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



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

  На борту Погибло
Экипаж 3 2
Пассажиры 15 4
На земле   0
Всего погибших 6


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






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.