Авиационные происшествия, инциденты и авиакатастрофы
в СССР и России
факты, история, статистика
 



Катастрофа Ан-24Б Быковского ОАО близ Бугульмы
 
  Тип происшествия:  катастрофа
Дата:  02 марта 1986 г.
Время:  03:04
Страна:  СССР
Место происшествия:  Татарская АССР, 8 км севернее а/п Бугульма
Тип ВС:  Ан-24Б
Регистрация ВС:  CCCP-46423
Авиакомпания:  Аэрофлот (СССР)
Подразделение:  УГАЦ, Быковский ОАО
Рейс:  Ф-77
 


Описание
    Экипаж 61 летного отряда выполнял рейс Ф-77. Взлет в а/п Чебоксары произведен в 02:02 мск. На борту находились 32 взрослых пассажира и 2 ребенка.
    Корректив прогноза погоды по а/п Бугульма с 22:30 до 04:00 предусматривал: облачность 10 баллов, кучево-дождевая, разорвано-дождевая высотой 120 м, верхняя граница 3 000 м, видимость 1 500 м, дымка, ливневый снег. Временами с 23:00 до 04:00 туман, видимость 800 м, вертикальная видимость 80 м. Ветер 160° 5 м/с.
    Фактическая погода в момент АП – ветер 160° 3 м/с, видимость 4 000 м, дымка, снег, облачность 8 баллов разорвано-дождевая 160 м, 10 баллов средняя, температура -18°С. Прогноз и фактическая погода соответствовали минимуму КВС.
    На 52-й минуте полета экипаж на эшелоне 4 500 м отключил автопилот и по согласованию с диспетчером приступил к снижению до высоты круга 400 м, которое было завершено на удалении 20 км от аэродрома. Заход на посадку осуществлялся правым доворотом по ОСП с МКп=192°. Четвертый разворот произведен на удалении 16 км от торца ВПП. Выпуск шасси и закрылков на 15° и 38° был выполнен в соответствии с требованиями РЛЭ. Полет на предпосадочной прямой выполнялся на скорости 230 км/ч с курсом, близким к посадочному, в горизонтальном полете на высоте круга к ТВГ. Режим работы двигателей был установлен 28-30° по УПРТ. После довыпуска закрылков на 38° режим работы двигателей для сохранения скорости полета был увеличен до 40° по УПРТ. Через 1 сек с момента увеличения режима работы двигателей (за 25 сек. до столкновения с землей) на скорости 225 км/ч произошло флюгирование воздушного винта левого двигателя вследствие самопроизвольного срабатывания системы автоматического флюгирования левого двигателя при переводе РУД в положение, соответствующее готовности флюгирования по ИКМ. Вследствие останова двигателя появился левый крен (к 19-й сек. до столкновения с землей достигший 20°) и разворот самолета влево. Экипаж своевременно обнаружил отклонение параметров полета от заданных, связанных с отказом левой СУ, о чем свидетельствует активное, через 1-1,5 сек., парирование левого крена отклонением элеронов до 19° и созданием давящих усилий на правую педаль до 15 кг для отклонения руля направления. Однако, прилагаемые усилия компенсировали только самопроизвольный уход руля направления влево из-за возникшего скольжения. Фактически руль направления не отклонялся, а удерживался в нейтральном положении, и разворачивающий момент не парировался. Через 3 сек. после отклонения элеронов левый крен уменьшился до 9° и вследствие развившегося значительного угла скольжения появилась тенденция к уменьшению скорости полета. В целях ее сохранения штурвал был отклонен от себя на 6° на пикирование, однако такого отклонения было недостаточно для сохранения скорости полета и экипаж за 18 сек. до столкновения с землей, не переведя, согласно требованиям РЛЭ, самолет из левого крена в правый, установил работающему двигателю взлетный режим. Увеличение режима работы правого двигателя способствовало прекращению выхода самолета из левого крена, а затем – увеличению крена (более 50°), углов скольжения и кабрирования. Вследствие увеличения углов скольжения при отсутствии парирования рулем направления увеличилось более чем в 1,5 раза лобовое сопротивление, что привело к уменьшению скорости полета. За 10 сек до конца записи МСРП экипаж отклонил элероны полностью и руль направления на 9° для вывода самолета из крена и разворота, однако эти действия были запоздалыми. К тому моменту курс полета изменился от первоначального на 50°, угол скольжения составлял 18-21°, скорость полета – 155 км/ч. Сваливание самолета произошло на скорости 140 км/ч с последующим увеличением крена до 110°. При столкновении с землей в 03:04 мск, которое произошло на заснеженном поле на удалении 8 км от торца ВПП с азимутом 15° (500 м от оси ВПП), скорость полета была 320 км/ч, вертикальная скорость снижения до 40 м/с, курс 15°, левый крен 3° и угол тангажа 40°. Самолет полностью разрушился. Разброс обломков составил 136х40 м. Пожара не было.
   


