Your life is the best story! Just start your blog today!
diana-mihailova.livejournal.com
На украинском
Автоперевод от Google
АНАЛИЗ
развития авиационного происшествия с самолетом Ан-26Ш № 76 25.09.2020
1. Описание развития события
Во время выполнения посадки и взлета «конвейер» экипаж майора
Кэшен Б.В. переставил закрылки с посадочного в взлетное положение и перевел
рычаги управления двигателями (рус. аббревиатура РУД) АИ-24ВТ в положение,
соответствовало взлетном режиме их работы. При увеличении режима работы
двигателей давление масла измерителей крутящего момента (рус. аббревиатура P ИКМ )
увеличился на левом двигателе до значения около 60 кгс / см 2 , на правом двигателе
до значения около 91 кг / см 2 (согласно ТУ должно быть 91 ... 94 кгс / см 2 ). Таким образом
параметры работы левого двигателя в части P ИКМ имели отклонения от нормы.
Наиболее вероятно, что через быстротечность взлета «конвейер» от
момента дачи РУД до достижения скорости принятия решения V 1 , бортовой техник
не успел считать информацию указателя крутящего момента левого двигателя АИ-
24ВТ, и, соответственно, не доложил командиру экипажа об отклонении параметров
работы левого двигателя от ТУ.
Вероятно также, что по этой же причине помощник командира экипажа не заметил
возгорания красной сигнальной лампы «ИМ-24 заторможен» левого двигателя на
щитке ПРТ-24.
Поскольку разница P ИКМ правого и левого двигателя составила около 30 кгс / см 2 ,
разница винтовой мощности правого и левого двигателей:
Δ = 27,09 ∙ Δ ИКМ = 27,09 ∙ 30 ≈ 813 кс или 598 кВт.
Приняв КПД воздушного винта АВ-72Т = 0,8 разница тяги правого и
левого двигателя на скорости V 1 = 200 км / ч (55,6 м / с):
Δ =
Δ
= 0,8
598
55,6
= 8,6 кН или 877 кгс.
Тяга двигателя РУ19А-300 на номинальном режиме работы составляет не менее
800 кгс. А поскольку при разнице ДР ИКМ = 30 кгс / см 2 между правым и левым двигателем
разница тяги правого и левого двигателей составляет около 877 кгс, то командир
экипажа мог воспринимать поведение самолета во время разбега как обычную, подобную
такой что наблюдается при взлете с использованием двигателя РУ19А-300.
Соответственно по достижению скорости принятия решения (V 1 ) командир
экипажа принял ошибочное (не обосновано) решение на продолжение взлета.
Уже после отрыва бортовой техник заметил несоответствие параметров
работы левого двигателя ТУ и горения сигнальной лампы «ИМ-24 заторможен»
левого двигателя на щитке ПРТ-24. Примерно через 45 с с момента установления
взлетного режима (практически - с момента отрыва от ВПП) по достижению V ПР ≈
275 км / ч с высоты примерно 150 м экипаж в течение 35 с плавно уменьшал режим
работы левого двигателя АИ-24ВТ к P ИКМ ≈ 32 кгс / см 2 , пытаясь выполнить
рекомендации подразделения «Контроль за работой системы ПРТ-24 двигателя АИ-24ВТ
по вольтметру »п. 8.1.1. РЛЭ, и, наиболее вероятно, после выключения ПРТ-24
левого двигателя установил P ИКМ ≈ 43 кгс / см 2 , что соответствует положению РУД около
63 ... 74 ° по УПРТ в случае максимального слива дозированного полного исполнительным
механизмом ИМ-24 системы ПРТ-24.
Примерно через 3 мин. 15 с после отрыва самолета от ВПП на взлете, на
скорости около 320 км / ч экипаж уменьшил режим работы правого двигателя к
P ИКМ ≈ 65 кгс / см 2 , что соответствует РУД около 63 ... 74 ° по УПРТ. В дальнейшем,
через 1 мин. 25 с, по достижении скорости 330 км / ч на высоте круга экипаж
уменьшил режим работы правого двигателя к P ИКМ ≈ 50 кгс / см 2 , а левого до P ИКМ ≈ 20
кгс / см 2 , что соответствует положению РУД примерно 40 ... 50 ° по УПРТ. при этом
экипаж не выполнил рекомендации подразделения «Контроль за работой системы ПРТ-24
двигателя АИ-24ВТ по вольтметру »п. 8.1.1. РЛЭ в части «продолжить полет,
выдерживая Р ИКМ двигателя с выключенной системой ПРТ равным давлению Р ИКМ
второго двигателя, и контролировать температуру газов, не допускайте превышения
ее значения, указанного в таблице на центральном пульте в кабине экипажа ».
