Volo Dubai-Rostov FZ981 (B738) precipita (Thread Tecnico)

[FAS]

abbastanza costante.

[Marco92]

Sull'altro forum parlano di dual input. So che è possibile anche sui Boeing (vedi Egypt Air) dopo aver esercitato una forza X o maggiore che comporti il distaccamento meccanico delle barre di comando.

Mi riferisco ai control columns. Abbiate pazienza, ma non so che termini usare in italiano...

Tra le due barre c'è un sistema di "disaccoppiamento" a molle che si attiva se vengono applicati più di 13 kg di differenza.

breakout.png

Quindi un dual input accidentale credo sia abbastanza improbabile su un 73. Forse una volta resosi conto della situazione il PNF é intervenuto sui comandi contrastando quelli del PF.
Comunque stiamo facendo speculazioni un po' fantasiose dal momento che tutto ciò non é confermato.

Non essendo abilitato sulla macchina in questione vorrei chiedere una cosa: cosa succede se il "disaccoppiamento" avviene?
È ancora possibile controllare l'aereo? Perché stando a quel diagramma sembra impossibile.

[termicando]

Sull'altro forum parlano di dual input. So che è possibile anche sui Boeing (vedi Egypt Air) dopo aver esercitato una forza X o maggiore che comporti il distaccamento meccanico delle barre di comando.

Mi riferisco ai control columns. Abbiate pazienza, ma non so che termini usare in italiano...

Tra le due barre c'è un sistema di "disaccoppiamento" a molle che si attiva se vengono applicati più di 13 kg di differenza.

breakout.png

Quindi un dual input accidentale credo sia abbastanza improbabile su un 73. Forse una volta resosi conto della situazione il PNF é intervenuto sui comandi contrastando quelli del PF.
Comunque stiamo facendo speculazioni un po' fantasiose dal momento che tutto ciò non é confermato.

Non essendo abilitato sulla macchina in questione vorrei chiedere una cosa: cosa succede se il "disaccoppiamento" avviene?
È ancora possibile controllare l'aereo? Perché stando a quel diagramma sembra impossibile.

Essendo anche io un profano cerco di risponderti ma aspetta il parere di qualcuno qualificato per trarre le giuste conclusioni. L'immagine che ho allegato credo sia un'illustrazione generica del sistema è non quella specifica di un 737 quindi anche quella é da prendere con le pinze. Da quello che mi é parso di capire dai manuali, quello che succede quando vengono dati input diversi per l'equilibratore é che si verifichi uno splittaggio (non ho idea di come renderlo in italiano, credo che asimmetria possa andare) delle superfici di controllo. In sostanza il comando del CPT controlla l'equilibratore di sinistra, quello del F/O quello di destra. Ovviamente in condizioni di normalità, essendo tutti collegati operano insieme. L'asimmetria credo sia possibile solo fino ad un certo angolo tra i due elevatori dopodiché si muovono insieme, pur mantenendo l'asimmetria, nella direzione verso la quale é applicata la maggiore forza sui comandi.
Sul comportamento dell'aereo in tali condizioni non ho idea di cosa possa verificarsi dal momento che questo sistema é stato concepito per far fronte a possibili problemi di inceppamento dei comandi dall'una o dall'altra parte...penso che l'aereo segua chi tiri o spinga di più.
Spero di non aver scritto idiozie.

[AirGek]

Sta cosa dell'override come la dite voi non la so e non ho trovato nulla manco nei nostri manuali.

Cioè sì sono a conoscenza della funzione ma è disegnata per sbloccare un controllo di volo che non è bloccato di per sé ma lo è inquanto collegato fisicamente a quello che effettivamente è bloccato e quindi controllare il velivolo muovendo i comandi di un solo lato. Detto ciò dual input e menate varie ricadono al difuori di ciò per cui è stata implementata questa caratteristica.

Giusto per curiosità riporto i numeri che ho sul manuale, non so se siano veritieri o meno. Forza necessaria a muovere i controlli normalmente 4kg, forza necessaria a attivare la funzione di override 23kg, forza necessaria a muovere il comando dopo l'override, 4+23=27kg.

Bello sforzo...

[Lampo 13]

Sta cosa dell'override come la dite voi non la so e non ho trovato nulla manco nei nostri manuali.

Cioè sì sono a conoscenza della funzione ma è disegnata per sbloccare un controllo di volo che non è bloccato di per sé ma lo è inquanto collegato fisicamente a quello che effettivamente è bloccato e quindi controllare il velivolo muovendo i comandi di un solo lato. Detto ciò dual input e menate varie ricadono al difuori di ciò per cui è stata implementata questa caratteristica.

