Отчёт о дистантном «расследовании» авиакатастрофы А321

Самое интересное Сулакшин С.С. 2.11.2020 16:12 | Политика 150

Минуло пять лет со дня гибели российского самолета и 224 ни в чем не повинных людей.

Пять лет назад, сразу же как только сообщение об исчезновении самолета появилось в СМИ, еще до официально сообщенной версии, специальным методом было проведено нижеописанное исследование.

В отчете представлены некоторые материалы авиакатастрофы воздушного судна Airbus A321-200 (бортовой номер 4CA9BF) авиакомпании «Когалымавиа», выполнявшего рейс 7K9268 Шарм‑эль‑Шейх-Санкт‑Петербург и потерпевшего крушение на Синайском полуострове 31.10.2015.

Расследование проводилось методом удалённого получения количественной информации [1].

До проведения расследования автор не был ознакомлен со специфическими количественными данными и техническими характеристиками для исключения вероятности собственного субъективного влияния на результаты исследования. Впоследствии полученные данные были частично верифицированы путём сопоставления с техническими данными и фотоматериалами, имеющимися в свободном доступе. Если данные не были ранее известны и подтверждаются в результате частичной верификации, то тем самым выдвигается утверждение о вероятности достоверности и неверифицируемой части информации. В частности, верифицировались специфичная величина тяги двигателей, выбег двигателей после нештатной ситуации, давление внутри самолета на высоте полета, время падения самолета, величина звука в салоне, пульс командира самолета и иное.

Некоторые технические характеристики Airbus A321-200 [2] (рис. 1)

Первый полёт модели A321-200 осуществлён в 1996 г.
Длина: 44,51 м (полная), 34,44 м (салон).
Диаметр фюзеляжа: 3,95 м.
Ширина салона (макс.): 3,70 м.
Размах крыла: 34,1 м.
Высота: 11,76 м.
(Общий вид и габариты представлены на рис. 1).
Максимальный взлётный вес: 93 500 кг.
Крейсерская скорость: 840 км/ч.
Силовая установка: два двигателя IAE V2500-A5 с тягой до 142,3 кН или два двигателя CFMI CFM56-5B с максимальной тягой 146,8 кН (максимальная тяга на крейсерском режиме 2 900–2 500 кгс).

Рис. 1. Габаритные размеры Airbus A321

Информация о рейсе 7K9268 31.10.2015 в открытом доступе

Давление воздуха у аэропорта Шарм-эль-Шейх 31 октября 2015 года составляло 755 мм. рт. ст. (по данным gismeteo.ru).

Данные о полёте (по данным сервиса FlightRadar) представлены в табл.1 и на рис. 2 детализация данных в последние секунды на рис. 3–6.

Таблица 1. Полётные данные, переданные бортом 7K9268 31.10.2015

Рис. 2. Значения высоты полёта и горизонтальной скорости относительно земли в зависимости от времени (время UTC)

Рис. 3. Значения высоты полёта самолёта в зависимости от времени

Рис. 4. Горизонтальная скорость самолёта в зависимости от времени

Рис. 5. Вертикальная скорость самолёта в зависимости от времени

Рис. 6. Курс самолёта в зависимости от времени

Из этих общедоступных данных следует, что нештатное событие на борту, несколько изменившее плавное поведение параметров полета самолета началось в 07:12:51 сек. Через 6 секунд в 07:12:57 параметры начали изменяться предельно резко — что-то быстро поменялось в состоянии самолета.

Временное окно, в котором нами запрашивалась информация, «центрировалось» в моменте начала нештатной ситуации. По рис. 3 это 07:12:51. По нашим данным (в дальнейшем оператора) получилось 07:12:52.

Давление окружающего воздуха на высоте 9 500 м составляет порядка 200 мм рт. ст. (рис. 7).

Рис. 7. Забортное давление воздуха

Давление в салоне самолета при таких условиях должно составлять 670…730 мм рт. ст. [3]. (рис. 8).

