Дополнения к информации по безопасности полетов в части,
касающейся гражданской авиации стран СНГ, а также инциденты и АП, не вошедшие
в предыдущие выпуски информации
(по материалам Межгосударственного авиационного комитета)
ИНФОРМАЦИОННЫЙ БЮЛЛЕТЕНЬ МАК № 1, 2 (100, 101) 2009 г.
ИНЦИДЕНТЫ
03 января 2009 экипаж самолета Ту-134 65083 АК «Аэрофлот-Норд» при заходе на
посадку, на предпосадочной прямой доложил об отказе сигнализации выпуска шасси.
Посадка произведена благополучно.
07 января 2009 экипаж самолета Ту-154 85642 АК «Аэрофлот-РАЛ» произвел возврат с
предварительного старта из-за отказа гидросистемы №1. ВС было отстранено от рейса.
10 января 2009 на самолете В-737-500 VP-BJY АК «Калининградавиа» после взлета
уборка закрылков произошла не синхронно. Экипаж произвел возврат в а/п вылета.
16 января 2009 на самолете В-737-500 VP-BJY АК «Калининградавиа» в полете
произошло растрескивание лобового стекла в кабине пилотов. Экипаж продолжил полет да
а/п назначения.
18 января 2009 на самолете Falcon-50 UR-CCC АК «КАБИ» (Украина) в полете на
эшелоне 10100 м возникли проблемы в работе автомата регулирования давления воздуха в
кабине ВС. КВС произвел снижение до 5100 м, затем полет до а/п назначения был
продолжен на высоте 7500 м.
19 января 2009 на самолете Ту-154 85668 АК «Аэрофлот-РАЛ» перед выполнением
противообледенительной обработки, после включения отбора воздуха на щитке ППС
загорелось красное табло «Пожар ВСУ» без срабатывания системы пожаротушения. ВС
было отстранено от рейса.
19 января 2009 на самолете Ан-124-100 82047 АК «Волга-Днепр» после взлета, в наборе
высоты, на Н=6900 м произошел сильный хлопок в грузовой кабине. После посадки ВС был
обнаружен разрыв контейнера упаковки груза.
10 февраля 2009 на самолете Як-40 87940 АК «Сокол» после взлета, в наборе высоты, на
Н=3000 м в кабине экипажа появился дым по причине неисправности локатора. Экипаж
произвел возврат в а/п вылета.
11 февраля 2009 на самолете Ан-26 26056 АК «Красавиа» после взлета не убралась левая
опора шасси. Экипаж произвел возврат в а/п вылета.
12 февраля 2009 на самолете А-320 VP-BQZ АК «Уральские авиалинии» после взлета не
убралась правая опора шасси. Экипаж произвел возврат в а/п вылета.
15 февраля 2009 на самолете A-319 VP-BHK АК «Сибирь» в полете произошло
растрескивание покровного слоя левого бокового стекла кабины пилотов. Экипаж
продолжил полет до а/п назначения.
2
19 февраля 2009 на самолете B-737 VQ-BAN АК «Аэрофлот-РАЛ» после посадки, на
рулении сработала сигнализация о выключении реверса правого двигателя. По решению КВС
двигатель №2 был выключен.
22 февраля 2009 на самолете Ан-24 46530 АК «Сахалинские авиатрассы» на
предварительном старте, при проверке работы системы автофлюгирования по ИКМ
произошло автоматическое флюгирование левого двигателя.
28 февраля 2009 на самолете Ту-154 85668 АК «Аэрофлот-РАЛ» в полете на высоте
9100 м, по докладу КВС, произошел отказ гидросистемы № 2 и отказ системы управления
передней опорой. Посадка произведена благополучно.
РЕЗУЛЬТАТЫ РАССЛЕДОВАНИЙ АВИАЦИОННЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ
26 октября 2008 при выполнении испытательного полета (контрольный облет вертолета
после переоборудования в вариант «Салон» для перевозки 13 пассажиров с установкой
дополнительного радиосвязного, радионавигационного оборудования и аварийного
радиомаяка) на вертолете Ми-8МТВ-1 ОАО «Казанский вертолетный завод» произошла
катастрофа.
