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



Катастрофа Ту-154Б-2 Красноярского УГА в а/п Норильск (Алыкель)
 
  Тип происшествия:  катастрофа
Дата:  16 ноября 1981 г.
Время:  19:37
Страна:  СССР
Место происшествия:  а/п Норильск (Алыкель)
Тип ВС:  Ту-154Б-2
Регистрация ВС:  СССР-85480
Авиакомпания:  Аэрофлот (СССР)
Подразделение:  Красноярское УГА, 1-й Красноярский ОАО
Рейс:  3603
расшифровка переговоров
 


Описание
    Экипаж 400 летного отряда, выполнявший рейс №3603 в Норильск, произвел взлет в а/п Красноярск (Северный) в 13:38 мск (17:38 местного времени). На борту находилось 160 пассажиров - 146 взрослых, 8 детей больших (РБ) и 8 маленьких (РМ).
    Перед снижением с эшелона КВС провел с экипажем предпосадочную подготовку в полном объеме и предупредил экипаж, что заход на посадку будет выполнять сам в директорном режиме с включенным автоматом тяги, так как, согласно заданию на полет, проводилась тренировка второго пилота по упражнению №1 (задача №3) ППЛС-79.
    По расчету экипажа посадочная масса самолета должна была составлять 78 тонн, центровка 20,5% САХ. Однако экипаж не учел, что выход из зоны а/п Красноярск был правым разворотом (экономия топлива – 1 300 кг) и заход на посадку в а/п Норильск – с левым доворотом (экономия топлива более 1 000 кг). В результате посадочная масса составляла 80 280 кг, что на 2 280 кг превысило максимально допустимую и требовало увеличение скорости захода на посадку на 5 км/ч согласно РЛЭ, что экипажем не выполнено.
    На высоте круга 600 м и скорости 400 км/ч по команде КВС, согласно РЛЭ, был включен автомат тяги. На траверзе ДПРМ скорость задатчиком тяги была установлена 370 км/ч и выпущены шасси. Третий разворот выполнен на удалении 19 км от аэродрома и по указанию диспетчера занята высота 500 м. После этого была установлена скорость 300 км/ч и выпущены закрылки на 28°. После выполнения четвертого разворота экипаж включил автоматическую стабилизацию по продольному и боковому каналам. Механизм триммирования был установлен в крайнее переднее положение – «на себя». На удалении 12 км от торца ВПП с МК=192° была установлена скорость 280 км/ч, на удалении 11,3 км дана команда на выпуск закрылков на 45°. К 10-му км механизация была выпущена в посадочное положение (закрылки 45°, стабилизатор (-5,5°). Из-за неучитывания температурной поправки (tнар=-21°С) фактическая высота полета относительно уровня ВПП перед входом в глиссаду составляла 435 м, поэтому вход в глиссаду произошел на удалении 8,8 км от торца, в отличие от стандартных условий (10,4 км).
    Через 10 секунд после пересечения линии расчетной глиссады КВС дал команду установить задатчиком автомата тяги скорость 265 км/ч, что соответствует полетной массе 78 тонн. С учетом фактической массы скорость должна быть 270 км/ч. До момента развития аварийной ситуации скорость автоматом тяги выдерживалась в районе 273-275 км/ч, минимальная скорость в момент развития аварийной ситуации составила 261 км/ч.
    При входе в глиссаду вертикальная скорость увеличилась до 6-7 м/с (РЛЭ устанавливает 6 м/с). Отклонением штурвала «на себя» скорость была уменьшена до 4 м/с. На удалении 6 км самолет находился на глиссаде. После пролета ДПРМ самолет оказался незначительно (на 18 м) выше глиссады, что могло быть вызвано уменьшением вертикальной скорости до 3 м/с и наличием попутной составляющей ветра до 4 м/с, переходящим, по мере снижения, в штиль.