Io direi però che la critica alla non visibilità dei movimenti del JS del PF da parte del PM non sia dovuta alla necessità di "lottare" per chi ha i comandi... mai successa una cosa del genere in 27 anni, ma solo per avere una "conferma" anche visiva di cosa sta facendo il PF. Io non amo per questo motivo anche le manette ferme.
Durante una riattaccata, per esempio, sentire sotto la mano destra il movimento in avanti delle manette non mi garantisce che sto ottenendo la spinta voluta ma è una indicazione che, per esempio, l'A/T sta funzionando.
Poi, ovviamente, il PM mi chiamerà il raggiungimento della spinta di GA, fisicamente sentirò l'accelerazione, un occhio ad N1, N2 e EGT ci va sempre... insomma, il movimento è un altro segnale che le cose stanno andando nella direzione voluta. Probabilmente chi è "nato" con le manette ferme non sente questa cosa come utile, io si.
Oddio, ora sento come utile solo che il caffè a bordo sia bevibile!

[AirGek]

Scusami ma mi sfugge il collegamento con ciò che hai quotato...

Non è che volevi postare questo nel thread riguardante l'ergonomia?

[Lampo 13]

Scusami ma mi sfugge il collegamento con ciò che hai quotato...

Non è che volevi postare questo nel thread riguardante l'ergonomia?

Si, in parte hai ragione, ma si continua a parlare di comandi "splittati" etc. Io non ho mai sentito che ci sia stata una disconnessione delle barre; magari sarà successo, ma non ne ho mai sentito parlare.

[AirGek]

E' una funzione in caso uno dei due comandi si blocchi, quindi anomala.

Come recita l'FCTM "although rare, jamming of the flight control system has occurred on commercial airplane"

[Lampo 13]

E' una funzione in caso uno dei due comandi si blocchi, quindi anomala.

Come recita l'FCTM "although rare, jamming of the flight control system has occurred on commercial airplane"

Appunto, non ci vedo un ragionevole collegamento con l'incidente.

[termicando]

E' una funzione in caso uno dei due comandi si blocchi, quindi anomala.

Come recita l'FCTM "although rare, jamming of the flight control system has occurred on commercial airplane"

Appunto, non ci vedo un ragionevole collegamento con l'incidente.

Da quel che dice il NTSB sull' Egyptair 990 é successo...
Ma anche a me pare strano che sia successa una cosa del genere in questo caso. Però a livello teorico tutto é possibile.

[Marco92]

E' una funzione in caso uno dei due comandi si blocchi, quindi anomala.

Come recita l'FCTM "although rare, jamming of the flight control system has occurred on commercial airplane"

Ultima domanda poi giuro che non scasso più

La procedura per tale evenienza qual è? Quindi è possibile controllare tutte le superfici di controllo anche con un solo comando nonostante il maggiore sforzo richiesto?

[AirGek]

La funzione è disponibile separatamente sia per la control wheel (il volantino quindi il controllo del rollio) sia per la control column (la barra quindi il controllo del beccheggio).

Ciò significa che si può bloccare il controllo degli alettoni ma può funzionare quello del beccheggio o viceversa, magari perché un corpo estraneo impedisce il movimento di uno piuttosto che dell'altro comando, il tutto sullo stesso lato (cpt o fo).

Lo sforzo va applicato dal lato del comando non bloccato al fine di separarlo da quello bloccato e poter controllare il velivolo (con tutte le conseguenze del caso, ovvero maggior forza richiesta, ritardo nelle reazioni ad esempio).

Sì è possibile.

[michele97]

"The stabilizer is held in position by a dual brake system. Either stabilizer brake can maintain the position set by the trim system. In the event of a dual brake failure, and without pilot response, airloads can drive the stabilizer to its mechanical stops. Main electric trim can resist this motion, but control column opposition will make the condition worse."

Una situazione del genere secondo voi poi essere una possibile causa dell'incidente?

[sigmet]

L
Ciò significa che si può bloccare il controllo degli alettoni ma può funzionare quello del beccheggio o viceversa, magari perché un corpo estraneo impedisce il movimento di uno piuttosto che dell'altro comando, il tutto sullo stesso lato (cpt o fo).

Se si blocca il pitch (o il roll) come fai a sapere quale delle 2 colonne e' bloccata?

