Устройство, которому верят из-за его лжи

21 декабря 2015 года лайнер Boeing 787 авиакомпании Jetstar выполнял рейс JQ7 из Мельбурна в Сингапур на эшелоне FL400 (что превышает 12 километров). На борту находились 292 пассажира и 10 членов экипажа. Примерно в 450 км севернее Дарвина метеорологический радар зафиксировал зеленую зону с малиновыми вкраплениями. Воздушное судно сначала слегка завибрировало, а затем потряхивание усилилось. В 15:23 по местному времени Дарвина показатели скорости на обеих главных панелях приборов внезапно начали хаотично скакать. Автопилот мгновенно отключился, а на дисплеях появились предупреждения AIRSPEED UNRELIABLE и FLIGHT CONTROL MODE. Спустя 17 секунд цифры стабилизировались, однако система управления к тому моменту уже переключилась в упрощенный режим, вернуть который в исходное состояние в полете невозможно — только на земле. Командир воздушного судна взял штурвал на себя. До Сингапура оставалось около четырех часов пути, но поскольку автопилот больше не функционировал, экипаж принял решение развернуться на Дарвин, выработать топливо до предельно допустимой посадочной массы и благополучно приземлиться. Никто не пострадал.

Причиной инцидента стало облако. Количество содержащихся в нем ледяных кристаллов оказалось настолько велико, что все три трубки Пито обледенели, в результате чего независимые друг от друга датчики скорости выдали синхронную ложь (ведь расположены они на одном обтекателе носовой части). Корпус современного лайнера наполовину состоит из композитных материалов, однако скорость полета он определяет ровно тем же методом, которым в 1732 году французский ученый Анри Пито измерял скорость течения Сены. Спустя три столетия самолеты научились совершать посадки в нулевой видимости и пересекать океаны на двух двигателях, но архаичную трубку на носу так и не смогли вытеснить ни спутниковые системы, ни лазерные технологии.

Стоит отметить, что этот прибор погрешности выдает даже в абсолютно ясный день. На эшелоне 350 на дисплее нашего A320 отображается скорость 264 узла, хотя истинная воздушная скорость составляет 450 узлов. Разница колоссальная — почти 350 км/ч. При этом ремонт не требуется, оборудование абсолютно исправно, и полет мы выполняем именно по этой «некорректной» цифре.

В данной статье мы разберем причины такого инженерного решения. По ходу дела нам встретятся оса-пелопей (главный подозреваемый в крушении Boeing 757), фирменная наклейка возле крошечных отверстий фюзеляжа, способная вызвать сбои высотомера, процедура проверки трубки на электромагнитное поле, а также европейский стандарт, который вплоть до осени 2009 года опирался на научный труд 1947 года.

Река Сена, трубка и 1,5 миллиметра

Начнем с истории Пито и реки. Исследователь погрузил в воду изогнутую трубку, направив открытый срез навстречу течению. Поток воды врывался внутрь, упирался в преграду и поднимался по вертикальному колею выше уровня самой реки. Чем сильнее было течение, тем выше поднимался водяной столбик (рядом устанавливалась вторая, прямая трубка для контроля базового уровня). Вот и вся конструкция. Скорость течения успешно трансформировалась в высоту водяного столба.

С помощью этого приспособления Пито опроверг популярную в ту эпоху теорию о том, будто вода в реке течет тем быстрее, чем больше глубина. Правда, функционировало изобретение посредственно: по признанию самого автора, вода внутри постоянно пульсировала то вверх, то вниз, из-за чего разработка еще целое столетие оставалась не более чем любопытной научной игрушкой.

Довел устройство до совершенства Анри Дарси — тот самый ученый, чьим именем назван закон фильтрации воды в грунте. Начиная с 1856 года совместно с Анри Базеном он публиковал результаты модернизации конструкции, разместив трубку статического давления в непосредственной близости от трубки полного напора. Проблема хаотичных колебаний воды решилась изящно и просто:

«Затем я практически полностью устранил колебания жидкости в трубках, выполнив отверстия диаметром всего в полтора миллиметра, в то время как диаметр самих трубок составлял один сантиметр».

Анри Дарси, 1858; цитата по статье Гленна Брауна, посвященной трубке Пито — Дарси.

Полтора миллиметра на сантиметровую трубку — гениально и эффективно. Статья с описанием этой схемы увидела свет в 1858 году, уже после кончины Дарси. А в начале двухтысячных годов американский гидролог Гленн Браун из Университета Оклахомы решил протестировать разработку на практике. Воссоздав копию прибора по чертежам 1858 года (недостающие элементы восстановили по другим отчетам исследователя) и испытав ее в гидравлическом лотке, ученый подтвердил полную работоспособность концепции и предложил закрепить за инструментом название «трубка Пито-Дарси», что выглядит вполне справедливым.

В авиацию подобные указатели скорости перекочевали на заре ее зарождения.

Пионером в этой области часто называют британского авиатора Алека Огилви — товарища братьев Райт, однако с датировкой до сих пор путаница: одни документы ссылаются на патент 1909 года, другие относят изобретение к 1912 году. Спорить о первенстве я не стану.

Теперь вернемся из французской провинции в кабину авиалайнера. Здесь принципиально ничего не изменилось, разве что вместо воды используется воздушная среда. Приемник воздушного давления, который по привычке именуют трубкой Пито, выступает из носового обтекателя навстречу набегающему потоку. Воздух устремляется внутрь, упирается в тупиковый конец и останавливается, при этом вся кинетическая скорость преобразуется в прирост давления. Данный показатель именуется полным давлением. Параллельно через крошечные отверстия, расположенные заподлицо с обшивкой бортов фюзеляжа, фиксируется статическое давление, то есть давление невозмущенной внешней среды.

Дальнейшая работа всей схемы строится на вычислении разности этих двух параметров. В старых аналоговых приборах со стрелками перепад давления расширял манометрическую коробку, которая через систему рычагов отклоняла стрелку без какой-либо электроники. В современных воздушных судах давление сразу оцифровывается. На крейсерском эшелоне крупного лайнера эта разница составляет около 13 кПа — ровно такое же давление создает водяной столб на глубине чуть более одного метра (все та же Сена, если задуматься).

На малых скоростях разность давлений эквивалентна скоростному напору — половине плотности воздуха, умноженной на квадрат скорости. Уравнение элементарное, но в нем две неизвестные величины (скорость и плотность), тогда как датчик выдает лишь одно число. Прибора, способного на лету взвешивать кубометр воздуха, на серийных самолетах нет (хотя экспериментальные оптические датчики существуют, о них поговорим в завершении).

