21 декабря 2015 года Boeing 787 компании Jetstar идет рейсом JQ7 из Мельбурна в Сингапур на эшелоне 400 (это 12 с лишним километров). На борту 292 пассажира и 10 человек экипажа. Примерно в 450 км к северу от Дарвина на метеорадаре впереди появляется зеленая засветка с малиновыми пятнами. Самолет начинает потряхивать: сначала слегка, потом умеренно, а в 15:23 по времени Дарвина скорость на обоих основных экранах вдруг пускается в пляс. Автопилот отключается, среди сообщений выскакивают AIRSPEED UNRELIABLE и FLIGHT CONTROL MODE. Через 17 секунд цифры приходят в себя, только система управления к этому моменту уже перешла в упрощенный режим. Вернуть ее обратно в такой ситуации можно лишь на земле. Командир забирает управление у второго пилота. До Сингапура еще около четырех часов, автопилот больше не включится, и экипаж разворачивается на Дарвин, сливает топливо до максимальной посадочной массы и садится. Пострадавших нет.

Виновато было облако. Ледяных кристаллов в нем оказалось столько, что обледенели все три трубки Пито, и три независимые системы измерения скорости соврали хором (торчат-то они из одного носа). Лайнер наполовину состоит из композитов, а скорость измеряет тем же способом, каким француз Анри Пито в 1732 году измерил течение Сены. За три века самолеты научились садиться в сплошном тумане и ходить через океан на двух двигателях, а трубку с носа так и не выгнали ни спутниками, ни лазерами.

А врет этот прибор и в самый обычный ясный день. На эшелоне 350 шкала скорости у нас на A320 показывает 264 узла, а относительно воздуха самолет идет на 450. Это почти 350 км/ч разницы. Никто его не чинит, он исправен, и пилотируем мы именно по этой «неправильной» цифре.

Почему так задумано, расскажу статье. По пути нам встретятся оса-пелопей, главная подозреваемая в катастрофе Boeing 757, наклейка с логотипом возле крошечных отверстий на борту, от которой врет высотомер, проверка трубки на компас и европейский стандарт, который до осени 2009 года опирался на бумагу 1947-го.

Река Сена, трубка и 1,5 миллиметра

Начну с самой Сены. Пито опустил в воду изогнутую трубку открытым концом навстречу течению. Вода влетает внутрь, упирается, деваться ей некуда, и она лезет вверх по вертикальному колену выше уровня реки. Чем быстрее течение, тем выше столбик (рядом стояла вторая, прямая трубка, по которой отсчитывали уровень). Вот и весь прибор. Скорость реки превратилась в высоту водяного столбика.

Этим же прибором Пито опроверг популярную тогда мысль, будто в реке вода течет тем быстрее, чем глубже. Работала трубка, правда, так себе: вода в ней, как признавался сам Пито, почти непрерывно качалась то вверх, то вниз, и лет 100 с лишним изобретение оставалось скорее научной игрушкой.

До ума трубку довел Анри Дарси, тот самый, чьим законом описывают фильтрацию воды через грунт. С 1856 года он с помощью Анри Базена публиковал улучшенные конструкции, поставил статическую трубку вплотную к трубке полного давления, а с пляшущей водой разобрался почти по-домашнему:

«Затем я почти полностью убрал колебания в трубках, сделав отверстия диаметром всего полтора миллиметра, тогда как у самих трубок он был сантиметр».

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

Полтора миллиметра на сантиметровую трубку — дешево и сердито. Статью с этой конструкцией напечатали в 1858 году, уже после смерти Дарси. А в начале 2000-х американский гидролог Гленн Браун из Университета штата Оклахома решил проверить Дарси на деле. По статье 1858 года собрали копию прибора (недостающие детали подсмотрели в других отчетах Дарси), погоняли ее в лотке, убедились, что она работает, и Браун предложил называть инструмент трубкой Пито-Дарси (по-моему, справедливо).

На самолеты указатели скорости попали в первые же годы авиации.

Одним из первых обычно называют указатель британского пилота Алека Огилви, приятеля братьев Райт, только с датой путаница: одни источники пишут о его патенте 1909 года, другие датируют прибор 1912. За первенство тем более не поручусь.

Теперь с берега Сены перебираемся в кабину. На лайнере все то же самое, только вместо воды здесь воздух. Приемник воздушного давления, который все зовут трубкой Пито, торчит из носа открытым концом навстречу потоку. Воздух влетает внутрь, упирается в глухой конец и останавливается, а вся его скорость превращается в прибавку к давлению. Такое давление называют полным. Отдельно, через маленькие отверстия заподлицо с обшивкой на боках фюзеляжа, снимают статическое, то есть давление окружающего воздуха.

Дальше вся система живет разницей этих двух давлений. В старом стрелочном указателе она раздувает манометрическую коробку, коробка через рычажки крутит стрелку, и никакой электроники. На современных машинах давление сразу переводят в цифру. На крейсере широкофюзеляжного лайнера эта разница около 13 кПа, столько же давит вода на глубине метра с третью (та же самая Сена, если подумать).

На малых скоростях разница равна скоростному напору, половине плотности воздуха, умноженной на квадрат скорости. Формула простая, вот только неизвестных в ней две, скорость и плотность, а замер дает одно число. Прибора, который на лету взвешивал бы кубометр воздуха, на серийных лайнерах нет (опытные оптические датчики есть, до них дойдем в конце).

Так что плотность досчитывают. Статическое давление уже есть, температуру дают с отдельного приемника, дальше уравнение состояния газа, которое мы учили в школе. Но тут вылезает подстава, температуру за бортом на скоростях лайнера напрямую тоже не померить, потому что приемник, торчащий в поток, сам тормозит воздух и греет его. Держите это в голове.

Внутри трубка устроена хитрее, чем кажется снаружи. Дождь, лед, песок и мошкара летят в нее с тем же напором, что и воздух, и если пустить все это прямо в тонкую линию к датчику, первая же гроза выключит систему. В европейском стандарте на подогреваемые приемники ETSO-C16b 2018 года защита записана так:

«Приемник должен быть спроектирован с перегородками, камерой-отстойником или тем и другим».

