ПО СЛЕДАМ НЕКОТОРЫХ ЛЕТНЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ ( включая событие под Донецком ).

18:00 Vetrogonov пишет: Вот эта картинка мне гораздо ближе по восприятию.

Вероятность одновременно двух разломов крайне маловероятна, на мой взгляд вначале был левый, потому как в случае первоначального разрыва справа вся хвостовая часть упала бы в одном месте.

Вообще-то она и упала в одном месте. Только стабилизатор м всу упали в другом.

22:50 tomashomecat пишет: не совсем понятно как стабы будут удерживать это положение, судя по ролику сборки хвоста А321 шарниры находятся впереди центра аэродинамической площади, тоесть при вырванном штоке (jackscrew) набегающий поток будет не выворачивать стаб а наоборот выравнивать по потоку. Не факт, что он впереди. Но даже еслиэто и так, то на на подеме на эшелон на стаб ложится вполне себе нагрузка. Он парирует кабрирующий момент от движков. В момент дисконнекта штока движки понесут наверх, хвост провалится вниз, таким образом стаб завернет задней кромкой вверх. Независимо от того, где у него стоит ось.

Vetrogonov пишет: . Только я думаю, что не шток МПС оторвался, а кронштейн. Тогда при задней центровке стаб пошел наверх, дернул самоль на кабрирование, и повле начала кабрирования долбанул с разгону вниз, выломав кусок фюзеляжа и сам хвост. Вот как то так мне видится. Ну не готов я пока терроризм приплетать. - - - - - -

Насчёт теории с «бомбой на борту» я с Вами согласен – по любому на обломках «Эрбаса» должны были остаться какие-либо следы взрывчатого вещества. Т.к. про их обнаружение пока никто не объявлял, то теракт пока не является доказанным фактом и мне не совсем понятно, почему все говорят о нём, как о единственной правдоподобной версии. Если же говорить о стабилизаторе, то он работает не совсем так, как Вы описали. Любой статически устойчивый самолёт, как при передней, так и при задней центровках, обладает продольным пикирующим моментом – за счёт более переднего расположения центра тяжести относительно а/д фокуса крыла. Соответственно, при передней центровке самолёта этот момент больше, чем при задней, но он всегда направлен на опускание носа. И по этой причине балансировочный угол установки стабилизатора таков, что ГО всегда создаёт момент на кабрирование для компенсации пикирующего момента самого самолёта. В итоге стабилизатор всегда создаёт аэродинамическую силу направленную вниз и поскольку она вычитается из подъёмной силы крыла, то получила название «потерь на балансировку». Исключениями являются только самолёты схемы «утка» или статически неустойчивые ВС (некоторые истребители).

«Нормальные» т.е. статически устойчивые лайнеры со стреловидным крылом могут запросто потерять свою продольную устойчивость при выходе на БУА. С ростом угла атаки в первую очередь начинается срыв потока на концах крыла, поэтому а/д фокус смещается вперёд и пикирующий момент уменьшается (выполаживается), а затем вообще меняет свой знак на обратный и переходит в кабрирующий. Благодаря своему характерному виду этот участок графика момента называется «ложкой момента». Попав на эту «ложку», самолёт начинает самопроизвольно и всё более резко задирать нос (явление подхвата) и если пилот не успевает «задавить» его отдачей ручки «от себя», это может привести к полному срыву потока и его попаданию в глубокое сваливание. Кстати, дополнительный пикирующий момент возникает в процессе выпуска механизации крыла, но зато и срыв потока и само сваливание с выпущенной механизацией происходит намного резче, чем у самолёта с «гладким» крылом.

Однако, ничего такого не должно было случиться – современная СДУ «Эрбаса» в нормальном рабочем состоянии просто не позволит ему оказаться на этих опасных режимах. А никаких сигналов об отказах датчиков СВС, самой СДУ, АП/АТ или других систем на записях FDR не было зафиксировано. Лайнер набирал высоту с гладким крылом, в спокойной атмосфере (о турбулентности ничего не сообщалось), без всяких резких эволюций или изменения режимов работы двигателей, и с небольшой вертикальной скоростью, особенно если АП уже переключился из режима «CLIMB» (набор) в режим «LEVEL OFF» (вписывание в эшелон). К этому времени тяга двигателей была уже намного меньше, чем на этапе взлёта. Примерно на этой же высоте (около 9 500 м) АТ должен был переходить с режима стабилизации Vпр. на стабилизацию числа М.

По логике, каких-либо больших нагрузок на ГО на данном этапе полёта не должно было возникнуть – резкая продольная перебалансировка возникает при выпуске механизации, изменении режима или отказе двигателя, энергичном манёвре в вертикальной плоскости, или сильном атмосферном порыве (пример – сочетание ухода на второй круг со сдвигом ветра). Любое из этих явлений было бы зафиксировано на FDR, но опять же – ни о чём подобном не сообщалось. И в любом случае – если в данном случае произошло разрушение узлов крепления стабилизатора и его МПС, или же самого винтового механизма (как когда-то на Як-42), то это будет вполне чётко идентифицировано специалистами комисссии по расследованию. Вот, как то так.

00:14 Engineer_2010 пишет:. мне не совсем понятно, почему все говорят о нём, как о единственной правдоподобной версии. - Политики еще не все выгоды собрали..

И в любом случае – если в данном случае произошло разрушение узлов крепления стабилизатора и его МПС, или же самого винтового механизма (как когда-то на Як-42), то это будет вполне чётко идентифицировано специалистами комисссии по расследованию. Вот, как то так. Ключевое слово "будет". Года через полтора -два, когда, скорее всего, никто не сможет вспомнить и выговорить слово "Когалымавиа" - может и расскажут . Как на МН-17. В любом случае прогнозировать поведение стабилизатора с оторванным узлом крепления или штоком я бы не взялся :-)