Следовательно, плотность воздуха приходится вычислять расчетным путем. Статическое давление уже измерено, забортную температуру передает отдельный датчик, после чего в дело вступает уравнение состояния газа из школьного курса физики. И здесь кроется подвох: температуру воздуха за бортом на крейсерских скоростях лайнера невозможно измерить напрямую, поскольку выступающий в поток датчик сам тормозит и разогревает набегающий воздух. Держите этот нюанс в уме.

Конструктивно трубка устроена гораздо сложнее, чем кажется снаружи. Потоки дождя, льда, песчаные микрочастицы и насекомые влетают в нее с той же кинетической энергией, что и воздух. Если направить этот абразивный поток напрямую к чувствительному датчику, первая же гроза выведет систему из строя. Согласно европейскому регламенту для обогреваемых приемников ETSO-C16b от 2018 года, требования к защите сформулированы следующим образом:

«Конструкция приемника должна предусматривать внутренние перегородки, камеру-отстойник либо сочетание обоих элементов».

ETSO-C16b, п. 3.4.2.

Там же регламентируется наличие как минимум одного дренажного канала для отвода дождевой и талой воды, а также устойчивость к попаданию ледяной крошки, песка и пыли. При этом нормативные акты не предписывают ни конкретную форму трубки, ни диаметр входного отверстия. Регламент лишь определяет список угроз, от которых изделие обязано быть защищено, а каким образом инженеры этого достигнут — их личное дело, требующее подтверждения на испытаниях. Еще в 2009 году европейские ведомства пошли еще дальше: в проект поправок к базовому американскому стандарту SAE AS8006 внесли ряд изменений. В частности, минимальный диаметр дренажного отверстия (0,74 мм) просто аннулировали, а требование о том, чтобы после тестов в магистрали скапливалось не более грамма жидкости, заменили универсальным условием: влага внутри не должна замерзать и искажать показатели давления.

В том же нормативном проекте, где приемники делятся на две категории (исключительно полного давления и комбинированные со статикой), прописано требование, на первый взгляд не имеющее отношения к скорости: проверка трубки на электромагнитное влияние на компас. Нагревательный элемент питается электрическим током, создающим магнитное поле, поэтому устройство под номинальным напряжением подносят в различных положениях на расстояние 12 дюймов к свободно подвешенной магнитной стрелке. Отклонять ее более чем на 5 градусов запрещено. Роль указателя, согласно тексту документа, может выполнять стандартный авиационный компас со демонтированными компенсационными магнитами.

Хорошо, прибор фиксирует давление, а на эшелоне его расхождение с реальной скоростью достигает 70%. Зачем же летчикам нужны эти данные?

Облачная инфраструктура для ваших проектов

Виртуальные машины в Москве, Санкт‑Петербурге и Новосибирске с оплатой по потреблению.

Подробнее →

Крылу безразлично, с какой скоростью вы летите

Высуньте ладонь из окна движущегося автомобиля. Чем выше скорость движения и плотнее воздух, тем сильнее давление вы ощутите на ладони. Самолетное крыло — та же ладонь, только увеличенных размеров.

Подъемная сила крыла рассчитывается по формуле, в которой фигурирует все тот же скоростной напор, помноженный на площадь плоскостей и коэффициент, зависящий от угла атаки. Крыло, аналогично трубке Пито, воспринимает произведение плотности на квадрат скорости и абсолютно не ведает, из каких именно слагаемых оно получено. Таким образом, прибор и крыло ориентируются на абсолютно идентичный показатель.

Ярче всего это ощущается на высокогорных аэродромах. Представим ВПП на высоте 2 км в условиях стандартной атмосферы, где плотность воздуха составляет примерно 82% от уровня моря. Самолет выполняет заход на посадочной скорости 130 узлов по прибору, хотя относительно воздушной массы он движется со скоростью около 143 узлов, и путевая скорость в штиль также равна 143 узлам, из-за чего пробег получается длиннее. Аэродинамический профиль крыла никаких изменений не замечает: скоростной напор остался прежним, и сваливание наступит ровно при той же цифре на приборе, что и в Сочи. Именно поэтому посадочная скорость жестко привязана к массе, механизации и ветру, тогда как высота аэродрома в этот расчет не входит.

Следовательно, привычное утверждение «приборная скорость некорректна» я бы скорректировал. Для штурмана она действительно неправильная, но для крыла — единственно верная, и пилоту в первую очередь требуется именно последняя.

Хотя здесь кроется небольшой нюанс. Классическая формула «половина плотности на квадрат скорости» выведена для несжимаемой жидкости, однако воздух на околозвуковых скоростях подвержен сжатию. Трубка фиксирует реальный перепад полного и статического давлений, и с ростом числа Маха этот перепад растет быстрее квадрата скорости. Давайте оценим масштаб расхождений этих величин.

Режим	Перепад на трубке	½ρV²	Расхождение
M 0,3 у земли	6528 Па	6383 Па	+2,3 %
M 0,5 у земли	18 868 Па	17 732 Па	+6,4 %
M 0,78 на эшелоне 350	11 794 Па	10 154 Па	+16,1 %
M 0,82 на эшелоне 350	13 237 Па	11 222 Па	+18,0 %

На заходе на посадку (около M 0,2) разница составляет порядка одного процента, что несущественно. На крейсере же перепад давления почти на пятую часть превосходит расчетный напор. Если вычислять скорость по такому перепаду с помощью формулы для несжимаемой среды, ошибка составит примерно 8%, что на больших высотах исчисляется десятками узлов.

Строго говоря, крыло воспринимает скоростной напор, а напор однозначно задается единственной скоростью, приведенной к плотности у поверхности земли без поправок на сжимаемость воздуха. В нормативных документах она именуется индикаторной скоростью. От значений на шкале прибора она незначительно отличается — точную разницу мы посчитаем в следующем разделе.

Аналогичная ситуация обстоит со сваливанием. Пункт 25.103 авиационных правил АП-25, регламентирующих летную годность транспортных самолетов, по которым машины сертифицировались до 2023 года, открывается следующим образом:

«Нормируемая скорость сваливания VSR — это индикаторная эквивалентная скорость у земли, установленная разработчиком».

АП-25, п. 25.103(a).

Такого понятия, как «скорость сваливания вообще», в нормах не существует. Есть конкретная величина, получаемая в строго определенных маневрах. Двигатели работают на малом газе, центр тяжести смещен в наиболее невыгодное положение, самолет отбалансирован на скоростях от 1,13 до 1,3 VSR, темп торможения не превышает одного узла в секунду, а сама скорость рассчитывается через коэффициент подъемной силы, в знаменателе которого вновь находится скоростной напор. Полученное из руководства значение справедливо исключительно для этих условий, тогда как на эшелоне обстановка совершенно иная (индикаторную скорость у земли, кстати, легко спутать с просто индикаторной).