[JT8D]

Aggiornamento: "On Mar 29th 2016 the MAK condemned all "leaked" information reported by Russian media as false and stated, that no information whatsoever has been leaked from the investigation. About one hour of CVR has been transcribed so far including the crew communication in the final stages of the flight. Mechanical reconstruction as well as preliminary analysis of the flight data recorder so far do not suggest any malfunction of the engines of the aircraft and no failures of aircraft systems or components, the aircraft had all necessary documentation and certificates of airworthiness, passed all required maintenance and was airworthy at the time of departure. The MAK is now undertaking mathematical modelling of the aircraft's flight trajectory in combination with the sounds available on the CVR. The identification of wreckage pieces and mechanical reconstruction of the aircraft continues".

(http://avherald.com/h?article=495997e2&opt=0)

Paolo

[AirGek]

L
Ciò significa che si può bloccare il controllo degli alettoni ma può funzionare quello del beccheggio o viceversa, magari perché un corpo estraneo impedisce il movimento di uno piuttosto che dell'altro comando, il tutto sullo stesso lato (cpt o fo).

Se si blocca il pitch (o il roll) come fai a sapere quale delle 2 colonne e' bloccata?

Il manuale recita "To identifiy the non-jammed flight control apply force to each flight control individually. The flight control that results in the greatest airplane control is the non-jammed control."

[sigmet]

[

Il manuale recita "To identifiy the non-jammed flight control apply force to each flight control individually. The flight control that results in the greatest airplane control is the non-jammed control."

C'hai messo troppo a rispondere...

[Lampo 13]

L
Ciò significa che si può bloccare il controllo degli alettoni ma può funzionare quello del beccheggio o viceversa, magari perché un corpo estraneo impedisce il movimento di uno piuttosto che dell'altro comando, il tutto sullo stesso lato (cpt o fo).

Se si blocca il pitch (o il roll) come fai a sapere quale delle 2 colonne e' bloccata?

Il manuale recita "To identifiy the non-jammed flight control apply force to each flight control individually. The flight control that results in the greatest airplane control is the non-jammed control."

Bellissima! Scaccolati una narice, se non trovi nulla la narice "incaccolata" è l'altra!

[AirGek]

[

Il manuale recita "To identifiy the non-jammed flight control apply force to each flight control individually. The flight control that results in the greatest airplane control is the non-jammed control."

C'hai messo troppo a rispondere...

Portavo a spasso il cane, davvero.

[sigmet]

Portavo a spasso il cane, davvero.

Insomma,stavi pisciando il cane ...

[sigmet]

Per chiarire quali siano i parametri registrati dal FDR:
§ 135.152 Flight data recorders.
(a) Except as provided in paragraph (k) of this section, no person may operate under this part a multi-engine, turbine-engine powered airplane or rotorcraft having a passenger seating configuration, excluding any required crewmember seat, of 10 to 19 seats, that was either brought onto the U.S. register after, or was registered outsidethe United States and added to the operator's U.S. operations specifications after, October 11, 1991, unless it is equipped with one or more approved flight recorders that use a digital method of recording and storing data and a method of readily retrieving that data from the storage medium. The parameters specified in either Appendix B or C of this part, as applicable must be recorded within the range, accuracy, resolution, and recording intervals as specified. The recorder shall retain no less than 25 hours of aircraft operation.
(b) After October 11, 1991, no person may operate a multiengine, turbine-powered airplane having a passenger seating configuration of 20 to 30 seats or a multiengine, turbine-powered rotorcraft having a passenger seating configuration of 20 or more seats unless it is equipped with one or more approved flight recorders that utilize a digital method of recording and storing data, and a method of readily retrieving that data from the storage medium. The parameters in appendix D or E of this part, as applicable, that are set forth below, must be recorded within the ranges, accuracies, resolutions, and sampling intervals as specified.
(1) Except as provided in paragraph (b)(3) of this section for aircraft type certificated before October 1, 1969, the following parameters must be recorded:
(i) Time;
(ii) Altitude;
(iii) Airspeed;
(iv) Vertical acceleration;
(v) Heading;
(vi) Time of each radio transmission to or from air traffic control;
(vii) Pitch attitude;
(viii) Roll attitude;
(ix) Longitudinal acceleration;
(x) Control column or pitch control surface position; and
(xi) Thrust of each engine.
(2) Except as provided in paragraph (b)(3) of this section for aircraft type certificated after September 30, 1969, the following parameters must be recorded:
(i) Time;
(ii) Altitude;
(iii) Airspeed;
(iv) Vertical acceleration;
(v) Heading;
(vi) Time of each radio transmission either to or from air traffic control;
(vii) Pitch attitude;
(viii) Roll attitude;
(ix) Longitudinal acceleration;
(x) Pitch trim position;
(xi) Control column or pitch control surface position;
(xii) Control wheel or lateral control surface position;
(xiii) Rudder pedal or yaw control surface position;
(xiv) Thrust of each engine;
(xv) Position of each thrust reverser;
(xvi) Trailing edge flap or cockpit flap control position; and
(xvii) Leading edge flap or cockpit flap control position.
(3) For aircraft manufactured after October 11, 1991, all of the parameters listed in appendix D or E of this part, as applicable, must be recorded.
(c) Whenever a flight recorder required by this section is installed, it must be operated continuously from the instant the airplane begins the takeoff roll or the rotorcraft begins the lift-off until the airplane has completed the landing roll or the rotorcraft has landed at its destination.
(d) Except as provided in paragraph (c) of this section, and except for recorded data erased as authorized in this paragraph, each certificate holder shall keep the recorded data prescribed in paragraph (a) of this section until the aircraft has been operating for at least 25 hours of the operating time specified in paragraph (c) of this section. In addition, each certificate holder shall keep the recorded data prescribed in paragraph (b) of this section for an airplane until the airplane has been operating for at least 25 hours, and for a rotorcraft until the rotorcraft has been operating for at least 10 hours, of the operating time specified in paragraph (c) of this section. A total of 1 hour of recorded data may be erased for the purpose of testing the flight recorder or the flight recorder system. Any erasure made in accordance with this paragraph must be of the oldest recorded data accumulated at the time of testing. Except as provided in paragraph (c) of this section, no record need be kept more than 60 days.
(e) In the event of an accident or occurrence that requires the immediate notification of the National Transportation Safety Board under49 CFR part 830 of its regulations and that results in termination of the flight, the certificate holder shall remove the recording media from the aircraft and keep the recorded data required by paragraphs (a) and (b) of this section for at least 60 days or for a longer period upon request of the Board or the Administrator.
(f)
(1) For airplanes manufactured on or before August 18, 2000, and all other aircraft, each flight recorder required by this section must be installed in accordance with the requirements of§ 23.1459 (except paragraphs (a)(3)(ii) and (6)), § 25.1459 (except paragraphs (a)(3)(ii) and (7)), § 27.1459 (except paragraphs (a)(3)(ii) and (6)), or § 29.1459 (except paragraphs (a)(3)(ii) and (6)), as appropriate, of this chapter. The correlation required by paragraph (c) of §§ 23.1459, 25.1459, 27.1459, or 29.1459 of this chapter, as appropriate, need be established only on one aircraft of a group of aircraft:
(i) That are of the same type;
(ii) On which the flight recorder models and their installations are the same; and
(iii) On which there are no differences in the type designs with respect to the installation of the first pilot's instruments associated with the flight recorder. The most recent instrument calibration, including the recording medium from which this calibration is derived, and the recorder correlation must be retained by the certificate holder.
(2) For airplanes manufactured after August 18, 2000, each flight data recorder system required by this section must be installed in accordance with the requirements of§ 23.1459(a) (except paragraphs (a)(3)(ii) and (6)), (b), (d) and (e), or § 25.1459(a) (except paragraphs (a)(3)(ii) and (7)), (b), (d) and (e) of this chapter. A correlation must be established between the values recorded by the flight data recorder and the corresponding values being measured. The correlation must contain a sufficient number of correlation points to accurately establish the conversion from the recorded values to engineering units or discrete state over the full operating range of the parameter. Except for airplanes having separate altitude and airspeed sensors that are an integral part of the flight data recorder system, a single correlation may be established for any group of airplanes—
(i) That are of the same type;
(ii) On which the flight recorder system and its installation are the same; and
(iii) On which there is no difference in the type design with respect to the installation of those sensors associated with the flight data recorder system. Documentation sufficient to convert recorded data into the engineering units and discrete values specified in the applicable appendix must be maintained by the certificate holder.
(g) Each flight recorder required by this section that records the data specified in paragraphs (a) and (b) of this section must have an approved device to assist in locating that recorder under water.
