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



Катастрофа L-410UVP-E20 а/к Хабаровские авиалинии в Нелькане
 
  Тип происшествия:  катастрофа
Дата:  15 ноября 2017 г.
Время:  13:10
Страна:  Россия
Место происшествия:  Хабаровский край, Аяно-Майский район, район а/п Нелькан
Тип ВС:  L-410UVP-E20
Регистрация ВС:  RA-67047
Авиакомпания:  Хабаровские авиалинии
Рейс:  НИ 463
 


Описание
    Самолет выполнял пассажирский рейс НИ 463 по маршруту Хабаровск - Чумикан - Нелькан. На борту находились 5 пассажиров, 2 члена экипажа и 410 кг багажа, почты и груза. Взлет в а/п Хабаровск произведен в 09:33 местного времени. В процессе выполнения полета, оценив остаток топлива на борту, КВС принял решение следовать в Нелькан без посадки в Чумикане, которая планировалась только для дозаправки. Диспетчер Хабаровского РЦ ЕС ОрВД дал разрешение на изменение плана полета.
    В 12:35 экипаж установил связь с диспетчером КДП п.п. Нелькан и получил от него условия захода на посадку и фактическую погоду на посадочной площадке.
    При заходе на посадку с посадочным курсом 41°, после доклада КВС о готовности к посадке, на истинной высоте около 100 м и приборной скорости около 100 узлов (185 км/ч) самолет с энергичным развитием правого крена и потерей высоты ушел с глиссады снижения и столкнулся с землей. Падение ВС произошло с большой вертикальной и малой поступательной скоростями полета (расстояние от места первого касания земли до полной остановки самолета составило около 3 м).
    Место катастрофы находится среди мелколесья, в 1400 м с азимутом 187° от торца ВПП 04. При ударе самолет полностью разрушился. Пожара не было. Ребенок 3-х лет получил тяжелые травмы. Остальные пассажиры и члены экипажа погибли.
    Фактическая погода в а/п Нелькан: ветер 20°, до 4 м/с, видимость более 10 км, облачность разбросанная на высоте 900 м, сплошная на высоте 2100 м, давление 733 мм рт.ст., температура -25°С.
   
   
   
   
   


Сведения о пострадавших

  На борту Погибло
Экипаж 2 2
Пассажиры 5 4
На земле   0
Всего погибших 6


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 L-410UVP-E20
Регистрационный номер (id) ВС RA-67047
Государство регистрации ВС Россия
Дата выпуска ВС 17.12.2015
Заводской номер ВС 3010
Наработка ВС (часы) 1693
Наработка ВС (циклы) 1071
Силовая установка 144010 144011


Сведения о рейсе

Номер рейса НИ 463
Категория рейса Регулярный пассажирский
Авиакомпания Хабаровские авиалинии
Государство регистрации авиакомпании Россия
Пункт вылета Хабаровск
Пункт назначения Нелькан
Начальный пункт маршрута Хабаровск
Конечный пункт маршрута Нелькан


Подробные сведения

Описание развития аварийной ситуации     При расследовании установлено: заход на посадку с МКпос=41° выполнялся через ОПРС правый кругом, в соответствии с установленной схемой. Метеоминимум для данного захода составляет 360х3000 м. Фактические метеоусловия не препятствовали выполнению захода.
    Заход на посадку выполнялся с закрылками 18°, шасси были выпущены. После начала предпосадочного снижения экипаж доложил о готовности к посадке и получил соответствующее разрешение диспетчера. В процессе предпосадочного снижения, на удалении около 5 км и высоте 400 м (здесь и далее высота относительно уровня аэродрома), был отключен автопилот. Активное пилотирование выполнял КВС. При визуальном наблюдении ВПП (на удалении около 5 км), КВС принял решение на выполнение посадки.
    После отключения автопилота оба рычага управления воздушными винтами (РУВ) были установлены в положение «Малый шаг» (Fine Pitch), после чего экипаж выполнил раздел карты контрольных проверок «Перед посадкой». Предпосадочное снижение выполнялось на скоростях 100 – 115 узлов. Посадочная масса самолета составляла 5300 кг.
    После установки экипажем РУВ в положение «Малый шаг» (при неизменном положении РУД) обороты воздушного винта правого двигателя увеличились до значения 2118 об/мин, а обороты воздушного винта левого двигателя составляли 1970 – 1960 об/мин.
    В 13:10:38, на высоте около 170 м и приборной скорости 108 узлов (200 км/ч), начала развиваться особая ситуация. При неизменном положении педалей и отсутствии крена значение магнитного курса за 5 секунд увеличилось на 10° (вправо), после чего, в 13:10:44, при положении обоих РУД на прямую тягу началась регистрация разовой команды о включении бета-режима правого двигателя (перестановка лопастей воздушного винта на создание отрицательной тяги). Бета-режим используется для снижения тяги воздушных винтов при рулении или для установки отрицательной тяги при торможении ВС после посадки. Включение данного режима в полете не допускается. Бета-режим работы воздушного винта правого двигателя сохранялся вплоть до столкновения самолета с землей. Левый двигатель работал штатно.
    Через 6 секунд после включения бета-режима у самолета начал развиваться правый крен. Экипаж распознал включение бета-режима и для балансировки самолета использовал отклонения педалей (примерно половина хода) и элеронов (вплоть до максимального). На протяжении следующих 7 – 8 секунд правый крен изменялся в диапазоне 15 – 25°.
    Дальнейшая ситуация развивалась в течение примерно 9 секунд. Самолет продолжал снижаться и энергично терять скорость. Управляющие действия экипажа рычагом управления нормально работающего левого двигателя, а также элеронами, рулями высоты и направления не привели к разрешению особой ситуации. Воздушный винт правой силовой установки экипажем не флюгировался, правый двигатель работал вплоть до окончания записи параметрического самописца.
    В 13:10:53 на высоте около 100 м и приборной скорости 76 узлов (140 км/ч) сработала сигнализация о приближении к сваливанию. Через 3 – 4 секунды, на высоте около 80 м и приборной скорости 72 узла (133 км/ч), самолет начал интенсивно вращаться по крену вправо и до столкновения с землей выполнил полный переворот вокруг продольной оси («бочку»).
   
Описание выявленных причин АП     Проведенными исследованиями авиационной техники установлено, что причиной возникновения особой ситуации явилось перемещение в полете лопастей воздушного винта правого двигателя на угол около -1.8°, то есть значительно меньше минимально установленного полетного угла (+13.5°). В РЛЭ самолета отсутствовала информация по действиям экипажа при срабатывании в полете сигнальной лампы «Бета-режим», так как разработчиком вероятность самопроизвольного перехода винта в бета-режим оценивалось в 10 в минус 14-й степени, то есть значительно меньше вероятности практически невероятного события 10 в минус 9-й степени.
    Таким образом, отсутствие в РЛЭ самолета L-410UVP-E20 рекомендаций по действиям экипажа в случае срабатывания сигнализации «Бета-режим» в полете и, как следствие, отсутствие соответствующих тренажерных упражнений в программах подготовки членов экипажа, исключили подготовку пилотов к действиям при таких отказах.
    Система управления воздушным винтом самолета L-410UVP-E20 устроена следующим образом: регулировка частоты вращения воздушного винта с целью обеспечить соответствие его фактического крутящего момента крутящему моменту, развиваемому двигателем, осуществляется центробежным регулятором оборотов за счет постоянного изменения им шага винта. Регулятор механически управляет золотниковым клапаном, регулируя, таким образом, подачу масла в сервопоршень, который обеспечивает изменение угла установки лопастей воздушного винта. Минимально допустимый полетный угол установки лопастей винта составляет +13.5°. Для предотвращения дальнейшего уменьшения шага установки лопастей служит бета-клапан, который управляется рычагом системы обратной связи «бета». При достижении минимального угла установки лопастей в полете этот клапан ограничивает поступление масла к сервопоршню. Дополнительным средством защиты от дальнейшего перехода воздушного винта на углы установки лопастей ниже минимального полетного угла служит соленоид клапана упора винта, который при срабатывании бета-переключателя перекрывает канал подачи масла между регулятором оборотов и бета-клапаном (тем самым также прекращается подача масла к сервопоршю). Третьей, резервной системой, является система упора винта, которая включается бета-переключателем при достижении лопастями воздушного винта угла +9° и останавливает дальнейшую перестановку лопастей.
    Таким образом, самопроизвольная установка в полете лопастей воздушного винта на отрицательные углы возможно только при одновременном выполнении трех условий:
    - наличие сигнала от регулятора оборотов на уменьшение шага;
    - отказ системы обратной связи «бета»;
    - отказ системы упора винта (вступает в работу после отказа системы обратной связи «бета»).
    Таким образом, в аварийном полете имел место отказ (несрабатывние), как минимум, двух указанных систем: системы обратной связи «бета» и системы упора винта. Ранее на самолетах L-410UVP при эксплуатации имели место случаи отказов системы обратной связи «бета» по однозначно не установленным и не устраненным разработчиком причинам. Однако во всех этих случаях срабатывала система упора винта, предотвращая дальнейшее изменение угла установки лопастей на режим отрицательной тяги.
    При исследовании бета-клапана каких-либо неисправностях не выявлено. Срабатывание данного клапана штатно происходит практически в каждом полете на этапе захода на посадку. По заключению разработчика, перемещению бета-клапана может мешать повышенное трение/сопротивление, в результате масло продолжает поступать к сервоклапану, который дальше уменьшает угол установки лопастей воздушного винта. При этом создается усилие, которое через систему обратной связи «бета» передается на механическую проводку системы управления винтом (это эквивалентно тому, как будто режим отрицательной тяги включается пилотом).
    Причину, по которой возможно повышение сопротивления перемещению бета-клапана, установить не удалось. Возможными причинами могут быть:
    - создание «гидравлического замка» в маслосистеме;
    - несоосность ряда элементов бета-клапана в сочетании с температурной деформацией;
    - загрязнение масла.
    При исследованиях соленоида клапана упора винта отмечались возможные затруднения при срабатывании золотника во время первых двух циклов проверки (отсутствие звука его срабатывания). Во время последующих циклов проверки затруднений не наблюдалось. При последующей полной разборке конструкции повреждений самого клапана, золотника или его корпуса не обнаружено. По мнению разработчика, возможные затруднения при первых двух циклах проверки связаны с демпфирующим влиянием остатков масла, которое могло находиться в полостях золотника. Причина нештатной работы системы упора винта определена не была.
    Комиссия также отмечает, что перед взлетом в аварийном полете экипаж выполнил предусмотренную РЛЭ и РПП проверку «Тест упора винта», но с нарушением методики – кратковременным нажатием кнопки (на 1-2 секунды), не дождавшись стабилизации оборотов воздушных винтов. Однако, даже без отклонения от методики, этой проверкой можно выявить только неисправность электрического контура соленоида упора винта, но нельзя установить работоспособность всей этой системы.
   
Выводы комиссии, расследовавшей АП     Заключение
    Причиной АП с самолетом L410UVP-E20 RA-67047 явилась перестановка в полете лопастей воздушного винта правой силовой установки на угол около минус 1.8°, что значительно меньше минимально допустимого полетного угла (13.5°) при положении РУД «на прямую тягу». Это привело к возникновению значительных разворачивающего и кренящего моментов, потере скорости и управляемости самолета и его столкновению с землей.
    Перестановка воздушного винта на отрицательные углы произошла вследствие отказов двух систем: системы обратной связи «бета» и системы упора винта, причину и время возникновения которых установить не представилось возможным. Так как элементы системы упора винта, проверяемые перед полетом в ходе проверки «Тест упора винта», наиболее вероятно, не явились причиной ее отказа, то маловероятно, что отклонения от методики проверки, допущенные экипажем, повлияли на возможность выявления отказа данной системы перед полетом.
    При сертификации воздушного судна указанная особая ситуация была признана практические невероятной, что привело к отсутствию в РЛЭ самолета описания действий экипажа в подобных случаях и исключило соответствующую подготовку пилотов.
   
    Примечание: разработчик самолета в комментариях к отчету предложил сформулировать причину потери управляемости самолетом следующим образом: «Отрицательная тяга и увеличение мощности левого двигателя без применения максимального отклонения руля направления с целью парировать большой момент рыскания, привели к возникновению значительного угла скольжения, развороту и кренению ВС. Это привело к потере скорости и управляемости самолета и его последующему столкновению с землей».
   


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

   ©2006-2019, Дмитрий Ерцов, Александр Фетисов. Дизайн логотипа - Кристина Бруслова.
Перепечатка информации в средствах СМИ и на других интернет-ресурсах допускается только с письменного разрешения администрации.