С набором высоты минимально допустимая скорость на шкале ползет вверх, и обусловлено это главным образом двумя факторами.

Первый связан с эффектом сжимаемости: при аналогичном напоре на крыле прибор на большой высоте покажет чуть больше, чем у поверхности земли (на скоростях сваливания это разница в несколько узлов). Второй фактор весомее и обусловлен числом Маха. Чем оно выше, тем раньше над носком крыла зарождаются локальные зоны скачков уплотнения — области, где поток резко тормозится со скачкообразным ростом давления. Сразу за ними воздушный поток срывается при меньших углах атаки, вследствие чего максимальный угол, удерживающий крыло, падает. Соответственно, минимальная скорость возрастает.

Пять скоростей, две из которых пилот обычно не видит

Почему на шкале отображается 280, а не 263 или 473, объясняет вводная фраза пункта, регламентирующего систему индикации скорости:

«(a) Каждый прибор воздушной скорости должен быть утвержденного типа и откалиброван для отображения истинной воздушной скорости (на уровне моря в условиях стандартной атмосферы) с минимально возможной инструментальной погрешностью под воздействием соответствующих полного и статического давлений».

Норматив предписывает прибору показывать истинную скорость ровно в одном месте нашей планеты: у поверхности моря при давлении 760 мм рт. ст. и температуре +15 °C. Шкала проградуирована так, будто самолет вечно летит на малой высоте в стандартных метеоусловиях. При наборе высоты, где воздух разрежен, показания прибора начинают расходиться с реальной скоростью. Причем отклонение это предсказуемо, что позволяет производить пересчет. С этого математического преобразования и начинается вся цепочка поправок.

Процесс стартует с приборной скорости — «сырых» данных датчика. Устранив инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку (возникающую из-за неудачного расположения приемников на фюзеляже), мы получаем индикаторную скорость у земли. В параграфе 25.1323(b) Эшелон 350, стандартная атмосфера

Индикаторная у земли (на шкале)

Индикаторная

Истинная

A320, M 0,78

264

250

450

Широкофюзеляжный лайнер, M 0,82

280

263

473

У самолета A320 поправка на сжимаемость составляет около 14 узлов, у более скоростной машины — 17, в то время как истинная скорость в обоих сценариях примерно на 70% превышает цифру на приборной шкале.

Почему же на экраны выводится именно индикаторная скорость у земли, если с точки зрения аэродинамики крыла точнее чистая индикаторная?

Потому что в индикаторной скорости у земли заложены эксплуатационные ограничения. Нормируемая скорость сваливания, как отмечалось выше, рассчитывается именно в ней. В аналогичных единицах в руководстве по летной эксплуатации прописаны предельная эксплуатационная скорость, режимы выпуска механизации крыла и посадочные скорости, благодаря чему значения на шкале прибора удобно сопоставлять с мануалом напрямую, без дополнительных ментальных вычислений. А на больших высотах, где расхождения нарастают, доминирующим ограничением в любом случае становится число Маха. Кстати, нормативы отдельно предписывают, чтобы при приближении к сваливанию (в диапазоне от 1,23 VSR до срабатывания сигнализации) показания на указателе адекватно следовали за индикаторной скоростью в том же направлении, а после активации сигнализации по меньшей мере не ползли в обратную сторону.

Оказавшись в кабине A320, вы увидите всю эту цепочку целиком, раскиданную по различным дисплеям. На шкале основного пилотажного экрана (PFD) отображается эквивалентная скорость у земли, ниже нее дублируется число Маха, на навигационном дисплее по соседству выводятся путевая скорость (GS), истинная скорость (TAS) и параметры ветра (причем на истинную скорость смотрят скорее из праздного любопытства). Не хватает лишь двух звеньев — первичной приборной и чистой индикаторной скоростей, которым на главных дисплеях делать нечего.

На фюзеляже нет ни одной идеальной точки

Ситуация с аэродинамической поправкой обстоит сложнее, чем кажется на первый взгляд. Воздушное судно возмущает окружающий воздух всем своим корпусом: над плоскостями крыла давление падает ниже атмосферного, под ними — возрастает, в районе носовой части поток сначала тормозится, а затем ускоряется, а на больших скоростях к этому добавляются скачки уплотнения. Найти точку на внешней обшивке, где статическое давление на всех режимах полета совпадало бы с давлением невозмущенной атмосферы, невозможно: картина обтекания меняется в зависимости от режима полета, и вместе с ней смещаются показатели давления у каждого отверстия. Инженерам приходится искать зоны, где погрешность минимальна и, что важнее, поддается прогнозированию.

Предсказуемость ошибки ценится выше ее абсолютного значения. Величина погрешности зависит от скорости, числа Маха, положения закрылков и предкрылков, углов атаки и скольжения, поэтому вместо одной поправки формируется обширная таблица для всех возможных режимов полета. Данные снимаются в ходе летных испытаний и закладываются в память вычислителей.

Приемник статического давления должен располагаться таким образом, чтобы на функционирование системы:

«оказывалось минимально возможное влияние со стороны возмущенного воздушного потока».

АП-25, п. 25.1325(b).

Нормативы не требуют нулевой погрешности, поскольку добиться этого технически невозможно. Требуется иное — загнать ошибку в строгие рамки и документально подтвердить это. Погрешность системы замера скорости без учета инструментальной ошибки указателя не должна превышать 3% или 5 км/ч (в зависимости от того, какое значение окажется больше; у американских регуляторов фигурирует предел в 5 узлов). Таким образом, на скоростях до 300 км/ч порог составляет 5 узлов, а выше вступают в силу проценты. Что касается высоты, погрешность статической системы у земли ограничена 9 метрами на каждые 185 км/ч скорости (при 460 км/ч ошибка составляет около 22 метров).

Наиболее жесткие требования предъявляются к полетам на эшелонах. В отечественных нормах АП-25 этому посвящено Дополнение 25F (не путать с Приложением F о пожарной безопасности материалов), где погрешность измерения вертикального эшелонирования задается в метрах. Для полетов с интервалом 300 м суммарная погрешность определения высоты (систематическая ошибка плюс три среднеквадратичных отклонения) ограничена 60 метрами, при этом рекомендуемая систематическая погрешность статической системы для конкретного типа воздушного судна не должна превышать 25 метров. У заокеанских регуляторов аналогичные показатели (80 и 200 футов) закреплены не в сертификационных нормах летной годности, а непосредственно в правилах производства полетов.