В дальнейшем экипаж осознавая дефицит наличной мощности, вероятно,
принял решение о запуске двигателя РУ19А-300 и выпуск шасси и закрылков на
посадочном курсе, в соответствии с рекомендациями п. 5.1.5. РЛЭ.
Во время выполнения снижение на посадочном курсе с закрылками, отклоненными
на угол 15 °, на V ПР ≈ 250 км / ч при положении РУД обоих двигателей близком к 30 °
по УПРТ (P ИКМ прав ≈ 30 кгс / см 2 , P ИКМ ЛИВ ≈ 10 кгс / см 2 ), привычном для командира
экипажа и бортового техника во время предпосадочной снижение, экипаж сделал
ошибочный вывод о том, что имеющийся запас мощности двигателей достаточен для
выполнения предпосадочного снижение с закрылками, отклоненными на угол 38 °. В
следствие этого экипаж принял решение о выпуске закрылков на угол 38 °. В районе
ДПРМ закрылки были отклонены на 38 °.
Учитывая полетную массу около 21 т рекомендуемая скорость захода на
посадку с закрылками, отклоненными на угол 38 °, составляла 220 км / ч. после выпуску
закрылков и достижения скорости 220 км / ч экипаж начал увеличения режима
работы правого двигателя с целью поддержания заданной скорости предпосадочного
снижение. Увеличение режима работы правого двигателя продолжалось в течение около
20 с. Режим работы правого двигателя достиг взлетной. В процессе увеличения режима
работы правого двигателя (вероятно имело место одновременное увеличение режима
работы двигателя РУ19А-300) командир экипажа правую педаль вперед почти не
отклонял, тем самым момент M y от несимметричной тяги НЕ уравновешивал, что
привело развития значительного скольжения на правое полукрыла. В результате скольжения
возник значительный момент M X β , направленный слева, который командир экипажа
компенсировал постепенным отклонением элеронов справа до полного угла их
отклонения. Кроме того в результате значительного угла скольжения значительно увеличился
аэродинамическое сопротивление, который превышал имеющуюся тягу, что вызвало дальнейшее
уменьшение скорости полета. Кроме того в результате значительного скольжения происходило
искажение (в сторону уменьшения) приборной скорости полета.
Следует отметить, что из обдувку вертикального оперения потоком от
воздушного винта правого двигателя и значительный угол скольжения при нейтральном
положении РН летчик испытывал значительные усилия на правой педали, могло
спровоцировать его ошибочные представления об отклонении правой педали вперед. Есть
летчик мог считать, что он отклоняет педаль, и борется со скольжением, хотя на самом деле
этого не происходит.
По достижению V ПР ≈ 170 ... 180 км / ч произошло флюгерування воздушного
винта левого двигателя наиболее вероятно в результате энергичного перемещения его
РУД в положение выше 37,5 ° по УПРТ при P ИКМ <10 кгс / см 2 , или, менее
вероятно, от кнопки КФЛ-37.
В дальнейшем, в результате попытки командира экипажа удерживать самолет на
заданной траектории снижения при значительном падении скорости полета путем
отклонения штурвальной колонки «на себя» и при наличии значительного скольжения на
правое полукрыла, произошло сваливание самолета на левое полукрыла, с развитием
крена до 50 ... 70 °, что сопровождалось разворотом самолета влево. только с
началом сваливания командир экипажа начал отклонения правой педали вперед. В
процессе всего сваливания штурвальная колонка все время отклонялась «на себя».
2. Анализ развития катастрофической ситуации
Нарушение функционирования авиационной системы произошло от раза после
начала слета «конвейер». Ситуация на борту самолета приобрела признаки осложненных
условий полета вследствие отказа системы ПРТ-24 левого двигателя АИ-24ВТ.
