로 기대합니다. 대기 속도에 대해서는 그렇게하고 발생시 따라야 할 신뢰할 수없는 대기 속도 절차가 있습니다. 그러나 AoA 베인의 경우에는 그렇지 않습니다.
- @JanHudec Airbus는 BEA가하는 방식을 생각하는 것 같습니다. BEA 보고서에서 : " 항공기의 공기 역학적 상황을 연구하는 데는 중요하지만 공격 각도는 조종사가 아닙니다. 매개 변수. "
답변
비행 컴퓨터에 정확히 무슨 일이 일어 났는지 Wikipedia 에 적절하게 요약되어 있습니다. :
일부 항공기의 컴퓨터는 충돌하는 정보를 수신하고 일부 보호 기능을 사용할 수없는 성능 저하 모드에서 작동했습니다.
자세히 정확하게 : 공격 각 센서 3 개 중 2 개가 정지되어 작동하지 않게되었습니다. 시스템 로직은 다른 것에서 크게 벗어나는 센서 값을 거부하도록 설계되었습니다. 이 특정 사례에서이 원칙은 단일 작동 공격 각도 센서를 거부하고 유사한 값을 제공했지만 크루즈 비행 이후 멈춰있는 두 개의 결함이있는 센서를 수용하게했습니다. 이로 인해 제한 속도 계산이 비정상적으로 이루어졌고, 또한 정상 법상 스톨 경고는 불가능했습니다.
위의 모든 결과는 자동화 시스템의 기능 저하를 초래했으며 일부 스톨 보호 기능을 사용할 수 없었습니다. 그러나 실속 경고는 여전히 사용 가능하며 비행의 마지막 단계에서 트리거되었습니다.
공식 보고서 는 시스템 설계 방식을 비난하지 않습니다. " 요인에 따른 모든 결과가 사고에 기여했습니다 "는 승무원이 취한 조치 / 결정이며 " 비행기 청소 절차에서 헹굼 작업의 일관성 부재 ".
그러나 비행 컴퓨터와 관련하여 다음과 같은 한 가지 권장 사항이 있습니다.
EASA가 안전을 약속합니다. 비행 제어 시스템을 재구성하는 동안 승무원을위한 경고 시스템의 인증 표준을 개선하거나 이러한 재구성을 식별하고 즉각적인 운영 결과를 결정하는 승무원 교육을 위해 연구합니다.