W notce:
https://www.salon24.pl/u/gwant/775564,tu154m-naprowadzanie-w-pionie-podczas-podejscia-do-ladowania
wyraziłem pogląd, że w sprawie analizy katastrofy smoleńskiej najważniejsze jest to, co działo się od zejścia samolotu poniżej 100 m wysokości radiowej (czyli około 60 m wysokości baro) do momentu zderzania z drzewami, a w szczególności z feralną brzozą. Chciałem uniknąć komentowania tego, co działo się dalej, ale niestety nie da się – zbyt wielu blogerów próbuje grać fałszywymi danymi wziętymi nie wiadomo skąd. W związku z tym przytaczam po raz kolejny kilka wykresów sporządzonych na podstawie danych z rejestratorów ATM-QAR i MŁP-14-5, a także tego, co opublikowała podkomisja Macierewicza w witrynie MON.
Na początek niezbędne jest przedstawienie podstawowych informacji, dotyczących osi czasu i odległości do progu pasa stosowanych w dalszych wykresach.
Rys 1. Podstawowe zależności między parametrami lotu
Na rysunku 1 dwukrotnie pokazano tę zależność: raz jako opis osi u góry wykresu i drugi raz jako czerwoną linię. Ta czerwona linia jest bliższa prawdy, bo powstała jako wynik sumowania iloczynów chwilowych wartości IAS i odcinków czasu. Punkty skrajne osi u góry przyporządkowano do czasów dokładnie, ale w programie, który wytworzył ten wykres nie da się prawidłowo narysować dwóch osi X, które nie są związane ścisłą zależnością liniową, stąd w środku wykresu występują pewne różnice w stosunku do czerwonej linii. Okazuje się jednak, że różnice te są na tyle niewielkie, że w dalszych wykresach zachowam widoczne przyporządkowanie obu osi.
Zderzenie z feralną brzozą dotyczyło skrzydła, zderzenie z drzewem, które spowodowało powstanie zdarzenia TAWS#38 (landing) dotyczyło podwozia, natomiast odnotowane w raportach zderzenie z ziemią w odległości około 535 m od progu pasa wiązane jest z ogonem samolotu. W związku z tym, na wykresach przyjęto, że zanik zasilania o czasie 08:41: 04.2 miał miejsce wtedy, gdy obliczeniowy środkowy punkt samolotu był w odległości około 510 m od progu pasa.
Prędkość pionową wyliczono jako prędkość zbliżania się samolotu do ziemi, wyliczoną z danych o wysokości radiowej i czasu branych w odstępach 1.5 sek. Ten odstęp 1.5 sekundy pozwolił uniknąć gwałtownych skoków wyliczonej wartości, wynikających z małej rozdzielczości pomiarów wysokości.
Na kolejnym rysunku 2 pokazano wykresy przeciążeń pionowego i poprzecznego w zależności od czasu. Miejsce pojawienia się zdarzenia TAWS#38 (tj. zadziałania czujnika lądowania w podwoziu) na obu rysunkach 1 i 2 pokazano na podstawie danych podanych w raporcie UASC:
"Present Position Latitude 54.825022 deg
Present Position Longitude 32.054838 deg "
To wyznacza miejsce w odległości około 709 m od progu pasa i co za tym idzie moment czasowy pokazany na rysunkach.
Rys 2. Drgania konstrukcji samolotu w chwili zderzania z brzozą oraz zdarzenia TAWS#38
Powstaje pytanie na ile dokładnie UASC podało pozycję zdarzenia. Wykres na rysunku 2 nie pozostawia wątpliwości: widać dwa miejsca, w których powstały wibracje samolotu przejawiające się wahaniami przeciążenia pionowego oraz poziomego i te miejsca są dobrze skoordynowane odpowiednio z miejscem kolizji z brzozą oraz z miejscem zdarzenia TAWS#38. Można się domyślać w jaki sposób UASC uzyskało tak dokładne współrzędne. Co prawda FMS uzyskuje dane o położeniu samolotu z systemów GPS co 1 sekundę na interfejsie ARNC 429 jako etykiety L110 i L111, ale wg raportu TAWS otrzymuje:
“Present Position Latitude: The position is derived by combining coarse and fine latitude labels (L310 and L340).
Present Position Longitude: The position is derived by combining coarse and fine longitude labels (L311 and L341).”
w odstępach nie dłuższych niż 100ms - tak stanowi norma ARINC 429. FMS mając wiele danych o parametrach lotu wyliczał pozycję samolotu co 100 ms i przesyłał ją do TAWS, co pozwoliło na utrzymanie wysokiej precyzji danych zapisanych w logu.
Wibracje samolotu powstałe jako skutek zdarzenia TAWS#38 pokazano na podstawie danych opublikowanych przez podkomisję Macierewicza w witrynie MON. Wibracji tych nie pokazano w raporcie MAK, bo ich wykresy sporządzał program Winarm32, który prawdopodobnie wykrył w tym miejscu problem: liczba impulsów kanałowych w cyklu 0.5 sekundy była inna niż spodziewane 64. W związku z tym program oznaczył tę strefę szarym kolorem i przypisał wszystkim parametrom z tego cyklu wartości interpolowane, bo nie był w stanie odczytanych wartości przypisać do kanałów pomiarowych. Ktoś jednak pokusił się o najbardziej prawdopodobne rozkodowanie tego, co się zapisało i w ten sposób część wartości jednak została przypisana, dzięki czemu powstały dokładniejsze wykresy. Chwała ci podkomisjo za opublikowanie tych danych.