Оценим масштаб величины: 25 метров на эшелоне 350. Атмосферное давление на этой высоте падает примерно на 3,7 Паскаля на каждый метр набора, следовательно, 25 метров эквивалентны примерно 93 Па. Такое давление создает слой воды толщиной менее одного сантиметра — это меньше 0,4% от общего статического давления и менее 1% от динамического перепада, фиксируемого трубкой на крейсере. С подобной точностью самолет обязан определять окружающее давление, находясь внутри зоны возмущений, создаваемых им же самим.

Именно поэтому обшивка вблизи статических портов обслуживается с особой аккуратностью: волнистость металлического листа, вмятины, отклонения в спецификации лакокрасочного покрытия, поврежденные заклепки и даже рекламные наклейки рядом с портом входят в перечень факторов, порождающих погрешности высотомеров. После выполнения ремонтных работ геометрия данной зоны проверяется с особой тщательностью. Европейские правила для эшелонирования 300 м предписывают техническому составу при предполетном осмотре инспектировать статические порты и прилегающие зоны фюзеляжа. Бортовой вычислитель, безусловно, вводит поправку (в англоязычной документации она именуется SSEC), но рассчитывается она для абсолютно гладкого, исправного фюзеляжа и не учитывает случайные деформации.

Аэродинамическая погрешность в первую очередь затрагивает статическую систему. Давление вокруг фюзеляжа в каждой точке уникально, поэтому для статического порта выбор места имеет критическое значение. Для трубки полного давления расположение не столь принципиально. Воздух врывается внутрь, упираясь в глухой торец, и тормозится одинаково независимо от того, где установлена трубка. Главное условие — чтобы приемник был строго ориентирован по потоку и не погружен в пограничный слой заторможенного воздуха у обшивки. Проблемы у трубки возникают тогда, когда поток набегает под углом — на больших углах атаки или при скольжении. В этом случае воздух ударяет в отверстие по касательной, часть его проносится мимо, не успевая полностью затормозиться внутри. Внутреннее давление падает ниже реального, и стрелка прибора занижает скорость.

Методы калибровки статической системы разнообразны, но в их основе всегда лежит поиск эталонного давления, на которое воздушное судно не оказывает возмущающего влияния. Самый зрелищный метод именуется «буксируемым конусом». За хвостом самолета выпускается длинный трос со специальным конусом на конце, который стабилизирует блок статических отверстий строго по потоку в невозмущенной воздушной среде далеко позади фюзеляжа. Специалисты NASA и немецкого аэрокосмического центра (DLR) рассчитывают длину троса примерно в два размаха крыла. В настоящее время конус используют в том числе для подтверждения точности высотомеров в условиях сокращенного вертикального эшелонирования (RVSM).

Второй классический подход — контрольный пролет вдоль взлетно-посадочной полосы. Лайнер на стабильной скорости выполняет горизонтальный пролет на малой высоте мимо диспетчерской вышки, где фиксируется его геометрическая высота. Зная фактическое атмосферное давление на этой высоте, его сопоставляют с показателями бортового оборудования. Существуют и методики парного полета с эталонным самолетом, обладающим откалиброванной системой, а также использование наземных радиолокационных треков и спутниковых навигационных построений, позволяющих математически исключить влияние ветра.

Показателен опыт упомянутого центра DLR: даже когда датчик вынесли далеко вперед на длинной штанге из носового обтекателя экспериментального самолета, дабы минимизировать влияние фюзеляжа, последующие проверки с буксируемым конусом все равно выявили заметные отклонения (сам конус замерял давление с точностью около 0,1 гПа).

Поскольку отдельное отверстие неизбежно дает погрешность, их устанавливают группами, хотя причины этого кроются глубже, чем кажется на первый взгляд.

Зачем нужны два отверстия и при чем здесь изолента

Статические порты на магистральных лайнерах монтируются попарно — на левом и правом бортах. Первая ассоциация при виде такой схемы связана с резервированием: один забился, второй выручит. Дублирование здесь действительно присутствует, но оно вторично, а главная задача парного размещения — компенсация скольжения и любых иных перекосов набегающего потока.

При скольжении воздушный поток обтекает фюзеляж под углом: на наветренной стороне давление возрастает, на подветренной — падает, из-за чего одиночный порт непременно исказил бы и высоту, и скорость. Объединение левого и правого портов единой магистралью приводит к перетеканию воздуха между ними, благодаря чему в системе устанавливается усредненное значение давления, а погрешность от скольжения в первом приближении нивелируется. Если заклеить один порт, магистраль продолжит функционировать по второму, однако ошибка от скольжения вернется. Полная потеря работоспособности наступит лишь при блокировке обоих портов.

На легких воздушных судах аварийный источник статики устроен элементарно: специальный кран открывает статическую магистраль непосредственно внутрь кабины. Давление в салоне из-за особенностей аэродинамики немного ниже наружного атмосферного, поэтому с аварийной статикой высотомер и указатель скорости слегка завышают показатели, что является известной поправкой. На герметичных пассажирских лайнерах такой фокус невозможен: на эшелоне давление в салоне поддерживается на уровне высоты до 2,4 км (выше нормы не позволяют поднимать), что сопоставимо с высокогорными курортами, а на новейших композитных Boeing 787 и Airbus A350 салон удерживают еще ниже — около 1,8 км. Нормативы жестко контролируют этот перепад, поэтому для негерметичных корпусов требования смягчены, а герметичные магистрали проверяют на утечки, измеряя допустимое падение давления в минуту, так как негерметичность внутри салона привела бы к подмешиванию салонного давления к статике.

Закупорка статических портов приводит к одновременному сбою трех приборов, питающихся от единой магистрали. Высотомер «замерзает» на высоте в момент засорения. Вариометр показывает ноль, поскольку он сравнивает давление в магистрали с давлением в собственной герметичной камере, куда воздух проникает через калиброванное отверстие, и при неизменности внешнего давления прибору нечего фиксировать. А указатель скорости превращается в подобие перевернутого высотомера, так как запертое внутри статическое давление соответствует прежней высоте: при снижении прибор будет завышать скорость, а при наборе — занижать. Оценим масштабы: статические порты забились на высоте 3000 м, лайнер снижается до 2000 м, выдерживая реальные 250 узлов, но к концу снижения указатель выдает порядка 340 узлов.

Наглядным примером катастрофических последствий подобного сценария стал рейс Aeroperu 603. В октябре 1996 года в Лиме перед вылетом Boeing 757 подвергся полировке, причем статические отверстия заклеили малярным скотчем и забыли удалить: на поднятых со дна океана фрагментах фюзеляжа все три порта левого борта оставались заклеенными. Ошибку пропустили техники, не заметил ее и командир во время предполетного осмотра, в результате чего ночью над океанической аквадивацией экипаж остался с ложными показаниями высоты, скорости и противоречивой сигнализацией. Погибли 70 человек.

