En-24 krasch nära Bugulma

Söndagen den 2 mars 1986 kraschade en Aeroflot An-24B i närheten av Bugulma och dödade 38 människor.

Flygplan

An-24B med svansnummer 46423 (fabrik - 87304108) släpptes av Antonov-fabriken den 20 februari 1968 . Totalt, vid tidpunkten för kraschen, hade flygplanet totalt 31 570 flygtimmar och 23 765 landningar [1] .

Tidigare omständigheter

Flygplanet flög F-77 från Moskva till Bugulma med ett mellanland i Cheboksary . Den lotsades av en besättning från den 61:a flygskvadronen, bestående av befälhavare (FAC) V. A. Pastukhov , biträdande pilot A. S. Cheprasov och flygingenjör A. B. Stein . Flygvärdinnan N. A. Baskakova arbetade i kabinen . 02:02 Moskva-tid ) An-24 lyfte från Cheboksary-flygplatsen och, efter att ha klättrat, flyger på 4500 meter. Ombord fanns 34 passagerare: 32 vuxna och 2 barn [1] .

Enligt den väderprognos som finns tillgänglig för besättningen förväntades kontinuerlig molnighet på 120 meter hög och en övre gräns på 3000 meter i Bugulma, frisk sydostvind (160 ° 5 m/s), kraftigt snöfall , dis , sikt på 1500 meter. Dimma förväntades också ibland , med horisontell sikt reducerad till 800 meter. och vertikalt - upp till 80. Det faktiska vädret i Bugulma motsvarade nästan prognosen, och sikten var till och med 4000 meter - mer än dubbelt så hög som förväntat. Sådant väder motsvarade besättningsbefälhavarens meteorologiska minimum [1] .

Vid inflygning till Bugulma, klockan 02:54 Moskva-tid (52 minuters flygning), stängde besättningen, efter att ha fått tillstånd från avsändaren, av autopiloten och fortsatte att gå ner till en cirkelhöjd av 400 meter, vilket de tog 20 kilometer från Bugulma flygplats . Enligt instruktioner från flygledaren genomfördes landningsinflygningen genom en högersväng längs OSB med en landningsriktning på 192°. 16 kilometer från slutet av banan fullföljde besättningen den fjärde svängen och gick in i förlandningen. Utan avvikelser från RLE , förlängdes landställ och klaffar med 15°. Flyghastigheten i detta fall var 230 km/h, och motorläget var initialt inställt på 28-30° enligt UPRT . Vid den 63:e minuten av flygningen kl. 03:04 Moskvatid, förlängde besättningen, i enlighet med flyghandboken, ut klaffarna till landningspositionen (38°), och eftersom det aerodynamiska motståndet ökade , för att bibehålla flyghastigheten , ökades motorläget till 40° enligt UPRT [1] .

Katastrof

Men en sekund efter ökningen av läget, med en hastighet av 225 km / h, fungerade det automatiska fjädersystemet för vänster motor spontant, vilket fjädrade den vänstra propellern . Det fanns en asymmetri av dragkraft, på grund av vilken ett vridande högerögonblick uppträdde och flygplanet började snabbt gå in i den vänstra rullen, som efter 5 sekunder nådde 20 °, och även att avvika åt vänster. Besättningen märkte nästan omedelbart felet i det vänstra kraftverket och försökte parera den vänstra rullen som dök upp genom att avleda skevroder med 19 ° för att skapa en högerrulle, och började också trycka på höger pedal med kraft för att vrida rodret till höger . Men genom att trycka på höger pedal kompenserade förarna endast rodret från en spontan drift åt vänster, då flygplanet började glida upp på vänster vinge. Pedalkraften på 15 kilo höll bara rodret i neutralt läge, men detta parerade inte det resulterande vändmomentet. Men på grund av skevrornas avböjning lyckades besättningen minska den vänstra stranden till 9° [1] .

På grund av den höga slirvinkeln som dök upp började hastigheten sjunka, så piloterna avledde kontrollerna bort från sig själva, pekade lite med nosen nedåt och hoppades på så sätt öka hastigheten. Denna åtgärd hjälpte dock inte, så besättningen bytte den kvarvarande fungerande högra motorn till startläge, och glömde att det enligt RLE först var nödvändigt att ta ut flygplanet från den vänstra stranden och sätta det i den högra. Som ett resultat började den vänstra rullen bara att öka och nådde ett värde på mer än 50 °, medan glid- och stigningsvinklarna också började öka. Det aerodynamiska motståndet ökade med en och en halv gånger, så hastigheten började sjunka. Besättningen försökte eliminera rullningen genom full avböjning av skevroder och roder, men dessa åtgärder var redan försenade. Vid denna tidpunkt flög flygplanet med en hastighet av 155 km/h med en glidvinkel på 18-21° och avvek från landningskursen med 50° (upp till 142°) [1] .

Med en hastighet av 140 km / h gick An-24 in i ett stall och dess rulle nådde snabbt 110 °. Efter 25 sekunder från det ögonblick som den vänstra motorn stängdes av, i en vinkel på 40° och med en vänstra strand på 3°, flyger ett flygplan med en hastighet av 15° med en hastighet på 320 km/h och med en vertikal hastighet på 40 m/s kraschade i marken 8 kilometer från slutet av banan i azimut 15° (500 meter från banans mittlinje). Från nedslaget förstördes flygplanet fullständigt och vraket spreds över ett område på 136 gånger 40 meter, medan det inte var någon brand. Alla 38 personer ombord dödades [1] .

Skäl

Enligt uppgifterna från flygmätaren , när kl. 03:04, efter att klaffarna släppts igen, ökade besättningen motorläget, vänstra motorns skovelpump slogs på, vilket ledde till fjädring av den vänstra kraften växt. Avstängning av motorn och fjädring av propellern berodde alltså inte på ett motorbortfall, utan på tillförseln av en elektrisk signal, medan det inte fanns någon omvänd dragkraft under flygning [1] .

Enligt kommissionen uppstod denna elektriska signal som ett resultat av en felfunktion i den automatiska fjädersensorn DAF-24 på vänster motor, eftersom elektriska kontakter stängdes i KV-9-1-mikrobrytaren på grund av slitage på dess stopp och kontaktfjäder. Mikrobrytaren KV-9-1 i verkliga driftsförhållanden som en del av DAF-24 är inte tillräckligt tillförlitlig för vibrationsbelastningar, och tidigare under perioden 1981 till 1985 fanns det så många som 22 fall av sådana fel. Direkt på den kraschade An-24 CCCP-46423 fanns det också två fall av automatisk propellerfjädring, båda på vänster motor: den 28 januari 1985 i plan flygning på en höjd av 6000 meter och den 21 februari 1986 (9 dagar) före kraschen) på marken som förberedelse för start. I det senare fallet var orsaken inte identifierad och inte eliminerad. Med periodisk övervakning av tillståndet för DAF-24, utförd var 300:e ± 30:e timme, är det helt enkelt omöjligt att identifiera alla fall av slitage på KV-9-1-mikrobrytaren, och felen eliminerades inte helt även efter införandet av särskilda åtgärder från branschen [1] .

När det gäller besättningens agerande visade resultaten av simuleringen av situationen att om, under de första åtta sekunderna från det ögonblick nödsituationen började (motorstopp), ingripa i kontrollen av spårkanalen och parera girmomentet med avleda rodret med 10° och avleda skevroder med halva hela kursen, sedan gick flygplanet in på högra stranden och upprätthöll en rak flygning på en given nedstigningsbana. Samtidigt var rekommendationerna som anges i RLE om besättningens agerande i händelse av ett motorbortfall under planeringen för förlandning korrekta [1] .

Sålunda, baserat på resultaten av undersökningen, drogs följande slutsatser [1] :

1. Spontan avstängning av den vänstra motorn med införandet av propellerbladen i skovelpositionen inträffade på grund av fel på den automatiska fjädersensorn DAF-24 på grund av slitage på delarna av mikrobrytaren KV-9-1. Defekten är konstruktiv.
2. Flygplanets utträde vid stora glidningsvinklar och stopp beror på följande felaktiga handlingar från besättningen:
   1. icke-avböjning av rodret för att parera gir efter ett motorbortfall och otillräcklig avböjning av rodret efter att höger motor har fått startläge utan att först skapa en roll på den igång motorn;
   2. okoordinerad motverkan av vändmomentet efter ett motorbortfall (endast skevroder);
   3. otillräcklig avvikelse av ratten från sig själv för att parera stigningsmomentet från att glida, vilket ledde till en hastighetsförlust.
3. Besättningen hade förmågan att i tid avleda rodret (både när det gäller ansträngning och tid) för att parera en sväng efter ett motorbortfall och säkerställa att flygplanet drogs ur rullning och slir och återställdes till sin ursprungliga hastighet och flygriktning.
4. Flygplanets stabilitet och kontrollerbarhetsegenskaper efter ett motorbortfall säkerställde att flygplanet återhämtade sig från rullning och slirning och återställde den ursprungliga flyghastigheten.

Slutsats: på natten, i molnen, på banan för nedstigningen före landningen med helt utdragna klaffar och landningsställ, sprang propellern spontant och motorn i det vänstra kraftverket stängdes av. I denna situation gjorde besättningen misstag i pilottekniken, vilket ledde till en hastighetsförlust och ett stopp av flygplanet med dess efterföljande kollision med marken.

Anteckningar

1. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 Kraschen av An-24B Bykovsky JSC nära Bugulma . airdisaster.ru. Hämtad 6 juni 2013. Arkiverad från originalet 22 januari 2013. (obestämd)