На седьмой минуте полета, на удалении 15 км от а/д взлета, при следовании в зону, в
режиме горизонтального полета, на высоте Н = 450 м и Vпp = 234 км/ч началось
самопроизвольное интенсивное кренение ВС вправо. Через 3 секунды значение угла крена
достигло 52°. Анализ СОК показал, что кренение вертолета вправо происходило вследствие
перемещения тарелки автомата перекоса на создание правого крена. За 4 секунды
положение тарелки автомата перекоса в поперечном направлении достигло значения -3° и
после задержки в этом положении в течение 1,5 секунды достигло своего максимального
значения -4°.
Несмотря на то, что ручка управления в продольном канале была отклонена на себя,
вертолет резко перешел на пикирование. Через 6 секунд после начала развития аварийной
ситуации угол тангажа достиг значения 77°. К этому моменту угол крена вертолета из
правого перешел в левый и достиг значения 44°.
Через 2 секунды после начала самопроизвольного кренения вертолета общий шаг
несущего винта был уменьшен до минимального значения.
Через 4-5 секунд после начала возникновения аварийной ситуации КВС подал команду
экипажу на покидание вертолета. Второй летчик покинул вертолет, но из-за малой
высоты его парашют раскрылся неполностью. Летчик ударился о землю с большой
вертикальной скоростью, получив при этом значительные травмы. Оба двигателя
вертолета были работоспособны в течение всего полета. Продольный канал управления
вертолетом, канал управления общим шагом несущего и шагом рулевого винтов были
работоспособны в течение всего полета.
Аварийная ситуация от момента своего начала до момента столкновения вертолета с
землей развивалась в течение 13 секунд.
Неуправляемый в поперечном канале вертолет столкнулся с землей при правом крене 38°,
угле тангажа на пикирование -45° с вертикальной скоростью снижения порядка 40 м/с.
Из-за дефицита времени покинуть вертолет с парашютом смог только второй летчик.
Остальные четыре члена экипажа погибли при столкновении вертолета с землей.
По заключению комиссии, причиной катастрофы явился отказ системы управления
вследствие рассоединения тяги черт. № 8А.5102.015 и качалки черт. № 8А 5103.005 в линии
проводки поперечного управления.
В результате рассоединения качалки и тяги была нарушена кинематическая связь
между ручкой продольно-поперечного управления и тарелкой автомата перекоса несущего
винта, из-за чего произошла частичная потеря управляемости вертолетом, приведшая к
возникновению катастрофической ситуации.
3
Основные недостатки, выявленные при расследовании:
- в РЛЭ вертолета Ми-8МТВ-1, раздел «Особые случаи полета», отсутствует описание
особого случая «Отказ системы продольного и поперечного управления вертолета». Не
описаны признаки отказа и не даны рекомендации экипажу вертолета по действиям при
отказе системы продольного и поперечного управления;
- экипировка экипажа не соответствовала требованиям нормативных документов, три
члена экипажа выполняли полет с ненадетыми парашютами (парашюты находились на
борту вертолета);
- в состав экипажа на испытания вертолета был включен правый летчик, не
аттестованный в качестве летчика-испытателя;
- летная документация в летно-испытательном подразделении ОАО «Казанский
вертолетный завод» ведется с отступлением от установленных требований;
- отдельные полетные листы оформляются с отклонениями от требований
информационного письма Росавиакосмоса № ИП-118 от 07.12.01.
Рекомендации комиссии:
• эксплуатантам организовать на вертолетах Ми-8МТВ-1 целевые проверки болтовых
узлов соединений тяги черт. № 8А.5102.015 с качалкой черт. № 8А.5103.005 в линии
поперечного управления;
• ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» доработать РЛЭ вертолета Ми-8МТВ-1;
• ОАО «Казанский вертолетный завод»:
- организовать разработку мероприятий по усилению контроля за сборкой систем
управления ВС и других особо ответственных операций;
- исключить случаи допуска к профессиональной деятельности неаттестованного
авиационного персонала;
- обеспечить качественную подготовку авиационной техники и экипажей к полетам;
- обеспечить выполнение экипажами ВС полетов в специальном летном обмундировании,
защитных шлемах, с надетыми спасательными парашютами в соответствии с
требованиями ст. 6.5.3 ФАП ПП ЭА-2000;
- летную документацию привести в соответствие с требованиями нормативных
документов.
