Версия №2. Бомба была в багажном отсеке. Хвост оторвался уже при падении.

Расположение багажных отсеков:

Как видим багажный отсек расположен за кухней и санузлами, еще дальше от гермошпангоута. Взрыв в нем привел бы к отрыву нижней части фюзеляжа и возможно хвоста. Стабилизатор и отсек ВСУ вообще бы не пострадали.

Здесь можно посмотреть такой взрыв на борту Боинга (http://www.youtube.com/watch?v=wTsKLAnfDuU&app=desktop).

Версия №3. Бомба была заложена под стабилизатором. Кто-то проник в самолет через люк в «скворечник» и подложил туда.

Фото внешней части стабилизатора:

На фото четко видно торчащее «мясо» в левой части стабилизатора, свидетельствующее о прямом отрыве в этом месте. Замятие в середине и справа. Также справа видна трещина от излома при сжатии. Данный характер повреждения говорит о том, что эта часть стабилизатора отделилась путем заворота вперед или отрыва вдоль кромки крыла (см. рис. Ниже).

Т.е. либо крыло в полете каким-то фантастическим образом завернулось вперед по направлению полета, либо было оторвано перемещением внутренней части стабилизатора поперек отсека. Оба варианта выглядят нереально, однако будем смотреть дальше.

Что касаемо взрывчатки под стабилизатором, то в этом случае ее вес тоже должен быть весьма большим. В принципе в этот отсек и 100кг можно засунуть. Нижнюю часть при таком взрыве просто разметает (на фото ее и нет), разнесет и верхнюю (тоже похоже). Секцию ВСУ попросту сдует (она также оторвана). Ноооо…

Есть несколько нестыковок:

1. Взрыв переломит стабилизатор примерно в центре и сломает петли. При этом стабилизатор упадет в виде 2-х обломков (крыло и часть внутренней секции). Его также может сломать на стыке с фюзеляжем с внешней стороны поперек плоскости, но никак не сможет оторвать вдоль или с поворотом вперед.

2. Смотрим фото.
Секция ВСУ:

С другой стороны:

Еще 1 фото:

Секция крупно:

Нас интересует противопожарная перегородка внутри отсека.

Как видим она цела. Небольшая деформация произошла при ударе об землю, при сплющивании корпуса. Однако при взрыве ее должно было как минимум выдуть в сферу. Именно она примет на себя приличную часть взрывной. Получается крепления вырвать усилия хватило, а порвать и деформировать тонкий металл нет? Ведь именно с этой перегородки давление взрыва перешло на петли крепления секции.

С другой стороны у нас гермошпангоут, имеющий сферическую форму. За счет этой формы он имеет повышенное сопротивление взрывной волне и теоретически мог уцелеть.

Также видим на 2-х последних фото, что отсек явно имеет следы огня и закопчен. С этим вопросом тоже не все так однозначно.

Фото самолета 1:

Фото самолета 2: Здесь: http://regnum.ru/uploads/pictures/news/2015/11/03/regnum_picture_14465726693173977_normal.jpg фото целиком.

Как видим у самолета явно были проблемы. И уже давно. Обратите внимание на логотипы, они разные.

Самолет несколько раз перекрашивали, но каждый раз все снова появлялось.

Что это могло быть неизвестно. Компания молчит в тряпочку. Можно предположить, что это следы дыма от негерметичной системы выхлопа ВСУ или трубы отбора воздуха. Но тогда непонятно, откуда следы огня?

Компания что-то рассказывала про утечку из гидросистемы. Сказка для идиотов. Столько лет текло и никто не ремонтировал? Следы подтеков масла и огня ну ни-и-и-как не похожи. Кто хоть раз кидал в костер алюминиевую банку знает как это выглядит. Допустим была негерметичной система выхлопа. Это не критично для самолета (хотя вопроса огня она не решает, об этом далее).

И здесь мы подходим к самому важному.

Итак, мы видим задымление хвостовой части. Почему дым проникал в шов стыка между отсеками? На стыке отсеков установлена прокладка и воздух там проходить наружу не должен, равно как и внутрь. Вода от дождика внутри, особенно в полете нам пользы ведь не принесет. Однако дым проходил, что свидетельствует о негерметичности, т.е. отсеки разошлись.

Смотрим поближе:

Почему? Ответ прост, смотрим следующее фото.