ETSO-C16b, п. 3.4.2.

Там же требуется хотя бы одно дренажное отверстие для дождевой и талой воды и учет того, что внутрь полезут лед, песок и пыль. Ни формы трубки, ни диаметра входа норма не задает. Она перечисляет, от чего конструкция обязана защититься, а как вы этого добьетесь, это ваше дело, только докажите на испытаниях. Еще в 2009 году европейцы пошли в эту сторону дальше: в проекте своей редакции к базовому американскому стандарту SAE AS8006 приложили список правок. Минимальный диаметр дренажа (0,74 мм) просто вычеркнули, а требование, чтобы после испытаний в линии скапливалось не больше грамма воды, заменили одной строчкой по результату: влага внутри не должна замерзать и искажать давление.

В том же проекте, где трубки делят на два типа, только полного давления и совмещенные со статикой, есть требование, которое к скорости вроде бы вообще не относится: трубку проверяют на компас. Грелку трубки питают током, ток делает магнитное поле, и поэтому приемник под номинальным напряжением подносят в разных положениях на 12 дюймов к свободной магнитной стрелке. Отклонить ее больше чем на 5 градусов он не имеет права. Роль стрелки, как прямо сказано в тексте, может сыграть обычный авиационный компас со снятыми компенсационными магнитами.

Окей, прибор меряет давление и на эшелоне расходится с реальной скоростью на 70 %. Зачем тогда пилоту эта цифра?

Крылу все равно, с какой скоростью вы летите

Высуньте ладонь из окна машины на трассе. Чем быстрее вы едете и чем плотнее воздух, тем большее давление вы ощутите. Крыло самолета — та же ладонь, только большая.

Подъемную силу крыла считают по формуле, в которой стоит тот же скоростной напор, умноженный на площадь крыла и на коэффициент, зависящий от угла атаки. Крыло, как и трубка, чувствует произведение плотности на квадрат скорости и понятия не имеет, из чего оно сложилось, так что прибор и крыло смотрят на одно и то же число.

Проще всего это прочувствовать на высокогорном аэродроме. Возьмем полосу на высоте 2 км в стандартной атмосфере, плотность воздуха там около 82 % от приземной. Самолет заходит на 130 узлах по прибору, а относительно воздуха летит примерно на 143, путевая в штиль у него тоже 143, и пробег выходит длиннее. Крыло ничего этого не замечает: напор тот же, и сваливается оно на той же цифре по прибору, что и в Сочи. Поэтому скорость захода у нас зависит от массы, конфигурации и ветра, а высота аэродрома в нее не входит.

Так что привычное «приборная скорость неправильная» я бы поправил. Для штурмана она неправильная, для крыла правильная, и пилоту в первую очередь нужно второе.

Тут я, правда, немного схитрил. Формулу «половина плотности на квадрат скорости» выводят для несжимаемой жидкости, а воздух на больших скоростях сжимается. Трубка меряет реальный перепад полного и статического давления, и с ростом числа Маха он растет быстрее квадрата скорости. Прикинем, насколько эти два числа разъезжаются.

На заходе, около M 0,2, разница порядка процента — ерунда. На крейсере перепад уже почти на пятую часть больше напора. Посчитаете скорость по такому перепаду несжимаемой формулой, ошибетесь примерно вдвое меньше, процентов на 8, но и это на эшелоне десятки узлов.

Строго говоря, крыло видит скоростной напор, а напор однозначно задает одна-единственная скорость, пересчитанная к плотности у земли без поправок на сжимаемость. В нормах ее зовут индикаторной. От цифры на шкале она немного отличается, насколько именно — посчитаем в следующем разделе.

Со сваливанием то же самое. Пункт 25.103 АП-25, норм летной годности транспортных самолетов, по которым у нас сертифицировали машины до 2023 года, начинается так:

«Нормируемая скорость сваливания VSR индикаторная земная скорость, назначенная Заявителем».

АП-25, п. 25.103(a).

Никакой «скорости сваливания вообще» в нормах нет. Есть скорость, которую получают в конкретном маневре. Двигатели на малом газе, центр тяжести в самом невыгодном положении, самолет сбалансирован на скорости от 1,13 до 1,3 VSR, тормозят его не быстрее узла в секунду, а саму скорость считают через коэффициент подъемной силы, в знаменателе которого снова сидит скоростной напор. Цифра из руководства верна вот для этих условий, а на эшелоне условия другие (индикаторную земную с индикаторной, кстати, легко перепутать).

С высотой минимальная скорость на шкале ползет вверх, и причин тут, по сути, две.

Первая в сжимаемости: при том же напоре на крыле прибор на эшелоне покажет чуть больше, чем у земли, на скоростях сваливания это несколько узлов. Вторая весомее и связана с числом Маха. Чем оно больше, тем раньше над передней частью крыла появляются местные скачки уплотнения, тонкие зоны, где поток резко тормозится и давление подпрыгивает. Поток за ними срывается при меньшем угле атаки, и максимальный угол, на котором крыло еще держит, падает. Минимальная скорость, соответственно, растет.

Пять скоростей, две из которых пилот обычно не видит

Почему на шкале 280, а не 263 и не 473, объясняет первая же строчка пункта о системе индикации скорости:

«(a) Каждый прибор, показывающий воздушную скорость, должен быть утвержденного типа и быть оттарирован для отображения истинной воздушной скорости полета (на уровне моря при стандартной атмосфере) с минимально возможной инструментальной ошибкой при воздействии соответствующего полного и статического давления».

Норма пишет, что истинную скорость прибор показывает ровно в одних условиях на планете: на уровне моря, при 760 миллиметрах ртутного столба и плюс 15. Шкалу размечают так, будто самолет всегда летит у моря в стандартный день. Поднялся выше, где воздух реже, и цифра разъезжается с настоящей скоростью. Причем разъезжается не как попало, а предсказуемо, так что ее всегда можно пересчитать. С этого пересчета и начинается вся цепочка поправок.