    Отклонением руля высоты вертикальная скорость была увеличена до 5 м/с, что вызвало уменьшение тангажа и увеличение поступательной скорости до 275 км/ч. Сформировался сигнал автомата тяги на уменьшение режима работы двигателей. Обороты по контуру низкого давления уменьшились с 79% до 53%, т.е. почти до малого газа. Этот режим работы двигателей сохранялся в течение 15 секунд.
    Закон управления автоматом тяги ТА-6 позволяет изменить режим работы двигателей в диапазоне 47-110% по оборотам, что не согласуется с РЛЭ, в котором сказано, что уменьшение режима при ручном пилотировании на 10% и более по оборотам ведет к резкой потере скорости самолета.
    В 2 км от торца ВПП самолет находился на 10 м выше глиссады (Vпр=273 км/ч, вертикальная скорость 5,5 м/с, H=120м, руль высоты отклонен на (-14°) при балансировочном положении). Для более плавного входа в глиссаду и уменьшения вертикальной скорости КВС постепенно отклонил руль высоты до (-21°) (7° от балансировочного положения). Однако необходимая перегрузка не была реализована и самолет не изменил траекторию своего движения. Это произошло вследствие существенного уменьшения эффективности руля высоты при его отклонении более (-20°), а также уменьшения скорости полета до 265 км/ч и режима работы двигателей до 53% по оборотам КНД. К высоте 90 м самолет подошел с приборной скоростью 261 км/ч в посадочной конфигурации и посадочном положении, что подтверждается информацией диспетчера: «правее 10, на глиссаде». На 12-й секунде до конца полета, видя, что самолет уходит под глиссаду, а вертикальная скорость снижения достигла 7 м/с, КВС энергично, еще до команды диспетчера «резко не снижайтесь», отклонил руль высоты вверх до упора, ожидая естественной реакции самолета. Однако самолет не изменил ни угол тангажа, ни вертикальную скорость. На 8-й секунде, в момент прохождения звукового сигнала системы сигнализации опасного сближения с землей, резко возрос уровень нервно-эмоционального напряжения экипажа, изменился темп и характер речи командира и штурмана. Еще через секунду КВС дал двигателям взлетный режим и команду экипажу об уходе на второй круг. Самолет в этот момент находился на высоте 30 м относительно торца ВПП и 55 м над пролетаемой местностью. За оставшееся до столкновения с землей время (6 секунд) обороты двигателей успели увеличиться до 92-94%. Шасси не убирались.
    Принятые экипажем меры не предотвратили снижение и самолет с вертикальной скоростью 4-5 м/с на приборной скорости 275 км/ч грубо приземлился на заснеженное поле. Касание, практически на три точки, с опережением на переднюю ногу шасси, а затем на основные правую и левую опоры шасси, произошло на удалении 472 м от торца ВПП и левее 22,5 м ее оси с МК=189-190°. Продвинувшись по земле 4 м, передняя нога шасси отошла от земли и через 11 м вновь опустилась на нее. Через 5 м комиссией обнаружен обтекатель хвостовой части двигателя №2, оторвавшийся при касании о грунт хвостовой части фюзеляжа. В 430 м от торца ВПП самолет правой стороной фюзеляжа и правой половиной крыла ударился о каменную насыпь курсового радиомаяка высотой 8 м и от удара разрушился. Разброс обломков составил 300х70 м. Пожара не было. Катастрофа произошла в 15:37 мск (19:37 местн. вр.). 95 пассажиров (из них 16 человек умерли в больницах в течение следующей недели) и 4 члена экипажа (КВС, второй пилот, штурман и бортпроводник) погибли. 65 пассажиров и 3 члена экипажа получили ранения различной тяжести.
    Фактическая погода: облачность 7 баллов, разорвано-слоистая, 120 м, верхняя граница 300-400 м, дымка, видимость 1 200 м, ветер 40° 1 м/с.
   