Отсек стабилизатора:

А здесь мы видим усталостное разрушение пластины крепления отсека ВСУ (обозначена цифрой 1). Судя по гладкости шва, трещина развивалась длительное время (минимум несколько лет). В зоне болтов темные пятна: место крепления сваркой к горизонтальной пластине (на рис 7 сверху не видно, но видно на нижней петле, принцип тот же). Развитие трещины вероятнее всего началось со сварного шва, т.к. это концентратор напряжения. Говоря простым языком при сварке, холодная пластина в зоне шва быстро разогревается. При нагреве металл как известно расширяется. При остывании шов сжимается и стягивает участок пластины возле шва. Пластина в свою очередь растягивает сварной шов. Ситуация усугубляется нарушением структуры металла в зоне нагрева и неоднородностью сварного шва. В результате динамических нагрузок в шве образуется трещина и далее поползет по основному металлу. Существуют методы снятия остаточных напряжений, но они не решают проблему на 100%. К сожалению, качество снимка не позволяет определить качество сварки в данном узле.

Также видим на петле «уголок» на 3-х болтах и остатки горизонтальной накладки.

P.S. Этот снимок взят из видео телеканала на ютубе (его логотип на фото виден). Больше нигде этой части я не нашел. После моих замечаний на данную тему на форуме http://www.forumavia.ru/ видео было удалено. Странно, не так ли? Впрочем, оказалось удалено много и других фото, но кэш рулит.

Что такое усталость металла? Давайте немного пройдемся по матчасти.

Впервые с загадочным явлением, получившим название «усталостное разрушение», вплотную столкнулись конструкторы авиационной техники, когда в первой половине прошлого века жизнь заставила создавать чрезвычайно легкие и прочные конструкции. Оказалось, что многие узлы самолетов, выполненные из высокопрочных материалов, легко выдерживали постоянные нагрузки, в разы превосходившие эксплуатационные. Но затем, через многие часы полетов, происходило внезапное разрушение, причем максимальная нагрузка на детали была во много раз меньше допустимой и проверенной при испытаниях. А чем заканчивается такая поломка крыла, оперения или фюзеляжа самолета, комментариев уже не требует…

Дальнейшие исследования показали, что под воздействием динамических нагрузок в металле в местах резкого изменения сечения (углы, переходы, сварные швы и т. д., получившие название «концентраторов напряжений») происходит зарождение трещин. Данный процесс, обусловленный накоплением дефектов в структуре материала под действием возникающих локальных растягивающих напряжений (интенсивность сил, действующих в данной точке сечения) , зависит как от геометрии и шероховатости поверхности, так и от свойств самого материала.

Появившаяся трещина начинает развиваться, причем весьма медленно, в течение многих тысяч и даже миллионов циклов приложения периодической нагрузки. При этом развитие трещины тоже не идет плавно – пройдя небольшое расстояние, трещина останавливается («отдыхает»), поскольку ее движение вызывает кратковременное уменьшение напряжений в материале. Однако затем процесс повторяется, трещина движется дальше, а сечение детали постепенно уменьшается.

Характерно, что усталостная трещина распространяется поперек зерен металла, что обуславливает характерный сравнительно гладкий вид сечения излома детали, на котором нередко видны концентрические линии – так называемые «линии отдыха», по которым происходит кратковременное замедление скорости распространения трещины. Более того, под действием переменной нагрузки трещина смыкается, что вызывает соударение материала и характерную полировку поверхности около места образования трещины. Однако, поскольку оставшееся сечение детали еще достаточно велико, действующие нагрузки пока не могут ее сломать – они только «двигают» трещину дальше.

Трещина растет до тех пор, пока оставшееся сечение детали оказывается слишком маленьким и уже неспособным удержать действующие нагрузки – происходит поломка в результате превышения предела прочности самого материала в оставшемся сечении детали. Это так называемая «зона долома» – в отличие от зоны распространения трещины здесь поломка происходит мгновенно и по границам зерен металла, что обуславливает характерную шероховатость и серый матовый цвет этой зоны.

Проведенные исследования показали, что для создания надежных конструкций мало знать предел прочности материала при постоянной нагрузке – так называемый предел кратковременной прочности. Постоянные нагрузки в реальных условиях встречаются намного реже, чем переменные. А для переменных нагрузок надо знать еще одну характеристику материала – предел усталости, равный по величине такой переменной распределенной нагрузке, которая приведет к поломке через заданное число циклов ее действия.

Когда все материалы начали исследовать на усталость, оказалось, что предел усталости любого материала значительно ниже предела кратковременной прочности. К примеру, для многих металлов – приблизительно вдвое. Да и то в идеальных условиях, когда нет концентраторов напряжений, о которых мы упоминали выше. Поэтому еще в те далекие времена, лет 65 назад, во все методики расчета прочности деталей самолетов ввели проверку на усталость. В результате многие загадочные случаи поломок авиационной техники постепенно ушли в прошлое. И не только в авиационной.