Начинается она с приборной скорости, сырого показания указателя. Убираем инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку (это ошибка из-за того, что приемники стоят не в идеальном месте) и получаем индикаторную земную. В пункте 25.1323(b) тарировкусистемы так и определяют, как зависимость между приборной и земной индикаторной. Снимаем с индикаторной земной приземное допущение о сжимаемости, выходит индикаторная, та самая, что задает напор на крыле. Подставляем вместо приземной плотности реальную, получаем истинную. Добавляем ветер, будет путевая.

С названиями тут легко запутаться, потому что русские и английские сдвинуты на одну клетку. Возьмем сам АП-25: где у американцев calibrated airspeed, у нас стоит «индикаторная земная». Скорости, которые в FAR-25 названы EAS, у нас так и записаны, «индикаторные скорости (EAS)». А IAS превращается в «приборную». Только имейте в виду, что я держусь словаря АП-25. В учебниках бывает по другому, там «индикаторной» зовут приборную без инструментальной и аэродинамической погрешностей, то есть ту же CAS. Так что если у вас в голове другая табличка, мысленно сдвиньте ее на одну клетку.

На основных экранах первые две ступени мы не видим вообще. Давление с приемников оцифровывают модули, вычислитель воздушных сигналов сам вносит поправки, и на шкалу выводится уже исправленная скорость, индикаторная земная. Сырую приборную на основные экраны не выводят (свое показание есть только у резервного прибора, он берет давление напрямую с резервной трубки и резервной статики), индикаторную не показывают нигде, а мы по привычке зовем цифру на шкале приборной. В документах Эйрбаса она, кстати, тоже идет как IAS, так что в разговоре это никому не мешает, хотя формально там другое число.

Посчитаем для стандартной атмосферы на эшелоне 350, это примерно 10,7 км. За бортом минус 54,3 °C, давление 23,8 кПа, плотность 31 % от приземной, скорость звука 576 узлов (узел — это морская миля в час, 1,852 км/ч). Широкофюзеляжный лайнер на M 0,82 идет относительно воздуха на 0,82 × 576 ≈ 473 узла, около 876 км/ч. Умножаем на корень из относительной плотности, √0,31 ≈ 0,557, и получаем индикаторную, около 263 узлов. Индикаторную земную находим из перепада давлений по приземной формуле, выходит 280. Разница между 263 и 280, те самые 17 узлов, и есть поправка на сжимаемость. А огромный разрыв между 280 и 473 набегает в основном из-за плотности.

У A320 поправка на сжимаемость около 14 узлов, у машины побыстрее 17, а истинная скорость в обоих случаях примерно на 70 % больше цифры на шкале.

Почему же на шкалу выводят индикаторную земную, если для крыла честнее индикаторная?

Потому что в индикаторной земной записаны ограничения. Нормируемая скорость сваливания, как мы уже видели, задана именно в ней. В тех же единицах в руководстве стоят максимальная эксплуатационная скорость, скорости выпуска механизации и скорости захода, так что цифру на шкале удобно сравнивать с цифрой из руководства напрямую, без пересчетов в голове. А на больших высотах, где расхождение растет, главным ограничением и так становится число Маха. Норма, кстати, отдельно требует, чтобы на подходе к сваливанию, от 1,23 VSR и до срабатывания сигнализации, цифра на указателе заметно шла вслед за индикаторной земной и в ту же сторону, а уже за сигнализацией хотя бы не поползла в обратную.

Сядьте в кабину A320, и почти вся цепочка окажется перед глазами разом, просто разложенная по разным экранам. На шкале основного пилотажного экрана, PFD, индикаторная земная, под шкалой число Маха, на навигационном экране рядом стоят путевая GS и истинная TAS, и там же ветер (на истинную смотрят больше из любопытства). Не хватает двух звеньев, приборной и индикаторной, на основные экраны их не выводят.

На фюзеляже нет ни одной честной точки

С аэродинамической поправкой все хуже, чем кажется. Самолет мнет воздух вокруг себя целиком: над крылом давление ниже атмосферного, под крылом выше, у носа поток сначала тормозится, потом разгоняется, а на больших скоростях добавляются скачки уплотнения. Точки на обшивке, где давление на всех режимах совпадало бы с давлением невозмущенной атмосферы, не найти: картина обтекания меняется вместе с режимом, и вслед за ней гуляет давление у каждого отверстия. Конструктор ищет место, где ошибка маленькая и, главное, предсказуемая.

Предсказуемой ей быть даже важнее, чем маленькой. Ошибка зависит от скорости, числа Маха, положения закрылков и предкрылков, угла атаки и скольжения, так что вместо одной поправки выходит целая таблица на все режимы. Ее снимают в летных испытаниях и зашивают в вычислитель.

Приемник статического давления должен стоять так, чтобы на работу системы:

«как можно меньшее влияние оказывали изменения воздушного потока».

АП-25, п. 25.1325(b).

Ноля норма не требует, ноль недостижим. Ей нужно другое, загнать ошибку в рамки и доказать это. Погрешность системы измерения скорости без учета погрешности самого указателя не должна превышать 3% или 9 км/ч, смотря что больше (у американцев в том же месте стоят 5 узлов), так что до 300 км/ч работают 9 км/ч, а выше проценты. По высоте погрешность статической системы у земли ограничена 9 метрами на каждые 185 км/ч скорости, на 460 км/ч это около 22 м.

Строже всего нормы на эшелоне. В нашем АП-25 для этого есть Дополнение 25F (не путать с Приложением F про горючесть материалов, такое есть и у американцев), и в приложении о бортовых средствах вертикального эшелонирования погрешность задана в метрах. Для полетов с интервалом 300 м суммарная погрешность измерения высоты, систематическая плюс три средних квадратических отклонения, ограничена 60 м, а в таблице рекомендуемых значений там же систематическая для типа погрешность статической системы не больше 25 м. У американцев близкие цифры, 80 и 200 футов, живут не в нормах летной годности, а в правилах полетов.