(h) The operational parameters required to be recorded by digital flight data recorders required by paragraphs (i) and (j) of this section are as follows, the phrase “when an information source is installed” following a parameter indicates that recording of that parameter is not intended to require a change in installed equipment.
(1) Time;
(2) Pressure altitude;
(3) Indicated airspeed;
(4) Heading—primary flight crew reference (if selectable, record discrete, true or magnetic);
(5) Normal acceleration (Vertical);
(6) Pitch attitude;
(7) Roll attitude;
(8) Manual radio transmitter keying, or CVR/DFDR synchronization reference;
(9) Thrust/power of each engine—primary flight crew reference;
(10) Autopilot engagement status;
(11) Longitudinal acceleration;
(12) Pitch control input;
(13) Lateral control input;
(14) Rudder pedal input;
(15) Primary pitch control surface position;
(16) Primary lateral control surface position;
(17) Primary yaw control surface position;
(18) Lateral acceleration;
(19) Pitch trim surface position or parameters of paragraph (h)(82) of this section if currently recorded;
(20) Trailing edge flap or cockpit flap control selection (except when parameters of paragraph (h)(85) of this section apply);
(21) Leading edge flap or cockpit flap control selection (except when parameters of paragraph (h)(86) of this section apply);
(22) Each Thrust reverser position (or equivalent for propeller airplane);
(23) Ground spoiler position or speed brake selection (except when parameters of paragraph (h)(87) of this section apply);
(24) Outside or total air temperature;
(25) Automatic Flight Control System (AFCS) modes and engagement status, including autothrottle;
(26) Radio altitude (when an information source is installed);
(27) Localizer deviation, MLS Azimuth;
(28) Glideslope deviation, MLS Elevation;
(29) Marker beacon passage;
(30) Master warning;
(31) Air/ground sensor (primary airplane system reference nose or main gear);
(32) Angle of attack (when information source is installed);
(33) Hydraulic pressure low (each system);
(34) Ground speed (when an information source is installed);
(35) Ground proximity warning system;
(36) Landing gear position or landing gear cockpit control selection;
(37) Drift angle (when an information source is installed);
(38) Wind speed and direction (when an information source is installed);
(39) Latitude and longitude (when an information source is installed);
(40) Stick shaker/pusher (when an information source is installed);
(41) Windshear (when an information source is installed);
(42) Throttle/power lever position;
(43) Additional engine parameters (as designated in appendix F of this part);
(44) Traffic alert and collision avoidance system;
(45) DME 1 and 2 distances;
(46) Nav 1 and 2 selected frequency;
(47) Selected barometric setting (when an information source is installed);
(48) Selected altitude (when an information source is installed);
(49) Selected speed (when an information source is installed);
(50) Selected mach (when an information source is installed);
(51) Selected vertical speed (when an information source is installed);
(52) Selected heading (when an information source is installed);
(53) Selected flight path (when an information source is installed);
(54) Selected decision height (when an information source is installed);
(55) EFIS display format;
(56) Multi-function/engine/alerts display format;
(57) Thrust command (when an information source is installed);
(58) Thrust target (when an information source is installed);
(59) Fuel quantity in CG trim tank (when an information source is installed);
(60) Primary Navigation System Reference;
(61) Icing (when an information source is installed);
(62) Engine warning each engine vibration (when an information source is installed);
(63) Engine warning each engine over temp. (when an information source is installed);
(64) Engine warning each engine oil pressure low (when an information source is installed);
(65) Engine warning each engine over speed (when an information source is installed;
(66) Yaw trim surface position;
(67) Roll trim surface position;
(68) Brake pressure (selected system);
(69) Brake pedal application (left and right);
(70) Yaw or sideslip angle (when an information source is installed);
(71) Engine bleed valve position (when an information source is installed);
(72) De-icing or anti-icing system selection (when an information source is installed);
(73) Computed center of gravity (when an information source is installed);
(74) AC electrical bus status;
(75) DC electrical bus status;
(76) APU bleed valve position (when an information source is installed);
(77) Hydraulic pressure (each system);
(78) Loss of cabin pressure;
(79) Computer failure;
(80) Heads-up display (when an information source is installed);
(81) Para-visual display (when an information source is installed);
(82) Cockpit trim control input position—pitch;
(83) Cockpit trim control input position—roll;
(84) Cockpit trim control input position—yaw;
(85) Trailing edge flap and cockpit flap control position;
(86) Leading edge flap and cockpit flap control position;
(87) Ground spoiler position and speed brake selection; and
(88) All cockpit flight control input forces (control wheel, control column, rudder pedal).
(i) For all turbine-engine powered airplanes with a seating configuration, excluding any required crewmember seat, of 10 to 30 passenger seats, manufactured after August 18, 2000—
(1) The parameters listed in paragraphs (h)(1) through (h)(57) of this section must be recorded within the ranges, accuracies, resolutions, and recording intervals specified in Appendix F of this part.
(2) Commensurate with the capacity of the recording system, all additional parameters for which information sources are installed and which are connected to the recording system must be recorded within the ranges, accuracies, resolutions, and sampling intervals specified in Appendix F of this part.
(j) For all turbine-engine-powered airplanes with a seating configuration, excluding any required crewmember seat, of 10 to 30 passenger seats, that are manufactured after August 19, 2002 the parameters listed in paragraph (a)(1) through (a)(88) of this section must be recorded within the ranges, accuracies, resolutions, and recording intervals specified in Appendix F of this part.
(k) For aircraft manufactured before August 18, 1997, the following aircraft types need not comply with this section: Bell 212, Bell 214ST, Bell 412, Bell 412SP, Boeing Chinook (BV-234), Boeing/Kawasaki Vertol 107 (BV/KV-107-II), deHavilland DHC-6, Eurocopter Puma 330J, Sikorsky 58, Sikorsky 61N, Sikorsky 76A.
(l) By April 7, 2012, all aircraft manufactured before April 7, 2010, must also meet the requirements in§ 23.1459(a)(7), § 25.1459(a)(8), § 27.1459(e), or § 29.1459(e) of this chapter, as applicable.
(m) All aircraft manufactured on or after April 7, 2010, must have a flight data recorder installed that also—
(1) Meets the requirements of§ 23.1459(a)(3), (a)(6), and (a)(7), § 25.1459(a)(3), (a)(7), and (a)(8), § 27.1459(a)(3), (a)(6), and (e), or § 29.1459(a)(3), (a)(6), and (e) of this chapter, as applicable; and
(2) Retains the 25 hours of recorded information required in paragraph (d) of this section using a recorder that meets the standards of TSO-C124a, or later revision.
[Doc. No. 25530, 53 FR 26151, July 11, 1988, as amended by Amdt. 135-69, 62 FR 38396, July 17, 1997; 62 FR 48135, Sept. 12, 1997; Amdt. 135-89, 68 FR 42939, July 18, 2003; Amdt. 135-113, 73 FR 12570, Mar. 7, 2008; Amdt. 135-113, 74 FR 32801, July 9, 2009]

