Prăbușire An-24 lângă Bugulma

Duminică , 2 martie 1986, un Aeroflot An-24B s-a prăbușit în vecinătatea orașului Bugulma , ucigând 38 de persoane.

Avioane

An-24B cu numărul de coadă 46423 (fabrică - 87304108) a fost lansat de uzina Antonov pe 20 februarie 1968 . În total, la momentul prăbușirii, avionul avea un total de 31.570 de ore de zbor și 23.765 de aterizări [1] .

Circumstanțele precedente

Aeronava zbura cu F-77 de la Moscova la Bugulma cu o escală intermediară în Cheboksary . A fost pilotat de un echipaj din escadrila 61 de zbor, format din comandantul (FAC) V. A. Pastukhov , copilotul A. S. Cheprasov și inginerul de zbor A. B. Stein . În cabină lucra însoțitorul de bord N. A. Baskakova . 02:02 ora Moscovei ) An-24 a decolat de pe aeroportul Cheboksary și, după ce a urcat, a luat zborul la 4500 de metri. La bord se aflau 34 de pasageri: 32 adulți și 2 copii [1] .

Conform prognozei meteo de care dispune echipajul, în Bugulma era așteptată înnorărire continuă de 120 de metri înălțime și o limită superioară de 3000 de metri, vânt proaspăt de sud-est (160°5 m/s), ninsori abundente , ceață , vizibilitate de 1500 de metri. Uneori era de așteptat și ceață , vizibilitatea orizontală fiind redusă la 800 de metri. și verticală – până la 80. Vremea reală în Bugulma aproape corespundea prognozei, iar vizibilitatea a fost chiar de 4000 de metri – de peste două ori mai mare decât era de așteptat. O astfel de vreme corespundea minimului meteorologic al comandantului de echipaj [1] .

La apropierea de Bugulma, la ora 02:54 ora Moscovei (52 de minute de zbor), echipajul, după ce a primit permisiunea de la dispecer, a oprit pilotul automat și a procedat la coborârea la o înălțime de cerc de 400 de metri, pe care a luat-o la 20 de kilometri de la Aeroportul Bugulma . Conform instrucțiunilor controlorului de trafic aerian, apropierea de aterizare a fost efectuată printr-o viraj la dreapta de-a lungul OSB cu o direcție de aterizare de 192°. La 16 kilometri de capătul pistei , echipajul a finalizat al patrulea viraj și a intrat în dreapta de pre-aterizare. Fără abateri de la RLE , trenul de aterizare și flapsurile au fost extinse cu 15°. Viteza de zbor în acest caz a fost de 230 km/h, iar modul motor a fost setat inițial la 28-30 ° conform UPRT . La cel de-al 63-lea minut al zborului, la ora 03:04, ora Moscovei, echipajul, în conformitate cu Manualul de zbor, a extins flapsurile la poziția de aterizare (38°), iar din moment ce rezistența aerodinamică a crescut , pentru a menține viteza de zbor. , modul motor a fost crescut la 40° conform UPRT [1] .

Dezastru

Dar, la o secundă după creșterea modului, la o viteză de 225 km/h, a funcționat spontan sistemul automat de înclinare al motorului din stânga, care a întins elicea stângă . A existat o asimetrie a forței, din cauza căreia a apărut un moment de viraj la dreapta și aeronava a început să intre rapid în ruliu din stânga, care după 5 secunde a ajuns la 20 ° și, de asemenea, să devieze spre stânga. Echipajul a observat aproape imediat defecțiunea centralei din stânga și a încercat să pară ruliu din stânga care a apărut prin devierea eleroanelor cu 19 ° pentru a crea o rulare la dreapta și, de asemenea, a început să apese pedala dreaptă cu forță pentru a întoarce cârma. la dreapta . Dar apăsând pedala dreaptă, piloții nu compensau decât cârma dintr-o deplasare spontană spre stânga, deoarece aeronava începea să alunece pe aripa stângă. Forța pedalei de 15 kilograme a menținut doar cârma în poziție neutră, dar acest lucru nu a oprit momentul de viraj rezultat. Cu toate acestea, din cauza devierii eleronanelor, echipajul a reușit să reducă malul stâng la 9 ° [1] .

Din cauza unghiului mare de alunecare care a apărut, viteza a început să scadă, așa că piloții au deviat comenzile departe de ei înșiși, îndreptând ușor nasul în jos și sperând astfel să mărească viteza. Cu toate acestea, această măsură nu a ajutat, așa că echipajul a trecut motorul din dreapta rămas în funcțiune în modul decolare, uitând că, conform RLE, mai întâi era necesar să scoată aeronava din malul stâng și să o pună în cel drept. Ca urmare, ruliu din stânga a început doar să crească, atingând o valoare mai mare de 50 °, în timp ce unghiurile de alunecare și înclinare au început și ele să crească. Rezistența aerodinamică a crescut de o dată și jumătate, astfel încât viteza a început să scadă. Echipajul a încercat să elimine ruliu prin devierea completă a eleronanelor și cârmei, dar aceste măsuri au fost deja întârziate. Până în acest moment, avionul zbura cu o viteză de 155 km/h cu un unghi de alunecare de 18-21° și a deviat de la cursul de aterizare cu 50° (până la 142°) [1] .

