[Yolkin]

Сообщение от Zabor

Одна блин теория, больше чем уверен, что ни один из сторонников процессорного управления никогда не поднимал электронные платы после грозы и не представляет себе легкость получения любого выходного сигнала с электронной платы при повреждении элементов.

Или с провода цепи управления, закоротившего на корпус вследствие неграмотного монтажа. Выделение моё.

4 июня 2010 года при выполнении рейса Внуково - Пулково имел место серьезный авиационный инцидент с самолетом Ан-148-100В, бортовой номер RA61701 авиакомпании ФГУП «ГТК «Россия», связанный с нештатным функционированием системы управления самолетом. Расследование инцидента проводилось Комиссией, назначенной Федеральным агентством воздушного транспорта России. На основании предварительной информации, полученной от Разработчика ВС – ГП «Антонов» и в соответствии с Авиационными правилами, Часть 39 Авиационным регистром Межгосударственного авиационного комитета 10 июня с.г. выпущена Директива летной годности по проверке целостности цепей электропитания элементов системы управления самолетов типа Ан-148.

Отсюда - http://www.mak.ru/russian/investigat...n-148-100.html
Чуть подробнее:

При выполнении горизонтального полета на эшелоне 10600 метров, на скорости 472 км/час, с включенными режимами автоматического управления, за 2 секунды произошло отклонение руля направления вправо до 3,5 градусов при неподвижных педалях. До начала энергичного отклонения, руль направления находился в положении минус 0,5 градуса. Через 2 секунды экипаж парировал скольжение самолета кратковременным (на 2 секунды) отклонением штурвала влево на величину примерно 100 мм, что привело к выключению автоматического управления из-за пересиливания (пороговое значение по штурвалу - 60 мм). Выключение режимов автоматического управления сопровождалось звуковым сигналом и сообщением «Автопилот отключен». После выключения режимов автоматического управления по пересиливанию, экипаж продублировал их выключение кнопкой выключения автопилота. Дальнейшее пилотирование осуществлялось в штурвальном режиме с включенным автоматом тяги.

Через 12 секунд после отклонения руля направления вправо до 3,5 градусов произошло срабатывание сигнализации «РН ПРОВЕРЬ».

В дальнейшем происходит плавное, в течение 70 секунд, увеличение угла отклонения руля направления до 4,6 градуса. В течение этого периода времени крен находился в пределах от минус 1,4 до +3,5 градусов при боковой перегрузке около 0,25 ед. Заданный сигнал ЭДСУ по рулю направления в течение этого же времени постепенно уменьшался от минус 4 до минус 6 градусов (в сторону, противоположную отклонению руля направления). Отклонение педалей в этот же промежуток времени менялось от минус 8 до минус 14 мм от нейтрального.

После этого произошло увеличение скорости нарастания отклонения руля направления, в результате чего через 20 секунд угол отклонения руля направления достиг примерно 14 градусов. В это же время правый крен увеличился до 56 градусов, боковая перегрузка возросла до 0,59 единицы. Тангаж уменьшился с 3 градусов на кабрирование до 26 градусов на пикирование. Угол отклонения руля высоты плавно изменился от минус 3,4 градуса до минус 10,5 градусов. В этот же промежуток времени происходит срабатывание сигнализации «КРЕН - ЭФФЕКТ УПРАВЛЕНИЯ 50 %».

По мере нарастания крена отклонение штурвала влево увеличилось до 100 мм (на полный ход). В процессе кренения экипаж ВС, вероятно, отклонил педали влево до 21,97 мм (по данным БСТО-148), после чего руль направления вернулся в нейтральное положение, при этом был зарегистрирован отказ рулевого агрегата руля направления по 4 каналу ЭДСУ-148.

В процессе вывода самолета из пикирования вертикальная перегрузка достигла максимального значения 2,04 единицы, что не превышает допустимую (2,5 единицы), установленную разделом 2.5.4 РЛЭ самолета Ан-148-100.