[sigmet]

Abbiamo ricevuto la risposta al nostro quesito dataci da tre medici fisiologi tra cui il responsabile di un CAME italiano. Se avrò la disclosure la potrò postare’per intero (sono circa tre pagine..)
Come promesso vi anticipo alcuni punti.
Ne approfitto anche per correggere delle inesattezze sui miei precedenti post.Alcune frasi le lascio in inglese per non compromettere il loro significato.
La prolungata esposizione ad accelerazioni angolari contemporanea ad accelerazioni verticali puo’ generare disturbi di diverso genere anche se in organismi sani questi si limitano a fenomeni di lieve intensità .(nistagmo,nausea, spinning sensation) "People who must undergo this kind of rotation frequently learn to ignore what their vestibular senses tell them” E' il caso ad esempio dei pattinatori che perdono l’equilibrio dopo una serie di piroette (anche se qui’ l’intensità dell’accelerazione assume valori ben maggiori pur se di minore durata). Many do not become very dizzy during a prolongedrotation if they keep their eyes opened and fissate on stationary objects around them. la durata della rotazione porta a fenomeni di bias (When a person, with eyes closed, is submitted to angular rotation, for example in a Barany chair, he will accurately signal the direction of rotation when he first begins to move; however, after a period of rotation at constant velocity, he will report that he has ceased to rotate). La sensazione di "giramento di testa “ puo’ durare da alcuni minuti a diverse ore.
L’effetto e’ quello che si ottiene ad esempio inclinando la testa di 45° e alternando movimenti rotatori di 360°. Ad occhi aperti la sensazione di equilibrio non viene compromessa a livello cerebrale dato che la percezione visiva “controlla” in un certo senso la propria posizione nello spazio . ben diverso e’ il caso in cui detti movimenti vengano fatti ad occhi chiusi ed in questo caso la consapevolezza spaziale e’ compromessa da una serie di input che generano fenomeni di interferenze a livello anche di verticale apparente. Come già’ avevamo accennato in precedenza (Coriolis effect) lo stesso disturbo si ha quando la vista riceve segnali non coerenti con la sensazione vestibolare (illusion).
La risposta a certe stimolazioni puo’ variare da individuo a individuo e “it depends on several factors (stress, fatigue, drugs, alchool, etc)”in conclusione ie sessanta e passa virate anche se non dovrebbero da sole condurre a fenomeni inabilitativi immediati potrebbero pero' aver avuto una conseguenza anche se minima sulle capacita’ di reazione di un equipaggio già’ stressato dalle ore di volo e da una situazione che di per se richiedeva una completa integrità’ a livello psicofisico.

