Частина 1. Авіакатастрофи літаків Boeing 737MAX.

Літак Boeіng 737MAX є четвертим поколінням базової моделі 737-200, аеродинамічна компоновка якої залишилася незмінною. Перший політ літака 737-200 відбувся 8 серпня 1967 року. 

Літак, показаний на малюнку 1, виконаний за класичною схемою низькоплану з стріловидним крилом, палубним горизонтальним оперенням та двома турбореактивними двигунами під крилом. 

Малюнок 1. Базовий літак Boeing 737-200

Компанія прагнула забезпечити йому високий рівень паливної ефективності, в першу чергу, за рахунок крейсерської аеродинамічної якості літака. Тому фюзеляж мав мінімальний діаметр, який дозволяв розмістити пасажирів за схемою 3+3 в одному ряду при ширині крісла та проходу між кріслами 43 см. Кабіна екіпажу розрахована на двох пілотів, що на той час було революційним рішенням. Крім того, компанія розмістила двигуни якнайнижче над поверхнею злітно-посадкової смуги (ЗПС), щоб до мінімуму знизити експлуатаційні витрати на їх обслуговування та забезпечити мінімальний кліренс між двигуном та ЗПС розміром 46 см. 

Двигуни з малим ступенем двоконтурності 2:1 мали високі питомі витрати палива та шумність у пасажирському салоні та на місцевості, але ці двигуни були найкращими на той час. Відстань двигуна від нижньої поверхні крила теж була мінімальною, тому стойки шасі мали незначну висоту, що в майбутньому стане великою проблемою на шляху розвитку літака за рахунок збільшення кількості пасажирів та дальності польоту в умовах конкуренції з консорціумом Airbus. Особливо це стосується моделі Boeing 737MAX. Це пов'язано з тим, що під час реалізації попередньої модифікації літака серії NG компанія практично вичерпала всі можливі ресурси з аеродинаміки крила. Так, були встановлені винглети, а площа крила збільшена на 25% до 125 м2 за рахунок збільшення хорди носової та хвостової частини крила. При цьому було збільшено їхню відносну увігнутість, що покращило аеродинамічні характеристики літака в крейсерському польоті та на великих кутах атаки. Крім того, серйозною перешкодою на шляху розвитку сімейства літаків 737 стояла вимога авіакомпаній, які тісно співпрацюють з Boeing, зберегти наступність з базовим літаком.  

Компанія з 2006 року розглядала можливість заміни літака 737 новою моделлю Boeing 797. За задумом розробників вона повинна була заповнити середній сегмент ринку між вузькофюзеляжними та широкофюзеляжними літаками, що значно поширювало б його можливості та попит на ринку. Однак компанія постійно відкладала розробку нового літака до 2011 року. Затримка пов'язана, в першу чергу, з проблемами літака Boeing 787 Dreamliner. Розробка відомого літака та його першій політ затрималися на 1.5 року. Зважування першого літака виявило значне перевищення маси порожнього літака відносно заявлених характеристик, що зменшило кількість палива на борту літака та призвело до невиконання заявленої дальності польоту. Першим літаком, який відповідав заявленим характеристикам, став 81-й за рахунком літак, що зійшов з лінії зборки. Попередні літаки компанія продавала за заниженою ціною. Для зменшення маси літака компанія пішла на ризик та використала іонно-літієві акумулятори в якості джерела аварійного енергоживлення без проведення відповідних льотних випробувань. В результаті початок експлуатації характеризувався постійними займаннями цих акумуляторів на борту літаків, що визивало аварійні ситуації з негайною посадкою на запасних аеродромах. Найгірший випадок трапився з літаком ефіопських авіаліній в аеропорту Хітроу в Лондоні, коли на стоянці виник пожар цих акумуляторів, який спалив частину конструкції хвостової частини фюзеляжу. Компанії Boeing була вимушена  збудувати в аеропорту мінізавод для виконання капітального ремонту літака. Наслідком таких подій стала повна зупинка експлуатації всього парку літаків на три місяці. Проблема була вирішена, але пройшов деякий час. На відміну від компанії Boeing консорціум Airbus не поспішав використовувати іонно-літієві акумулятори на своїх літаках до завершення наукових досліджень для досягнення їх надійної та безпечної експлуатації. 