Прикинем, много ли это: 25 метров на эшелоне 350. Давление там падает примерно на 3,7 паскаля на каждый метр высоты, значит 25 метров это около 93 Па. Столько давит слой воды толщиной меньше сантиметра, меньше 0,4 % статического давления и меньше процента от перепада, который меряет трубка на крейсере. С такой точностью самолет обязан угадать давление вокруг себя, сидя внутри возмущения, которое сам же и создает.

Поэтому обшивку вокруг статических портов обслуживают как деликатную зону: волнистость листа, вмятина, краска не по спецификации, поврежденная заклепка и даже наклейка с логотипом рядом с портом числятся среди причин ошибки высоты, а после ремонта в этой зоне геометрию проверяют заново. Европейские правила для полетов с интервалом 300 м просят на предполетном осмотре смотреть на статические порты и обшивку рядом с ними. Вычислитель, конечно, вносит поправку, в англоязычной документации ее зовут SSEC, но рассчитана она на исправный гладкий фюзеляж и про вмятину от трапа ничего не знает.

Аэродинамическая поправка, кстати, касается прежде всего статики. Давление вокруг фюзеляжа в каждой точке свое, поэтому для статического отверстия место решает все. А трубке полного давления место почти безразлично. Воздух влетает в нее и упирается в глухой конец, и тормозится он одинаково, куда трубку ни поставь. Главное, чтобы вход смотрел прямо в поток и не сидел в тонком слое заторможенного воздуха у обшивки. Беда у трубки начинается, когда поток заходит наискосок, на больших углах атаки или в скольжении. Тогда воздух уже не бьет прямо в отверстие, часть его проскальзывает мимо и до конца в трубке не тормозится. Давление внутри выходит меньше настоящего, и скорость на шкале занижена.

Ошибку статики ловят по-разному, но всегда ищут эталонное давление, которому самолет не мешает. Самый зрелищный способ называется конусом на тросе. За хвостом выпускают длинный шланг с конусом на конце, конус держит блок статических отверстий ровно по потоку, и тот повисает в невозмущенном воздухе далеко за хвостом. Длину троса в NASA и DLR прикидывают примерно в два размаха крыла. Сейчас конусом, в частности, подтверждают точность высотомеров для полетов с сокращенным интервалом (те самые 300 м между эшелонами, в англоязычной документации RVSM).

Второй классический способ называется пролетом мимо вышки. Самолет на постоянной скорости идет низко вдоль полосы, с вышки засекают его геометрическую высоту, давление на этой высоте известно, и его сравнивают с тем, что намерила бортовая система. Бывает еще самолет-эталон с откалиброванной системой, который идет рядом крыло в крыло, радарное сопровождение и схемы на спутниковой навигации, где несколько прямых галсов разными курсами позволяют вычесть ветер.

Насколько ошибка серьезная, хорошо видно по опыту того же DLR. Датчик там вынесли на длинной штанге далеко вперед из носа исследовательского самолета ровно ради того, чтобы уйти от влияния фюзеляжа, и при проверке конусом он все равно показал заметные отклонения. Сам конус мерил давление с точностью около 0,1 гПа.

Раз одно отверстие всегда немного врет, их ставят несколько, только не совсем за тем, о чем думаешь первым делом.

Зачем два отверстия и при чем тут скотч

Статические отверстия на лайнерах обычно стоят парами, на левом и правом борту. Первая мысль при виде такой пары, конечно, про резерв: одно заклеится, второе выручит. Резерв из этого действительно получается, только побочный, а ставят пару ради скольжения и вообще любого перекоса потока.

В скольжении воздух набегает на фюзеляж под углом: на наветренном борту давление растет, на подветренном падает, и одно отверстие с одной стороны исказило бы и высоту, и скорость. Соединяем левое и правое в одну линию, воздух перетекает между ними, в линии устанавливается среднее давление, и ошибка от скольжения в первом приближении сокращается. Заклеите одно отверстие, линия продолжит жить на втором, только ошибка от скольжения вернется. Заклеите оба, и система ослепнет целиком.

На маленьких машинах запасной источник статики устроен по-простому: кран открывает статическую линию прямо внутрь кабины. Давление в кабине из-за обтекания чуть ниже наружного, поэтому с запасной статикой высотомер и указатель скорости немного завышают, и это известная поправка. На герметичном лайнере такой номер не пройдет: на эшелоне давление в салоне соответствует высоте до 2,4 км (выше нормы не пускают), примерно как на Роза Пике в Красной Поляне, а у композитных 787 и A350 салон держат пониже, около 1,8 км. Нормы эту разницу видят, поэтому для негерметичного фюзеляжа смягчено требование, чтобы включение одного источника статики отключало другой. Заодно статическую линию проверяют на герметичность, и в нормах она расписана в метрах за минуту, потому что течь внутри герметичного фюзеляжа подмешала бы к статике давление салона.

А если статику все-таки забило, врут сразу три прибора, они же питаются от одной линии. Высотомер замирает на той высоте, где линия закупорилась. Вариометр показывает ноль: он сравнивает давление в линии с давлением в своем корпусе, которое догоняет его через калиброванное отверстие, и без изменений в линии показывать ему нечего. А указатель скорости превращается в перевернутый высотомер, потому что запертое давление соответствует старой высоте: на снижении прибор завышает, в наборе занижает. Прикинем масштаб. Статика забилась на 3000 м, самолет снижается до 2000 м и держит реальные 250 узлов, а указатель к концу снижения показывает около 340.

Как это выглядит в жизни, показал рейс Aeroperu 603. В октябре 1996 года в Лиме Боинг 757 перед вылетом полировали, статические отверстия заклеили малярным скотчем и забыли снять: на поднятом из океана куске фюзеляжа все три отверстия левого борта так и остались заклеены. Скотч пропустили техники, пропустил его и командир на предполетном осмотре, и ночью над океаном экипаж остался с ложной высотой, ложной скоростью и противоречивой сигнализацией. Погибли 70 человек.

