 |
 |
|
Катастрофа Л-410М Грузинского УГА в Поти |
|
|
|
|
|
|
| |
Тип происшествия: катастрофа
Дата: 29 марта 1983 г.
Время: 15:18
Страна: СССР
Место происшествия: Грузинская ССР, близ Поти
Тип ВС: Л-410М
Регистрация ВС: CCCP-67190
Авиакомпания: Аэрофлот (СССР)
Подразделение: Грузинское УГА, Сухумский ОАО
Рейс: Г-70
|
|
|
|
|
| Описание |
|
Экипаж 297 летного отряда, выполнявший рейс Г-70, произвел взлет с ВПП 10 а/п Поти в 14:16 мск в ПМУ. Взлетная масса 5 685 кг и центровка – 28% САХ не выходили за установленные пределы. На борту находилось 15 пассажиров, в том числе один неоформленный – пилот-инструктор 297 ло.
На 14-й секунде после отрыва на высоте 60 м и приборной скорости 195 км/ч при убранных шасси и закрылках на 15° произошло одновременное падение оборотов обоих двигателей. Обороты левого двигателя уменьшились до 60% (полетный малый газ) и через 11 секунд после начала падения восстановились до исходных 94,5%. Обороты правого двигателя не восстановились и снизились практически до нуля. Возникла вертикальная перегрузка 1,35 ед. Сразу после начала падения оборотов двигателей и увеличения вертикальной перегрузки возникла высокочастотная тряска руля высоты, которая продолжалась в течение всего полета. Воздушный винт правой силовой установки не был зафлюгирован (системой автоматического флюгирования ВВ самолет не оборудован). Самолет перешел в снижение с уклонением от курса взлета вправо. Скорость полета постоянно уменьшалась и через 1 минуту 20 секунд после начала разбега на скорости 130 км/ч произошло сваливание самолета. Через 3 секунды (через 47 секунд после начала падения оборотов двигателей) он столкнулся с деревьями высотой 20 м, упал на землю и разрушился. Пожара не возникло. КВС, второй пилот и 4 пассажира, в том числе неоформленный пилот-инструктор, погибли. Проверяющий и остальные пассажиры получили ранения. Катастрофа произошла на удалении 2 240 м с азимутом 125° от КТА (1 030 м правее продолжения оси ВПП и в 450 м от выходного торца ВПП 10) на равнинной, покрытой лесом болотистой местности с превышением 2 м над уровнем моря. Координаты места происшествия - 42°09’04” СШ, 41°43’08” ВД.
Фактическая погода по контрольному замеру (за 14:20) – облачность 9 баллов средняя, видимость 20 км, ветер 210° 2 м/с.
| |
Сведения о пострадавших
|
| |
| Экипаж |
3 |
2 |
| Пассажиры |
15 |
4 |
| На земле |
|
0 |
| | |
| |
Подробности происшествия
| Категория происшествия |
катастрофа |
| Фаза полета |
набор высоты |
| Установленные причины АП |
отказ техники, недостатки в конструкции |
| Организация, расследовавшая АП |
|
| Отчет о расследовании |
|
|
Сведения о воздушном судне
| Тип ВС |
Л-410М |
| Регистрационный номер (id) ВС |
CCCP-67190 |
| Государство регистрации ВС |
СССР |
| Дата выпуска ВС |
27.02.1979 |
| Заводской номер ВС |
781119 |
| Наработка ВС (часы) |
3206 |
| Наработка ВС (циклы) |
6096 |
| Силовая установка |
814021 794020 |
|
Сведения о рейсе
| Номер рейса |
Г-70 |
| Категория рейса |
Регулярный пассажирский |
| Авиакомпания |
Аэрофлот (СССР) |
| Подразделение |
Грузинское УГА, Сухумский ОАО |
| Государство регистрации авиакомпании |
СССР |
| Пункт вылета |
Поти |
| Пункт назначения |
Сухуми (Бабушера) |
| Начальный пункт маршрута |
Поти |
| Конечный пункт маршрута |
Сухуми (Бабушера) |
|
Подробные сведения
| Описание выявленных причин АП |
Комиссия установила, что взлет выполнялся с использованием нормальной системы управления двигателями от РУД. Управление двигателями с помощью стоп-кранов от аварийного контура не осуществлялось, характер изменения оборотов не подтверждает возможность ошибочного включения аварийного контура. Характер уменьшения оборотов на 14-й секунде полета соответствует одновременной уборке РУД на малый газ и выключение правого двигателя стоп-краном в начальный момент падения оборотов с режима, близкого к взлетному. РУД левого двигателя оставался в положении полетного малого газа в течение 4 секунд. Правый двигатель, предположительно, был выключен экипажем из-за превышения предельно допустимых величин параметров контроля работы двигателя (давление ИКМ, обороты винта), что могло быть следствием временного отказа регулятора оборотов винта из-за кратковременного зависания золотника центробежного механизма. Возможность такого отказа подтверждается имевшимися ранее случаями при эксплуатации самолетов Л-410МА.
