Ich habe kürzlich eine Dokumentation über XL Airways Germany Flug 888T gesehen. Dies ließ einige Fragen aufkommen:
Zwei AOA-Sensoren fielen gleichzeitig aus (gefroren). Aus Wikipedia:
Zwei von drei Anstellwinkelsensoren wurden eingefroren und außer Betrieb gesetzt. Die Systemlogik wurde entwickelt, um Sensorwerte zurückzuweisen, die erheblich von den anderen abweichen. In diesem speziellen Fall führte dieses Prinzip zur Zurückweisung des einzelnen operativen Anstellwinkelsensors und zur Akzeptanz der beiden fehlerhaften Sensoren, die ähnliche Werte lieferten, aber seit dem Kreuzfahrtflug stecken geblieben sind.
Der Airbus „hat“ die Computer wegen unlogischer Werte „heruntergefahren“ und USE MAN PITCH TRIM angezeigt. Wie oben erwähnt, lehnte der Airbus den dritten Sensor ab und akzeptierte die beiden funktionierenden Sensoren.
- Warum wurden die Computer deaktiviert und in den manuellen Modus geschaltet?
Vergleicht es die äußeren AOA-Sensoren mit den Kreiseldaten? (Dank der „Minuten“ des Benutzers für die Klärung des Unterschieds zwischen AOA-Sensor- und künstlichen Horizontdaten, aber möglicherweise verwendet der Airbus die Kreiseldaten als weniger bewertete AOA-Referenz. Dies fließt in die Erkennung eines fehlerhaften AOA-Sensors ein.
- Warum wechseln Airbus-Computer nicht automatisch zu einem alternativen Gesetz, anstatt die FBW zu deaktivieren und eine kleine Warnung anzuzeigen?
Es war wirklich schwer, meine Fragen zu formulieren, und ich bin sicher, ich habe etwas vergessen. Aber ich würde mich freuen, wenn Sie die Fragen beantworten könnten.
Kommentare
- Wir müssen die BEA-Bericht , um zu verstehen, warum. Mir ist nicht klar, dass Flugcomputer nicht verfügbar waren. Die Besatzung führte tatsächlich verschiedene Tests in einem Szenario durch, um den vorhandenen Schutz auf freiwilliger Basis zu demonstrieren. Weitere Informationen sind erforderlich.
- Ganz einfach, wenn zwei der drei 10 Grad und einer 5 Grad sagen, haben die Computer keine Möglichkeit zu wissen, welcher der richtige ist. Die Logik besagt, dass wenn 2 zustimmen und 1 nicht ‚ t, die 2 in Übereinstimmung gewinnen.
- „USE MAN PITCH TRIM“ würde direct law (sogar weniger als der alternative Modus) und sie würden wissen, dass es sinnlos ist, Alpha-floor im direkten Modus zu testen, daher glaube ich nicht, dass dies darauf hindeutet. . id id = „a242fad9b0“>
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USE MAN PITCH TRIM bezieht sich auf direktes Recht. Der Flugcomputer sollte im Normalgesetz verbleiben, da kein logischer Fehler aufgetreten ist. Was ich wissen möchte: Warum wurde der Flugcomputer auf direktes Recht umgestellt? Dies tritt auf, wenn ein logischer Fehler vorliegt. Was war dieser logische Fehler? Antwort
Tl; dr Es war direktes Recht, weil Luftdaten inkonsistent waren und das Fahrwerk war ausgefallen.
Um eine vollständige Antwort darauf zu erhalten, warum das Flugzeug das getan hat, was es getan hat, beantworte ich nacheinander einige Fragen.
Warum haben die Flugcomputer den guten Sensor abgelehnt und den verwendet eingefrorene?
Die Werte der Sensoren werden von der ADIRU (Luftdaten- und Trägheitsreferenzeinheit) an die Steuercomputer weitergeleitet. Es gibt drei ADIRUs, die jeweils drei redundanten Sensorsystemen entsprechen. Teil der ADIRU ist die ADR (Air Data Reference). Das ADR ist dafür verantwortlich, die Gültigkeit der von den Luftdatensensoren (Staurohr, statischer Anschluss und AoA-Flügel) kommenden Werte zu bestimmen und diese Werte von lokaler AoA zu Flugzeug-AoA und Eingabe der Werte an die Steuercomputer. ( lokale AoA am Sensorort ist aufgrund ihrer Positionierung in der Ebene nicht unbedingt dieselbe wie die gesamte Flugzeug-AoA .) Jeder ADR verwendet zwei Resolver für jeden Sensor und vergleicht diese Werte für die Konsistenz. Zusammen mit dem Wert sendet es auch eine Anzeige an die Steuercomputer, ob die Werte gültig sind oder nicht.
Der ELAC (Höhenruder / Querruder-Computer), der die Bewegung der Flugflächen steuert, nimmt die Werte von jeder ADIRU und vergleicht sie mit dem Medianwert. Wenn ein Sensor nach einem bestimmten Schwellenwert vom Medianwert abweicht, geht er von einem Sensorausfall aus und lehnt die Eingabe ab. Es wird dann der Durchschnittswert der beiden anderen verwendet.
Leider erwartet diese Methode für die Besatzung der XL888t einen Ausfall eines einzelnen Sensors.Wenn zwei Sensoren mit demselben oder einem ähnlichen Wert ausfallen, lehnt das System den Arbeitssensor ab. Es gibt wirklich keine Möglichkeit, dies zu überwinden, aber es ist äußerst unwahrscheinlich, dass zwei Sensoren beim gleichen Wert ausfallen.
Warum haben sich die Kontrollgesetze verschlechtert?