Термометр, который врет на 27 градусов

Напор хорошо описывает, сколько держит крыло, и молчит о том, насколько самолет близок к скорости звука. А на больших высотах предел сверху задает как раз число Маха. Околозвуковой режим кусается сразу с нескольких сторон, резко растет сопротивление, появляется тряска, центр давления на крыле уезжает назад, и машина начинает сама опускать нос.

Нормы и тут ставят задачу, а прибор оставляют на усмотрение конструктора. Пункт 25.1303 требует указатель числа Маха на приборной доске каждого пилота для самолетов с ограничениями по сжимаемости, если эти ограничения не показаны пилоту через систему индикации скорости. Там же записано, что если максимально допустимая скорость меняется с высотой, указатель должен это показывать, а сигнализатор на самолетах с газотурбинными двигателями обязан подать звуковой сигнал, когда скорость превысит максимальную эксплуатационную VMO на 11 км/ч или число Маха станет больше максимального эксплуатационного MMO плюс 0,01 (у американцев VMO плюс 6 узлов, те же 11 км/ч).

Считают число Маха из тех же двух давлений, и температура для этого, как ни странно, не нужна. Отношение перепада на трубке к статическому давлению зависит только от числа Маха, больше ни от чего. На эшелоне 350 при перепаде 13,2 кПа и статике 23,8 кПа отношение выходит 0,555, и формула дает ровно 0,82. Формула дозвуковая, выше единицы перед трубкой встает прямой скачок уплотнения и работает другое выражение, но лайнерам это не грозит. В наборе автоматика сначала держит заданную скорость в узлах, а на высоте, где она сравнивается с заданным числом Маха, переходит на Маха, и дальше выдерживают уже его: наверху оно ближе к ограничению, чем узлы.

А вот чтобы из числа Маха получить истинную скорость, без температуры уже никак, скорость звука зависит только от нее. У земли при плюс 15 это 661 узел, на эшелоне 350 при минус 54 уже 576. И тут всплывает та самая подстава из первого раздела:

Наружную температуру напрямую не померить.

Приемник температуры торможения, как и трубка, останавливает набегающий воздух, а остановленный воздух греется. Посчитаем для эшелона 350 и M 0,78: наружные 218,8 К умножаем на 1 + 0,2 × 0,78², то есть на 1,122, и получаем 245,4 К, или минус 27,7 °C. Почти на 27 градусов теплее, чем за бортом, и весь этот нагрев дает одно торможение потока. Реальный приемник забирает нагрев не целиком, а процентов на 98, поэтому покажет он около минус 28, а наружную температуру вычислитель пересчитывает обратно по числу Маха.

Нормы учитывают и это. Тот же пункт 25.1303 требует указатель температуры наружного воздуха, но тут же разрешает вместо него указатель, по которому ее можно вычислить. Показывать пилоту температуру торможения ок, если из нее выводится наружная.

На том же A320 все это горит в нижней строке нижнего экрана ECAM, одного из двух экранов на центральной панели, где живут двигатели и системы. Весь полет там стоят две температуры, TAT и SAT, торможения и наружная. Разница между ними и есть нагрев из расчета выше, на обычном крейсере это 25-27 градусов. Формулу можно проверить прямо в кресле, поделите TAT на SAT в кельвинах, получите примерно 1 + 0,2 M². А на земле обе цифры совпадают, скорости нет, и греться воздуху не от чего.

Угол гроба, в который лайнеры не летают

Теперь сложим две мысли. Нижняя граница скорости с высотой ползет вверх, это было во втором разделе. Верхняя у земли задается максимальной эксплуатационной скоростью по прибору, а выше определенной высоты ее подменяет ограничение по числу Маха. У A320 это 350 узлов и M 0,82, и если посчитать, где одно переходит в другое, выйдет примерно эшелон 245. Дальше постоянному числу Маха соответствует все меньшая индикаторная земная скорость: на эшелоне 300 это 312 узлов, на 350 уже около 280, на 390 около 255. Красная полоса сверху шкалы опускается навстречу нижним.

Где-то наверху границы сходятся, и эту точку называют углом гроба (по-английски coffin corner): быстрее нельзя из-за числа Маха, медленнее из-за сваливания, коридор схлопывается. Название мрачное, и легко вообразить, что лайнер на эшелоне идет прям лезвию ножа. В жизни все спокойнее, точка схождения обычно лежит выше максимальной высоты, на которую машину сертифицировали, а реальный потолок на каждый день задает то, что наступит раньше: сертифицированный предел, запас до начала тряски или тяга двигателей.

Запас этот в нашей редакции норм прописан в пункте 25.251, он требует определить границы начала бафтинга, как в нормах называют тряску от срыва потока, а в самом конце стоит пункт со звездочкой:

«приращение перегрузки при выходе на границу бафтинга ... не должно быть менее 0,3».

АП-25, п. 25.251(a*).

Звездочкой в АП-25 помечены пункты, добавленные к американскому FAR-25: в оригинале этой строчки нет. Требование действует на крейсере, в наборе и на снижении по маршруту, а считать запас нужно до границы бафтинга или до угла атаки срабатывания сигнализации, смотря что наступит раньше. Запас 0,3 означает, что самолет на эшелоне должен без тряски выдержать перегрузку 1,3. В пересчете на маневр это разворот с креном около 40 градусов, в пересчете на погоду хороший вертикальный порыв. Для сравнения, обычный разворот с креном 25 градусов дает около 1,1 и съедает примерно треть запаса.