[MRC13]

Aggiornamento da avherald:

On Apr 5th 2016 Russia's Ministry of Transport reported that on first approach to runway 22 the aircraft went around, the crew reported a wind shear on final approach, climbed to FL050 then FL080 and entered a hold to wait for improvement of weather. The crew subsequently requested and was cleared to FL150 in the hold. When air traffic control provided information that the visibility was 5000 meters, cloud ceiling at 630 meters/2000 feet, winds from 230 degrees at 13m/s gusting 18m/s (25 knots gusting 35 knots), no wind shear, the crew requested another approach clearance. On final approach at about 220 meters/720 feet the crew went around again and climbed, at 900 meters/3000 feet the stabilizer moved nose down causing the aircraft to stop climbing at about 1000 meters/3330 feet and entering a descent. The aircraft impacted ground about 120 meters from the runway threshold. Preliminary examination results of flight data and cockpit voice recorder do not reveal any evidence of a technical malfunction of engines or aircraft systems or any evidence of an explosion. The investigation is focussing on how the pitch control system works and crew actions during the go around. The captain (ATPL, 5,965 hours total, 2,597 hours on type) was certified for CATIIIa approaches.
http://avherald.com/h?article=495997e2&opt=0

[Ayrton]

Abbiamo ricevuto la risposta al nostro quesito dataci da tre medici fisiologi tra cui il responsabile di un CAME italiano. Se avrò la disclosure la potrò postare’per intero (sono circa tre pagine..)
Come promesso vi anticipo alcuni punti.
Ne approfitto anche per correggere delle inesattezze sui miei precedenti post.Alcune frasi le lascio in inglese per non compromettere il loro significato.
La prolungata esposizione ad accelerazioni angolari contemporanea ad accelerazioni verticali puo’ generare disturbi di diverso genere anche se in organismi sani questi si limitano a fenomeni di lieve intensità .(nistagmo,nausea, spinning sensation) "People who must undergo this kind of rotation frequently learn to ignore what their vestibular senses tell them” E' il caso ad esempio dei pattinatori che perdono l’equilibrio dopo una serie di piroette (anche se qui’ l’intensità dell’accelerazione assume valori ben maggiori pur se di minore durata). Many do not become very dizzy during a prolongedrotation if they keep their eyes opened and fissate on stationary objects around them. la durata della rotazione porta a fenomeni di bias (When a person, with eyes closed, is submitted to angular rotation, for example in a Barany chair, he will accurately signal the direction of rotation when he first begins to move; however, after a period of rotation at constant velocity, he will report that he has ceased to rotate). La sensazione di "giramento di testa “ puo’ durare da alcuni minuti a diverse ore.
L’effetto e’ quello che si ottiene ad esempio inclinando la testa di 45° e alternando movimenti rotatori di 360°. Ad occhi aperti la sensazione di equilibrio non viene compromessa a livello cerebrale dato che la percezione visiva “controlla” in un certo senso la propria posizione nello spazio . ben diverso e’ il caso in cui detti movimenti vengano fatti ad occhi chiusi ed in questo caso la consapevolezza spaziale e’ compromessa da una serie di input che generano fenomeni di interferenze a livello anche di verticale apparente. Come già’ avevamo accennato in precedenza (Coriolis effect) lo stesso disturbo si ha quando la vista riceve segnali non coerenti con la sensazione vestibolare (illusion).
La risposta a certe stimolazioni puo’ variare da individuo a individuo e “it depends on several factors (stress, fatigue, drugs, alchool, etc)”in conclusione ie sessanta e passa virate anche se non dovrebbero da sole condurre a fenomeni inabilitativi immediati potrebbero pero' aver avuto una conseguenza anche se minima sulle capacita’ di reazione di un equipaggio già’ stressato dalle ore di volo e da una situazione che di per se richiedeva una completa integrità’ a livello psicofisico.

boh, dopo tutto, io continuo a credere che il disorientamento, in questo incidente, non c'entri proprio nulla. Vedremo.