Термометр, погрешность которого составляет 27 градусов

Скоростной напор отлично описывает нагрузку на крыло, но ничего не говорит о том, насколько близок самолет к барьеру скорости звука. На больших высотах верхний предел как раз и лимитируется числом Маха. Околозвуковой диапазон коварен: резко возрастает аэродинамическое сопротивление, появляется сильная вибрация, центр давления смещается назад, и нос машины начинает самопроизвольно опускаться.

Нормативы ставят задачу разработчикам, оставляя выбор технической реализации на их усмотрение. Пункт 25.1303 предписывает наличие указателя числа Маха на приборной панели каждого пилота на судах с ограничениями по сжимаемости, если эти лимиты не отображаются через иную систему индикации. Там же указано, что при изменении максимально допустимой скорости с высотой прибор обязан это отражать, а звуковая сигнализация на реактивных лайнерах должна срабатывать при превышении предельной эксплуатационной скорости VMO на 11 км/ч или числа Маха сверх MMO более чем на 0,01 (у американских регуляторов — VMO плюс 6 узлов, что эквивалентно тем же 11 км/ч).

Число Маха рассчитывается по тем же двум давлениям, причем температура для этого парадоксальным образом не требуется. Соотношение перепада на трубке полного давления к статическому давлению зависит исключительно от числа Маха. На эшелоне 350 при перепаде 13,2 кПа и статике 23,8 кПа это соотношение составляет 0,555, что по формуле дает ровно 0,82. Формула справедлива для дозвуковых режимов; при превышении единицы перед приемником образуется прямой скачок уплотнения и расчет меняется, но магистральным пассажирским лайнерам это не грозит. В процессе набора высоты автоматика сначала удерживает заданную скорость в узлах, а по достижении высоты, где она сравнивается с целевым числом Маха, переходит на выдерживание Маха, поскольку наверху этот параметр ближе к критическому пределу, чем узлы.

А вот для пересчета числа Маха в истинную воздушную скорость температура необходима, ведь скорость звука напрямую зависит от нее. У поверхности земли при +15 °C она составляет 661 узел, тогда как на эшелоне 350 при -54 °C — уже 576 узлов. И здесь всплывает упомянутый ранее нюанс:

Забортную температуру невозможно измерить напрямую.

Датчик температуры торможения, аналогично трубке Пито, останавливает набегающий поток воздуха, а заторможенный воздух нагревается. Выполним расчет для эшелона 350 и числа Маха 0,78: абсолютную забортную температуру 218,8 К умножаем на (1 + 0,2 × 0,78²), то есть на 1,122, получая 245,4 К, или -27,7 °C. Это почти на 27 градусов теплее истинной температуры среды, и весь этот прирост порожден исключительно торможением воздушного потока. Реальный датчик улавливает этот нагрев примерно на 98%, отображая около -28 °C, а истинную забортную температуру бортовой компьютер вычисляет расчетным путем, используя число Маха.

Нормативы учитывают этот феномен. Тот же параграф 25.1303 требует наличия указателя внешней температуры, но тут же допускает применение прибора, позволяющего ее вычислить. Отображение температуры торможения допустимо, если из нее математически выводится забортная температура.

На упомянутом Airbus A320 эти данные выводятся в нижней строке экрана ECAM — одного из двух центральных дисплеев силовой установки и систем. На протяжении всего полета там фигурируют два значения: TAT (температура торможения) и SAT (статическая температура). Разница между ними и есть тот самый аэродинамический нагрев, о котором говорилось выше; в стандартном крейсерском полете она составляет 25–27 градусов. Формулу можно проверить, находясь в кресле пассажира: разделив TAT на SAT в градусах Кельвина, вы получите примерно (1 + 0,2 M²). На земле обе цифры совпадают, поскольку поступательная скорость равна нулю и воздух не нагревается от торможения.

«Угол гроба», в который лайнеры не летают

Сопоставим два фактора. Нижний предел скорости с набором высоты возрастает, о чем говорилось во втором разделе. Верхняя граница у земли задается предельной эксплуатационной скоростью по приборам, а выше определенного эшелона подменяется лимитом по числу Маха. Для A320 это 350 узлов и M 0,82; расчет показывает, что смена ограничений происходит примерно на эшелоне 245. С дальнейшим набором постоянному числу Маха соответствует всё меньшая индикаторная скорость: на эшелоне 300 это 312 узлов, на 350 — около 280, на 390 — порядка 255. Красная предупреждающая полоса сверху шкалы смещается навстречу нижней границе.

В какой-то точке эти пределы смыкаются, образуя так называемый «угол гроба» (coffin corner): превышение скорости грозит выходом на числа Маха с последующим срывом, а замедление ведет к сваливанию, то есть безопасный скоростной коридор схлопывается в точку. Название звучит мрачно, наводя на мысль, будто самолет на эшелоне балансирует на лезвии ножа. Реальность гораздо спокойнее: эта точка схождения обычно лежит выше максимального потолка, на который сертифицировано воздушное судно, а практический потолок для каждого конкретного полета лимитируется тем, что наступит раньше — сертификационным пределом, запасом до бафтинга или тяговооруженностью двигателей.

Запас до бафтинга в отечественных авиаправилах регламентирован пунктом 25.251, требующим определять границы возникновения Когда трубка превращается в высотомер

Засорению может подвергнуться входное отверстие трубки, ее дренажный канал, статическая линия либо вся система целиком, причем каждый из сценариев оставляет уникальный «почерк» на пилотажных приборах.

Характер засора	Поведение указателя скорости
Забит вход трубки, дренаж свободен	Запертый воздух стравливается через дренаж, показания падают к нулю
Забиты вход трубки и дренаж	В наборе скорость растет, на снижении падает — поведение высотомера
Закупорена статическая линия	Скорость занижается в наборе и завышается на снижении, высотомер застыл, вариометр на нуле
Заблокировано все	Показания фиксируются и не реагируют на изменения скорости и высоты

Наибольшую опасность представляет второй сценарий. Лайнер отрывается от полосы на скорости 150 узлов, вход и дренаж трубки заблокированы, в магистрали заперто полное давление, соответствующее этой скорости у земли. Экипаж выдерживает истинные 150 узлов и продолжает набор высоты. Статическое давление снаружи падает, перепад между запертым полным и текущим статическим возрастает, и спустя 500 метров указатель демонстрирует уже 240 узлов, через километр — около 300, а через полтора — порядка 345. Воздушное судно никуда не разгонялось — ускорялась лишь ложная цифра на приборе.

Вспомним логику работы автопилота при наборе высоты. В режиме выдерживания скорости по тангажу нарастающие показатели скорости воспринимаются автопилотом однозначно: нос необходимо приподнять. Тангаж увеличивается, вертикальная скорость возрастает, внешнее статическое давление падает еще быстрее, ложная скорость скачет вверх, и автопилот задирает нос еще круче. Истинная же скорость самолета в этот момент стремительно падает. Возникает опасная положительная обратная связь, в которой исправная автоматика по неисправному датчику неуклонно ведет машину к сваливанию, осыпая экипаж предупреждениями о превышении скорости и тряской штурвала.

Аналогичная цепь событий, по заключению комиссии по расследованию, привела к катастрофе Boeing 757 компании Birgenair 6 февраля 1996 года после взлета из Пуэрто-Платы, унесшей жизни 189 человек. Перед этим лайнер простоял на земле около 20 дней, защитные чехлы на трубки, судя по выводам следователей, не надели ни до, ни после наземной прогонки двигателей, а обязательную после длительной стоянки проверку пневмометрической системы проигнорировали. Была заблокирована одна трубка из трех — командирская. Поскольку обломки со дна Атлантики не поднимали (за исключением самописцев), установить точную причину засора не удалось, однако в отчете в качестве вероятного виновника фигурируют «грязь или мусор от мелкого насекомого», а Федеральное авиационное управление США (FAA) прямо указывало на осу-пелопей, которая любит лепить глиняные коконы в любых подходящих отверстиях.

Некорректные показания командирского прибора проявились еще на разбеге, и регламенты требовали прервать взлет. Именно ради предотвращения подобных сценариев стандартные процедуры предписывают сверять показания скорости обоих пилотов на заданной контрольной скорости при разгоне, а на стоянке — надевать на трубки чехлы с яркими красными лентами.

Для борьбы с обледенением трубки оснащаются электрообогревом, причем испытания нагревателей проводятся в суровых условиях. Американские стандарты требуют имитации максимального кратковременного обледенения по Приложению C: капли диаметром 20 микрон при водности 2,2 г/м³ для температуры -10 °C, 1,7 г/м³ для -20 °C и 1,0 г/м³ для -30 °C (с оговоркой «или холоднее»), причем тесты выполняются при сниженном на 10% напряжении бортовой сети. Нагреватель намеренно ставят в заведомо неблагоприятные условия, требуя безупречного выполнения задачи при просадках напряжения, которые в реальном полете не редкость. Действующие редакции нормативов дополнительно охватывают воздействие кристаллического льда.

Чтобы экипаж своевременно узнал об отказе системы обогрева, пункт 25.1326 предписывает выдачу желтого предупредительного сигнала в двух случаях: при выключенном обогреве вручную либо когда система «активирована, но один из нагревательных элементов не функционирует». Второй сценарий коварнее: тумблер в кабине находится в положении ON, экипаж убежден в исправности обогрева, но одна из спиралей перегорела. Впрочем, даже такая защита несовершенна — часть подобных отказов по малому току бортовая диагностика способна пропустить.

Три независимых канала

Для нейтрализации последствий одиночного отказа в авиации давно найдено стандартное решение. В отечественном Дополнении 25F это зафиксировано жестко: на самолете должно быть установлено «не менее трех независимых друг от друга систем восприятия полного и статического давлений» — причем полностью обособленных, со своими приемниками, трубопроводами и отстойниками. Наличие отстойников обусловлено необходимостью сбора влаги, скапливающейся в нижних точках магистралей, а смежные параграфы требуют защищать трубопроводы от перетирания и защемления на изгибах.

Там же заложено право первого пилота переключать отображение высоты, скорости и вертикальной скорости на резервный канал, при этом категорически запрещается запитывать приборы обоих пилотов от одной и той же воздушной магистрали, иначе у второго пилота исчезнет возможность перекрестной проверки данных.

На Airbus A320 смонтированы три приемника полного давления, шесть статических портов, три датчика угла атаки и два датчика температуры торможения. Давление оцифровывается восемью модулями, после чего по кабелям передаются чистые цифровые потоки, обрабатываемые тремя блоками ADIRU, внутри каждого из которых интегрированы инерциальная система и воздушный компьютер (ADR). Потребители информации (системы управления и автоматики) сопоставляют три потока данных и принимают решение о достоверности. Переключить источник сигнала на приборах можно и вручную: на верхнем пульте центральной панели установлен

Вычислители постоянно сопоставляют три канала, выявляют выбивающийся из общего ряда, отсеивают его и продолжают работу по двум оставшимся согласным значениям. Алгоритм задействует временную задержку, чтобы система не реагировала судорожно на кратковременные всплески в условиях болтанки. Наихудший сценарий развивается при одновременной одинаковой ошибке двух каналов из трех: в этом случае мажоритарное голосование может ошибочно отбросить единственный исправный датчик.

Тройное резервирование эффективно защищает от отказа одного элемента, но бессильно перед факторами общей причины. Нормативы это учитывают: пункт 25.1323 требует пространственного разнесения дублирующих приемников воздушного давления, чтобы попадание крупной птицы не вывело из строя сразу оба. Однако мощное облако с кристаллами льда способно накрыть все три приемника одновременно, поскольку смонтированы они на одном носовом обтекателе.

Вернемся к инциденту с рейсом Jetstar. Облако с ледяными кристаллами одновременно заблокировало все три трубки Пито, и на 17 секунд показания скорости превратились в хаос. Голосовать было не по чему — лгали все три канала. За эти 17 секунд лайнер на эшелоне преодолевает около 4 километров, и четырехкилометрового участка облака оказалось достаточно, чтобы рейс в Сингапур завершился в Дарвине.

Случай расследовало австралийское Бюро транспортной безопасности (ATSB). В заключении отмечено, что в подобных метеоусловиях три независимые пневмосистемы способны дать сбой синхронно. Там же перечислен список функций, потерянных Boeing 787 при переходе в упрощенный режим: отключился автопилот, деактивировались защитные лимиты по перегрузкам, система подавления порывов и ряд других алгоритмов.

Любопытнее другое: каким образом лайнер вообще зафиксировал недостоверность данных? Параллельно с пневмосистемой вычислитель рассчитывает синтетическую скорость по данным углов атаки и инерциальных датчиков, независимо от трубок Пито. При существенном расхождении этого расчетного параметра со значениями на экранах экипаж получает предупреждение AIRSPEED UNRELIABLE — то самое сообщение, с которым столкнулся экипаж Jetstar. Этот синтетический канал функционирует как встроенный детектор лжи.