РЕЗУЛЬТАТЫ РАССЛЕДОВАНИЯ ИНЦИДЕНТОВ
12 апреля 2007 на самолете Як-42 RA-42335 АК «Татарстан» после взлета, в наборе
высоты началось слабое биение штурвала После набора эшелона 8600 м и включения
автопилота в режим стабилизации высоты (скорость 450 км/ч) тряска штурвала по
каналу крена переросла в сильную настолько, что штурвал удерживался с трудом обоими
пилотами. С увеличением скорости полета тряска самолета и биение штурвала
усиливались. Экипаж уменьшил режим работы двигателей и отключил САУ-42. В ручном
режиме было проверено функционирование триммеров элеронов и элеронов. Самолет
реагировал на отклонение рулевых поверхностей, но тряска самолета и биение штурвала
продолжались. Экипаж принял решение о возврате в а/п вылета. На снижении биение
штурвала и тряска самолета продолжались. На высоте около 5000 м биение и тряска резко
прекратились. Снижение и посадка в а/п вылета были выполнены благополучно.
При расшифровке полетной информации МСРП-64 установлено, что на высоте 8588 м и
скорости 448 км/ч при переводе РУД с номинального на крейсерский режим возникли
колебания вертикальной перегрузки в диапазоне 0,8 - l,2g (осредненной) с периодом 0,6 - 3 с.
Значения отклонений правого элерона изменялись в диапазоне от минус 6° до минус 2,6°
(осредненное). На Н = 4875 м колебания правого элерона значительно уменьшились.
4
При осмотре и дефектации поверхностей элеронов, триммеров и сервокомпенсаторов
на левом и правом полукрыле было обнаружено отслоение обшивки на верхней и нижней
поверхности сервокомпенсатора левого элерона размером 1500x120 мм.
При проверке функционирования, осмотре и дефектации системы управления элеронами
был обнаружен люфт правого сервокомпенсатора в пределах 10-13 мм по задней кромке.
После демонтажа правого элерона был обнаружен значительный люфт (до 3 мм) штока
в пружинном цилиндре черт. № 425997-40 механизма управления правым
сервокомпенсатором.
В процессе демонтажа пружинного цилиндра с элерона был услышан щелчок, после чего
люфт штока прекратился.
При разборке пружинного цилиндра черт. № 425997-40 сервокомпенсатора правого
элерона было обнаружено:
- отсутствие усика стопорной шайбы гайки штока;
- усик стопорной шайбы выпал из цилиндра (после извлечения пружины из полости
цилиндра);
- при вкладывании постороннего предмета (усика стопорной шайбы) между тарелкой
пружины и корпусом цилиндра и сборки цилиндра был вновь обнаружен люфт штока
пружинного цилиндра примерно в тех же пределах, что и при первоначальном осмотре и
проверке функционирования системы управления элеронами.
После замены левого поврежденного сервокомпенсатора, пружинных цилиндров черт. №
425997-40 механизмов управления правым и левым сервокомпенсатором работа системы
управления элеронами, сервокомпенсаторами и триммерами элеронов соответствовала ТУ
(без замечаний).
Для определения причины разрушения стопорной шайбы гайки штока, пружинный
цилиндр черт. № 425997-40 сервокомпенсатора правого элерона был направлен на
исследование в ГЦБП ВТ.
Из Заключения ГЦБП ВТ следует, что разрушение усика стопорной шайбы гайки штока
пружинного цилиндра 425997-40 № 067 сервокомпенсатора правого элерона имеет
повторно-статический и статический характер и обусловлено механическим воздействием.
Разрушение стопорной шайбы в поперечном сечении имеет малоцикловый усталостный
характер и инициировано ее повреждением и надрывом в результате некачественной
сборки узла, произведенной, наиболее вероятно, в процессе эксплуатации.
Версию комиссии о связи значительного ухудшения характеристик устойчивости и
управляемости ВС с появлением люфта штока пружинного цилиндра механизма управления
сервокомпенсатором правого элерона подтвердить не представляется возможным, в связи
с тем, что пружинный цилиндр был разобран комиссией без участия сторонних
организаций.