Рис. 8. Кривая № 6 показывает, какое должно быть давление в салоне самолета в зависимости от высоты полета

По данным оператора установлено, что давление в салоне до возникновения внештатной ситуации составляло 709 мм рт. ст. Косвенная оценка достоверности получаемой оператором информации следует из того, что при давлении в салоне 709 мм.рт.ст. исходя из рис. 8 самолет должен находиться на высоте 9,5 км. По приведенным выше известным данным FlightRadar (табл. 1) высота самолета реально составляла 9,48 км.

В ходе нашего исследования было измерено давление в салоне. Пульс командира. Шум в салоне. Тяга двигателей. Интенсивность голоса командира. Масса основной части (имея в виду возможный распад на куски) самолета. Распределение давления вдоль самолета спустя 0,5; 4 и 10 секунд после начала нештатной ситуации. Расстояние от оторванного хвоста самолета до основной части самолета. Количество примесей в воздухе перед кухней в хвостовой части и давление в этом месте.

Оператор также получил данные о том, что закладка бомбы вероятно была осуществлена в хвосте самолета, были определены координаты закладки.

Результаты, полученные оператором, представлены на рис. 9–19.

Рис. 9. Значения ряда параметров в зависимости от времени до и после возникновения нештатной ситуации

По данным оператора с самолетом происходило следующее. Бомба была вероятно заложена сразу слева от хвостовой двери по правому борту. Ее координаты: 0,5 м выше пола салона, от носа самолета 37,4 м, от продольной оси самолета в направлении правого борта 1,63 м. Рис. 10.

%%%

Рис. 10. Местоположение предполагаемого взрывного устройства

На рис. 11. показана хвостовая часть самолета.

Рис. 11. Оторванная хвостовая часть самолета. Стрелкой показан возможный разрыв корпуса в месте подрыва. Видна объемная деформация обшивки (вздутие) в районе закладки бомбы (пунктирная стрелка)

Судя по виду хвостовой части двери оставались на месте и давление взрывной волны распространялось внутрь салона, оторвав хвост в районе силового «шпангоута». Рис. 12.

Рис. 12. Видно, что отрыв хвоста шел по линии силового «шпангоута» (показан стрелкой)

В самолете в определенном оператором месте закладки бомбы находится хвостовая кухня. Конкретно, стеллажи со сменными контейнерами с едой. Рис. 13.

Рис. 13. Устройство бортовой кухни в задней части салона (Airbus A319). Эта часть самолета идентична А321

Отсюда следует предположение, что закладка бомбы могла быть произведена в аэропорту в службах, готовящих контейнеры с едой для размещения на борту. По данным оператора это было сделано в египетском аэропорту.

Инициирование взрыва должно было вызвать звуковой эффект. На рис. 14 приведена запись звуковых колебаний оператором. Особенности приемного устройства приводили к тому, что конечные результаты получались с переносом по частоте примерно в 500–1000 раз. Диапазон слышимости для человеческого уха находится в пределах 20-20000Гц. Колебания же при измерении происходили в районе 1 Гц.

Рис. 14. «Запись» оператором звука в салоне самолета

На рисунке видно резкое усиление звука длительностью примерно 0,25 сек (показано стрелкой 1). Виден звуковой короткий «предвестник» и затем основной звук. Через примерно 1 сек (реальное время) видно вероятное отражение звуковой волны типа афтершоков (показано стрелкой 2). Амплитуда измерителя в момент усиленного звука зашкалила, но и так видно, что она значительно превышала шумовой фон. Резкий всплеск шума в салоне соответствует версии взрыва. Предвестник соответствует версии о термобарическом типе заряда.

Оператором было также «записано» звучание примерно 9 сек речи, последних слов командира самолета, но слишком большие шумы не позволили расшифровать его слова, хотя вероятность этого существует. Единственное, что уверенно реконструируется при прослушивании записи оператора с умножением частоты записи в звуковой диапазон, это спокойная ритмичная речь без признаков психологического форс-мажора. Рис. 15.