Консорціум Airbus встиг спрацювати на випередження конкурента і 1-го грудня 2010 року офіційно об'явив про початок робот над новою моделлю А320NEO, яка показана на малюнку 2. Вона була похідною базового літака А320, який був розроблений для завоювання найбільшого сегменту вузькофюзеляжних середньомагістральних літаків в умовах конкуренції з компанією Boeing.

Малюнок 2. Літак Airbus А320NEO

Отримати перевагу перед конкурентом належало за кількома основними напрямками:    

• для забезпечення безпечного польоту та полегшення роботи екіпажу на літаку встановили першу у світі електродистанційну систему управління літаком; 
• для забезпечення високого комфорту для пасажирів фюзеляж зробили ширшим, ніж у літака Boeing 737. Це дозволило збільшити ширину крісел та проходу до 18 дюймів (приблизно 46 см);
• літак обладнали двигунами з малою питомою витратою палива та зі зменшеним шумом роботи;
• для зниження загальної ваги літака в конструкції широко використовувалися композиційні матеріали, при цьому зберігалися міцність та основні експлуатаційні характеристики.

Літак Airbus А320 був оснащений цифровим комплексом авіоніки, що включає шість кольорових багатофункціональних дисплеїв для виведення пілотажно-навігаційної інформації та даних про роботу бортових систем і попереджень про їхні відмови. Кабіна екипажу обладнана бічними ручками управління замість звичайних штурвальних колонок. Горизонтальне оперення виготовлене повністю з композиційних матеріалів. Перший політ літака відбувся 22 лютого 1987 року.

Основна відмінність моделі А320NEO відносно базового літака полягала у використанні новітніх двигунів з надвеликим ступенем двоконтурності 12.1:1, що дозволяло знизити витрати палива на 15%, експлуатаційні витрати на 8%, кількість викидів у повітря на 10% та значно знизити рівень шуму в пасажирському салоні та на місцевості. Окрім нових двигунів програма модернізації включала покращення аеродинаміки, великі закінцівки крила sharklets (акулячий плавець), що дають економію пального на 3.5%, а оновлений салон вміщує більше пасажирів. Авіакомпанії відреагували на появу нового літака величезним обсягом замовлень, особливо на моделі А321NEO і А321XLR.

В цій ситуації авіакомпанії, які тісно співпрацюють з компанією Boeing, почали підштовхувати ії до оновлення моделі 737 новими двигунами замість проектування нового літака. 30 серпня 2011 року Рада директорів компанії схвалила проект 737MAX, показаний на малюнку 3.

Малюнок 3. Літак Boeing 737MAX

Компанія була змушена замовити для свого літака моделі двигунів літака А320NEO з меншим ступенем двоконтурності 9.1:1. Це призвело до збільшення  питомої витрати палива на 5% відносно конкурента, а сумарна економічність літаків стала паритетною. Однак цей результат не влаштовував компанію Boeing, тому що вона програє консорціуму Airbus за рівнем комфорту. На перший план вийшло завдання збільшити крейсерську аеродинамічну якість літака 737MAX ще на 5%.

Такий результат можливо досягти двома шляхами:

• подовженням крила для збільшення його відносного подовження, як це зроблено на літаку Ан-74; 
• використанням вертикальних закінцівок крила типу винглет

Обидва варіанти однаково збільшують крейсерську аеродинамічну якість літака, але винглети мають свою особливість. Вона полягає в тому, що винглети значно збільшують аеродинамічне навантаження в елеронній частині крила. При збільшенні кута атаки на верхній поверхні цієї частини крила виникає первинний відрив потоку, що набігає, а незначне зменшення підйомної сили на цій частині крила викликає значне зменшення поздовжнього пікіруючого моменту. Воно пов'язанє з тим, що точка докладання підйомної сили (фокус) у цій частині стріловидного крила знаходиться далеко від центру мас літака. У цьому випадку літак зі стійкого в поздовжньому каналі стає нестійким і на графіку залежности коефіцієнта поздовжнього моменту по куту атаки з’являється так звана "аеродинамічна ложка", як показано в точці 1 на малюнку 4. Одночасно з появою "аеродинамічної ложки" виникає значний несиметричний імпульс поперечного моменту mx, як показано на малюнку 4. 

