РАССЛЕДОВАНИЕ ЗАВЕРШЕНО, А ВОПРОСЫ ОСТАЛИСЬ
(к событию под Донецком).

В середине февраля через СМИ, включая сеть Интернет, прошла информация о завершении расследования причин и обстоятельств авиакатастрофы Ту-154 под Донецком.
Расследование проводила специальная комиссия Межгосударственного Авиакомитета (ТК МАК) с привлечением специалистов и экспертов некоторых профильных научных учреждений, с использованием математическо-компьютерного моделирования и др.
Словом, расследование было обстоятельным и всесторонним.

По неофициальной пока версии, но оглашённой как-то через СМИ: “причиной гибели 170-ти находившихся на борту человек МАК признаёт неправильные действия экипажа“!!, что равносильно вердикту присяжных – виновен!

Побойтесь Бога! Комиссия по расследованию с привлечением сотен специалистов, при наличии современной вычислительной техники, в течение 6-ти месяцев анализировала и оценивала те же проблемы полёта, на решение которых экипажу отведено было не более 3-х минут, а на критическом этапе развития событий–всего около30 сек.(!!!), и всё это в обстановке, стремительно ухудшающейся до экстремальной. Кстати, и в количественном отношении экипаж имел несравненно меньше нужной информации, чем выявлено в процессе расследования.

Автор сего, впрочем, не утверждает и даже с самого начала не предполагал, что решения и действия экипажа были безошибочно правильными.

Суть моих (и не только) расхождений с выводами комиссии состоит в том, что те самые “неправильные действия экипажа“ были во многом следствием некоего стечения неблагоприятно-опасных условий и обстоятельств, с чем экипаж не смог справиться.

Согласитесь - это ведь совершенно иная оценка…

Справедливости ради отметим, что в официальной ”информации технической комиссии по результатам расследования катастрофы”, приведённой выше формулировки нет, и в целом документ составлен в сдержанно-деловом тоне.

Однако бесспорно, что та первичная информация, так или иначе “вытекала» из недр комиссии, а кто её и как интерпретировал - это уже другое дело.

Спор о формулировке – далеко не схоластичный: за сим – Честь и Достоинство причастных к предмету спора. Помним – “слово ранит “.

Вспомним и библейское (всегда уместное в жизни) – “не суди (сам), да не судим будешь“, что вовсе не исключает анализа и оценки (качественных, а не поверхностных, в чём мы последнее время поднаторели, всё ища какую-то ”правду“ с обязательной переоценкой прошлого, которое само по себе (по определению) безвозвратно и неизменно, а порождено оно было более “древним“ (предшествующим) прошлым и комплексами уже своих обстоятельств.

Применительно к нашему событию также можно сказать, что у него была своя история, своя предыстория и свой комплекс условий и обстоятельств. В первую очередь, естественно, нас интересуют те опасности, что сопричастны к трагедии.

Хотя данный материал, в первую очередь, предназначен для авиационных специалистов, обеспечивающих безопасность полётов, здесь он будет расширен в обзорно-информативном плане, чтобы быть понятым просто» любящим друзьям авиации“. Безусловно, кому-то это покажется излишним, а кому-то – недостаточным, в чём не обессудьте (не судите строго).

По степени опасности на первый план, несомненно, надо поставить грозовой фронт.

Атмосферный (грозовой) фронт представляет собой гряду, скажем так, очагов агрессии и их слияний. Образно его можно представить в виде горного хребта – с явно выраженными вершинами вперемежку с ущельями и относительно широкими долинами между ними.

Т.е., как правило, фронт не представляет собой сплошного слияния очагов агрессии. Именно наличие на фронте «просветов» (долин) и даёт возможность совершать полёты в «зонах грозовой деятельности». Количество таких полётов в мире за сутки исчисляется тысячами.

Полёт в «зоне грозовой деятельности» вовсе не означает прямого столкновения или соприкосновения с очагами агрессии (от сего, как говорится – Боже упаси!). Более того, между самолётом и очагом агрессии предусмотрены значительные дистанции, обеспечивающие безопасность полёта.

В длину такие фронты простираются на сотни и тысячи километров, в ширину – от нескольких десятков до 100-150 км (речь об опасной зоне).

