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



Катастрофа Ту-154Б-2 Узбекского УГА в районе пос.Учкудук
 
  Тип происшествия:  катастрофа
Дата:  10 июля 1985 г.
Время:  23:46
Страна:  СССР
Место происшествия:  Узбекская ССР, Навоийская область, 68 км северо-восточнее пос. Учкудук
Тип ВС:  Ту-154Б-2
Регистрация ВС:  СССР-85311
Авиакомпания:  Аэрофлот (СССР)
Подразделение:  Узбекское УГА, Ташкентский ОАО
Рейс:  5143
расшифровка переговоров
 


Описание
    Экипаж 219 летного отряда выполнял рейс №5143 Карши-Уфа-Ленинград. Вылет по расписанию должен был состояться в 18:45. Самолет Ту-154Б-2 №85311, который был поставлен на этот рейс, прибыл из Ташкента рейсом У-175 в 18:18 (экипаж, назначенный на рейс №5143, находился в пассажирском салоне). В связи с поздним прибытием самолета и его повторной заправкой топливом вылет состоялся с задержкой. Экипаж произвел взлет в 23:00 при температуре воздуха +33°С. На борту находилось 139 взрослых пассажиров, 25 детей в возрасте от 5 до 12 лет и 27 детей (без мест) в возрасте до 5 лет. Взлетная масса самолета составляла 92 235 кг, центровка 26,1 % САХ, что не превышало допустимых значений для фактических условий взлета.
    Набор высоты осуществлялся на номинальном режиме работы двигателей. Максимальная приборная скорость 515 км/ч была достигнута на высоте 1 800 м и не превышала установленных ограничений. На высоте 5 300 м на приборной скорости 470 км/ч экипаж включил систему автоматического управления самолетом (САУ) и использовал режим стабилизации крена, курса, тангажа. Закон изменения приборной скорости практически соответствовал режиму максимальной скороподъемности (МС), предусмотренного в РЛЭ графиком для набора практического потолка. Для выбранного режима набора высоты (МС) применение САУ в режиме стабилизации крена, курса, тангажа является обоснованным и не противоречит РЛЭ. В момент включения САУ угол тангажа составлял 6° и в дальнейшем практически не менялся. Высоту 11 000 м самолет набрал за 33 минуты, скорость на этой высоте составила 430 км/ч и уменьшилась до 405 км/ч при дальнейшем наборе до 11 400 м. В 23:40:20 самолет был выведен на эшелон 11 600 м на скорости, близкой к рекомендованной для режима МС. Общее время набора высоты составило 40 минут 20 сек при средней вертикальной скорости 4,6 м/с. Полетная масса при занятии эшелона 11 600 м составила 86 500 кг, центровка около 28% САХ, что не выходило за параметры, установленные РЛЭ.
    Полет проходил в автоматическом режиме стабилизации крена, курса и тангажа в теплой воздушной массе по периферии струйного течения с направлением ветра 290°, скоростью 110 км/ч с положительным отклонением температуры наружного воздуха от международной стандартной атмосферы на 16,5°С (для высот тропопаузы, от 11 000 м, МСА постоянная и равна -56,5°С). Струйное течение с максимальной скоростью 200 км/ч располагалось над Аральским морем перпендикулярно маршруту полета. Вертикальные порывы не превышали 1,85 м/с и заметного влияния на динамику полета не оказывали. Углы атаки и тангажа в полете на эшелоне практически не изменялись, скорость по прибору составляла 400-405 км/ч и в течение 1 минуты и 20 секунд заметно не увеличивалась при неизменном режиме работы двигателей 85%, что свидетельствует о незначительном избытке тяги, характерном для полета на практическом потолке. Фактическое значение избытка тяги составляло 260 кг, что обеспечивало темп горизонтального разгона самолета не более 0,05 км/ч по прибору.
    В 23:41:38 экипаж с целью корректировки высоты переместил рукоятку управления тангажом САУ «от себя», в результате чего увеличилась вертикальная скорость снижения до 3-4 м/с, и затем, стремясь не допустить значительной потери высоты, переместил ее «на себя». В результате, за 5 секунд, угол тангажа увеличился до 10° и самолет со средней перегрузкой 1,36 ед. был выведен на угол атаки (9,2° по указателю) начала предсрывной тряски со срабатыванием сигнализации «критический угол атаки» автомата углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП), что свидетельствует о выходе самолета за ограничения по углу атаки. Вертикальная скорость, при этом, увеличилась, и самолет перешел в набор высоты. При возникновении сигнала «критический угол атаки» АУАСП практически без задержки вмешался в управление и отклонил колонку штурвала «от себя» на 2,5° с уменьшением перегрузки до 0,8 ед. Угол тангажа уменьшился до 5°. Приборная скорость составила 390 км/ч. Через 15 секунд срабатывания АУАСП экипаж отключил САУ кнопкой быстрого отключения. Общее изменение высоты полета при указанном маневре составило не более +/- 70 м. РУД всех трех двигателей в момент срабатывания АУАСП были переведены в положение, близкое к полетному малому газу. Кто из членов экипажа перевел РУД и причину этого однозначно установить не представилось возможным. Предположительными причинами могут являться:
    а) возможное повышение температуры газов за турбиной в пределах, не регистрируемых системой МСРП-64;
    б) возможное увеличение уровня вибраций на одном или двух двигателях, нефиксируемое МСРП-64 командой «Вибрация велика», что требует согласно РЛЭ уменьшения режима работы двигателей;
    в) ошибочное восприятие экипажем предсрывной тряски самолета за признак неустойчивой работы двигателей (помпаж);
    г) возможная реакция экипажа на рост угла тангажа и вертикальной скорости набора высоты, что могло привести к необходимости уменьшения тяги для выдерживания высоты полета.
    Через 3 секунды после отключения САУ вертикальная скорость снижения увеличилась до 5 - 6 м/с. Экипаж отклонением колонки штурвала «на себя» на 5° повторно вывел самолет на углы атаки срабатывания сигнализации «критический угол атаки» АУАСП. Угол тангажа при этом увеличился до 10°. Через 4 секунды после второго срабатывания АУАСП на записи МСРП-64 команда «критический угол атаки» пропала. Звуковая и световая сигнализация в пилотской кабине прекратила работать. При этом стрелка указателя угла атаки на АУАСП замерла на 9,3° (красный сектор критического угла атаки) и в дальнейшем на изменение углов положения самолета не реагировала. Предположительной причиной прекращения работы АУАСП может быть обесточивание его электропитания по постоянному току 27В вследствие перегорания предохранителя СП-2 в блоке БК-2Р или выключения сдвоенного выключателя 2В-200К включения АУАСП.
    На второе срабатывание АУАСП экипаж отреагировал отклонением штурвала «от себя» на 2,5 - 3°, что привело к уменьшению угла тангажа до 6°. Приборная скорость уменьшилась до 380 км/ч.
    В дальнейшем полет проходил с постепенным увеличением угла атаки и интенсивной тряской самолета в режиме торможения с темпом около 1,5 км/ч в секунду. Вертикальная скорость изменялась в диапазоне +/- 5 м/с. Высота полета увеличилась на 200 м относительно исходного эшелона. При увеличении угла атаки до 14° в 23:42:53 на скорости 330-335 км/ч на боковых двигателях начали развиваться явные помпажные явления. Экипаж, стремясь предотвратить рост температуры и самовыключение двигателей, через 53 сек. и 81 сек. после первой уборки РУД ступенчато уменьшил режим работы двигателей вплоть до минимального и принял меры к уменьшению угла атаки до 5°. Вертикальная скорость снижения при этом увеличилась до 20-25 м/с. Однако это не предотвратило дальнейшего торможения самолета с темпом 1,5-2 км/ч в секунду. Скорость по прибору уменьшилась до 290 км/ч. В 23:43:18 самолет вышел на углы атаки более 20° на режимы подхвата и сваливания. Самовыключение боковых двигателей произошло на углах атаки 15,5 - 18°. Средний двигатель выключился на углах атаки более 25°.
    Неполная и кратковременная отдача штурвала «от себя» в процессе сваливания не предотвратила кабрирования самолета и перехода в штопор. Общее время развития особой ситуации с момента первого срабатывания АУАСП до перехода самолета в штопор составила 77 секунд.
    В процессе снижения в режиме плоского штопора с вертикальной скоростью около 80 м/с экипаж на высоте 10 300 м в 23:43:46 доложил об отказе всех двигателей. КВС дал команду на выключение двигателей и сообщил о беспорядочном вращении самолета и что экипаж принимает меры. Информация на землю передавалась в течение 30 секунд. Бортинженер продублировал выключение двигателей и выключил рулевые агрегаты РА-56. В процессе падения экипажем выпускались средние интерцепторы, проводилась работа по подготовке к запуску и запуск ВСУ. В дальнейшем, на высоте 3 000 м, экипаж отклонением элеронов «по штопору» приостановил вращение самолета, однако других мер по выводу его из штопора предпринять не успел. В 23:46 самолет столкнулся с землей в пустынной равнинной местности в 68 км северо-восточнее Учкудука (42°24’ СШ, 64°17’ ВД) практически без крена и поступательной скорости. Первое касание произошло нижней частью хвостовой части фюзеляжа. Самолет полностью разрушился и сгорел.
   