Na rysunku 2 widać także, jak wzrastające przechylenie samolotu wpłynęło na zmiany wskazań czujników przeciążeń: zmieniała się wartość średnia. Pionowa linia „duże przechylnie” została ulokowana w momencie czasowym, zapisanym w rejestratorach na postawie pomiaru z czujnika sygnalizującego przechył większy niż około 15 stopni.
Rys 3. Analiza przechyłów samolotu
Kolejny wykres pokazany na rysunku 3 dokumentuje to, że dane pokazujące przechylenie odczytywane z przyrządów PKP-1 są spóźnione w stosunku do rzeczywistego przechyłu samolotu. Jak widać przyrząd DUSU1-18AS mierzący prędkość przechylania zareagował wcześniej niż przyrządy PKP-1 pokazujące przechylenie, dlatego wyliczona prędkość przechylania (na postawie zmierzonych przechyłów) jest spóźniona w stosunku do prędkości zmierzonej. Efekt jest widoczny mimo tego, że w cyklu pomiarowym czas pomiaru z lewego PKP wyprzedza czas pomiaru z przyrządu DUSU1-18AS, a czas pomiaru z prawego PKP jest spóźniony tylko o około 60 ms. To spóźnienie pomiaru przechyłu w stosunku do rzeczywistego przechyłu samolotu to jest skutek zastosowania elektromechanicznego łącza typu selsyny i resolwery (transformatory sin/cos) do przekazywania pomiaru z żyroskopów do przyrządów PKP i dalej do BSU-1.
Rys 4. Ciąg urządzeń pomiarowych do rejestracji przechyłów samolotu
Okazuje się, że po przesunięciu wykresu prędkości wyliczonej o około 0.5 sekundy następuje prawie dokładna synchronizacja z wykresem prędkości zmierzonej. To oznacza, że przy prędkości przechylania 40 stopni na sekundę rzeczywisty przechył był o około 20 stopni większy niż to wynikałoby to z wartości zapisanych i pokazanych na rysunku 3.
Rys 5. Reakcja pilota na przechylenie samolotu
Wykresy na rysunku 5 pokazują, że pilot próbował zniwelować pojawiające się przechylenie samolotu wychyleniem wolantu, zanim ten przechył ujawnił się na przyrządach PKP. To także dowodzi spóźnienia wskazań tych przyrządów.
Rys 6. Wykres obrotów sprężarek niskiego ciśnienia wg MAK
W tym wszystkim jest jeszcze wątek tego, co zdarzyło się w odległości około 775 m od progu pasa. Dla przypomnienia: to jest miejsce, w którym nastąpiło zerwanie linii energetycznej. Na wykresach opublikowanych przez MAK widać w tym miejscu wahnięcie prędkości obrotowej sprężarek niskiego ciśnienia wszystkich trzech silników. Wahnięcia tego nie widać na wykresach sporządzonych na podstawie danych z rejestratora ATM-QAR, bo ten rejestrator poddaje zapisywane dane filtracji.
Rys 7. Obroty zespołu niskiego ciśnienia w silniku S1 wg danych z ATM-QAR
Rys 8. Obroty zespołu niskiego ciśnienia w silniku S2 wg danych z ATM-QAR
Aby zdecydować, czy wykres MAK pokazuje rzeczywiste zjawisko fizyczne, czy też tylko zakłócenie pracy mierników, będące rezultatem impulsu elektromagnetycznego powstałego w chwili zerwania linii energetycznej, trzeba rozważyć budowę tej części silników. Jak wiadomo w każdym silniku są dwa zespoły wirników obracających się z różnymi prędkościami:
- zespół N1, czyli sprężarka niskiego ciśnienia plus turbina niskiego ciśnienia
- zespół N2, czyli sprężarka wysokiego ciśnienia plus turbina wysokiego ciśnienia.
Każdy z tych zespołów waży kilkaset kilogramów.
Przyjęcie, że pierwszy zespół w ciągu 0.5 sekundy obniżył prędkość obrotową o około 10 % oznacza, że zmniejszyły się oba strumienie widziane przez drugi zespół, (tj. strumień powietrza dopływającego do sprężarki wysokiego ciśnienia i strumień gazów dopływających do turbiny wysokiego ciśnienia). Jeśli nawet założymy, że ten drugi zespół na skutek tego nie zmniejszył swoich obrotów, to do wytłumaczenia pozostaje: co spowodowało, że w ciągu 0.5 sek nastąpił potem skok obrotów zespołu pierwszego o 10%? Jak to było możliwe, skoro nie zmienił się dopływ paliwa do komory spalania (a nawet wg wykresu ustawienia manetek gazu powinien się zmniejszyć), a strumień powietrza był zmniejszony?
W pobliżu wystąpienia zdarzenia TAWS#38 w zespole N1 pierwszego silnika widać wzrost drgań – prawdopodobnie do silnika wpadły jakieś odłamki gałęzi. Nie widać natomiast zmiany prędkości obrotów tego zespołu. Powstaje pytanie dlaczego ani w silniku 1 ani w 2 nie widać wyraźnego wzrostu wibracji sprężarki niskiego ciśnienia, mimo domniemanych skokowych zmian obrotów? Kolejne pytanie dotyczy tego, dlaczego skokowy wzrost obrotów trwał tylko 0.5 sek, a potem odbywał się już zgodnie z tendencją widoczną na wykresach?