Рис. 15. «Запись» звука голоса командира самолета оператором. Реальная длительность записи примерно 9 сек

На рис. 9 видно, что начиная с момента времени 07:12:52 произошло следующее:

1. Упало давление в салоне, что вызвано разгерметизацией и низким забортным давлением. Затем оно по мере падения самолета растет (см. рис. 7) и в момент удара о землю сравнивается с атмосферным давлением. Через 1 минуту (к 7 часам 14 минутам) давление упало до 360 мм рт. ст. (давление на высоте 5 500 км по МСА). Затем, ещё через 6 минут (к 7 часам 20 минутам), давление возрастает до 771 мм рт. ст. (давление у земли). Такой характер изменения давления со временем соотносится с падением самолёта. Время падения может составлять от 40 секунд при сваливании в вертикальный штопор до нескольких минут при планировании с выключенными двигателями.

2. Возрастает интенсивность речи командира. Но не той, что уже не записывалась на речевом самописце, а «реальной» речи.

3. Резко растет пульс командира (в два этапа, по-видимому наиболее резко в момент осознания, что произошло). Пульс падает до нуля в момент удара о землю (между 07:19:50 и 7:21:05). Значения пульса командира воздушного судна соответствуют возможным значением человеческого пульса в спокойном и стрессовом состояниях.

4. Падает до нуля тяга двигателей. По данным оператора тяга двигателей 5100 кГс. К моменту возникновения нештатной ситуации самолёт завершал набор высоты и переходил на крейсерский режим тяги. Для двигателей Airbus A321-200 максимальная тяга на крейсерском режиме 2 900–2 500 кГс. Таким образом, можно оценивать тягу двух двигателей в 5 000…5 800 кГс. Полученное оператором значение попадает в предполагаемый диапазон.

5. Нарастает шум в салоне (по-видимому забортный шум через разверстый фюзеляж после отрыва хвоста и крики пассажиров). Шум падает в момент удара о землю до минимального (остаются видимо звуки пожара). Уровень шума в салоне не превышает 57 дБ (уровень между обычной речью и криком), а громкость речи командира 37 дБ (обычная громкость речи). Для сравнения: 15 дБ характеризуется едва слышным звуком, 40 дБ — громкость обычной речи, 75…90 дБ — крик (ожидаемый уровень шума в критической ситуации), 130 дБ — болевой порог.

6. Масса основной части самолета ступенчато уменьшается. Первое уменьшение происходит величиной около 11% веса самолета в отрезок времени 07:12:52-07:13:37.

Уточнения событий производились с большим временным разрешением. Так тяга двигателя упала со штатного уровня до нуля примерно за 1 мин 10 сек. Заглохли они оба в момент взрыва. Длительность сброса тяги примерно соответствует времени выбега исправного турбореактивного двигателя [4]. Рис. 16.

Рис. 16. Тяга двигателей самолёта (детализация с шагом 10 секунд)

Измеренное оператором распределение давления вдоль оси самолета менялось со временем. Оно определялось распространением ударной волны взрыва, истечением из передней части самолета за счет разгерметизации и всасывающего действия забортной струи. В хвостовой части происходило то же самое с поправкой на напорное действие набегающего забортного потока. На рис. 17 видно как с ходом времени (по секундам) изменялось распределение давления.

Рис. 17. Эпюры давления по длине самолёта в различные моменты времени

Из рисунка следует подтверждение (момент 0,5 сек), что максимум давления приходится на участок около 35 метров (отсчет идет от носовой части самолета), где и была по данным оператора заложена бомба. Затем в моменты времени 4 сек и 10 сек видно, как отделяется и отдаляется хвостовая часть самолета. В целом (для 4 секунды) это выглядело по-видимому следующим образом. Рис. 18.

Рис. 18. Эпюра давления по длине самолёта на 4 секунде

При взрыве авиабомбы ФАБ-250 (масса взрывчатого вещества 70–100 кг) фугасное действие создаёт избыточное давление в 10 атмосфер на дальности 6 м, что может разрушить кирпичную стену толщиной 0,5 м. Избыточное давление в 20 атмосфер образуется при взрыве 250 кг тротила на расстоянии 8 м [5]. Но эти данные относятся к распространению взрывной волны в открытой атмосфере. В замкнутом пространстве давление возрастает больше.