Малюнок 4. Типові залежності Cy, mz, mx=f(α) в крейсерській конфігурації літака з стріловидним крилом та первинним відривом потоку, що набігає, в елеронній частині крила

На ньому представлені залежності від кута атаки коефіцієнтів аеродинамічної підйомної сили, поздовжнього та поперечного моментів Cy, mz, mx=f(α) в крейсерській конфігурації літака. Вони є типовими для літаків з стріловидним крилом та великим відносним звуженням крила, в кінцевій частині якого починається первинний відрив потоку, що набігає, тоді як кореневі та центральні частині крила обтікаються безвідривно. На малюнку виділено дві характерні точки 1 та 2. Точка 1 визначає початок нестійкості літака у поздовжньому ("аеродинамічна ложка") та поперечному (поява значного несиметричного імпульсу) каналах, а точка 2 - критичний кут атаки, за якого досягається коефіцієнт максимальної аеродинамічної підйомної сили літака Cymax. Такі аеродинамічні характеристики ведуть до мимовільного, без втручання екіпажу, збільшення кута атаки з одночасним розвитком значного кута крену, що провокує перехід літака в режим штопора та забороняється сучасними нормами.

Одним із прикладів такого літака є горезвісний Ту-154, аеродинамічна компоновка якого не прощає помилок пілотів і легко виводить його на закритичні кути атаки 42-44?. За таких умов двигуни помпують і зупиняються, а літак стає некерованим, Повернутися на експлуатаційні режими польоту цього літака неможливо. В катастрофах загинули тисячі пасажирів та членів екіпажу. Остання катастрофа трапилася у рейсі Анапа-Пулкове у серпні 2006 року поруч з Донецьком. Літати на такому літаку було дуже небезпечно, але його експлуатацію не забороняли, тому що їх виробили більше ніж 800 екземплярів, а замінити було нічім. Другим прикладом був літак Ту-334, який по задуму розробників повинен був стати літаком 21-го століття, але їм не став. Вже на початку його льотних випробувань при виході на критичні кути атаки він легко завалювався на крило з кутом крену більше 90 градусів і тому його достроково відправили до музею авіації у Моніно. 

Провідні авіаційні фірми, в тому числі і фірма Антонів, прагнуть перемістити точку 1 до  точки 2. Для цього необхідно забезпечити поздовжню та поперечну стійкість літака до критичного кута атаки в точці 2, який досягається в льотних випробуваннях на режимах звалювання літака. Щоб отримати такий результат, потрібно цілеспрямовано організувати відрив потоку, що набігає, в кореневої частині крила та одночасно затримати його на 3-4?  в кінцевій частині крила. 

Таким вимогам відповідають наші сучасні літаки Ан-70 та родина літаків Ан-148, що підтверджують відеозаписи режимів звалювання літаків. При цьому літак Ан-70 зовсім не має крену, а у літака Ан-148 кут крену не перевищує 20?, що відповідає нормам АП 25 та FAR 25. Одна з найкращих аеродинамічних компоновок крила була розроблена для літака Ан-218 [4.1], проектування якого почалося в 1991 році. До цього часу наші фахівці в галузі аеродинаміки набули багатого опиту проектування крила літаків Ан-74, Ан-124 та Ан-70, і тому було прийнято рішення самостійно проектувати крило для Ан-218 на конкурсній основі. Були сформовані дві окремі групи фахівців, кожна з яких розробила свій варіант крила. Третій варіант запропонували фахівці ЦАГІ, які до цього часу були законодавцями мод в цій сфері. Переможців конкурсу було визначено за результатами досліджень трьох крил у швидкісній трубі ЦАГІ, при цьому крило законодавців мод зайняло почесне трете місце, Крім того, воно мало типову "аеродинамічну ложку", показану на малюнку 4, і тому це крило нам не підходило. В результаті наш літак отримав чудове крило, яке мало високу крейсерську аеродинамічну  якість, високі несучі властивості, і повну відсутність "ложки", в тому числі за межами критичного кута атаки. 

Аналогічні результати були отримані також при розробці крила літака Ан-180 [4.2]. Теж були запропоновані три крила трьома групами фахівців нашої фірми, а фахівці ЦАГІ відмовилися приймати участь в цьому проекті літака. Слід зазначити, що остаточне компонування літака включало фюзеляж діаметром 4.8 м, а пасажирський салон було виконано за схемою 2+3+2 в одному ряду з двома проходами. Така компоновка пасажирського салону була вперше запропонована авіакомпаніям для близько- та середньомагістрального літака. Другим літаком повинен був стати Boeing 797.