По информации от ЗАО «БАСКО», при выполнении ТО-10000 09.08.93 цилиндр не
разбирался. После ТО цилиндр проработал без замечаний 11437 часов. До этого (после
изготовления и установки на заводе-изготовителе) цилиндр проработал 11578 часов.
Изучение производственно-технической документации в АТБ за последние 5 лет
эксплуатации не подтвердило демонтажа и проведения каких-либо работ за этот период
на цилиндре сервокомпенсатора правого элерона.
При выполнении периодического ТО в АТБ авиакомпании 26.01.07 по Ф-38 было
обнаружено два очага отслоения обшивки сервокомпенсатора правого элерона, при этом
сервокомпенсатор правого элерона был заменен на кондиционный. Цилиндр черт. № 42599740 при этом не менялся, т.к. он входит в комплект элерона и установлен на элероне, и его
демонтаж, а тем более разборка не требуется. Изучение карты наряда от 26.01.07 на ТО
по Ф-38 и входящих в нее документов (пооперационные ведомости, наряды на
дополнительные работы, в том числе на демонтаж-монтаж агрегатов), а также опрос
ИТП подтвердили, что цилиндр на Ф-38 периодического ТО и после ее выполнения с
самолета не демонтировался и не разбирался до данного инцидента.
Самолет Як-42 эксплуатируется в авиакомпании более 20 лет и за это время отказов
цилиндра пружинного черт. № 425997-40 не было, что подтверждается письмом
5
Смоленского авиазавода о том, что данный случай встречается впервые. Кроме того, в
Регламенте на ТО ВС отсутствуют технологические указания на разборку и сборку
цилиндра, а это значит, что в эксплуатации эти работы проводить запрещено.
После произошедшего инцидента на ВС были заменены и правый и левый цилиндры, т.к. в
авиакомпании имелись в наличии данные цилиндры (в АТБ простаивают несколько ВС Як-42
из-за отсутствия двигателей и пр.).
Согласно программе работ, комиссии по расследованию данного инцидента при разборке
пружинного цилиндра черт. № 425997-40 (для выяснения причины образования люфта
штока цилиндра и его исчезновения при демонтаже этого цилиндра) для отворачивания
гайки цилиндра пришлось замачивать цилиндр в керосине и увеличивать плечо ключа, т.к.
гайка отворачиванию не поддавалась.
Трудность с отворачиванием гайки возникла ввиду того, что резьба гайки почти
спеклась (закоррозировалась) с резьбой цилиндра, а это говорит о том, что гайку цилиндра
уже давно никто не отворачивал, возможно, с момента изготовления цилиндра. Наличие
коррозии на резьбе гайки цилиндра отмечено в Заключении ГЦБП ВТ. Если бы гайку
отворачивали при выполнении ТО по Ф-38 (26.01.07) или во время последующей
эксплуатации ВС, то за короткое время (от Ф-38 до инцидента самолет наработал 220 ч в
течение 3 месяцев) спекания резьбы гайки и цилиндра не могло произойти.
Таким образом, по заключению комиссии, заключение ГЦБП ВТ о том, что наработка
цилиндра после некачественной сборки была незначительной, и что сборка была выполнена
при эксплуатации ВС в авиакомпании, не подтверждается работами, проведенными
комиссией.
Из объяснительных членов экипажа, анализа результатов расшифровки СОК, работ,
выполненных комиссией на ВС, по осмотру и проверке функционирования рулевых
поверхностей и всей системы управления ВС по крену следует, что в полете возникли
автоколебания элеронов. Появление автоколебаний элеронов в полете можно объяснить
следующим образом:
- воздействие от штурвала к элерону передается через пружинную тягу. При
отсутствии шарнирного момента на элероне сервокомпенсатор сохраняет относительно
элерона нейтральное положение. В полете при отклонении штурвала на элероне возникает
шарнирный момент, пропорциональный отклонению штурвала, пружина пружинной тяги
сжимается, что в свою очередь приводит к отклонению сервокомпенсатора, который
помогает отклонению элерона до заданного штурвалом нового положения (РТЭ Як-42, п.