Далее смотрим еще раз на отсек ВСУ (следующая страница):

И здесь мы также видим усталостное разрушение (обозначено цифрой 1) . Маленькое отверстие, где должна быть петля крепления.

Там накладка, усиливающая шпангоут и в ней же устанавливается петля. Эти узлы изначально прочнее основной конструкции. Там по накладке с каждой стороны шпангоута, т.е. толщина металла минимум в 2 раза больше основной конструкции, однако на фото четко видно, что произошло разрушение металла накладки. Обратите внимание на резкие изломы остатков накладки - это характерно для усталостного разрушения при поперечном изгибе. При отрыве неповрежденного узла рвется в наиболее слабой зоне, что видно по узлу 3, где крепление оторвало от шпангоута вместе с накладкой. Также цифрами 6 обозначены места возможного перегрева металла. Видно характерное изменение цвета. В полете на накладку действовали интенсивные динамические нагрузки от потока воздуха, что вероятно и привело к ее разогреву при трении в зоне усталостной трещины.

Как мы видим, этот узел находится с противоположной стороны от рассматриваемого ранее узла. В принципе, при отрыве 1-го крепления, трех оставшихся достаточно для удержания конструкции на месте. Но здесь сыграло роковую роль повреждение и 2-го. Не выдержав нагрузки отрывает ослабленную петлю узла 3. На снимке видно, что разрушение узла 3 прошло по шпангоуту. Крепление оторвало вместе с накладкой, что говорит об отсутствии на ней значимых повреждений. Фактически весь верх секции ВСУ до катастрофы уже висел только на шпангоуте, пока в накладке шпангоута узла 1 не развились усталостные трещины от многократных перегрузок.

После отрыва верхних креплений секция ВСУ отделяется сверху от хвоста и в образовавшуюся щель врывается поток воздуха. Перегородка начинает исполнять роль паруса и секцию с огромным ускорением доворачивает вниз, где она заламывает нижнюю часть секции стабилизатора (см. рис 7). В этот момент скорее всего оборвало кабели к самописцам.

Связи, не рассчитанные на поворот, попросту обламывает. Далее обрывает петлю узла 2, секцию заворачивает вбок (загиб 5) и отрывает окончательно. При этом уже поврежденные крепления стабилизатора выламывает сдвигом нижней части секции.

Далее смотрим на отверстие 8. Там проходит пучок силовых кабелей от ВСУ (рис. 7). Остатки его видны на фото секции стабилизатора и на фото кухни. Провода медные. Предел прочности на разрыв меди примерно вдвое ниже, чем обычной стали, однако диаметр сечения проводов позволяет выдержать нагрузку в несколько тонн. Их могло оборвать как при повороте секции после срыва верхних креплений, так и после отрыва секции. Запас по длине там приличный. Этот рывок, вероятно, оторвал секцию стабилизатора с кухней в верхней части фюзеляжа от остального самолета.

У самолета без хвоста пикирующий момент. Фактически он сразу стал поперек потока и начал падать, стремительно теряя горизонтальную скорость.

Двигатели, если электропитание каким-то чудом выжило, могли еще несколько секунд работать.

При дальнейшем неконтролируемом падении, поврежденный корпус самолета разрывало потоком воздуха на части.

Все произошло за доли секунды. Самолет был обречен.

Могли самописцы что-то записать? Параметрический точно нет. Там нет датчиков фиксирующих отрыв, а отсек изначально не герметичен.

Голосовой записывает переговоры экипажа, который находится в противоположной части самолета. Мог звук дойти до микрофонов через звукоизолирующий гермошпангоут и кучу перегородок? Сомнительно. В любом случае меньше, чем через секунду самописцы были отключены.

Вообще к этой секции ВСУ много вопросов.

Что за прогар в верхней части, при том, что внутри следов огня не наблюдается?

Смущает накладка под номером 7. На заводскую как-то не похоже. Возможно узел уже ремонтировался?

В любом случае данное разрушение – следствие какой-то необъяснимой халатности. Ведь точно такая же история уже была, когда у самолета отвалился хвост через 21 год из-за некачественного ремонта после тейлстрайка. И там ведь ТОЖЕ была видна трещина по задымленности вокруг накладки. Разница лишь в месте появления трещины и причины ее возникновения (тейлстрайк тут не причем). Этот А321 дымил как минимум не 1 год и ВСЕМ было наплевать. Покрасили и вуаля - полетел дальше. Это просто капец.

На этом все.

В материале использованы фото материалы http://lx-photos.livejournal.com/, форума http://www.forumavia.ru/ и ведущих телеканалов.

Особая благодарность пользователю форума iPal за помощь в поиске фото/видео материалов.

Поиск по сайту: