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



Катастрофа Ми-6А Красноярского УГА в районе Дудинки
 
  Тип происшествия:  катастрофа
Дата:  21 июля 1989 г.
Страна:  СССР
Место происшествия:  Красноярский край, Таймырский АО, п.п. Семеновское, 81 км юго-западнее а/п Дудинка
Тип ВС:  Ми-6А
Регистрация ВС:  СССР-21069
Авиакомпания:  Аэрофлот (СССР)
Подразделение:  Красноярское УГА, Норильский ОАО
 


Описание
    Экипаж 1 летного отряда Норильского ОАО выполнял задание по перевозке грузов на внешней подвеске по маршруту пос. площадка Семеновское (81 км с А=262° от а/п Дудинка) - буровая Тойкинская. В 05:39 мск экипаж произвел взлет с оперативной точки Факел для взятия груза на площадку Семеновское, расположенную в 5 км. При снижении к месту подцепки груза (бочек с дизтопливом весом 2000 кг) на высоте около 30 м вертолет вошел в правый крен и разворот, столкнулся с емкостями склада ГСМ, упал на землю, разрушился и сгорел. Второй пилот и бортмеханик погибли. КВС, штурман и бортрадист получили телесные повреждения различной степени тяжести.
    Координаты места происшествия - 69°07’ СШ, 84°04’ ВД.
   


Сведения о пострадавших

  На борту Погибло
Экипаж 5 2
Пассажиры 0 0
На земле   0
Всего погибших 2


Подробности происшествия

Категория происшествия катастрофа
Фаза полета заход на посадку
Установленные причины АП
Организация, расследовавшая АП
Отчет о расследовании


Сведения о воздушном судне

Тип ВС Ми-6А
Регистрационный номер (id) ВС СССР-21069
Государство регистрации ВС СССР
Дата выпуска ВС 16.03.1980
Заводской номер ВС 0706
Наработка ВС (часы) 6891
Наработка ВС (циклы)
Силовая установка С35203061 С3122034


Сведения о рейсе

Номер рейса
Категория рейса Транспортный
Авиакомпания Аэрофлот (СССР)
Подразделение Красноярское УГА, Норильский ОАО
Государство регистрации авиакомпании СССР
Пункт вылета Аэропорт неизвестен
Пункт назначения Аэропорт неизвестен
Начальный пункт маршрута Аэропорт неизвестен
Конечный пункт маршрута Аэропорт неизвестен


Подробные сведения

Описание выявленных причин АП     По данным расшифровки МСРП-12 и показаниям членов экипажа, заход для подцепки груза осуществлялся «с ходу», с правым доворотом на посадочный курс 330°. За 45 секунд до столкновения экипаж приступил к снижению с одновременным гашением скорости. Через 9 секунд КВС проинформировал бортрадиста, находившегося в грузовой кабине и выполнявшего обязанности бортоператора, о выходе на посадочную прямую, и получил его доклад о готовности к подцепке. За 18 секунд до столкновения вертолет находился на высоте около 50 м, приборная скорость полета составляла 60 км/ч, параметры полета не выходили за нормальные значения.
    За 9 секунд до столкновения на записи МСРП-12 отмечаются первые признаки отклонения от нормального полета, выражающиеся в пилообразном отклонении тарелки автомата перекоса в обоих направлениях на величину 2,5-3° от балансировочного положения с повышающимся темпом. Это привело к раскачке вертолета, правый крен достиг 15-17°. За 5 секунд до столкновения при угле крена, близкому к нулевому значению, тарелка начала отклоняться вправо с максимально возможной скоростью, обусловленной конструкцией гидроусилителя РП-28Л, и через 0,5-0,6 сек. встала на правый конструктивный упор, в результате чего у вертолета развился глубокий правый крен до 53° и начался разворот вправо. Тарелка автомата перекоса находилась на правом упоре в течение 0,35-0,4 сек, после чего с темпом около 5°/сек отклонилась на левый упор, а затем совершила движение вправо вновь практически до упора и опять влево. Примерно за 3 секунды до столкновения отмечается прохождение разовой команды «отказ основной гидросистемы», которое повторяется через 2,5 сек. В соответствии с отклонениями тарелки автомата перекоса вертолет за 1 секунду до столкновения вышел из правого крена.
    За 4 секунды до конца записи, в период нахождения тарелки автомата перекоса на правом упоре, произошел энергичный глубокий сброс общего шага несущего винта - с 7,5 до 2,0° на 2,5-3 секундах. Одновременно отмечается дача левой педали вперед. В результате сброса общего шага несущего винта развилась вертикальная скорость снижения до 13 м/с, которую экипаж не успел погасить к моменту столкновения с препятствием. В момент удара о препятствие вертолет отклонился от первоначального курса на 130° вправо и на 40 м вправо относительно линии пути.
    Комиссия рассмотрела следующие возможные версии АП:
    - ошибка экипажа в технике пилотирования при нормальной работе систем вертолета;
    - ошибка экипажа в технике пилотирования при ненормальной работе в системе управления вертолетом (в т.ч. в системе автопилота);
    - возникновение отказа в системе управления вертолетом;
    и пришла к заключению, что рассмотренные комиссией вероятности отказов не соответствуют имеющейся фактической информации и являются несостоятельными. Единственно возможным дефектом, который позволяет полностью объяснить последовательность возникновения и развития особой ситуации, является заедание командного золотника гидроусилителя РП-28Л поперечного управления вертолета. Возникновение повышенных усилий, потребных для перемещения золотника на 9-й секунде до столкновения могло привести к уменьшению точности пилотирования, «передозировке» усилий на ручке управления и раскачке вертолета по крену. При усилении заедания или полном заклинивании золотника при его отклонении вправо гидроусилитель отклоняет силовой шток вправо до упора и начинается развитие правого крена. При этом вследствие нарушения обратной связи ручка управления также будет отклоняться вправо до упора. После перехода на дублирующую гидросистему командный золотник основной гидросистемы выключился из кинематики системы управления и управление вертолетом полностью восстановилось. Приведенная последовательность развития особой ситуации полностью совпадает не только с записью МСРП-12, но и с показаниями членов экипажа, в первую очередь, КВС. Кроме того, заедание командного золотника в отклоненном вправо положении косвенно подтверждает его положение после происшествия, что и должно быть при описанной выше последовательности событий. Следы заедания глубиной менее 0,1 мм могли быть уничтожены при пожаре (глубина окалины также 0,1 мм).
    Таким образом, имела место следующая последовательность событий: за 9 секунд до столкновения произошло частичное заедание командного золотника гидроусилителя поперечного управления вертолетом РП-28Л, которое экипаж ощутил как появление повышенных усилий на ручке циклического шага. Наличие повышенных усилий на ручке управления снизило точность пилотирования и привело к «передозу» управляющих воздействий и, как следствие, к раскачке вертолета по крену. При этом полностью управляемость в поперечном канале не была утеряна, что позволило экипажу не допустить развитие правого крена более 15-17° и принять меры к его уменьшению практически до нуля. На 5-й секунде до столкновения, при очередном движении ручки вправо, произошло полное заклинивание золотника в крайнем правом положении. Это вызвало уход силового штока гидроусилителя, а, следовательно, и тарелки автомата перекоса вправо до упора. Вследствие нарушения нормальной работы обратной связи при заклинивании золотника это сопровождалось самопроизвольным движением ручки управления вправо, что отмечается в показаниях командира вертолета. В результате отклонения тарелки автомата перекоса у вертолета начал интенсивно развиваться глубокий правый крен, который на 3-ей секунде до конца записи МСРП-12 достиг 53°. Восприняв сложившуюся ситуацию, как отказ гидросистемы, КВС дал команду перейти с основной на дублирующую гидросистему, что зарегистрировано на записи МС-61, и одновременно с этим, спасаясь от переворота вертолета в воздухе, сбросил общий шаг несущего винта с целью приземления вертолета и, пытаясь избежать столкновения с емкостями, отклонил левую педаль. Второй пилот выключил основную гидросистему переключателем на центральном пульте (подтверждается положением переключателя после АП). Не исключено, что фактический переход на дублирующую гидросистему произошел до этого, в результате срабатывания пружинной тяги в системе поперечного управления. Усилие, потребное для срабатывания пружинной тяги в поперечном управлении, составляет 50-70 кг на ручке управления. Такие усилия представляются чрезмерными и практически исключают возможность автоматического перехода на дублирующую гидросистему при приложении усилий вторым пилотом, тем более одной рукой.
    После перехода на дублирующую гидросистему командный золотник основной гидросистемы выключился из кинематики управления. Управляемость вертолетом восстановилась и КВС, парируя крен, отклонил ручку управления влево до упора, в результате чего на 3-й секунде до столкновения вертолет начал выходить из правого крена. Восстановление управляемости по каналу поперечного управления позволило экипажу за оставшиеся 3 секунды практически сбалансировать вертолет по крену, однако, в результате сброса на 4-й секунде общего шага несущего винта у вертолета развилась вертикальная скорость снижения 13 м/с, которую, несмотря на увеличение общего шага несущего винта до предельных значений, погасить не удалось, как и не удалось избежать столкновения с емкостями ГСМ. Вертолет приземлился на емкости с вертикальной скоростью около 3 м/с и поступательной скоростью 20-30 км/ч, практически без крена. При этом в результате удара хвостовым винтом о препятствие произошло разрушение его лопастей и отделение от вертолета хвостового редуктора. Вращаясь влево, вертолет соскользнул с емкостей, столкнулся с землей, окончательно разрушился и загорелся.
   
Выводы комиссии, расследовавшей АП     Заключение: вероятной причиной катастрофы вертолета явилось заедание командного золотника основной гидросистемы рулевого привода РП-28Л поперечного управления, что привело к временной потере управляемости по крену на малой высоте и столкновению вертолета с землей.
    Заедание командного золотника могло быть вызвано попаданием в золотниковую пару посторонних частиц вследствие либо недостаточной чистоты гидросистемы, либо из-за технологических отклонений, допущенных при ремонте.
    На вертолетах Ми-6 при зазорах 10-15 микрон в золотниковых парах чистота фильтрации гидросмеси фильтрами тонкой очистки составляет 12-16 микрон, что не исключает попадания в зазоры частиц, способных привести к заклиниванию золотниковых пар.
    Выявить материальные следы заедания командного золотника в процессе расследования не представилось возможным вследствие длительного нахождения гидроусилителя в зоне интенсивного пожара.
   


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.