То есть определённое оператором давление в хвостовой части воздушного судна соответствует мощному взрыву. О типе заряда речь еще впереди. Избыточное давление в 5 метрах от эпицентра предполагаемого взрыва составляет порядка 8…19 атмосфер, в 10 метрах — 2,8…5 атмосфер. Из этих данных вероятно можно оценить тип и размер взрывчатого вещества. Возможно, что это мог быть специальный заряд, формирующий объемный взрыв.

Обломки самолета определенно демонстрируют, что внутри самолета было большое давление и разброс предметов, которые пробили обшивку изнутри. Рис. 19.

Рис. 19. Фото повреждений обшивки самолета. Материал борта отогнут наружу

Динамика отделения хвостовой части от основной части самолета показана на рис. 20.

Рис. 20. Расстояние между оторванной хвостовой частью и основной частью самолета

Особенности траектории отделения хвостовой части от самолета видимо связаны со сложным взаимодействием газодинамических потоков взрывной волны и набегающего воздушного потока. О том же (рыскании) самолета говорят приведенные выше записи FlightRadar.

Предположение о том, что бомба была заложена в контейнерах хвостовой кухни делало целесообразным «замер» давления в этом месте. Оно показано на рис. 21 (кривая 1).

Рис. 21. Давление (1) в атм и количество посторонней примеси в воздухе (2) перед хвостовой кухней (между дверями) в %

Сопоставление кривой давления на этом рисунке 27 атм в максимуме и на рис. 18 24,3 атм показывает их соответствие, что также верифицирует результаты. Существенно, что количество примесей начинает расти в течение 4 сек до начала быстрого роста давления, вызванного видимо подрывом. После инициирования подрыва предварительной смеси примеси могут объясняться продуктами от основного взрыва. Предварительное распыление по-видимому какого-то аэрозоля говорит в пользу термобарического типа взрывного устройства. В открытой литературе указывается, что в такого типа взрыве (термобарическом) давление достигает 30 атм [6], что согласуется с полученным на рис. 21 «замером».

После отрыва хвоста (судя по кривым в 07:12:58) зона перед кухней начала «проветриваться» набегающим потоком. Примеси стали уменьшаться. Конечное давление по приведенной кривой равняется забортному.

На рис. 22 добавлена «измеренная» кривая температуры. Она достигает 500°С, а после разгерметизации и продувки зоны сравнивается с отрицательной забортной около -50° С. Рост на доли и единицы градусов предшествует основному скачку давления и совпадает с периодом распыления примеси. Лавинообразный рост температуры синхронен с ростом давления, то есть инициированием подрыва.

Рис. 22. Синхронизм давления и температуры в зоне перед хвостовой кухней

В открытом доступе имеется информация, что именно в хвостовой части самолета у пассажиров наблюдались ожоги тела, что характерно для термобарического взрыва. Вот, что сообщает источник [7]: «Те, кто сидел в передней части лайнера, получили тупые травмы грудной клетки и области живота и таза, множественные переломы верхних и нижних конечностей и разрывы внутренних органов. Смерть людей наступила из-за острой потери крови, шока и открытых черепно-мозговых травм.

Судмедэксперты, проводившие исследование тел пассажиров из хвостовой части, обнаружили, что характер их травм заметно отличается от первой группы. Как стало известно журналистам, у большинства погибших были диагностированы так называемые взрывные травмы со множественными ожогами более 90% мягких тканей».

Оператор также получил трагическую последовательность поминутного количества погибавших пассажиров самолета. Табл. 2. До земли живыми долетели немногие.

ТАБЛИЦА 2. Количество погибавших пассажиров

Из сообщений прессы следует, что на борту было 224 человека. Полученное суммарное количество погибших совпадает с точностью 0,4%, что также является косвенной верификацией получаемых оператором данных.