Cu o viteză de 140 km/h, An-24 a intrat într-un blocaj și ruliu a ajuns rapid la 110 °. După 25 de secunde din momentul în care motorul din stânga a fost oprit, la un unghi de 40 ° și cu un mal stâng de 3 °, o aeronavă zboară cu o rată de 15 ° la o viteză înainte de 320 km/h și cu o verticală. viteza de 40 m/s s-a prăbușit în pământ la 8 kilometri de capătul pistei în azimut 15° (500 de metri de linia centrală a pistei). În urma impactului, avionul a fost complet distrus, iar epava a fost împrăștiată pe o suprafață de 136 pe 40 de metri, în timp ce nu a existat niciun incendiu. Toți cei 38 de oameni de la bord au fost uciși [1] .

Motive

Conform datelor din înregistrarea de zbor , când la ora 03:04, după reeliberarea clapetelor, echipajul a crescut modul motor, pompa cu palete a motorului din stânga a pornit, ceea ce a dus la scăderea puterii stângi. plantă. Astfel, oprirea motorului și împingerea elicei nu s-a datorat unei defecțiuni a motorului, ci din cauza furnizării unui semnal electric, în timp ce nu a existat o forță inversă în zbor [1] .

Potrivit comisiei, acest semnal electric a apărut ca urmare a unei defecțiuni a senzorului automat DAF-24 al motorului din stânga, deoarece contactele electrice s-au închis în microîntrerupătorul KV-9-1 din cauza uzurii opritorului și arcului de contact. Microîntrerupătorul KV-9-1 în condiții reale de funcționare ca parte a DAF-24 nu este suficient de fiabil pentru sarcinile de vibrație, iar mai devreme în perioada 1981-1985 au existat până la 22 de cazuri de astfel de defecțiuni. Direct pe An-24 CCCP-46423 prăbușit, s-au înregistrat și două cazuri de pene automată a elicei, ambele pe motorul din stânga: la 28 ianuarie 1985 în zbor la nivel la altitudinea de 6000 de metri și la 21 februarie 1986 (9 zile). înainte de prăbușire) la sol în pregătirea decolării. În acest din urmă caz, cauza nu a fost identificată și nici eliminată. Cu monitorizarea periodică a stării DAF-24, efectuată la fiecare 300 ± 30 de ore, este pur și simplu imposibil să se identifice toate cazurile de uzură a microîntrerupatorului KV-9-1, iar defecțiunile nu au fost complet eliminate chiar și după introducerea măsuri speciale ale industriei [1] .

În ceea ce privește acțiunile echipajului, rezultatele simulării situației au arătat că, dacă, în primele opt secunde de la momentul începerii urgenței (oprirea motorului), se intervine în controlul canalului de cale și se para momentul de viată prin devierea cârmei cu 10 ° și devierea eleroanelor cu jumătate din cursul complet, apoi aeronava a intrat pe malul drept și a menținut un zbor drept pe o traiectorie dată de coborâre. Totodată, recomandările indicate în RLE cu privire la acțiunile echipajului în cazul unei defecțiuni a motorului în timpul planificării pre-aterizare au fost corecte [1] .

Astfel, pe baza rezultatelor investigației, s-au tras următoarele concluzii [1] :

1. Oprirea spontană a motorului din stânga cu introducerea palelor elicei în poziția paletei a avut loc din cauza defecțiunii senzorului automat de pene DAF-24 din cauza uzurii pieselor microcomutatorului KV-9-1. Defectul este constructiv.
2. Ieșirea aeronavei la unghiuri mari de alunecare și blocare se datorează următoarelor acțiuni eronate ale echipajului:
   1. nedeformarea cârmei pentru a parada vișa după o defecțiune a motorului și devierea insuficientă a cârmei după ce motorul din dreapta i se dă modul de decolare fără a crea mai întâi o rulare a motorului în funcțiune;
   2. contracararea necoordonată a momentului de viraj după o defecțiune a motorului (numai elerone);
   3. abatere insuficientă a volanului de la sine pentru a opri momentul de tanar de la alunecare, ceea ce a dus la pierderea vitezei.
3. Echipajul a avut capacitatea de a devia în timp util cârma (atât din punct de vedere al efortului, cât și al timpului) pentru a para o viraj după o defecțiune a motorului și pentru a se asigura că aeronava a fost scoasă din rulare și alunecare și restabilită la viteza și direcția inițială de zbor.
4. Caracteristicile de stabilitate și controlabilitate ale aeronavei după o defecțiune a motorului au asigurat recuperarea aeronavei de la rulare și alunecare și restabilirea vitezei de zbor inițiale.

Concluzie: noaptea, în nori, pe traiectoria coborârii pre-aterizare cu flapsuri și tren de aterizare complet extinse, elicea s-a peneat spontan și motorul centralei din stânga a fost oprit. În această situație, echipajul a făcut greșeli în tehnica de pilotare, ceea ce a dus la o pierdere a vitezei și la o blocare a aeronavei cu coliziunea ulterioară cu solul.

Note

1. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 Accidentul An-24B Bykovsky JSC lângă Bugulma . airdisaster.ru. Consultat la 6 iunie 2013. Arhivat din original pe 22 ianuarie 2013. (nedefinit)