Сведения о пострадавших

  На борту Погибло
Экипаж 9 9
Пассажиры 191 191
На земле   0
Всего погибших 200


Подробности происшествия

Категория происшествия катастрофа
Фаза полета Горизонтальный (крейсерский) полет
Установленные причины АП ошибка экипажа, нестандартные причины
Организация, расследовавшая АП
Отчет о расследовании


Сведения о воздушном судне

Тип ВС Ту-154Б-2
Регистрационный номер (id) ВС СССР-85311
Государство регистрации ВС СССР
Дата выпуска ВС 30.11.1978
Заводской номер ВС 78А311
Наработка ВС (часы) 12443
Наработка ВС (циклы) 5660
Силовая установка А82У101063 А82У114261 А82У114254


Сведения о рейсе

Номер рейса 5143
Категория рейса Регулярный пассажирский
Авиакомпания Аэрофлот (СССР)
Подразделение Узбекское УГА, Ташкентский ОАО
Государство регистрации авиакомпании СССР
Пункт вылета Карши
Пункт назначения Уфа
Начальный пункт маршрута Карши
Конечный пункт маршрута Ленинград (Пулково)


Подробные сведения

Описание выявленных причин АП     Выводы:
    1) Набор эшелона 11 600 м экипаж выполнял на режиме МС и согласно методики расчета элементов полета самолета Ту-154, утвержденной УЛС МГА 21.10.82, вместо рекомендованного РЛЭ режима максимальной дальности (МД). В результате самолет выведен на эшелон при приборной скорости 400-405 км/ч (соответствует режиму МС) вместо 470 км/ч, соответствующей МД и рекомендованной РЛЭ. В условиях повышенной температуры (МСА+16,5°С) и струйного течения воздушных потоков, при номинальном режиме работы двигателей, указанная высота соответствовала практическому потолку самолета. Быстрое увеличение скорости до крейсерской (от М=0,68-0,69 до М=0,825) не обеспечивалось.
    2) До момента первого срабатывания АУАСП нарушений РЛЭ в части превышения ограничений не было.
    3) При корректировке высоты рукояткой «спуск-подъем» экипаж допустил выход самолета за критические углы атаки.
    4) Причиной возникновения особой ситуации явилось уменьшение режима работы двигателей до 47% в момент первого срабатывания АУАСП, что привело к торможению самолета.
    5) Торможение привело к значительному увеличению углов атаки свыше допустимых, повышенной интенсивности срывной тряски, началу неустойчивой работы боковых двигателей. В условиях полета ночью над безориентирной местностью, прекращения работы сигнализации АУАСП после двукратного срабатывания, искажения показаний текущего угла атаки и перегрузки, экипаж тенденцию к торможению самолета не распознал и не смог предотвратить выхода на углы атаки подхвата, самовыключения боковых двигателей и сваливания, что привело к переходу самолета в штопор.
    6) Характеристики скороподъемности, устойчивости и управляемости, а также поведение на больших углах атаки самолета №85311 практически не отличаются от характеристик, полученных при комплексе летных испытаний самолета Ту-154.
    7) Самовыключение двигателей произошло вследствие выхода самолета на большие углы атаки, что привело к срыву потока на входе в двигатели и помпажу.
    8) Прекращение срабатывания АУАСП в 23:42:27 произошло вследствие обесточивания.
    9) Ограничения РЛЭ предусматривают установку предельных высот полета в зависимости от полетной массы, при которых обеспечивается нормируемый запас по вертикальным порывам. В пределах указанных высот дополнительные ограничения не задаются. В РЛЭ представлена информация по значениям высот практического потолка в зависимости от полетной массы и температуры наружного воздуха, однако прямые ссылки на необходимость контроля правильности выбора эшелона по высоте практического потолка в РЛЭ отсутствуют.
    10) РЛЭ не содержит четких указаний по применению в эксплуатации режима МС, а также рекомендаций по применению графика по оценке высоты практического потолка в зависимости от полетной массы и температуры наружного воздуха.
    11) По представлению ОКБ им.Туполева и ГосНИИ ГА полетная масса самолета Ту-154 была увеличена с 70 т на высоте 12 500 м до 86,5 т для эшелона 12 100 м без проведения летных испытаний по этим параметрам.
   
Выводы комиссии, расследовавшей АП     Причиной катастрофы явилось сваливание самолета в плоский штопор в полете на высоте практического потока с большой полетной массой при влиянии высокой нестандартной температуры наружного воздуха, малого запаса по углу атаки и тяги двигателей. В данных условиях полета и скоротечно развивающейся катастрофической ситуации экипаж допустил ряд отклонений от требований РЛЭ, потерял скорость и с пилотированием воздушного судна не справился.


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.