Вследствие неполного выполнения экипажем рекомендаций подразделения
«Контроль за работой системы ПРТ-24 двигателя АИ-24ВТ по вольтметру» п. 8.1.1.
РЛЭ произошло дальнейшее осложнение ситуации и существенное снижение уровня безопасности в
полете и были созданы предпосылки для перехода ситуации в аварийную.
В результате неполного выполнения экипажем рекомендаций подразделения
«Контроль за работой системы ПРТ-24 двигателя АИ-24ВТ по вольтметру» п. 8.1.1.
(невыполнение рекомендации по P ИКМ ЛИВ ≈ P ИКМ прав ), неполного выполнения
рекомендаций п. 5.1.5. РЛЭ (угол отклонения закрылков при исполнении
предпосадочного снижение больше 15 °) и из-за ошибок в технике пилотирования
(Неумение командира экипажа балансировать самолет с несимметричной тягой) состоялся
дальнейшее развитие ситуации на борту самолета от осложненных условий полета к
аварийной ситуации, сразу же перешла к катастрофической.
Недостаточная подготовка командира экипажа по технике пилотирования, имеющаяся
ограниченная мощность силовой установки самолета и малая высота полета не
позволили остановить развитие аварийной а впоследствии и катастрофической ситуации.
3. Выводы
Главная причина авиационного происшествия: неумение командира экипажа принимать
обоснованные решения в осложненных условиях полета.
Непосредственная причина авиационного происшествия: недостаточная подготовка командира
экипажа по технике пилотирования, а именно не обучаемость эффективному балансировке
самолета в условиях полета с несимметричной тягой.
Способствующие причины авиационного происшествия:
отказ системы ПРТ-24 левого двигателя АИ-24ВТ;
не предоставление эффективной помощи экипажу в осложненных условиях полета с
стороны группы руководства полетами;
необоснованное выполнения взлета «конвейер» с активным пилотированием
самолета летчиком инструктором;
слабые знания летного состава РЛЭ самолета Ан-26 в части нормальной
эксплуатации систем и особых случаев в полете;
недостаточное понимание летным составом физической сути процессов,
происходят во время функционирования турбовинтового двигателя АИ-24ВТ;
слабые знания летчиков и бортового техника практической аэродинамики
самолета Ан-26.
4. Предложения
С целью недопущения подобных авиационных происшествий в будущем предлагаю:
1) включить в программу командирской подготовки инженерно-технического
состава категорий бортовой инженер и бортовой техник дисциплину
«Практическая аэродинамика летательного аппарата»;
2) в случае, если в воинской части эксплуатируются летательные аппараты
различных классов (маневренные и неманёвренных самолеты а также вертолеты)
обеспечить назначение на руководящие должности летного состава командования
части офицеров, имеющих соответствующий специальность (маневренные и неманёвренных
самолеты а также вертолеты) и подготовку, которая позволяет организовывать и
осуществлять летную подготовку подчиненного летного состава;
3) разработать и внедрить Стандартные эксплуатационные процедуры,
Процедуры в особых случаях в полете и при отказах авиационной
техники для экипажей многоместных самолетов;
4) на базе одной из авиационных частей Воздушных Сил провести летно
методические сборы с инструкторским составом, который выполняет полеты на
самолетах Ан-24, Ан-26 и Ан-30, во время которых провести занятия по вопросам
управления ресурсами экипажей, принятия решений, стандартных
эксплуатационных процедур, процедур в особых случаях в полете и
при отказах авиационной техники, и выполнить показательные и методические
полеты с имитацией отказа двигателей на различных этапах полета с
привлечением в качестве преподавателей и инструкторов преподавательского и летно
испытательного состава ГП «Антонов»;
5) внести к руководству по летной эксплуатации самолета Ан-26 подразделение «Западе
на посадку и посадка самолета с двумя работающими двигателями при
фиксированного Максимальная сливе топлива системой ПРТ-24 на одном из
двигателей »;
6) запретить выполнение взлетов «конвейер» на самолетах Ан-24, Ан-26 и
Ан-30 при полетах без летчика-инструктора или при активном
пилотировании самолета летчиком-инструктором.
Летчик-испытатель 1 класса отдела В-283 ГП «Антонов»
А.Н. ПАХОЛЬЧЕНКО