На A320 этот запас живет на странице PROG многофункционального пульта MCDU, где рядом с оптимальным эшелоном стоит REC MAX, рекомендуемый максимальный. Эйрбас считает его как самую низкую из трех границ: по тяге (самолет должен еще набирать на режиме набора и держать высоту на максимальном крейсерском), по тряске (до нее должен оставаться запас 0,3 g) и по сертифицированному потолку. Забавно, что, по словам самого Эйрбаса, на его машинах REC MAX упирается в тягу или в сертифицированный потолок, а не в тряску. На тяжелой машине в жару этот эшелон заметно ниже потолка, который разрешает сертификат.

Только все это держится ровно до тех пор, пока трубки и отверстия чистые.

Когда трубка превращается в высотомер

Засориться может вход трубки, ее дренажное отверстие, статическая линия или все сразу, и у каждого варианта свой почерк на приборах.

Опаснее всего второй вариант. Самолет отрывается на 150 узлах, вход и дренаж трубки уже забиты, в линии заперто полное давление, которое соответствует этой скорости у земли. Экипаж держит реальные 150 и набирает высоту. Статическое давление падает, перепад между запертым полным и текущим статическим растет, и через 500 м указатель покажет около 240 узлов, через километр около 300, через полтора около 345. Самолет никуда не разгонялся, разгонялась только эта цифра.

А теперь вспомним, как автоматика ведет машину в наборе. В режиме, где скорость выдерживается тангажом, растущая скорость означает для автопилота одно: нос надо поднять. Нос поднимается, вертикальная растет, статическое давление падает быстрее, ложная скорость растет еще сильнее, и автопилот задирает нос еще выше. Реальная скорость тем временем уходит вниз. Получается положительная обратная связь, в которой исправная автоматика по неисправному прибору честно тянет самолет к сваливанию, а экипаж получает вперемешку сигнализацию превышения скорости и тряску штурвала.

Похожая цепочка, по версии расследования, сложилась 6 февраля 1996 года у Боинга 757 компании Birgenair после взлета из Пуэрто-Платы, погибли 189 человек. Перед этим машина около 20 дней не летала, чехлы на трубки, по оценке следователей, не надели ни до, ни после прогонки двигателей, а проверку системы полного и статического давления, которую после такой стоянки рекомендует руководство производителя, пропустили. Забита была одна трубка из трех, командирская. Обломки со дна не поднимали, кроме самописцев, так что точную причину засора не установили. Вероятным источником засора в отчете названы «грязь или мусор от мелкого насекомого», а FAA писали про осу-пелопея, которая лепит из грязи цилиндрические ячейки в любых подходящих отверстиях.

Неработающий указатель командир заметил еще на разбеге, и расследование указало, что взлет по процедурам нужно было прекращать. Ради таких случаев в стандартных процедурах на разбеге стоит сверка скоростей по обоим бортам на заданной отметке, а на стоянке на трубки надевают чехлы с красными лентами.

Против льда трубки греют, и грелку испытывают с подвохом. Американский стандарт, к примеру, требует испытаний в условиях максимального кратковременного обледенения из Приложения C: капли диаметром 20 микрон и водность 2,2 г/м³ при минус 10, 1,7 г/м³ при минус 20 и 1,0 г/м³ при минус 30, причем каждый раз с припиской «или холоднее». Все это проводят при напряжении на 10 % ниже номинального. Грелку нарочно ослабляют и требуют, чтобы она все равно справилась (в полете напряжение бортовой сети не обязано быть идеальным). Сейчас действует уже следующая редакция, и она охватывает в том числе ледяные кристаллы.

Чтобы экипаж узнал об отказе грелки, пункт 25.1326 требует желтый световой сигнал в двух случаях: когда обогрев выключен и когда система «включена, но один из элементов системы обогрева не действует». Второй случай интереснее первого, выключатель в кабине стоит во включенном положении, экипаж уверен, что все греется, а один нагревательный элемент сгорел. И даже такая защита не всевидящая, часть отказов нагревательного элемента бортовой контроль по малому току не замечал.

Три канала

Против одиночного отказа авиация давно придумала решение, и в нашем Дополнении 25F оно записано так: на самолете должно стоять «не менее 3 независимых друг от друга систем восприятия как полного, так и статического давления», причем независимых целиком, с приемниками, трубопроводами и отстойниками. Отстойники тут из-за того, что в нижних точках линий собирается вода, и соседний пункт о статической системе требует влагу удалять, а трубопроводы беречь от перетирания и пережатия на изгибах.

Там же первому пилоту положена возможность переключить индикацию высоты, скорости и вертикальной скорости на другую систему, а показывать обоим пилотам эти параметры от одной и той же системы отдельно запрещено. Иначе второму пилоту было бы не с чем сравнить свои цифры.

На A320 три приемника полного давления, шесть статических, три датчика угла атаки и два приемника температуры торможения. Давление оцифровывают восемь модулей, дальше по проводам бегут уже числа, а считают по ним три блока ADIRU, у каждого внутри инерциальная система и вычислитель воздушных сигналов, ADR. Сравнивают эти три результата и решают, кому верить, уже потребители: вычислители управления и автоматики. Источник для приборов можно перекинуть и рукой: на переключательной панели центрального пульта стоит галетник AIR DATA с положениями NORM, CAPT 3 и F/O 3. В нормальном первый канал питает приборы командира, второй приборы второго пилота, а в крайних третий подменяет первый или второй.

Вычислители сравнивают три канала, находят тот, что отличается от двух других, отбрасывают его и работают по двум согласным, причем решение принимают с выдержкой по времени, чтобы система не дергалась от каждого всплеска в болтанке. Хуже всего, когда ошибаются два канала из трех и ошибаются одинаково: тогда голосование может выброситть единственный исправный.

Тройное дублирование держит отказ одного канала и не держит общую причину на все три. Про общие причины нормы, кстати, думали: пункт 25.1323 требует разносить дублированные приемники воздушного давления так, чтобы одна птица не повредила оба. А облако с ледяными кристаллами накрывает все три приемника разом, потому что торчат они из одного носа.