Упрощенный режим (именуемый на Boeing как secondary mode) применялся задолго до инцидента с Jetstar. В марте 2014 года на другом Boeing 787, следовавшем в японский Комацу, аналогичного сбоя хватило для кратковременного падения показаний скорости ниже 30 узлов всего на четвертую долю секунды. Тогда экипаж спустя четыре минуты согласно процедуре перещелкнул тумблеры воздушных компьютеров, восстановив штатный режим. После случая с Jetstar компания Boeing обновила программное обеспечение, увеличив временной порог исчезновения скорости, необходимый для активации перехода в резервный режим.

Что делать, если врут все три канала

Коварство недостоверных показаний скорости заключается в том, что вычислители не всегда способны первыми распознать сбой: при синхронном искажении всех трех каналов мажоритарное голосование бессильно. Именно поэтому первоочередной опорой становится физика полета, а не цифры на экранах. Если ложные показания угрожают безопасности, летчики устанавливают тангаж и режим двигателей по памяти — эти базовые параметры с запасом удерживают самолет в безопасной зоне, пока пилоты разбираются, какой именно датчик выдает ошибку. На A320 у земли, ниже высоты уменьшения тяги, выдерживается тангаж 15 градусов и взлетный режим; когда первая суматоха стихает, экипаж переходит к табличным значениям тангажа и тяги из справочника под конкретную полетную массу и эшелон.

При выявлении отказавшего канала отключают лишь его. Если же доверять нельзя ни одному источнику, на воздушных судах с резервной шкалой выше эшелона 250 два канала из трех выключают, оставляя один активным во избежание преждевременного появления аварийной шкалы, после чего полет продолжают по табличным данным. Ниже эшелона 250 отключаются все три ADR. Стандартная шкала скорости при этом исчезает, а на ее месте активируется шкала BUSS (Backup Speed Scale) — цветные зоны, рассчитываемые по текущему углу атаки, с зеленой рабочей полосой посередине и красными зонами по краям. Мануал предписывает однозначные действия: отключить все ADR и пилотировать судно по зеленой зоне. На высотомере барометрические данные при этом заменяются спутниковыми. На более свежих модификациях A320 эту процедуру модернизировали, внедрив алгоритм автоматического распознавания и маркировки сомнительного канала.

Работоспособность метода обусловлена тем, что угол атаки не берется из трубок и статических портов. Специальный флюгерный датчик физически ориентируется по набегающему потоку, а угол атаки отражает запас до сваливания гораздо прямее любой скорости. Конечно, абсолютной неуязвимости это не дает: EASA выпускало директиву, описывающую случаи обледенения сразу двух датчиков угла атаки, из-за чего шкала BUSS начинала выдавать ложные данные. Поэтому в процедуре содержится оговорка: если шкала не реагирует на отклонение штурвала, пилоты игнорируют ее, переходя на пилотирование по тангажу и тяге. Использовать шкалу разрешено исключительно ниже эшелона 250, выше этого рубежа ее отключают. Причина такого ограничения в документации не раскрывается, но предположительно это связано с возрастающим влиянием сжимаемости и числа Маха на больших высотах, где критический угол атаки меняется, снижая надежность зон, построенных по единственному углу.

Данная шкала появилась за три года до катастрофы рейса Air France 447. Концерн Airbus анонсировал ее в марте 2006 года для новых лайнеров A330 и A340, в штатной комплектации для A380 и A350, а также в качестве модернизации для уже эксплуатируемого парка. Повод озвучил вице-президент компании по летной подготовке: на A330 и A340 к тому моменту уже фиксировались случаи засорения воздушных каналов, приводившие к недостоверной скорости, с которыми штатная автоматика справиться не могла.

На оборудованных этой модификацией самолетах A320 три тумблера ADR на верхнем пульте переводятся в положение OFF, привычная цифровая шкала исчезает, уступая место цветной шкале BUSS, а высотомер переходит на спутниковую геодезическую высоту. Позднее Airbus разработал обратимую версию BUSS, а затем и цифровую резервную индикацию скорости, позволяющую удерживать конкретное числовое значение, а не удерживаться в границах зеленой полосы.

Ключевым аргументом в дискуссиях о приоритете угла атаки стал трагический полет рейса Air France 447. 1 июня 2009 года приемники воздушного давления лайнера A330 на эшелоне, судя по всему, заблокировались кристаллами льда, автопилот отключился, управление перешло в альтернативный закон, экипаж не распознал развившееся сваливание, и самолет падал с высоты 38 000 футов около трех с половиной минут. Погибли 228 человек. В промежуточном докладе французского Бюро по расследованию (BEA) летом 2011 года содержалась рекомендация к EASA и FAA рассмотреть возможность сделать «индикатор угла атаки, непосредственно доступный пилотам» обязательным элементом, и в финальном отчете 2012 года это требование было повторено.

Здесь обычно возникает закономерный вопрос: зачем нужны все эти сложности с трубками и шкалами, если навигационные спутники способны определять скорость с высочайшей точностью? Спутниковые системы фиксируют путевую скорость, а она отличается от истинной на величину ветра, который на крейсерских эшелонах легко достигает ста узлов и более. При встречном ветре в 100 узлов самолет с истинной скоростью 473 узла перемещается относительно земли со скоростью 373 узла, что крылу абсолютно безразлично. Истинная скорость, в свою очередь, отличается от индикаторной на плотность воздуха. Следовательно, чтобы из путевой скорости получить параметры для крыла, необходимо точно знать ветер и плотность — те самые переменные, ради измерения которых на носу лайнера и установлена трубка Пито (получается замкнутый круг). К тому же спутниковый сигнал уязвим для глушения и потерь, а инерциальная система без внешней коррекции со временем накапливает погрешность.

Угол атаки, которого нет на основных приборах

Датчики угла атаки установлены на каждом современном пассажирском лайнере: на A320 их три, на 737 — два, и по их сигналам работают системы сигнализации сваливания и защитных лимитов. Однако сам угол атаки традиционно не выводится на основной пилотажный экран гражданского самолета. В военной авиации этот прибор привычен и обязателен (палубные истребители, к примеру, выполняют посадку по углу атаки), а в гражданском секторе его предлагают как опцию.