Якщо точка 1 знаходиться на менших кутах атаки відносно точки 2, як показано на малюнку 4, сертифікувати літак по сучасним нормам неможливо. Саме в такій ситуації опинилася компанія Boeing, коли ухвалила ризиковане рішення застосувати винглети великої площі на верхній та нижній поверхнях крила, як показано на малюнку 3. В такому випадку його аеродинамічні характеристики значно  змінилися і набули вигляду, показаному на малюнку 4. Компанія мала можливість вирішити проблему стійкості літака шляхом збільшення кута геометричної крутки крила на 3-4? в його кінцевій елеронній частині, як зроблено на літаку Ан-148, збільшення увігнутості носової частини профілів в кінцевій частині крила та повного аеродинамічного перекомпонування крила, як зроблено на літаку Ан-70. 

Однак, компанія Boeing вирішила використати автоматизовану систему MCAS покращення стійкості в поздовжньому та поперечному каналах літака, алгоритм якої починає працювати в крейсерській конфігурації літака при досягненні кута атаки в точці 1. Ця ідея не є новою та широко використовується на сучасних бойових літаках, які за рахунок їх нестійкості досягають надвисокої маневреності. Однак ці літаки мають багаторазове дублювання автоматизованих систем управління літаком, а пілоти завжди мають можливість у разі їх відмови покинути літак, скориставшись катапультою. Питання використання систем типу MCAS надто ризиковане та небезпечне і тому я категорично проти використання на цивільних літаках таких систем, які безпосередньо впливають на його стійкість. 

Система MCAS літака Boeing 737MAX працює в штатному режимі наступним чином, як показано на малюнку 5. На  ньому виділено ще дві додаткові точки 3 та 4. Точка 3 визначає початок роботи системи MCAS, а точка 4 – відхилення стабілізатора на максимальний кут  "на пікірування" для забезпечення стійкості літака до критичного кута атаки в точці 2. За умови штатної роботи системи точка 3 збігається з точкою 1, а точка 4 - з точкою 2, як показано на малюнку 5. Після досягнення кута атаки в точки 1 (3) система вступає в роботу і у разі його подальшого збільшення видає команду на відхилення стабілізатора на такий кут, щоб сумарний пікіруючий момент за рахунок крила нестійкого літака та відхилення стабілізатора між точками 3 та 4 знаходився на лінії, яка є продовженням залежності поздовжнього пікіруючого моменту по куту атаки менше точки 1 (3). Ділянка залежності поздовжнього моменту від кута атаки між точками 3 та 4 в штатному режимі роботи системи показана на малюнку 5 пунктирною лінією. Додатковий пікіруючий момент від відхилення стабілізатора між цими точками показано на малюнку 5 суцільною лінією зі стрілкою.

Максимальний пікіруючий момент від відхилення стабілізатора досягається в точці 2 (4).

Малюнок 5. Залежності Cy, mz=f(α) в штатному режимі роботи системи MCAS

Слід зазначити, що досі стабілізатор відхилявся тільки в злітній та посадковій конфігураціях літака для створення кабруючого моменту з метою компенсації пікіруючого моменту від відхилення механізації крила. Це дозволяє зменшити площу стабілізатора та його масу, а також поліпшити роботу екіпажу на режимах зльоту та посадки.

Використання системи MCAS дозволяло компанії Boeing отримати сертифікат типу для літака 737MAX, якщо розглядати тільки його статичну стійкість. Але норми регулюють також і динамічну стійкість літака шляхом обмеження за часом періоду згасання коливань літака в поздовжньому каналі. Однак система MCAS не може в принципі забезпечити нормовану динамічну стійкість, тому що у поздовжньому каналі відхиляються два органи управління: кермо висоти та стабілізатор. Першим відхиляється кермо висоти безпосередньо пілотом, а стабілізатор відхиляється по команді датчика кута атаки системи MCAS з затримкою на деякий час, при чому він протидіє пілоту. Відсутність синхронності в роботі керма висоти і стабілізатора та їх різноспрямованість викликають періодичні незатухаючі коливання літака, які не відповідають нормам. Можливо, тому компанія Boeing не розкривала інформацію про наявність на борту системи MCAS, щоб на це не звертали увагу, в першу чергу, спеціалісти Державної Служби Безпеки цивільної авіації (FAA).  

Система MCAS не допускає розвитку крену при кутах атаки вище точки 1 шляхом відхилення інтерцепторів-елеронів за сигналом датчика кутової швидкості крену.

При розробці системи MCAS літака 737MAX компанія Boeing, на мій погляд, зробила дві фатальні помилки. По-перше, ця надважлива система виконана одноканальною, що виключає можливість ії самоконтролю. Якби система була триканальною, то у разі збою в ії роботі вона змогла б визначити канал, що відмовив, шляхом порівняння інформації у кожному з трьох каналів і вимкнути його. У зв’язку з тим, що система повинна працювати за межами експлуатаційних кутів атаки (більше точки 1), то, схоже, компанія вирішила знизити вимоги до ії розробки. За інформацією в західних ЗМІ програмне забезпечення було розроблене індійськими програмістами, які є, безумовно, талановитими, однак не мали досвіду роботи в галузі цивільної авіації з ії високими вимогами до програмного забезпечення, в тому числі, до ії резервування.

По-друге, компанія Boeing, як свідчать західні ЗМІ, не помістила в посібнику з льотної експлуатації, яке є настільною книгою кожного пілота, жодної інформації про наявність на літаку системи MCAS. В такому випадку пілоти не мають можливості виявити, що трапляється з літаком і що треба робити у такій ситуації, а в їхньому розпорядженні були лічені хвилини. Посібник важливий тим, що він містить опис усіх систем літака, повний перелік можливих відмовних ситуацій та рекомендації щодо їх усунення. Крім того, компанія Boeing не повідомила авіакомпанії про наявність системи на літаку та відмовилась навчати пілотів на тренажерах не зважаючи на прохання авіакомпаній.

Через 2 роки та 10  місяців після першого вильоту сталася перша катастрофа літака 737MAX в Індонезії неподалік від аеропорту Джакарти. Літак впав у море 29 жовтня 2018 року біля узбережжя острова Ява через 13 хвилин після зльоту. 

Ще через кілька місяців, 19 березня 2019 року ,зазнав катастрофи другий літак 737MAX поряд з аеропортом Аддіс-Абеба в Ефіопії через 6 хвилин після зльоту. Вже через хвилину після зльоту, як свідчать західні ЗМІ, командир літака повідомив про проблеми з управлінням, але вирішив продовжити політ. Через три хвилини після зльоту він запросив дозвіл на аварійну посадку в Аддис-Абебі. Перед катастрофою літак досяг висоти 200 метрів відносно аеропорту у гористій місцевості. Дані відстеження польоту показали, що висота польоту літака, а також швидкість набору висоти і зниження різко коливалися. Слідчі виявили, що гвинтова передача, керуюча кутом нахилу стабілізатора літака, перебувала у крайньому положенні  "на пікірування" аналогічно рейсу літака в Індонезії.

Звіт слідчих, які брали безпосередню участь у розслідуванні причин катастрофи літака Boeing 737MAX, свідчать про те, що: 

• система MCAS відхиляла стабілізатор для забезпечення стійкості літака, що відповідає за нашою схемою точці 1 (т. 3) на малюнку 5;
• стабілізатор знаходився в момент катастрофи в крайньому верхньому положенні "на пікірування", що відповідає точці 2 (т. 4) на малюнку 5;
• в процесі польоту мали місце періодичні незатухаючі коливання літака з великою амплітудою в обох катастрофах.

Звідси випливає, що після зльоту і прибирання механізації крила в системі MCAS стався збій в ії штатній роботі. Це призвело до того, що точка 3 на початку роботи системи  перемістилася відносно точки 1, а точка 4 - відносно точки 2 на значно менші кути атаки, як показано на малюнку 6. При цьому довжина ділянки між точками 3 та 4 відповідає довжині ділянки між точками 1 та 2, як показано на малюнку 6. Таким чином, вже після першого збою в системі MCAS почала працювати в позаштатному режимі до досягнення точки 1, коли літак є ще стійким. Це призводить до того, що при подальшому збільшенні кута атаки, починаючі з точки 3 і до досягнення точки 4, сумарний   пікіруючий момент значно зростає, що збільшує його стійкість. як показано на малюнку 6. 

В точці 4 система зупиняє стабілізатор і фіксує йото в крайньому верхньому положенні "на пікірування". При подальшому збільшенні кута атаки на ділянці від точки 4 до точки 2 сумарний пікіруючий момент зменшується і літак стає нестійким, як показано на малюнку 6 штрихпунктирною лінією. Таким чином, система MCAS, працюючи в позаштатному режимі після першого збою, значно підвищила поздовжню стійкість літака на експлуатаційних режимах польоту від точки 3 до точки 4 і залишила літак нестійким на тих режимах, на яких вона повинна була забезпечити стійкість від точки 4 до  точки 2. У такому разі максимальне значення сумарного пікіруючого моменту перевищує його значення у випадку штатної роботи системи, про що свідчить порівняння малюнків 5 та 6. 

Це призводить до того, що ефективності керма висоти стає недостатньо для поздовжнього балансування літака і залишається незбалансований момент "на пікірування". На малюнку 6 показано максимальне значення коефіціента поздовжнього пікіруючого моменту mzmax, який ще можливо збалансувати при відхиленні керма висоти на максимальний кут "на кабрування".

Малюнок 6. Залежності Cy, mz=f(α) в позаштатному режимі роботи системи MCAS

Значне підвищення стійкості літака на експлуатаційних режимах польоту призвело до того, що  відсутність синхронності в роботі керма висоти і стабілізатора та їх різноспрямованість викликають  в таких умовах періодичні незатухаючі коливання літака з великою амплітудою, які зафіксовані слідчими по результатам розслідування катастроф.

Виправити цю жахливу ситуацію було б можливо шляхом відхилення механізації крила на кут 1-2? і тоді система MCAS була б вимкнута автоматично, повернення стабілізатора в нейтральне положення вручну за допомогою спеціального важеля на бічній стінці центрального пульту управління або вимкнення системи MCAS вручну. Однак в першому та другому варіантах компанії Boeing треба було описати цю систему і видати рекомендації по виходу із такої ситуації. А третій варіант компанія Boeing не передбачала. 

Частина 2. Авіакатастрофа літака Sukhoi Superjet 100.

Аналогічна катастрофа трапилась з літаком Superjet 100 в Коломні 12 липня 2024 року [4.3]. Цей літак, який пройшов капітальний ремонт на авіазаводі, виконував рейс за маршрутом Луховіце-Внукове, але через 7 хвилин після зльоту впав у лісовий масив. Розслідування показало, що в процесі ремонту датчик кута атаки був помилково встановлений на 4-5? вище за горизонт. На розбігу літака на швидкості 110 км/год бортова система на одному з дисплеїв видала екіпажу інформацію про те, що фактичний кут атаки завищений на 4-5? і подала звуковий сигнал, але екіпаж не звернув на це увагу. В режимі набору висоти бортова система ще 20 разів подавала ці сигнали, однак екіпаж знов не зреагував на них. На висоті 200 м екіпаж включив автопілот та автомат тяги і на висоті 1400 м убрав закрилки з положення 1-2? до нуля. Літак одразу перейшов в горизонтальний політ. Відомий пілот коментував цю ситуацію тим, що на борту літака діє комп'ютерний захист кута атаки, який відхилив стабілізатор на "пікірування" та зменшив кут атаки [4.3].  Екіпаж, не розуміючи, що трапляється з літаком, відхилив бічну ручку управління повністю "на кабрування", однак літак не реагував  на дії екіпажу і перейшов в режим зниження. Командир екіпажу відключив автопілот і автомат тяги та перейшов на режим ручного управління, але це нічого не змінило. Літак продовжував знижатися з великою швидкістю. Така реакція літака на дії пілотів свідчить про те, що літак був нестійким, а максимальне відхилення  керма висоти "на кабрування" було недостатньо для поздовжнього балансування літака з відхиленим стабілізатором "на пікірування", як показано на малюнку 6.

Хронологія цих подій повністю збігається з розглянутими вище катастрофами літаків Boeing 737NAX, а отримана інформація підтверджує алгоритм роботи системи MCAS компанії Boeing. Залишається тільки вияснити, як могла ця система з'явитися на борту літака Superjet 100. Мені достеменно відомо, що літак Superjet 100 мав типові залежності Cy, mz, mx=f(α) з стріловидним крилом і первинним відривом потоку, що набігає, в елеронній частини крила, яка показана на малюнку 4. Компанія Сухого планувала продавати цей літак за кордон, однак його характеристики не дозволяли отримати сертифікат типу на цей літак по сучасним нормам. Також відомо, що компанія Boeing супроводжувала розробку цього літака та допомогла подолати проблему забезпечення стійкості літака в поздовжньому каналі до критичного кута атаки в точці 2 на малюнку 5, але  груба помилка в установці датчика кута атаки на ремонтному заводі привела к таким же наслідкам, які були розглянуті раніше в частині 1 та показані на малюнку 6.

В описаних вище ситуаціях є одна відмінність. Вона полягає в тому, що автоматизована система типу MCAS була вмонтована в електродистанційну систему керування літаком Superjet 100 та мала такий же рівень резервування. Однак, цього виявилося недостатньо для забезпечення безпечної експлуатації літака.  

3. Висновки та пропозиції.

3.1. Забезпечення стійкості літака в його поздовжньому та поперечному каналах за рахунок аеродинамічної компоновки крила в крейсерській конфігурації є найбільш надійним та ефективним засобом досягнення безпекової експлуатації пасажирського літака.                                                                                         

3.2. Відхилення стабілізатора "на пікірування" нестійкого літака в крейсерській конфігурації для забезпечення його стійкості до критичного кута атаки є вкрай небезпечним засобом.  Після одиничної відмови системи вона  починає працювати в позаштатному режимі на експлуатаційних режимах польоту, що призводить до фатальної ситуації, коли ефективності керма висоти стає недостатнім для поздовжнього балансування літака.

3.3. Під час використання системи типу MCAS сучасні норми АП 25 та FAR 25 щодо обмеження граничного кута крену на режимах звалювання літака не гарантує безпеку літака і тому FAA повинна або заборонити іх використання в цивільної авіації, або доповнити діючі норми вимогами до цих систем щодо забезпечення безпечної експлуатації літаків, які обладнані автоматизованою системою типу MCAS.

3.4. Використання компанією Boeing ризикованих рішень з метою забезпечення високого рівня економічності літаків є неприпустимим, якщо с цим пов'язано зниження рівня безпеки їх експлуатації.

4. Перелік літератури.

• Анатолий Вовнянко. Неудачная попытка создания магистрального пассажирского самолета Ан-218 в Украине. 25.04.19. Видавництво "Крила".
• АН-180. 14.11.04. Видавництво "Крила".
• Недавняя катастрофа Суперджета в Коломне. 12 июля 2024 года.                                                                                                                                     

Анатолій Шелудько, 18 грудня 2024 року

• 1965 рік. Закінчив з відзнакою Харківський авіаційний інститут за спеціальністю динаміка польоту.
• 1965-1970 роки. Конструктор зі стійкості та керованості літаків у відділі аеродинаміки. 
• 1971-1972 роки. Служба у лавах РА.
• 1973-1980 роки. Провідний аеродинамік літака Ан-72.
• 1980-1983 роки Провідний конструктор з аеродинаміки.
• 1983-1997 роки.  Провідний конструктор з механізації крила літаків Ан.
• 1989 рік. Захистив кандидатську дисертацію у МАИ на тему: "Метод розрахунку аеродинамічних характеристик механізованого крила, що обдувається струменями повітряних гвинтів або гвинтовентиляторів".
• 1998-31.08.2011 роки. Провідний інженер з льотно-технічних характеристик літаків Ан у відділі 700.
• 2011-31.12.2016 роки. Експерт з аеродинаміки літаків С919 та С929 фірми COMAC, Шанхай.
• Брав участь в проектуванні літаків Ан-72, Ан-74, Ан-70, Ан-140, Ан-148, та проектів літаків           Ан-218 та Ан-180.
• Брав участь у сертифікації літаків Ан-140, Ан-148, Ан-225.
• 07.06.2004 року. Зробив доклад на міжнародному симпозіумі інженерів з льотних випробувань у Лондоні на тему: "Modelling Of Aircraft Rate Of Climb Using An Airborne Flight Management System". Anatolii Sheludko/ Mykola Onopchenko/ Vitaliy Pugachov ASTC ANTONOV, Kyiv, Ukraine.