«Очаги агрессии» представляют собой отдельные кучево-дождевые облака с грозовой деятельностью или их слияния. По своим размерам отдельное облако вряд ли намного превышает размеры 10х10 км. По своей структуре, по степени развития, по характеру проявлений каждое облако неоднородно даже в самом себе. По высоте такой очаг, в фазе максимального развития, чаще всего ограничивается тропопаузой – 10-11 км, но не редки случаи и развития в стратосферу – до 12-13 и более км (всё это для наших широт).

Развитие облака вверх идёт за счёт подъёма более тёплого, по сравнению с окружающим, воздуха, который и в последующем (при расширении) не успевает охладиться до температуры окружающей среды. Присутствует здесь и принудительное вытеснение более тёплого воздуха холодным, ниспадающим вниз. Всё это создаёт потоки воздуха в вертикальной плоскости, доходящие до 30-40 м/с, что в свою очередь порождает различные завихрения и горизонтальные потоки. Все эти аномалии и диспропорции в облаке сопровождаются неупорядоченным движением и «ростом напряжения» (в т.ч. электрического). Естественно, каждой стадии развития наших очагов агрессии присущ свой уровень «хаоса и силы».

Однако под развитием надо понимать не только «рост», но и «разрушение» (как какую-то стадию), что может одновременно существовать по фронту. А если учесть ещё и горизонтальные перемещения очагов фронта относительно земной поверхности, то представить его реальные очертания на перспективу (спрогнозировать) – невозможно.

Итак, опасность полёта в грозовом облаке (нашем очаге агрессии) заключается в большой вероятности поражений электрическими разрядами (молниями) с непредсказуемым финалом, вплоть до пожара, взрыва и т.п., но не менее опасна и сильная турбулентность, в результате которой возможна деформация, а то и полное разрушение конструкции самолёта.

Кроме того, существенные изменения воздушных потоков, как по скорости, так и по направлению сопровождаются резким изменением аэродинамических характеристик – вплоть до самопроизвольного выхода самолёта в опасный режим полёта (за пределы допустимого – в режим сваливания).

Все опасности, как видим, связаны не с фронтом, как таковым, а с отдельными очагами агрессии, которые подлежат обходу, что неукоснительно и выполняется. Причём, надо подчеркнуть, каких-то ограничений по удалённости отклонений от маршрутов полёта не существует.

Технологически определение очагов агрессии и выбор путей обхода обеспечивается техническим оборудованием самолёта (при помощи автономного самолётного локатора).

Что же касается фронта, то во всей своей совокупности он, как система очагов агрессии, значительно ограничивает возможности манёвра при обходе, как по горизонтали, так и по вертикали.

В этом отношении наш Донецкий фронт ничем не отличался от иных, но имел и свои особенности.

Во-первых, верхняя граница фронта была более 12 км, что вынудило экипаж к выводу самолёта на высоты, близкие к предельным; а это привело к дальнейшему ограничению возможностей: с высотой значительно уменьшается, как сама располагаемая тяга двигателей, так и её запасы сверх-потребностей на преодоление лобового аэродинамического сопротивления. Если у земной поверхности располагаемая тяга двигателей (на номинальном режиме) равна 27,1т, то на высоте 11 км – уже близко 8,5т, а на 12 –ти км высоты- 7,4т; что же касается запасов сверх минимально- необходимой тяги (при скоростях полёта наивыгоднейших), то на Н=11км они будут равны 2,3т, а на Н=12 км – около 1т.

Если же мы допустим отклонения по скорости от наивыгоднейшей в ту или иную сторону, то наши запасы по тяге ещё более уменьшатся : при скоростях полёта ниже 795 км/ч (ист) и 425 км/ч (пр) на Н=12 км в условиях МСА мы получим уже дефицит (недостаток) тяги, что приведёт к необратимой потере скорости, о чём говорилось в предыдущей моей статье «По следам некоторых лётных происшествий (включая событие под Донецком)», распространённой через Интернет в октябре месяце (именно в связи с событием под Донецком).

Тут необходимо добавить ещё: существенное влияние на величину располагаемой тяги (следовательно, и её запасов) оказывает и температурный режим атмосферы, определяемый по отклонениям температур воздуха от заложенных в Международной Стандартной Атмосфере (МСА): возможные потери от превышения температур будут около 0,5 – 1 % на 1градус температуры. В данном случае суть не в точности определения, а в том, что даже незначительные отклонения температур от МСА (в сторону превышения) ещё более ограничивали возможности.

Хотя в информации ТК МАК отмечается, что температурный режим атмосферы был близок к условиям МСА, наличие мощного выноса теплого воздуха в верхние слои тропосферы (о чём свидетельствует и градонаполненная вершина очага, с которой столкнулся экипаж) позволяет предположить о наличии локальных аномальных зон, где температуры были много выше стандартной.

Следующий фактор, повлиявший на ход событий под Донецком, это наличие сильной турбулентности вне очагов агрессии, но в связи с фронтом. Такая турбулентность на больших высотах, как правило, связана с фронтами, но это совсем не означает, что турбулентность обязательна для любого фронта, тем более-сильная.

Касательно нашего события, мы будем рассматривать турбулентность под ракурсом её влияния на изменение аэродинамических характеристик. В упрощённом виде: турбулентность порождается чередой вертикальных потоков разной силы на пути следования самолёта. Пересечение самолётом вертикального потока сопровождается, естественно, увеличением угла атаки: в зависимости от скоростей полёта при вертикальном потоке со скоростью10 м/сек угол атаки увеличится на 2-3 градуса (в среднем – на 2,5 град.). А с изменением угла атаки изменятся и коэффициенты основных аэродинамических сил и, как следствие, величины самих аэродинамических сил - в сторону увеличения. В упрощённом виде: изменение сил будет пропорционально изменению перегрузки.

Если приросту угла атаки и коэффициента подъёмной силы придаётся значение, как влияющим на изменения запасов по устойчивости (приближения к сваливанию), то приросту сил лобового сопротивления внимания уделяется мало. Но, как знаем, одна лишь ложка дёгтя портит бочку мёда: под Донецком именно прирост сил лобового сопротивления от наличия турбулентности мог оказаться последней каплей, приведшей к срыву.

Если при единичном вертикальном порыве самолёт вышел на перегрузку 1,3 ед, то и сила лобового сопротивления на этот момент увеличится в 1,3 раза. Естественно, возрастёт и средняя величина силы лобового сопротивления, а чем интенсивнее будет турбулентность по частоте чередований, тем более будет прирастать сила лобового аэродинамического сопротивления, приближаясь к средней величине между максимумом и нормой.

Применительно к событию под Донецком – это будет выглядеть так: на скорости полёта 420 км/час (приборной.), что соответствует скорости истинной 790 км/час и М = 0,74 , сила лобового сопротивления будет около 7,5 т (уже на 0,1 т хуже располагаемой !?). При турбулентности, вызывающей перегрузку 1,3 ед, максимальный прирост силы лобового сопротивления составит 2,25 т, (с 7,5 т до 9,75 т – при наличии располагаемой тяги всего в 7,4 т). При этом, подчеркнём – это правомерно в отношении только моментных изменений сил лобового сопротивления, выраженные как следствие моментной перегрузки.

Суть показанного – не в количественной оценке (хотя…всё познаётся в сравнении), а в нашем осознании негативного характера воздействия на развитие ситуации.

Однако, все эти условия и обстоятельства, сами по себе и даже в комплексе, не были главенствующими при развитии события; они только подталкивали к этому, урезая возможности выбора альтернативных решений.

Главной причиной трагедии является потеря скорости полёта до опасной, (подчёркиваю) применительно к текущим условиям полёта.

Теоретически, что изложено и в РЛЭ Ту-154, сваливание самолёта (здесь и далее – с полётной массой 90 т) происходит на скорости индикаторной 290 км/ч.Т.о. на Н = 12 км скорость сваливания должна быть 575 км/ч (истин.) и 305 км/ч (приборн.), М=0,54.

С учётом обеспечения 30-ти % запасов минимально-допустимая скорость у земли будет 380 км/ч (приборн.).

На высоте 12 км по расчёту запасов (в 30 % ) от коэффициента подъёмной силы (макс.) получим минимально-допустимые скорости : 685 км/ч (ист), 360 км/ч (приборн.) и М= 0,65.