Теперь вернемся к Jetstar из начала статьи. Облако с ледяными кристаллами накрыло все три трубки разом, и скорость на экранах на 17 секунд превратилась в кашу. Голосовать было не из чего, врали все трое. За 17 секунд лайнер на эшелоне пролетает около 4 км, и этих четырех километров облака хватило, чтобы рейс на Сингапур закончился в Дарвине.

Случай расследовало австралийское бюро ATSB. В отчете написано, что в таких условиях три независимые системы могут пострадать одновременно. Там же перечислено, что 787 потерял, когда ушел в упрощенный режим: автопилот, защиты от выхода за ограничения, подавление порывов и еще несколько функций.

Интереснее другое: как самолет вообще понял, что ему врут. Вычислитель параллельно считает скорость по углу атаки и инерциальной системе, без всяких трубок (в отчете ее так и зовут, синтетической). Когда она сильно расходится с той, что на экранах, экипаж получает AIRSPEED UNRELIABLE, то самое сообщение, что выскочило у Jetstar. Этот канал работает как детектор вранья.

А упрощенный режим (у Боинга он зовется secondary mode) был еще до Jetstar. В марте 2014 года на другом 787, который летел в японский Комацу, ему хватило, чтобы скорость провалилась ниже 30 узлов всего на четверть секунды. Там экипаж через четыре минуты по процедуре перещелкнул выключатель вычислителей управления и вернул нормальный режим. После Jetstar Боинг переписал программу, и теперь для такого перехода скорость должна пропадать дольше.

Что делать, когда врут все три

Самое неприятное в недостоверной скорости то, что вычислители узнают о ней не всегда первыми: если все каналы ошиблись одинаково, голосовать не с чем. Поэтому первым делом у нас физика, а не приборы. Если неверная скорость угрожает безопасности полета, тангаж и режим двигателей выставляют по памяти, и эта пара цифр с запасом держит самолет в безопасном диапазоне, пока голова разбирается, какой канал врет. У A320 у земли, ниже высоты уменьшения тяги, это 15 градусов и взлетный режим, а когда первая суматоха позади, экипаж переходит на таблицы тангажа и тяги из справочника под текущую массу и высоту.

Если врущий канал вычислили, выключают его одного. Если ни одному каналу верить нельзя, на машинах с резервной шкалой выше эшелона 250 два из трех выключают, а один оставляют включенным, чтобы шкала не вылезла раньше времени, и летят по таблицам. А ниже 250 выключают все три. Шкала скорости тогда исчезает, а на ее месте появляется BUSS (Backup Speed Scale): цветные зоны, построенные по углу атаки, с зеленой посередине и красными у краев. В руководстве так и написано: выключить все ADR и лететь по зеленой зоне. А на шкале высоты вместо барометрической появляется спутниковая. При этом на свежих стандартах A320 процедуру переделали, там есть контроль, который сам помечает подозрительный канал.

Работает это потому, что угол атаки не берут из трубок и статики. Датчик меряет направление потока флюгером, который встает по потоку, а запас до сваливания угол атаки показывает прямее любой скорости. Неуязвимым датчик это не делает: EASA выпускало директиву про случай, когда льдом прихватывает сразу два датчика угла атаки и BUSS начинает врать, поэтому в процедуре есть оговорка, что если шкала не реагирует на ручку, про нее забывают и летят по тангажу и тяге. Пользоваться шкалой можно только ниже эшелона 250, выше ее отключают. Почему порог именно такой, в процедуре не объясняют. Моя догадка: выше заметно влияет число Маха, критический угол атаки там уже другой, и зоны, построенные по одному углу, становятся менее надежны.

Появилась шкала за три года до Air France 447. Эйрбас объявил ее в марте 2006 года для новых A330 и A340, штатно для A380 и A350 и как доработку для летающего парка. Повод назвал тогдашний вице-президент компании по подготовке и летной эксплуатации: на A330 и A340 уже бывали случаи, когда загрязненные каналы воздушных сигналов давали неверную скорость, а система не могла вычислить виноватого.

На A320 с этой модификацией три кнопки ADR на верхней панели уходят в OFF, привычная шкала с цифрами пропадает, вместо нее появляется цветная, а высота по давлению сменяется высотой по спутнику. Потом Эйрбас выпустил обратимую версию BUSS, а позже цифровую резервную скорость, с которой можно держать конкретную цифру, а не держаться где-то внутри зеленой полосы.

Главным аргументом в споре об угле атаки стал рейс Air France 447. 1 июня 2009 года приемники воздушного давления A330 на эшелоне, по всей видимости, забило ледяными кристаллами, автопилот отключился, управление перешло в альтернативный закон, экипаж так и не распознал сваливание, и самолет падал с 38 000 футов около трех с половиной минут. Погибли 228 человек. Еще в промежуточном отчете летом 2011 года французское бюро расследований BEA рекомендовало EASA и FAA оценить, не сделать ли обязательным «указатель угла атаки, напрямую доступный пилотам», а в финальном отчете 2012 года повторило эту рекомендацию.

Тут обычно спрашивают, зачем все эти мучения с трубками и шкалами, если спутник знает скорость так точно. Спутник знает путевую скорость, а она отличается от истинной на ветер, который на эшелоне легко бывает под сотню узлов и больше: при встречном ветре 100 узлов лайнер с истинной 473 идет над землей на 373, и крылу от этого ни горячо ни холодно. Истинная, в свою очередь, отличается от индикаторной на плотность. Чтобы из путевой получить скорость для крыла, нужно знать ветер и плотность, те величины, ради которых трубка и стоит на носу (замкнутый круг, короче). Вдобавок спутниковый сигнал пропадает и глушится, а инерциальная система без внешних поправок со временем набирает ошибку.

Угол атаки, которого нет на приборах

Датчики угла атаки стоят на каждом современном лайнере, на A320 их три, на 737 два, и по ним работают сигнализация сваливания и защиты. А вот сам угол атаки на основной пилотажный экран гражданской машины традиционно не выводят. На военных указатель давно привычен, палубную авиацию, например, заводят на посадку по углу атаки, а на части гражданских его предлагают как опцию.

Обеим сторонам есть что сказать. Противники говорят о лишнем приборе на и без того плотном экране и о том, что пилота всю карьеру учат работать по скорости. Добавляют, что критический угол атаки зависит от механизации и числа Маха, так что одной красной черты на все режимы не выйдет, а неверно понятый прибор в стрессе может навредить. Сторонники отвечают, что угол атаки остается единственной величиной, которая прямо говорит, сколько осталось до сваливания, и давление ему для этого не нужно. Список зависимостей у двух величин и правда разный: критический угол зависит от механизации, числа Маха, близости земли и загрязнения крыла, а у скорости сваливания к тому же списку добавляются перегрузка, масса и центровка. Только независимый не значит неуязвимый, бывали случаи, когда ледяные кристаллы налипали и на датчики угла атаки. Кто прав, судить не возьмусь.

Насколько опция остается опцией, хорошо видно по 737 MAX. Весной 2019 года Боинг признал, что сигнализация расхождения датчиков угла атаки, задуманная как стандартная, на части самолетов не работала: ее привязали к указателю угла атаки, а указатель был опцией. После доработки сигнализацию сделали стандартной для всех, а указатель так и остался опцией, только, по словам представителя Боинга, теперь бесплатной.

Тут пора вернуться к поправке 25-140. Она ввела в американские нормы отдельный пункт 25.1324 с многообещающим названием «Система угла атаки», и выглядит это как прямой ответ на рекомендацию BEA. Текст такой:

«Каждый датчик системы угла атаки должен обогреваться или иметь эквивалентные средства, предотвращающие неправильную работу».

14 CFR 25.1324.

Дальше перечислены условия: сильный ливень, смешанные облака и ледяные кристаллы, обледенение по Приложениям C и O. Про то, чтобы показывать угол атаки пилоту, в пункте нет ни слова. Он требует, чтобы датчик не мерз, и пришел в пакете требований про крупные переохлажденные капли и кристаллы. Проект этого пакета FAA опубликовало в июне 2010-го, за два года до финального отчета BEA, а готовить его начали еще в конце девяностых, после катастрофы ATR 72 под Роузлауном. Рекомендация об индикации, насколько я смог найти, обязательным требованием так и не стала, и указатель в кабине гражданского лайнера по-прежнему опция.

Лазер вместо трубки

Если дублировать нужно сам физический принцип, следующий шаг напрашивается сам собой: измерить скорость вообще без давления. Лидар выпускает лучи через окно в обшивке и ловит свет, отраженный частицами и молекулами воздуха на некотором расстоянии от самолета. Скорость потока считают по доплеровскому сдвигу, а если лучей три, получается полный вектор скорости и заодно углы потока. Область замера выносят за пределы воздуха, который мнет фюзеляж, поэтому аэродинамической поправки у такой системы почти нет, а обмерзать в ней, кроме окна, нечему.

И такие системы уже летали. В европейских проектах NESLIE и DANIELA лидар весной 2009 и 2011 года испытывали на исследовательском Cessna Citation II нидерландского центра NLR, в полярных, умеренных и тропических широтах. Набралось 46 полетов и больше 100 летных часов. Вывод у отчета: препятствий для дальнейшей разработки не нашли, а отказывает такая система по другим причинам, чем трубки.

Главная проблема в том, от чего отражаться. С высотой всего в целом становится меньше, и на крейсерских эшелонах от частиц часто почти ничего не возвращается, остается рассеяние на молекулах воздуха. Системы, которые умеют работать по молекулам, существуют, но они сложнее.

Есть и концепции, где лидар кроме скорости меряет температуру и плотность, закрывая те неизвестные, из-за которых трубке нужны соседние датчики. Серийного гражданского лайнера, где лидар служил бы основным источником скорости, я так и не нашел, и если кто-то знает такую установку, поправьте. Подают лидары как независимый канал, который не ломается от того же, от чего ломаются трубки, и заменять трубки никто не торопится. Логика та же, что у шкалы по углу атаки и синтетической скорости на 787, второй прибор нужен такой, который ошибается по другим причинам.

300 лет на носу

Помните, с чего все началось: Сена, деревянная рейка и француз, которому было интересно, как на самом деле течет река. Почти триста лет спустя та же идея едет на носу каждого лайнера, и сместить ее оттуда так никто и не смог. Трубка врет на эшелоне на 70 %, боится льда и ос (!), требует поправок, которые ловят конусом на тросе. Только врет она понятно, по формулам, которые известны заранее, и меряет ровно то, что чувствует крыло. Спутник с инерциалкой меряют что-то соседнее, и до нужной крылу цифры из них еще надо досчитаться.

Трубке при этом никто особ и не верит. Ее калибруют, сверяют с соседней, страхуют углом атаки и синтетической скоростью, а на случай, когда врут все три, есть тангаж и режим по памяти.

Так что, когда в следующий раз пойдете к самолету по перрону или будете ждать посадки у окна гейта, гляньте ему на нос. Под окнами кабины торчат небольшие изогнутые штыри, чуть дальше на борту видны гладкие пластинки с дырочками. С них начинается скорость на шкале, высота на высотомере и добрая часть автоматики, которая везет вас в отпуск. Можно им даже мысленно кивнуть, они стараются.

Тема получилась огромная. Про нормы оговорка: все, что я цитирую, взято из АП-25, третьего издания 2009 года. По этим нормам у нас сертифицировали машины до 2023 года, а с 1 января 2023-го новые типы проверяют уже по НЛГ 25 Росавиации. Большая часть цитат там осталась почти слово в слово. Но кое-что переписали под европейские нормы. Например, в требовании к сигнализации обогрева трубок желтой лампочки уже нет, вместо нее общая ссылка на предупреждающую сигнализацию.

Где-то я наверняка ошибся или упростил сильнее, чем стоило, так что если заметили, поправьте, буду очень рад.

Спасибо, что дочитали. Мягких посадок и приборов, которые врут понятно.