Вся совокупность полученных данных свидетельствует о взрыве на борту, взрыве термобарического типа.

Результаты исследования подкрепляются верификацией путём анализа и сопоставления с техническими данными и фотоматериалами:

  • давление в салоне укладывается в расчётные диапазоны;
  • характер изменения давления в салоне соотносится с длительностью падения воздушного судна;
  • независимые измерения корреспондируют друг с другом;
  • значения пульса командира воздушного судна соответствуют возможным значением в спокойном и стрессовом состояниях;
  • уровень шума в салоне и в кабине соответствует громкой человеческой речи;
  • тяга двигателей совпадает с максимальной тягой на крейсерском режиме пары двигателей Airbus A321-200;
  • снижение массы основной части самолёта после возникновения нештатной ситуации соответствует ожидаемой массе отделившейся хвостовой части;
  • эпюра давления вдоль продольной оси воздушного судна соответствует картине взрыва;
  • местоположение предполагаемого взрывного устройства указывает на бортовую кухню, где действительно имелась возможность его скрытого размещения.

В интернете появилось изображение такого рода самодельного взрывного устройства [8]. На рис. 23 приведено фото бомбы, которое опубликовали от имени ИГИЛ (запрещенная в РФ организация), и которая якобы использовалась для взрыва А321. Никаких доказательств в публикации правда не приведено.

Рис. 23. Фотография взрывного устройства, опубликованная в журнале «Дабик»

Из фотографии видно, что таким образом замаскированное устройство действительно было возможно заложить в хвостовую кухню под видом банки с напитком.

Взрывное устройство могло быть замаскировано и доставлено на борт в одном из контейнеров с продуктами. Вероятно, это был объемный взрыв термобарического взрывного устройства. Характер повреждений на ряде снимков указывает на воздействие избыточного давления изнутри салона: имеются разрывы фюзеляжа, края которых вывернуты наружу.

Данные, полученные удалённо посредством специального исследования, непротиворечиво обосновывают предположительную версию о причине авиакатастрофы рейса 7K9268, а именно, о срабатывании взрывного устройства в хвостовой части салона. Взрывное устройство могло быть заложено в контейнеры с едой в службах аэропорта и помещено в хвостовой кухне возле правого борта. Устройство вероятно имело тип термобарического заряда и вызвало объемный взрыв. Верификация части полученных данных позволяет говорить о том, что метод дистантного расследования может дать и иные данные о деталях крушения для уточнения разных обстоятельств, необходимых для полного расследования.

Остается добавить, что настоящее исследование никакого интереса там, где должны были бы интересоваться такими возможностями, не вызвало.

Степан Сулакшин


ПРИМЕЧАНИЯ

[1] Сулакшин С.С. О физике природного источника информации. — М.: Наука и политика, 2020. — 504 c.

[2] http://www.airbus.com/aircraftfamilies/passengeraircraft/a320family/a321/specifications/

[3] Авиационное оборудование / под ред. Ю. П. Доброленского. — М.: Военное издательство, 1989. — 248 с.

[4] Контроль технического состояния турбореактивного двухконтурного двигателя наземным автоматизированным комплексом параметрической диагностики. С. В. Епифанов, Б. А. Щербань, А. В. Товстик, Т. В. Кулик, Н. Д. Багаутдинов, Ю. В. Черкасов. Авиационно-космическая техника и технология, 2014, № 9 (116).

[5] Миропольский Ф. П. Авиационные средства поражения. — 1995. — C. 34–35.

[6] http://www.weaponplace.ru/forum/showthread.php?t=1112

[7] Американский правительственный источник сообщил о тепловой вспышке в воздухе во время крушения А321. время публикации: 3 ноября 2015 г.; http://www.newsru.com/world/03nov2015/warm.html

[8] http://www.interfax.ru/world/480115


Автор Степан Степанович Сулакшин — д.полит.н., д.физ.-мат.н., профессор, гендиректор Центра научной политической мысли и идеологии.

Фото: Reuters, соцсети


Сейчас на главной
Статьи по теме
Статьи автора