У обеих позиций есть аргументы. Противники вывода угла атаки указывают на перегруженность пилотажных экранов лишней информацией и на то, что пилотов с момента обучения на легмоторных самолетах натаскивают работать по скоростям. Добавляется аргумент о том, что критический угол атаки зависит от механизации крыла и числа Маха, поэтому единой красной черты для всех режимов быть не может, а неверно интерпретированный в стрессовой ситуации прибор способен навредить. Сторонники парируют: угол атаки остается единственной величиной, прямо отражающей оставшийся запас до сваливания, и давление воздуха ему для этого не требуется. Перечни факторов, влияющих на эти две величины, действительно различаются: критический угол зависит от механизации, числа Маха, близости земли и степени загрязнения крыла, тогда как к списку параметров скорости сваливания добавляются полетная масса, перегрузка и центровка. Тем не менее независимый — не значит неуязвимый: фиксировались случаи обледенения кристалльнми льда и датчиков угла атаки. Кто прав в этом споре, судить не берусь.

Показательна история семейства 737 MAX. Весной 2019 года компания Boeing признала, что сигнализация рассогласования датчиков угла атаки, изначально заявленная как базовая, на части машин не функционировала: ее завязали на опциональный указатель угла атаки, а поскольку сам указатель в комплектацию не входил, функция молчала. После доработки сигнализацию сделали стандартной для всех самолетов, а индикатор угла атаки так и остался опцией, хотя, по заявлению представителей Boeing, отныне бесплатной.

Здесь уместно вспомнить поправку 25-140, внесшую в американские правила новый параграф 25.1324 с многообещающим заголовком «Система угла атаки», что выглядит прямым ответом на рекомендации BEA. Текст гласит:

«Каждый датчик системы угла атаки должен быть оборудован системой обогрева либо эквивалентными средствами предотвращения сбоев в работе».

14 CFR 25.1324.

Далее перечисляются условия: проливной дождь, смешанная облачность, ледяные кристаллы, обледенение по Приложениям C и O. Требований выводить угол атаки на дисплей пилота в тексте нет. Регламент требует лишь исключить замерзание датчика, и это требование вошло в пакет стандартов по борьбе с крупными переохлажденными каплями и кристаллами. Проект норматива FAA опубликовало в июне 2010 года — за два года до публикации финального отчета по рейсу Air France 447, а разработку начали еще в конце девяностых после катастрофы ATR 72 в Роузлауне. Рекомендация же об обязательной индикации параметров в кабине обязательным требованием так и не стала.

Лазер вместо трубки

Если необходимо дублировать сам базовый физический принцип измерения, напрашивается технологический шаг: замерить скорость вообще без использования давлений. Лидар испускает лазерные лучи через оптическое окно в обшивке и фиксирует свет, рассеянный частицами и молекулами воздуха на удалении от планера. Скорость потока вычисляется по доплеровскому смещению частоты, а при использовании трех лучей формируется полный вектор скорости и углы натекания. Зона измерений вынесена далеко за пределы воздушной «подушки», которую сминает фюзеляж, поэтому аэродинамическая погрешность у такой системы практически отсутствует, а обледенению в ней подвержено лишь защитное стекло.

Подобные комплексы уже испытывались на практике. В рамках европейских проектов NESLIE и DANIELA весной 2009 и 2011 годов бортовой лидар тестировался на исследовательском самолете Cessna Citation II нидерландского аэрокосмического центра NLR в полярных, умеренных и тропических широтах. Было выполнено 46 полетов суммарным налетом более 100 часов. Вывод отчета однозначен: препятствий для дальнейшего внедрения нет, а отказы у лидаров принципиально иного характера, нежели у трубок Пито.

Главная сложность заключается в поиске отражающей среды. С набором высоты плотность аэрозольных частиц падает, и на крейсерских эшелонах отраженный сигнал от частиц подчас стремится к нулю, оставляя лишь рэлеевское рассеяние на молекулах воздуха. Системы, способные стабильно работать по молекулярному рассеянию, существуют, но они значительно сложнее.

Разрабатываются концепции, в которых лидар помимо скорости параллельно измеряет температуру и плотность, закрывая те неизвестные, из-за которых классическая трубка нуждается в сопутствующих датчиках. Серийных гражданских лайнеров со штатным лидаром в качестве первичного источника скорости пока не существует (если кому-то известны подобные примеры, поправьте). Лидары позиционируются как независимый резервный канал, не подверженный типичным для трубок сбоям, однако массово заменять пневмометрические системы никто не спешит. Логика здесь ровно та же, что и при внедрении шкалы по углу атаки или синтетической скорости на 787: резервный прибор должен ошибаться по совершенно иным причинам.

300 лет на носу самолета

Вспомним отправную точку нашего повествования: река Сена, деревянная рейка и французский ученый, пытавшийся понять механику речного потока. Спустя почти три столетия эта же базовая идея красуется на носовом обтекателе каждого лайнера, и сместить ее оттуда пока не удалось никому. Трубка Пито вредит на эшелоне ошибкой в 70%, страдает от обледенения и насекомых, требуя сложных поправок, для калибровки которых используют буксируемые конусы. Но при всей своей архаичности она ошибается предсказуемо, по известным математическим формулам, и замеряет именно то, что чувствует крыло. Спутниковая навигация и инерциальные системы измеряют смежные параметры, из которых требуемую для крыла величину еще предстоит вычислить.

При этом трубке Пито безоговорочно не доверяют. Ее калибруют, перекрестно сверяют с резервными каналами, страхуют датчиками угла атаки и синтетическими алгоритмами, а на случай одновременного отказа всех каналов пилотам предписано использовать выученные наизусть параметры тангажа и тяги.

Так что в следующий раз, проходя по перрону к трапу или ожидая вылета у панорамного окна терминала, бросьте взгляд на носовую часть самолета. Под стеклами фонаря кабины торчат небольшие изогнутые трубки, а чуть дальше на борту виднеются гладкие пластинки с рядами микроотверстий. С них начинается цифра скорости на дисплее, высота на высотомере и значительная часть автоматики, доставляющей вас к месту назначения. Можете мысленно кивнуть им — они честно стараются.

Тема получилась масштабной. Сделаю оговорку относительно авиационных правил: все нормативные цитаты взяты из АП-25 третьего издания 2009 года. По этим стандартам отечественные машины сертифицировались до 2023 года, а с 1 января 2023 года новые типы проходят сертификацию по НЛГ 25 Росавиации. Большинство формулировок там сохранены практически дословно, однако ряд положений гармонизирован с европейскими регламентами (например, в требованиях к сигнализации обогрева трубок упоминание конкретной желтой лампы исключено, заменено общей отсылкой к предупреждающей индикации).

Наверняка где-то закрались неточности или чрезмерные упрощения — если вы заметили таковые, буду признателен за конструктивные правки.

Спасибо за уделенное время. Мягких вам посадок и приборов, которые лгут предсказуемо.

 

Источник