Если в расчёт брать 30 % запасы от скорости, то получим: 750 км/ч (ист.), 400 км/ч (приборн.) и М=0,71 (уже другие значения).

Естественно, это разночтение мы приведём к варианту большего обеспечения безопасности полётов, т.е. пределы допустимого должны брать не менее 400 км/ч по прибору ( 750 км/ч –ист., и М = 0,71) – пределы ниже допущенных экипажем.

Как это определено РЛЭ Ту – 154, судить не берусь. В кратком ознакомлении с ним (и с “аэродинамикой Ту – 154”) минимально-допустимая скорость вроде бы определяется через сигнализатор АУАСП при скорости на 17 % больше скорости срыва (думается – уже с учётом перегрузки). Тоже хороший путь. Но как быть с предварительной оценкой? Ждать, пока «жареный петух клюнет»? (и он «клюнул»).

Если расчёты вести с этих позиций, то сигнализация должна была бы сработать на скорости 425 км/ч (приборн.), около 800 км/ч (истин.) и М – 0,755 (а она молчала).

Однако, исходя из кабинных записей (полученных через Интернет), «сваливание» произошло сразу же после занятия эшелона на скорости 420 км/ч (приборной) (по информации ТК МАК).

11 : 34 : 54 – заняли 390 ( КВС )

11 : 35 : 05 – снижаемся ( уже падение )

11 : 35 : 16 – сигнал АУАСП , и в последующие 23 сек ещё 4 сигнала.

Сваливание произошло не более чем за 11 сек, без сигнализации !, чего не было и в наборе.

Безусловно, КВС был неправ, допустив падение скорости до 420 км/ч (приборн.), но… уход вверх от «болтанки» был оправдан, т.к. на 11 600 м дважды срабатывал тот самый сигнализатор АУАСП (что не предвещало чего-то хорошего). Но стремление скорее покинуть опасную зону, с вертикальными скоростями 8-10 м/с, непременно вело к падению скорости.

Возникает вопрос: до каких пределов допустимо было падение скорости?

То, что АУАСП не сработал на скорости 425 км/ч, вполне объяснимо, т.к. не было порыва и перегрузки в тот момент, следовательно, и скорость сваливания (для АУАСП) будет меньше, и значительно. Вот то, что он не сработал вплоть до того момента, когда процесс сваливания уже развился - это вопрос, требующий немедленного разрешения.

Если же мы сравним наши расчётные величины (минимально-допустимые), то 420 км/ч больше, чем 400 км/ч, т.е. запасы теоретически ещё оставались ??.

И вот тут-то стоит вспомнить (из статьи «По следам некоторых лётных происшествий» - на основании РЛЭ Ту – 134), что у земной поверхности критический угол атаки равен 19 град. и максимальный коэффициент подъёмной силы (соответствующий этому углу) равен 1,35.

Но… при испытаниях самолёта на высоте около 8 км «сваливание самолёта» происходило с углами 14 – 15 град. при коэффициенте 1,05. Аэродинамики объясняют все странности влиянием сжимаемости через М – полёта, но какая тут сжимаемость, если на скорости сваливания 220 – 230 км/ч (приборн.) М = 0,3.

Не проще ли это связать с высотой; тогда для Н = 12 для Ту – 134 угол практически уменьшится ещё на 2 – 2,5 град – до 12 град (только от изменений характеристик воздуха с высотой, и без влияния скоростей.

Пагубное влияние выбора, относительно малых скоростей полёта в сочетании с большими высотами, хорошо просматривается по сравнительным характеристикам полёта:

Ту–134А, 47 т, Н = 11 км, МСА

Базово - исходные (расчётные) данные по сваливанию:

Кфц подъёмной силы (далее КПС) = 0,93 (а у земли = 1,35)

Угол атаки критич. (далее УА Кр) ок. 13 град. (а на высоте 0 км = 19 град.).

Изменения по углу атаки (в среднем) – по 0,5 град. на км высоты.

Скорость сваливания (приб / ист./ М) = 310 / 555 / 0,52 (у земли = 250/)

Скорость свал. при перегрузке в 1,5 ед. = 380 / 680 / 0,64.