[JT8D]

Aggiornamento appena riprotato da AvHerald:

"On Apr 8th 2016 the MAK reported, that the actual weather conditions were as forecast and reported by the weather systems, all weather instruments were working normally. According to flight data recorder the first approach was performed in manual control in adverse weather conditions with winds from 230 degrees at 13m/s gusting 18m/s (25 knots gusting 35 knots), light rain, mist and light to moderate windshear. At an altitude of 340 meters/1100 feet the crew initated a go around due to a sudden change of direction and strength of wind and entered a hold to wait for improvement of weather conditions. The second approach was also flown in manual control, at a height of 220 meters/720 feet about 4km/2.2nm from the runway threshold the crew initiated a go around again selecting TOGA on the engines. At an altitude of 900 meters/2950 feet there were simultaneous actions, the crew returned the flight controls to neutral and the pitch trim moved 5 degrees nose down causing a rapid nose down movement of the aircraft resulting in -1G of vertical acceleration. The subsequent crew actions did not permit to pull the aircraft out of the resulting nose dive, the aircraft impacted ground at a speed of about 600kph/325 knots with the nose more than 50 degrees below the horizont. The MAK has completed on site work and selection of debris/units for examination of the performance of the longitudinal control system (pitch control). The MAK is further looking into the performance of the flight crew and training of the flight crew, according to documentation forwarded by UAE's GCAA the pilots were properly trained, had sufficient experience and were in possession of all needed certificates. The MAK is still in the process of analysing, transcribing and translating the onboard cockpit voice recorder."

(http://avherald.com/h?article=495997e2&opt=0)

Paolo

[sigmet]

At an altitude of 900 meters/2950 feet there were simultaneous actions, the crew returned the flight controls to neutral and the pitch trim moved 5 degrees nose down causing a rapid nose down movement...

[sigmet]

Gek mi confermi che tra T/O e Full ND ci sono circa 5 unita' di trim?

[Lampo 13]

Mi sono perso un pezzo...

the crew returned the flight controls to neutral and the pitch trim moved 5 degrees nose down causing a rapid nose down movement

Prima si dice che l'avvicinamento e quindi la successiva riattaccata sono stati eseguiti in manuale...

The second approach was also flown in manual control, at a height of 220 meters/720 feet about 4km/2.2nm from the runway threshold the crew initiated a go around again selecting TOGA on the engines

Se stavano in manuale, perché il trim si è mosso da solo?

the pitch trim moved 5 degrees nose down

Cosa c'è, un trim automatico che lavora per conto suo anche in manuale?

[Ayrton]

beh un trim runaway può accadere anche in manuale, no?

[AirGek]

Gek mi confermi che tra T/O e Full ND ci sono circa 5 unita' di trim?

Sì TO è tutta la banda verde, di solito si va da 5 a 7 per il decollo.

Se stavano in manuale, perché il trim si è mosso da solo?

the pitch trim moved 5 degrees nose down

Cosa c'è, un trim automatico che lavora per conto suo anche in manuale?

Sì qualcosa del genere...

[Lampo 13]

beh un trim runaway può accadere anche in manuale, no?

Appunto, è questo che volevo capire... da come l'hanno scritta sembra che sia tutto normale,
la runaway sull'80 era una di quelle avarie che ti facevano lavorare.

[Lampo 13]

Gek mi confermi che tra T/O e Full ND ci sono circa 5 unita' di trim?

Sì TO è tutta la banda verde, di solito si va da 5 a 7 per il decollo.

Se stavano in manuale, perché il trim si è mosso da solo?

the pitch trim moved 5 degrees nose down

Cosa c'è, un trim automatico che lavora per conto suo anche in manuale?

Sì qualcosa del genere...

_20160410_111003.JPG

Oh, ecco, adesso ho trovato il pezzo che mi mancava.
In pratica questo STS ha portato il trim 5°down perché "sentiva" l'aereo leggero, assetto elevato e potenza tutta dentro, in quel momento il PF ha spinto a picchiare per il livellamento perché probabilmente stavano salendo alla grande e le due azioni combinate lo hanno portato in assetto inusuale.
Qualcosa del genere... ci vorrebbe un Pilota di 737 che ci spieghi se è un fatto che avviene facilmente e se mette in crisi, se si fa addestramento su questa particolarità.

[sigmet]

Ma perche' livellare se dovevano salire a FL 140?

[Lampo 13]

Ma perche' livellare se dovevano salire a FL 140?

Non conosco l'aeroporto ma mi pare di capire che la quota di livellamento dopo la GA sia 3.000 Ft.
Poi chiedi di salire anche a FL200.

[sigmet]

Ma perche' livellare se dovevano salire a FL 140?

Non conosco l'aeroporto ma mi pare di capire che la quota di livellamento dopo la GA sia 3.000 Ft.
Poi chiedi di salire anche a FL200.

Avevano gia' chiesto all ATC di salire a FL 80 ( non 140)