   


Сведения о пострадавших

  На борту Погибло
Экипаж 7 4
Пассажиры 160 95
На земле   0
Всего погибших 99


Подробности происшествия

Категория происшествия катастрофа
Фаза полета заход на посадку
Установленные причины АП ошибка экипажа, недостатки в конструкции
Организация, расследовавшая АП
Отчет о расследовании


Сведения о воздушном судне

Тип ВС Ту-154Б-2
Регистрационный номер (id) ВС СССР-85480
Государство регистрации ВС СССР
Дата выпуска ВС 24.03.1981
Заводской номер ВС 81А480
Наработка ВС (часы) 1889
Наработка ВС (циклы) 697
Силовая установка А82У111025 А82У111014 А82У111024


Сведения о рейсе

Номер рейса 3603
Категория рейса Регулярный пассажирский
Авиакомпания Аэрофлот (СССР)
Подразделение Красноярское УГА, 1-й Красноярский ОАО
Государство регистрации авиакомпании СССР
Пункт вылета Красноярск (Северный)
Пункт назначения Норильск (Алыкель)
Начальный пункт маршрута Красноярск (Северный)
Конечный пункт маршрута Норильск (Алыкель)


Подробные сведения

Описание выявленных причин АП     За 9 секунд до столкновения с землей у экипажа не было оснований для прекращения захода на посадку. Полное отклонение руля высоты на кабрирование было обусловлено не уходом на второй круг, а попыткой удержать самолет на глиссаде, согласно рекомендациям РЛЭ. Решение об уходе на второй круг было вызвано потерей продольной управляемости самолета при скорости захода на посадку 261-265 км/ч и центровке самолета, близкой к предельно передней.
    При определении центровки, выполненной на основании загрузочной ведомости и опросов диспетчеров по центровке, грузчиков и бортпроводника было определено значение расчетной центровки на посадке, равное 20,5-19% САХ, а по балансировочным характеристикам 16-18% САХ.
    Проведенные в 1974-75 гг летные испытания подтвердили значительное уменьшение запаса руля высоты по сравнению с проходившим государственные испытания самолетом №85001. Запас руля высоты уменьшился на 4-6%, что соответствует смещению центровки вперед на 4-6% САХ. Официального объяснения причины такого расхождения представители ОКБ не предъявили. По результатам испытаний было принято ограничение передней центровки до 18% с 16,5% САХ, что не компенсировало уменьшение запаса продольной управляемости и было недостаточным для обеспечения безопасной эксплуатации. Согласно проведенным после авиационного происшествия исследованиям в ГосНИИ ГА установлено, что минимальный уровень продольной управляемости на установленных режимах может быть обеспечен только при центровке 22% САХ и более или при центровке 20% САХ с одновременным увеличением на 10 км/ч скорости захода на посадку по сравнению с рекомендованными РЛЭ.
    Исследования подтвердили выявленное еще в 1975 г существенное падение эффективности руля высоты при его отклонении на величину более (-20°). В то же время при полете с центровками менее 20% САХ балансировочное положение руля высоты приближается к зоне его малой эффективности. При отклонении руля высоты не более (-18°) наблюдается диспропорция в реакции самолета на кабрирование и пикирование. Самолет очень неохотно и вяло увеличивает угол атаки при взятии штурвала «на себя». Кроме того, исследования показали значительную зависимость характеристик продольной управляемости от режима работы двигателей. Отсутствие сигнализатора предельно-допустимых отклонений руля высоты и неправильные рекомендации п 4.2.11 РЛЭ в части использования широкой зоны (от -3° до -16°) на приборе ИП-33 (указатель положения стабилизатора) затрудняет экипажам определение критического положения руля в полете. Рекомендации РЛЭ по его использованию не дают четкого определения действий экипажа при выходе стрелки руля высоты за пределы широкой части зеленого сектора.
    Служба перевозок в а/п Красноярск допустила следующие нарушения руководящих документов МГА:
    - расчет номинальной загрузки произведен, исходя из норматива массы одного взрослого пассажира и РБ 75 кг, а не 80 и 30 кг, вследствие чего вес был больше указанного в перевозочных документах на 565 кг.
    - 4-ем пассажирам не были выданы талоны на бесплатную перевозку детей. В результате на борту оказалось дополнительно 6 РМ, не учтенные в перевозочных документах (еще 120 кг).
    Несмотря на результаты летных испытаний 1975-75 и 1979 гг ОКБ не приняло никаких конструктивных мер по увеличению запаса продольной управляемости самолета, а руководство ГосНИИ ГА не осуществляли должного контроля за внедрением и эксплуатацией самолета Ту-154 в ГА, проявили беспринципность и безответственность при устранении недостатков, выявленных при конструкторско-серийных испытаниях.
   
Выводы комиссии, расследовавшей АП     Заключение: Причиной катастрофы является потеря продольной управляемости самолета на завершающем этапе захода на посадку вследствие:
    - существенного снижения эффективности руля высоты при его отклонении «на себя» на углы более (-20°);
    - перевода двигателей автоматом тяги на режим, близкий к малому газу;
    - переднего эксплуатационного положения центровки самолета;
    - позднего распознавания экипажем аварийной ситуации и в связи с этим несвоевременного решения об уходе на второй круг.


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

   ©2006-2016, Дмитрий Ерцов, Александр Фетисов. Дизайн логотипа - Кристина Бруслова.
Перепечатка информации в средствах СМИ и на других интернет-ресурсах допускается только с письменного разрешения администрации.