Изменения скоростей сваливания (приб.)

с высотой от 0 до 11 км с 250 до 310 км/ч (по 5 км/ч на 1 км выс.)

Скорость безопасная (1,3 скорости сваливания) = 410 /725 / 0,68

Запасы: по скорости (ЗпС) – 30 % ,

по перегрузке (ЗпП) – 1,69 ед.

Тяга располагаемая = 3,15 т (2,9 т- при МСА +10 град.).

Тяга необходимая (сопрот.) = 3,6 т (3,8 т - при турбул.).

Избыток (И) или недостаток (Н) тяги Н = 0,45 т (Н = 0,9 т при МСА +10 град. и

турбулентности).

Скорость наивыгодн.= 460 / 800 / 0,76.

Запасы: по скорости (ЗпС) = 44,1 %,

по перегрузке (ЗпП) = 2,1 ед.

Тяга располагаемая = 3,15 т (2,9 - при МСА + 10град.).

Тяга необходимая (сопрот.) = 3,05 т (3,2 т с турбул).

Избыток (И), или недостаток (Н) тяги – И= 0,1т (Н = -0,3 т при МСА + 10 град. и

турбулентности).

Ту – 154 , 90 т, Н = 11 (12) км, МСА

Базово-исходные (расчётные) данные по сваливанию:

Кфц подъёмной силы (далее КПС) = 0,93 (0,91) , а теор. (у земли = 1,25).

Угол атаки критич. (далее УАКр.) ок.12 град. (11,5 град.), а на Н= 0 км был = 17,5град.

Изменения по углу атаки – уменьшение (в среднем) – по 0,5 град на км высоты.

Скорости сваливания (приб. / ист./ М) = 350 / 615 / 0,56

( 355 / 670 / 0,63 для 12 км.).

Скорости сваливания при перегр. в 1,5 ед. = 430 / 750 / 0,71 .

Изменения скоростей сваливания (приб.)

с высотой от 0 до 11 км от 290 до 350 км/ч (по 5 км/ч на 1 км выс.)

Скорость безопасная (1,3 скорости сваливания) = 460 /800 / 0,75.

Запасы: по скорости (ЗпС) = 30 %

по перегрузке (ЗпП) = 1,69 ед.

Тяга располагаемая = 8,5 т (7,85 т - при МСА +10 град.).

Тяга необходимая = 6,8 т (7,15 -а с учётом турбул.).

Избыток (И), или недостаток (Н) тяги – И= 1,7 т (И = 0,7 т с учётом температур и

турбулентности).

Скорость наивыгодн. = 500 / 860 / 0,81

Запасы: по скорости (ЗпС) = 39,8 %

По перегрузке (ЗпП) = 1,96 ед.

Тяга располагаемая = 8,5 т (7,85 т - при МСА + 10 град.).

Тяга необходимая = 6,2 т (6,5 т - при турбулентности).

Избыток или недостаток тяги = 2,3 т ( 1,35 т - с учётом темп. и турбул.)

Скорости полёта (применительно к событию

под Донецком на высоте 11 км) = 420 /735 / 0,69

Запасы: по скорости (ЗпС) = 19,5 %

по перегрузке (ЗпП) = 1,43 ед.

Тяга располагаемая = 8,5 т (7,85 - при МСА + 10 град.)

Тяга необходимая = 7,9 т (8,3 – при турбул.).

Избыток или недостаток тяги Изб.= 0,6 т (Нед.= 0,45 т - с учётом температур и турбулентности).

Скорости полёта по факту событий

под Донецком на высоте 12 км. = 420 / 785 / 0,74

Запасы: по скорости (ЗпС) = 17,1 %

по перегрузке (ЗпП) = 1,37ед. (факт.1,39-1,45 ед.).

Тяга располагаемая = 7,4 т. (6,85 – при МСА + 10 град.)

Тяга необходимая = 7,6 т (7,95 – при турбулентности).

Избыток или недостаток тяги Нед.= 0,2 т (Нед.=1,1 т – с учётом Тн. и трбл).

При скорости наивыгодн. на высоте 12 км = 475 / 880/ 0,83

Запасы: по скорости (ЗпС) = 31,3 %

по перегрузке = 1,74 ед.

Тяга располагаемая = 7,4 т (6,85 – при МСА + 10 град.).

Тяга необходимая = 6,4 т (6,75 – при турбулентности).

Избыток или недостаток тяги Изб. = 1,0 т (И-0,1 т- с учётом Тн и трбл.).

Не буду утверждать, что все эти расчёты безошибочны, но уверен, что они не очень далеки от истины, что позволяет взять их за основу при анализе.

И ещё, следует обратить внимание, что уменьшением скоростей полёта ниже наивыгоднейших, мы создаём себе трудности за счёт увеличения сил аэродинамического сопротивления. Сравните возможности для выбора решений при скоростях: наивыгоднейшей и фактической при Донецком событии (за счёт снижения скорости создано дополнительно 1,2 т аэродинамического сопротивления).

Повторюсь, этот материал предназначается, в первую очередь, для авиаспециалистов, обеспечивающих лётную безопасность, а среди них – он нужнее всего для пилотов. Надеюсь, что и для “аматоров” будет понятна суть: запасы, избыток чего-либо – это хорошо, а недостаток – плохо.

Что касается обилия данных, то они представлены, в большей степени, для обоснования, а, в целом, автор сего материала, наоборот, - за краткость, чёткость и ясность.

К примеру, при определении той же минимально-допустимой скорости (приборной) в полёте можно вывести её по формуле:

- для Ту – 134 - вар.1 = 350 + 10 Н (высота в км).

вар.2 = 360 (до высоты 3км) и 460 (при Н 3-11 км)

- для Ту - 154 вар.1 = 390 + 10 Н (высота в км).

вар.2 = 400 (до высоты 3км) и 500 (при Н 3 – 11 км).

Дополнительно вводится поправка на полётную массу.

На высотах 11 км и выше (выше тропосферы) минимально-допустимая скорость определяется через число М,

(для Ту – 134 нач-я М= 0,76 , для Ту – 154 – 0,81) , с ростом на 0,2 ед. на 1 км высоты.

Хотя специалисты могут сделать самостоятельный анализ на основании приведённых выше данных, считаю необходимым дать расширенное толкование.

Теоретически, на основании РЛЭ Ту-154 , срыв в штопор на высоте 12 км должен был произойти на скорости 575 км/ч (истин.). В действительности, под Донецком срыв произошёл на скорости 785 км/ч.

За вычетом негативного влияния больших перегрузок срыв должен был бы произойти на исходной скорости 670 км/ч, что больше теоретических. 575 км/ч на 95 км/ч., при угле атаки крит. ( УАКр.) около 11,5 град.( теорет. УАКр составляет 17,5 град.- на Н=0 ).Т.е. из-за изменений характеристик воздуха с высотой происходит уменьшение УАКр на 0,5 град. и рост скорости срыва по 8 км/ч на 1 км высоты.

То же самое подтверждают данные из РЛЭ Ту – 134: при испытаниях самолёта срыв в штопор происходил на высоте около 8-ми км при УАКр 14-15 град., вместо 19 град. теоретических – те же 0,5 град. на 1 км высоты.

К тому же: РЛЭ Ту – 134 определяет минимально-допустимую скорость (для всех масс и высот) в 330 км/ч (по прибору). По нашим расчётам на высоте 11 км сваливание произойдёт на скорости (приб.) = 310 км/ч. Таким образом, скорость в 330 км/ч обеспечивает запас по скорости (ЗпС) в 6,3 % и запас по перегрузке (ЗпП) всего в 1,13 ед. что, даже при незначительной турбулентности и некоторых ошибках пилотов приведёт к срыву самолёта.

Неучёт в РЛЭ выше указанных изменений по высотам с конкретизацией величин (углов, скоростей, перегрузок) дезориентирует пилотов при выборах режимов полёта. Это явилось одним из главных обстоятельств трагедий под Донецком и в районе г.Учкудук.

Хронометраж развития событий под Донецком с анализом и комментариями:

11.32.25 – 11.33.10 – скорость падает с 470 до 450 км/ч (!!!-недостаток располаг. тяги).

