1996г. (продолжение).
5 мая 1996г. катастрофа самолёта Су-25УБ, экипаж: Свиридов И. и Исаев О.
Сбит зенитным огнём в Чечне, экипаж погиб.
23 мая 1996г. катастрофа самолёта Су-27П, аэродром Барановичи, Беларусь, лётчик п/п-к Карват В.
Лётчик выполнял задание по упражнению КБП ИА: «Полет в облаках с большими углами крена и тангажа с отработкой тактических приемов воздушного боя в облаках на малых высотах в сложных метеоусловиях ночью». На 8мин полета на высоте 900м и скорости 540км/ч на экране высветился сигнал "Гидро на управление" с одновременным сообщением РИ «Проверь давление1 Гидро».
Лётчик прекратил выполнение задания и развернулся в сторону аэродрома. Через 29с команда об отказе в 1-й гидросистеме неожиданн снялась, но загорелась СЛ "Два канала СДУ", через 5с сработала СЛ "Демпфер курса". Лётчик нажал на кнопки отказавших каналов, но они не погасли.
На высоте 600м и скорости 440км/ч самолёт неожиданно задрал нос с одновременным увеличением левого крена. Лётчик немедленно отдал ручку управления по диагонали от себя и отклонением правой педали пытался вывести истребитель в горизонтальное положение, но самолет на действия лётчика не реагировал. Лётчик доложил РП о потере управляемости. РП дал команду на покидание самолёта. Впереди по курсу находилась деревня. За оставшиеся 14с лётчику удалось немного подкорректировать траекторию падения, но воспользоваться средствами спасения он уже не успевал и погиб, столкнувшись с землёй между н.п.Арабовщина и Большое Гатище.
Причины: потеря управляемости была вследствие возникновения пожара в отсеке левого бокового обтекателя хвостовой части фюзеляжа, который распространялся далее по потоку в сторону хвостового оперения, что привело к отказу системы дистанционного управления СДУ-10С и потере управляемости самолета. Отказ СДУ, проявившийся в резком "уводе" стабилизатора в крайнее положение носком вниз, произошел на участке траектории снижения самолета с углами тангажа 32...35° и левым креном. Развившийся при этом мощный кабрирующий момент "вывел" самолет на большие положительные углы тангажа (до 67°), а суммарный угол поворота на кабрирование составил более 100°.
В результате интенсивного торможения, сопровождавшегося изменением нормальной перегрузки Nу от -0,5 до +5,8g, самолет потерял скорость с 440 до 60км/ч и свалился на правое крыло, развив крен до 64° с одновременным опусканием носа. В дальнейшем неуправляемый полет самолета напоминал движение "падающий лист" с боковыми перегрузками Nz=0,03...-0,27g, вращением вправо относительно вертикальной оси и потерей высоты от 600м до 0м. С вертикальной скоростью снижения около 30м/с, малой поступательной скоростью и небольшим положительным углом падения самолет упал на фюзеляж гондолами двигателей, первоначально коснувшись земли реактивными соплами.
Причиной возникновения пожара в полете явилось возгорание гидросистемы АМГ-10 вследствие нарушения герметичности ниппельного соединения линии слива 1-й гидросистемы из-за износа его конической поверхности и резьбовой части по механизму фреттинг-коррозии. Протекание процесса фреттинг-коррозии обусловлено недостаточной затяжкой обжимной гайки на заводе-изготовителе. Ускорению процесса износа способствовало использование в ниппельном соединении двух разнородных металлов: стали, из которой выполнена обжимная гайка, и менее прочного алюминиевого сплава, из которого изготовлен штуцер-угольник.
Воспламенение паров гидросмеси (Твоспл = 290...310°С), попавшей в отсек левого бокового обтекателя, произошло в результате контакта со слабо изолированным трубопроводом отбора воздуха из 7-й ступени компрессора (Твозд > 500°С), используемого для системы кондиционирования кабины и наддува отсеков оборудования после охлаждения в теплообменниках.
К причинам, сопутствующим летному происшествию, можно отнести следующие:
1. Отсутствие датчиков системы предупреждения о пожаре в отсеке левого бокового обтекателя хвостовой части фюзеляжа, который считался пожаробезопасным. Сигнализация о пожаре левого двигателя сработала только на конечном участке полета (через 2...3 с после доклада летчика: "Самолет неуправляемый"), поскольку датчики-сигнализаторы установлены лишь в отсеках двигателей, т.е. на значительном удалении от очага зарождения пожара.
2. Ложная информация о восстановлении работоспособности 1-й гидросистемы и, как результат, доклад летчика: "Команда убралась, давление восстановилось". В действительности же, давление в 1-й гидросистеме отсутствовало, а электрогидравлические исполнительные устройства СДУ-10С обеспечивались энергией от 2-й гидросистемы (дублирующей).
3. Отсутствие других видимых признаков развития пожара, который распространялся внутри отсека левого бокового обтекателя, постепенно перемещаясь вдоль хвостовой части фюзеляжа и не выходя за ее пределы.
Анализируя случившееся, необходимо учитывать также и психологию опытного летчика, который в аварийной ситуации, вызванной скоротечными отказами каналов СДУ, действовал в строгом соответствии с Руководством по летной эксплуатации, пытаясь сохранить управляемость самолета (перешел на "жесткую связь"). Даже при переходе аварийной ситуации в катастрофическую (самолет неуправляемый, резкая потеря скорости и высоты, острый дефицит времени) летчик сохранял работоспособность, попыток катапультироваться не предпринимал, пытался спасти дорогостоящую машину или хотя бы увести ее из зоны населенного пункта, о чем свидетельствуют зарегистрированные системой "Тестер" перемещения ручки управления, направленные на стабилизацию самолета на траектории.
К сведению летного состава, эксплуатирующего самолеты Су-27:
— пожар на борту может быть наиболее вероятной причиной скоротечных отказов четырехкратно резервированных каналов системы дистанционного управления при отсутствии других признаков, указывающих на иную причину;
— в случае пожара, сопровождающегося последовательными отказами каналов СДУ, переход на "жесткую связь" управляемость самолета восстановить не может, так как система управления по-прежнему остается электродистанционной с той лишь разницей, что передаточный коэффициент от ручки управления к стабилизатору становится равным "1".
За этот подвиг п/п-к Карват В.Н. удостоен звания Герой Беларуси (посмертно).
13 июня 1996г. катастрофа самолёта Ан-2.
Столкнулся с землёй близ с.Горькая Балка, Ставропольский край. Погибли 2 человека.
17 июня 1996г. катастрофа самолёта Су-27К, аэродром Североморск-3, летчик замкомандира АЭ п/п-к Кузьменко В.А.
ДСМУ. Лётчик выполнял полёт по Упр. № 114/126/135 КБП КИА – 95: “Зачетный полет на перехват и атаку воздушной цели”, “Полет на сложный пилотаж в наклонной плоскости” и “Тренировочный полет в облаках”. После окончания задания в зоне летчик на Н=3700м выполнил выход в расчетную точку (Д=25 км) и по команде РБЗ приступил к выполнению захода на посадку в режиме “Возврат” и снижению до Н=900м.
На удалении 14км от аэродрома при снижении для выхода на курс, обратный посадочному, летчик ввел самолет в левый разворот. На Н=2000…1200м, вероятнее всего, из-за возникших сомнений летчика в правильности показаний ИКП-81, полетная ситуация переросла в сложную. Такое предположение основано на анализе материалов бортовых средств ОК полета самолета: до данного момента летчик пилотировал плавными координированными движениями. Ввод в разворот с первоначальным креном около 16° был выполнен двойными движениями РУС с угловой скоростью 4°/сек и через 15с отклонением левой педали на 1/4 ее хода крен был увеличен до 50° при положении РУС, близкой к нейтральному.
Ввод самолета в облачность 1-го яруса с переменными параметрами (уменьшением левого крена с угловой скоростью до 15°/сек, вертикальной скорости снижения от 30м/с до 2м/с и угла тангажа от –7° до –4° и сомнения летчика в показаниях ИКП – 81 повлияли на перерастание сложной ситуации в аварийную. За 17с до столкновения с землей с уменьшением левого крена от 50° до 40°, при Vу=30 м/с на Н=855… 821м и V=580км/ч ситуация переросла в аварийную.
При выводе самолета из разворота летчиком были допущены некоординированные отклонения рулей управления при уменьшении левого крена до 0° – отклонение правой педали на более 1/4 ее хода, что привело к вращению самолета с угловой скоростью 15…18°/сек и созданию угла правого крена до 52°. В перевернутом положении самолета отклонения РУС в продольном канале и создание нормальной перегрузки до 2,75g привели к резкому увеличению вертикальной скорости полета самолета (до 130м/с) и интенсивной потере высоты.
На Н=620м, за 4,6с до столкновения самолета с землей приV=600 км/ч, углах крена +150° и наклона траектории –50°, полетная ситуация переросла в катастрофическую (высота безопасного катапультирования при данных параметрах полета превысила фактическую высоту полета). За 2,8с до столкновения летчик, не освобождая РУС по усилиям, включил режим “Приведение к горизонту” ( при углах крена +138° и тангажа –57°), а за 1,1с до столкновения после выхода самолета под облака привел в действие систему аварийного покидания. Самолет на V=640км/ч с углами крена +4° и тангажа – 38° при нормальной перегрузке 3,6g столкнулся с землей и полностью разрушился. Летчик из-за недостатка высоты погиб.
Причиной ЛП явилась потеря летчиком пространственной ориентировки, которая обусловлена:
- появлением, наиболее вероятно, у летчика сомнений в правильности показаний по крену командно – пилотажного индикатора (ИКП-81);
- конструктивным (эргономическим) недостатком пилотажного оборудования самолета Су-27К – отсутствием дублирующего авиагоризонта;
- отсутствием в РЛЭ самолета Су-27к достаточных рекомендаций по использованию ИЛС в процессе пилотирования и по действиям при отказе ИКП-81 или двух ИК-ВК.
12 июля 1996г. катастрофа самолёта МиГ-31, аэродром Комсомольский-2, КК м-р Емельянов И.В. и ШК командир АЭ п/п-к Супрунов П.Н.
ДСМУ. Экипаж выполнял вывозной полет в зону и по маршруту на средних и больших высотах. После выполнения задания в зоне на 41мин полета при остатке топлива 4000кг лётчик запросил разрешение для захода на посадку с имитацией отказа одного двигателя. Выход на посадочный курс и снижение были выполнены без отклонений от установленной схемы захода: проход ДПРС на высоте 220м и скорости 410км/ч, БПРС на высоте 80м и скорости 380км/ч.
В процессе выравнивания возникло усложнение условий полета, выразившееся в проходе самолетом торца ВПП на Н=5м. Перерастание особой ситуации в сложную началось с момента окончания выравнивания самолета на высоте 3м при удалении от начала ВПП 700м. РП, наблюдая значительный перелет самолета, в момент нахождения его на высоте 3м проинформировал об этом экипаж и дважды подал команду об уходе на 2-й круг. Экипаж, выполняя команду РП, до касания самолета ВПП поставили РУД правого двигателя на "Максимал", оставив левый двигатель в задросселированном положении при оборотах "Малый газ".
Самолет приземлился с перелетом 800м от начала ВПП на скорости 330км/ч с углом тангажа 9,3°. В дальнейшем в течение 18с движение самолета по ВПП происходило с поднятой передней стойкой шасси с углом тангажа 10° и отклоненной правой педалью на 3/4 ее хода (для выдерживания направления взлета). Отрыв самолета произошел с левой половины ВПП под углом 3° к её оси и в 250м до её торца на скорости 325км/ч с углом тангажа 12,5°. При этом обороты левого двигателя были 62%, правого – 100%.
С момента отрыва самолета от ВПП на скорости менее расчетной возникла и начала развиваться аварийная ситуация. Летчик-инструктор из-за малой скорости полета уменьшил угол тангажа до +10°. РП, наблюдая снижение самолета, трижды подал команду на включение форсажного режима работы двигателей. Летчик включил форсаж правого двигателя (через 2с после отрыва самолета от ВПП и за 8с до его столкновения с землей). Полет самолета продолжался на высоте 1м без набора с дальнейшим уклонением влево от оси ВПП.
В дальнейшем, непосредственно перед столкновением самолета с левой стойкой АТУ высотой 5,5м, экипаж увеличил угол тангажа до +15°, что привело к выходу самолета на режим сваливания и его кренению влево. Самолет на скорости 320км/ч с углами тангажа 15° и крена 6° столкнулся со стойкой АТУ-2М, расположенной на дальности 300м от торца ВПП, повредив при этом переднюю кромку правой консоли крыла, направляющую АПУ-52, нижнюю обшивку крыла перед закрылком и оборвал половину закрылка и 1/3 правой консоли стабилизатора.
После столкновения самолета с АТУ-2М РП дважды подал экипажу команду на катапультирование. За 4с до столкновения самолета с землей угол крена самолета начал постепенно увеличиваться и достиг 12°. С этого момента начала развиваться катастрофическая ситуация. Через 2с после подачи РП первой команды на покидание самолета (за 2,7с до столкновения с землей) в процессе сваливания самолета на левую консоль крыла на высоте 6м, приборной скорости 310км/ч и перегрузке 1,5g летчик-инструктор благополучно катапультировался из второй кабины. При этом угол крена составлял – 46°, а тангажа +12,6°.
Катапультирование летчика из передней кабины произошло за 0,7с до столкновения самолета с землей на высоте 4,2м, приборной скорости 300км/ч, при крене 98° и угле тангажа -22° и закончилось его гибелью. Самолет на удалении 730м от торца ВПП при значениях угла тангажа – 34° и крена – 105° столкнулся с землей, разрушился и частично сгорел.
Причины ЛП:
- неготовность летчика к полету на новом типе самолета, вследствие недостатков в методике его переучивания;
- неудовлетворительная летно-методическая подготовка инструктора и недостаточная его личная натренированность в полетах;
- несвоевременные действия РП при возникновении особой ситуации.
13 июля 1996г. авария самолёта Ан-12БК.
ДПМУ. В процессе разбега возник разворачивающий момент самолета вправо. Самолет сошел с ВПП, попал в глубокую канаву и разрушился. Три члена экипажа получили телесные повреждения.
Причины:
- ошибка летчика в работе с оборудованием кабины перед взлетом, выразившаяся в неполном утапливании штурвальчика рулежного управления колесами передней ноги шасси для перевода в режим взлетно-посадочного управления, что привело к уводу самолета от оси ВПП под действием гироскопического момента от воздушных винтов и боковой составляющей ветра – 9м/с;
- позднее принятие решения командиром зкипажа на прекращение взлета,
- бездействие членов экипажа и РП в сложившейся ситуации.
15 июля 1996г. катастрофа вертолёта Ми-6.
ДПМУ. Экипаж из-за превышения предельнодопустимого взлетного веса вертолета после отрыва и разгона V до 60км/ч (положено 90-100км/ч) не смог набрать высоту, а возникшую повышенную тряску на неустойчивом режиме полёта принял за отказ управления. При развороте для выполнения посадки летчик превысил допустимый крен, в результате чего вертолет перешел на снижение и грубо приземлился, разрушился и сгорел. Погиб один пассажир.
По результатам расследования установлены недостатки в организации и производстве полетов со стороны должностных лиц полка (превышение взлетного веса вертолета выше предельно допустимого), неготовность командира экипажа к выполнению полета на перевозку грузов и ошибочные действия в усложненной ситуации.
Командир вертолета, летчик 3-го класса, не допущенный к полетам с предельной взлетной массой, имел перерыв в полетах 52 суток.
16 июля 1996г. катастрофа самолёта МиГ-31, аэродром Хотилово-2, КК замкомандира АП по ВР п/п-к Ананко В.Ф. и ШК ст. л-т Левченко К.П.
ДПМУ. После получения разрешения на взлёт КК увеличил обороты двигателей до максимальных и включил форсажный режим. До начала подъема передней стойки шасси разбег самолета происходил без особенностей. Во второй половине разбега, перед отрывом самолета от полосы, возникло усложнение условий полета – началось уклонение самолета влево от оси ВПП. Командир корабля принял решение на прекращение взлета: выключил форсажи обоих двигателей, опустил переднюю стойку шасси, применил средства торможения, выпустил ТП и начал исправлять возникшее уклонение самолета от оси ВПП.
РП, увидев выключение форсажных режимов двигателей (сначала правого, а через 2-3с – левого) и выпуск ТП, подал команду на прекращение взлета, выключение двигателей и торможение. Вследствие большой скорости движения и малого остатка длины ВПП остановить самолет в ее пределах экипажу не удалось. Это обусловило возникновение и развитие сложной ситуации.
Аварийная ситуация возникла при выкатывании самолета за пределы ВПП на скорости 250км/ч. РП, наблюдая выкатывание самолета за пределы ВПП, дважды подал команду экипажу на катапультирование. Самолет при движении вне ВПП порвал сетку АТУ. Катастрофическая ситуация возникла при столкновении самолета с препятствием (КРМ ПРМГ), в результате которого самолет перевернулся через правую консоль крыла и загорелся. Летчики средствами спасения не воспользовались. Экипаж и офицер части, находившийся в данное время в районе АТУ, погибли.
Причина ЛП: отказ левого двигателя самолета из-за усталостного разрушения шестерни центрального привода, обусловленного возникновением в ее материале переменных напряжений высокого уровня, наиболее вероятно, в результате возбуждения резонансных колебаний.