Dies ist wirklich der Kern der Frage. Der ELAC bestimmt die Kontrollgesetze. Es verwendet Informationen aus der Flugzeugkonfiguration (Klappen, Lamellen, Druckluftbremsen, Fahrwerk) und dem Ausgang der ADIRU, um zu bestimmen, wie die Steuereingaben des Piloten zu interpretieren sind. Es verwendet diese Informationen, um die α-Schutzgeschwindigkeiten (α-prot, α-Boden und VLS) und wann der automatische Hüllkurvenschutz aktiviert werden muss.
Normalerweise erhöht sich die AoA, wenn das Flugzeug langsamer wird, sofern keine Eingabe mit der Nase nach unten erfolgt. Im Fall von XL888t versuchten die Piloten absichtlich zu setzen Das Flugzeug wurde in einen Stall gebracht, um den α-Schutz zu demonstrieren. Der Aufzug und der Stabilisator befanden sich in der vollen Position und die Motoren wurden verlangsamt. Der ELAC lässt diese Position zu, bis die berechneten Werte für den α-Schutz erreicht sind. In diesem Fall war die AoA Wenn sich die vom ELAC verwendeten Parameter so weit von ihren Schwellenwerten entfernen, kann der ELAC die erforderlichen Berechnungen nicht mehr durchführen, sodass der α-Schutz deaktiviert wird und das Steuergesetz auf abwechselnd herabgesetzt wird.
Warum also? Ist es schlimm geworden? ct law?
Der Test, den die Besatzung zu diesem Zeitpunkt durchführte, war eine Überprüfung der Landekonfiguration bei niedriger Geschwindigkeit. “ Die Landekonfiguration zeigt offensichtlich an, dass das Fahrwerk ausgefallen ist. Im alternativen Gesetz ist die Rollsteuerung im direkten Gesetz, aber die Tonhöhensteuerung ist immer noch wie im normalen Gesetz, mit automatischer Trimmung usw., außer ohne α-Schutz. Wenn das Fahrwerk heruntergefahren ist, schaltet die Pitch-Steuerung auf Direktgesetz um und das Autotrim wird deaktiviert. Die Warnung „USE MAN PITCH TRIM“ wird auf dem PFD angezeigt. Es ist das Versäumnis der Piloten, diese Warnung zu bemerken, die zum Absturz geführt hat.
Warum die Kontrollgesetze so gestaltet sind, kann ich nicht sagen. Vielleicht kann jemand anderes erklären, warum Airbus diese Wahl getroffen hat .
Hinweis: Alle diese Informationen stammen aus dem BAE-Abschlussbericht .
Kommentare
- Danke! Beantwortete meine Frage perfekt und ich konnte viel Neues über die Airbus-Systeme lernen.
- „Es gibt wirklich keine Möglichkeit, dies zu überwinden“ – nein , aber ich würde erwarten, dass es zumindest den Piloten mitteilt, dass es passiert ist. Bei Fluggeschwindigkeit ist dies der Fall, und es ist ein unzuverlässiges Fluggeschwindigkeitsverfahren einzuhalten, wenn dies geschieht. Bei den AoA-Flügeln ist dies jedoch nicht der Fall @JanHudec Ich denke, Airbus denkt, wie es die BEA tut. Aus dem BEA-Bericht: “ Der Anstellwinkel ist zwar für die Untersuchung der aerodynamischen Situation des Flugzeugs von Bedeutung, aber kein Pilot Parameter. “
Antwort
Was genau mit den Flugcomputern passiert ist, wird in Wikipedia angemessen zusammengefasst :
Einige Computer des Flugzeugs erhielten widersprüchliche Informationen und arbeiteten in einem herabgesetzten Modus, in dem einige Schutzfunktionen nicht verfügbar waren.
Mehr Genau: Zwei von drei Anstellwinkelsensoren wurden eingefroren und funktionsunfähig gemacht. Die Systemlogik wurde entwickelt, um Sensorwerte zurückzuweisen, die erheblich von den anderen abweichen. In diesem speziellen Fall führte dieses Prinzip zur Ablehnung des einzelnen operativen Anstellwinkelsensors und zur Akzeptanz der beiden fehlerhaften Sensoren, die ähnliche Werte lieferten, aber seit dem Kreuzfahrtflug stecken geblieben sind. Dies führte wiederum zu unregelmäßigen Berechnungen der Grenzgeschwindigkeiten, außerdem war eine Blockierwarnung nach normalem Recht nicht möglich.
All dies führte zu einer verminderten Funktionalität automatisierter Systeme, einige Blockierschutzfunktionen waren nicht verfügbar. Die Stall-Warnung war jedoch weiterhin verfügbar und wurde während der letzten Flugphase ausgelöst.
Die Ergebnisse der offizieller Bericht Geben Sie keine Schuld an der Gestaltung der Systeme. Alle Ergebnisse unter “ -Faktoren haben zum Unfall beigetragen “ sind von der Flugbesatzung getroffene Maßnahmen / Entscheidungen und das “ Fehlen einer Konsistenz bei der Spülaufgabe im Flugzeugreinigungsverfahren „.
Es gibt jedoch eine Empfehlung bezüglich der Flugcomputer:
Diese EASA [um] eine Sicherheit zu übernehmen Studie im Hinblick auf die Verbesserung der Zertifizierungsstandards von Warnsystemen für Besatzungen während der Neukonfiguration von Flugsteuerungssystemen oder die Schulung von Besatzungen zur Identifizierung dieser Neukonfigurationen und zur Ermittlung der unmittelbaren betrieblichen Folgen.