11.33.05 - КВС принимает решение на набор высоты с 11,6 до 11,9 км (не от хорошей

жизни), но …

11.33.20 - двигатели выведены на номинал.

11.33.37 - скорость не растёт, КВС засомневался в возможности набора.

(Комментарии: отсутствие роста скорости свидетельствует о том, что самолёт

находился “на пределе” и набор высоты был возможен только с потерей скорости).

11.34.05 - начало набора высоты (с 11.6 до 11.9 км) при скорости приборной = 455 км/ч.

11.34.35 - начало потери скорости (!!! – с ростом лобового сопротивления).

11.34.45 - окончание набора при скорости приборной = 425 км/ч.

(Комментарии: при кратком ознакомлении с РЛЭ и “Аэродинамикой Ту -154“ я не обнаружил минимально-допустимой скорости для подобных условий. Но обозначено , что при М= 0,6 кфц подъёмной силы (КПС ) тряски = 0,92 ( что будет соответствовать приборной скорости 335 км/ч , и истинной – 640 км/ч).А при

М= 0,85 (КПС тр)= 0,65( что соответствует скорости приборной 490 км/ч и 905 км/ч истинной_- скорости приборн. и ист. рассчитаны мною.

Правомерно задать вопрос : каким образом КВС мог определить пределы скоростей , исходя из этой руководящей информации?

В дополнение к этому : определение минимально-допустимой скорости возможно и через сигнализатор АУАСП , который настроен на обеспечение запаса по скорости в 17 % или 1,17 от скорости срыва.Запас по скорости (ЗпС) и запас по перерузке (ЗпП) –взаимозависимы и взаимосвязаны через формулу : ЗпП = (ЗпС) в квадрате= 1,17 в квадрате = 1,37. Таким образом, при перегрузке 1,37 и более должен наступить срыв.

До этого момента сигнализация не срабатывала, следователь но, действия КВС не осуждаемы, хотя и ошибочны по сути).

11.34.45 - начало системно-периодичной раскачки по тангажу в режиме автоматической стабилизации ,что привело к волновой перегрузке (от 0,55 до 1,25 ), на скорости 425-420 км/ч.

11.34.57 - первое срабатывание сигнализации АУАСП.

(Комментарии : 12 сек. самолёт находился в процессе срыва , а сигнализация молчала!!! ).

11.35.03 - отключение автоматической стабилизации, переход на ручное управление

(через 5 сек после срабатывания сигнализации).с попыткой застабилизировать самолёт, что не привело к успеху : амплитуда колебаний увеличивалась.

Всего было 7 предварительных “клевка “ с амплитудой предпоследнего от 1,9 град. до 16 град., а последний , 8-й – с забросом до 46 град. вверх. Колебаниям по тангажу соответствовала и раскачка по перегр. от 0,5ед.до 1. 45ед.

Всё это сопровождалось падением скорости до 350 км/ч по прибору и началом раскачки по крену с 11.35.05.Т.е. уже с этого времени самолёт был неуправляем (это произошло через 20 сек . после начала раскачки и 7-8 сек.после срабатывания сигнализации АУАСП –жесточайший дефицит времени !

(Комментарии : после отключения автоматической стабилизации КВС предпринял попытки стабилизации в ручном режиме , что уже не могло остановить процесс срыва .ТК МАК тоже указывает на ошибки экипажа по стабилизации.А в действительности, единственно правильныим решением было приступить к немедленному снижению с вертик. скоростью5-7м/с, что обеспечивало разгон скорости , необходимой для дальнейших действий по стабилизации (при этом” добавка” к тяге составила

бы до 2,5 – 3-х тонн). В этом и состояла главная ошибка КВС).

11.35.22 - самолёт достиг крена 45 град. и сразу перешёл к завалу крена в другую сторону. Т.е. сваливание сопровождалось одновременной раскачкой ,как по тангажу, так и по крену.

11.35.35 - первые признаки помпажа двигателей.

11.35.45 - полный отказ двух боковых двигателей.

Дальнейший хронометраж событий и поведения самолёта не имеет смысла. Самолёт вошёл в плоский штопор , из которого , практически , выхода нет.