Сведения о пострадавших

  На борту Погибло
Экипаж 4 4
Пассажиры 34 34
На земле   0
Всего погибших 38


Подробности происшествия

Категория происшествия катастрофа
Фаза полета заход на посадку
Установленные причины АП ошибка экипажа, отказ техники, недостатки в конструкции
Организация, расследовавшая АП
Отчет о расследовании


Сведения о воздушном судне

Тип ВС Ан-24Б
Регистрационный номер (id) ВС CCCP-46423
Государство регистрации ВС СССР
Дата выпуска ВС 20.02.1968
Заводской номер ВС 87304108
Наработка ВС (часы) 31570
Наработка ВС (циклы) 23765
Силовая установка Н4032048 Н4022111


Сведения о рейсе

Номер рейса Ф-77
Категория рейса Регулярный пассажирский
Авиакомпания Аэрофлот (СССР)
Подразделение УГАЦ, Быковский ОАО
Государство регистрации авиакомпании СССР
Пункт вылета Чебоксары
Пункт назначения Бугульма
Начальный пункт маршрута Москва (Быково)
Конечный пункт маршрута Бугульма


Подробные сведения

Описание развития аварийной ситуации     По данным МСРП-12-96, на 63-й минуте полета после перевода РУД на 40° по УПРТ произошло включение флюгер-насоса левого двигателя и резкий рост Рикм до 86 кг/см2 с последующим его уменьшением до 0 в течение 15 сек. Это свидетельствует, что выключение двигателя и флюгирование ВВ произошли не вследствие отказа двигателя, а по электрическому сигналу, и что отрицательная тяга в полете не возникала.
    Комиссия установила, что к подаче электропитания на электромагнитный клапан останова и флюгер-насос привела неисправность датчика автоматического флюгирования ДАФ-24 левого двигателя вследствие замыкания контактов микровыключателя КВ-9-1 из-за износа его упора и контактной пружины. Такие случаи имели место и ранее (22 случая с 1981 по 1985 г) и объясняются недостаточной надежностью КВ-9-1 к вибронагрузкам в реальных условиях эксплуатации в составе ДАФ-24. На данном самолете было два случая самопроизвольного флюгирования ВВ (оба на левом двигателе): 28.01.85 в горизонтальном полете на высоте 6 000 м и 21.02.86 на земле при подготовке к взлету. При расследовании последнего случая причина не была установлена и устранена.
    Периодический (через 300+/-30 часов) контроль состояния ДАФ-24 в эксплуатации не позволяет выявить все случаи износа КВ-9-1. Внедренные промышленностью мероприятия не устранили полностью отказы КВ-9-1.
    Результаты моделирования свидетельствуют, что при вмешательстве в управление путевым каналом до 8-й секунды с момент начала развития аварийной ситуации и парированием возмущающего момента рыскания отклонением руля направления на 10° самолет переходит в правый крен при отклонениях элеронов около 0,5 полного хода с возможностью дальнейшего выдерживания заданной траектории снижения в режиме прямолинейного полета. Проведенные летные испытания показали правильность рекомендаций РЛЭ Ан-24 по действиям экипажа при отказе двигателя на предпосадочном планировании.
   
Описание выявленных причин АП     1) Самопроизвольное выключение левого двигателя с вводом лопастей воздушного винта во флюгерное положение произошло из-за отказа датчика автоматического флюгирования ДАФ-24 вследствие износа деталей микровыключателя КВ-9-1. Дефект конструктивный.
    2) Выход самолета на большие углы скольжения и сваливание обусловлены следующими ошибочными действиями экипажа:
    а) неотклонением руля направления на парирование рыскания после отказа двигателя и недостаточное отклонение руля направления после выдачи правому двигателю взлетного режима без предварительного создания крена на работающий двигатель;
    б) некоординированным парированием разворачивающего момента после отказа двигателя (только элеронами);
    в) недостаточным отклонением штурвала от себя для парирования кабрирующего момента от скольжения, что привело к потере скорости.
    3) Экипаж располагал возможностью своевременного отклонения руля направления (как по усилиям, так и по времени) для парирования разворота после отказа двигателя и обеспечения вывода самолета из крена и скольжения и восстановления исходной скорости и направления полета.
    4) Характеристики устойчивости и управляемости самолета после отказа двигателя обеспечивали вывод самолета из крена и скольжения и восстановление исходной скорости полета.
   
Выводы комиссии, расследовавшей АП     Заключение: ночью, в облаках, на траектории предпосадочного снижения с полностью выпущенными закрылками и шасси произошло самопроизвольное флюгирование воздушного винта и выключение двигателя левой силовой установки. В данной обстановке экипаж допустил ошибки в технике пилотирования, что привело к потере скорости и сваливанию самолета с его последующим столкновением с земной поверхностью.


Дополнение

Сведения об экипаже Не приводятся. Фамилии участников событий в тексте изменены.
Примечание airdisaster.ru     
Источники информации






Происшествия в военной авиации Карта сайта | Обратная связь

   ©2006-2017, Дмитрий Ерцов, Александр Фетисов. Дизайн логотипа - Кристина Бруслова.
Перепечатка информации в средствах СМИ и на других интернет-ресурсах допускается только с письменного разрешения администрации.