Уменьшение режима работы левого двигателя с одновременным выключением правого двигателя и кратковременной установкой руля высоты на пикирование может свидетельствовать, что экипаж, в соответствии с РЛЭ, решил производить вынужденную посадку прямо по курсу взлета. Самолет перешел в снижение. Скорость по прибору уменьшилась со 195 км/ч до 170 км/ч. Вероятно, на высоте 50 м экипаж, убедившись, что вынужденная посадка на лес не безопасна, уменьшил снижение, увеличил режим работы левого двигателя и начал выполнять правый разворот в сторону площадки для вынужденных посадок самолетов МВЛ, предприняв усилия для сохранения скорости и высоты полета. При этом на органах управления возникли значительные усилия (70-80 кг на педалях), пилотирование требовало больших, вплоть до полных, отклонений рулей. Все это усложняло усилия полета. В данных условиях (при одномоторном полете с авторотирующим воздушным винтом правого двигателя, с полетным весом, близким к максимальному, с закрылками на 15°) избыток тяги на самолетах Л-410МА недостаточен. Поэтому дальнейший полет проходил с потерей скорости и высоты до сваливания на скорости 130 км/ч. Самолет перешел в резкий правый крен и задел правым крылом верхушки деревьев. Экипаж вывел самолет из крена. После вывода из крена полет без касания деревьев продолжался на протяжении 38 м. Затем произошел срыв и самолет перешел в глубокий правый крен. Сталкиваясь с деревьями на протяжении 50 м с МК=325°, самолет упал на болотистый грунт в 88 м от места первого касания деревьев. Развернувшись после удара о землю и частично разрушившись, он остановился, опираясь хвостовой частью на деревья (хвостовое оперение поднято на 45°, левый крен около 30°). Фюзеляж разрушился в районе 18 шпангоута по правому борту. Носовая часть разрушена до 12 шпангоута.
Нефлюгирование воздушного винта правого двигателя может быть объяснено стремлением экипажа сократить посадочную дистанцию при принятии решения о выполнении вынужденной посадки перед собой. После принятия решения о продолжении полета от экипажа требовалось прилагать большие усилия и внимание на сохранение скорости и высоты полета, в результате чего винт зафлюгирован не был. Возможно, экипаж пытался флюгировать винт, но ввиду своего большого психофизиологического напряжения и малой высоты полета не зафиксировал рычаг управления винтом в положении «флюгер». Наличие системы автоматического флюгирования обеспечило бы принудительный уход воздушного винта во флюгерное положение.
В материалах летных испытаний самолета нет данных о тряске руля высоты. Анализ характеристик, полученных при испытаниях в аэродинамической трубе, показал, что при углах скольжения более 15° начинается срыв потока с вертикального оперения, который оказывает влияние на обтекание горизонтального оперения и руля высоты, что может вызывать тряску руля высоты. Колебания руля высоты могут быть также объяснены вибрацией хвостового оперения при полном отклонении руля направления влево и наличия скольжения в ту же сторону.
Установить истинную причину выключения экипажем правого двигателя в связи с низкой информативностью самописца САРПП-12ВМ не представляется возможным. Самолет Л-410МА при одномоторном полете на режимах взлета имеет недостаточную боковую устойчивость и управляемость. При отказе двигателя на режиме взлета самолет может быть сбалансирован рулем направления без крена лишь на скорости полета не менее 205 км/ч и при этом имеет резкое кренение. Самолет имеет опасное явление «присасывания» руля направления.
В РЛЭ не определены признаки неисправности (отказа) двигателя и рекомендации по действиям экипажа при их возникновении.
|
| Выводы комиссии, расследовавшей АП |
Заключение:
Катастрофа произошла из-за недостатка тяги для выполнения полета с максимальной полетной массой без потери высоты и скорости с неработающим правым двигателем и авторотирующим воздушным винтом.
Вероятной причиной нарушения работоспособности правого двигателя явился кратковременный отказ регулятора оборотов винта, приведший к принятию экипажем решения о его выключении.
Способствующей причиной катастрофы явилось отсутствие на самолете системы автоматического флюгирования винтов и недостаточная боковая устойчивость и управляемость при одномоторном полете на режимах взлета.
|
|
Дополнение
| Сведения об экипаже |
Не приводятся. Фамилии участников событий в тексте изменены. |
| Примечание airdisaster.ru |
|
| Источники информации |
|
|
|
|
|
|