Однако, считаю необходимым дополнительно прокомментировать показанный по расшифровкам набор высоты с 11900 до 12800 м за 10 сек, что нереально! Т.к при этом средняя вертикальная скорость должна была бы быть равной 90 м/сек. А так, как в начале и в конце набора скорость по определению равна 0, то вертикальная скорость должна была бы возрасти до 180 м/сек, что повлекло бы за собой рост перегрузок до 3,7 ед.(что близко к разрушающей). А по расшифровкам перегрузка, касательно этого момента, в течение 10 сек была всего на уровне от 1,15 до 1,3 ед , влиявшая только на дальнейшую потерю скорости .Следовательно , данная голая объективность является ложной. А объяснение этому заключается в колебаниях самолёта по крену и тангажу одновременно , что создавало аэродинамические завихрения в районах приёмников давления. Отсюда , показания скорости и высоты уже в процессе срыва – сомнительны.

Краткая квинтэссенция этого материала :

1. Пилотам – не допускайте потери скоростей ниже наивыгоднейших , а если это необходимо в исключительный обстоятельствах , то только при уверенности обеспечения себя избытками тяги ; в ином варианте ( при недостатке тяги) будет обязательно процесс необратимой и прогрессирующей потери скорости до опасной !

2. Что касается обеспечения экипажей информацией об ограничениях, с рекомендациями в руководящих документах, то они должны быть чёткими и конкретными, не допускающими двусмысленности и различных толкований (что отметила и ТК МАК в своей “Информации “ ) ,ибо и по этой причине заблаговременно были созданы обстоятельства , приведшие экипаж к ошибкам.

Если бы в РЛЭ Ту – 154 ( как и для других типов) в разделе по нашей тематике были бы чётко определены расчётно-ожидаемые величины и/или пределы скоростей полёта, выраженные через приборную скорость ( до высоты = 11 км ), а на высотах 11 км и более через М, то решения и действия экипажа , и последствия были бы совершенно иными ( не пришлось бы экипажу в критический момент ожидать пока “прокукарекает” АУАСП , параллельно разгадывая “ребусы” с коэффициентами тряски, за чем , кстати, различный характер последствий и противоположных необходимых действий !!!).

Расчётно-ожидаемые величины и пределы определены с учётом их зависимости от условий ( не лучше средне-сложных) и высот полёта; они , естественно, будут отличимы от результатов испытаний, подготовленных и проведённых специально.

В связи с этим считаю целесообразным отражение следующих скоростей , выраженных ( подчёркиваем) через приборную и ( М ) скорости ( в км/ч и ед.).:

1. Скорости срыва :

- от 290-350 (на Н=0) с увеличением ,

- до 350-430 и М = 0,56-0,71 ( на Н = 11 км).

2. Скорости безопасные (1,3 скорости срыва от нижнего предела):

- от 380 ( на Н = 0) с увеличением

- до 460 и М = 0,75 ( на Н = 11 км).

3. Скорости наивыгоднейшие ( с минимальным лобовым сопротивлением) :

- от ? 440-450 ( на Н = 0 ) с увеличением,

- до 500 и М = 0,81 ( на Н = 11 км).

4. Минимально-допустимые в полёте :

а/ для режимов набора высоты и горизонт.полёта - не менее наивыгоднейших ,

б/ на снижении и непосредственно перед ним – не менее безопасных.

Примечание : 1. Расчёты определены под полётную массу 90 т., далее интерполировать с учётом этого.

2. На высотах 11 км и более ( выше тропосферы) руководствоваться показаниями по М с коррекцией в сторону увеличения по 0,2 ед. на 1 км высоты.

Данный материал не является предметом поиска виновных, а представлен для выяснения причин и предотвращения подобных трагедий в будущем.

Не хочу сказать, что данный анализ и предложения являются истиной в последней инстанции. Естественно, они требуют доработки и уточнений , что должно быть выполнено специалистами соответствующих учреждений.

К сожалению, технический прогресс почти всегда – не только расширяет наши возможности, но и создаёт новые, скрытые проблемы , которые проявляются не сразу , как и в данном случае.

Удачи и успехов Вам! Коллеги и аматоры – любители авиации .

С уважением: В.ЧЕРНОВ. (бывший пилот – КВС Ту – 134, 16 000 час. налёта).