27.11.00, стр. 1,2,3);
- при проверке функционирования, осмотре и дефектации системы управления элеронами
был обнаружен значительный люфт правого сервокомпенсатора, причиной которого стал
люфт штока в пружинном цилиндре черт. № 425997-40, возникший в результате попадания
постороннего предмета (отломившегося усика стопорной шайбы гайки штока) между
тарелкой пружины и корпусом цилиндра. Поскольку воздействие от штурвала к элерону
передается через пружинную тягу, то в результате элерон имеет некоторый свободный
ход (люфт) при неподвижном штурвале;
- значительный люфт элерона в системе управления по крену привел в данном случае к
возникновению автоколебаний элеронов.
Подтверждением возникновения автоколебаний в данном случае может служить то,
что на одном и том же самолете в предыдущем полете замечаний по управлению
самолетом не было, а в последующем полете они возникли. Разница между этими полетами
была в том, что в предыдущем полете самолет был полностью исправен, а в последующем
появилась неисправность в системе управления элеронами (люфт правого элерона,
возникший из-за попадания между тарелкой пружины и корпусом пружинного цилиндра
сервокомпенсатора отломившегося усика стопорной шайбы гайки штока).
Резкое прекращение биения штурвала и тряски самолета (по ощущениям экипажа)
можно объяснить тем, что в какой-то момент времени отломившийся усик стопорной
шайбы выскочил из под тарелки пружины и работоспособность пружинного цилиндра
6
восстановилась, и люфт штока в пружинном цилиндре исчез (на высоте Н = 4875 м
колебания элерона значительно уменьшились).
По мнению комиссии по расследованию инцидента, в заключении ГЦБП ВТ некорректна
ссылка на то, что нет оснований связывать развитие инцидента с работоспособностью
только правого элерона, в связи с тем, что на МСРП не пишутся параметры отклонения
левого элерона, на сервокомпенсаторе которого обнаружено отслоение обшивки на верхней
и нижней поверхностях. Управление левым и правым элеронами связано жестко
механической проводкой, и отклонение элеронов происходит синхронно. Углы отклонения
элеронов пишутся на МСРП только на одном из них, в данном случае на правом, поэтому
запись отклонения правого элерона соответствует и отклонению левого элерона.
Колебания левого элерона (достаточно интенсивные) привели к отслоению обшивки на
левом сервокомпенсаторе. Отслоение обшивки на сервокомпенсаторах или триммерах
приводит к изменению обтекания воздушным потоком их поверхностей, т.е. к изменению
аэродинамической силы и, как следствие, к «валежке» самолета, но не к автоколебаниям
элеронов.
По заключению комиссии, причиной возникновения недопустимых вибраций самолета и
автоколебаний штурвала явилась некачественная сборка техническим персоналом узла
штока пружинного цилиндра механизма управления правым сервокомпенсатором,
приведшая к разрушению стопорной шайбы гайки штока и попаданию постороннего
предмета (отломившегося усика стопорной шайбы гайки штока) между тарелкой
пружины и корпусом цилиндра и возникновению в результате этого люфта штока в
цилиндре, вызвавшего автоколебания элеронов.
Комиссии не представилось возможным однозначно установить где (на заводеизготовителе, на АРЗ или в эксплуатации) выполнена некачественная сборка узла штока
пружинного цилиндра черт. № 425997-40.
Рекомендация комиссии:
• результаты расследования изучить с летным и техническим составом,
эксплуатирующим самолеты Як-42.
31 июля 2008 на самолете Ил-76ТД 76362 ФГУАП «МЧС России» в полете на эшелоне
11600 м с включенным автопилотом произошла разгерметизация ВС из-за полного
разрушения левого стеклоблока черт. № 1.7601.0220.950.002 кабины экипажа. Серьезный
инцидент. Экипажу удалось благополучно закончить полет и произвести посадку в а/п
назначения.
При внешнем осмотре ВС после посадки комиссия по расследованию обнаружила:
- разрушение наружных и внутренних стекол стеклоблока черт. № 1.7601.0220.950.002;
- выдавливание уплотнительного профиля стеклоблока L = 90 мм с правой стороны с
незначительными разрушениями;
- по периметру уплотнительного профиля - осколки стеклоблоков (остатков
стеклоблока в кабине экипажа не обнаружено);
- нарушение лакокрасочного покрытия головок винтов окантовки разрушенного
стеклоблока.
В результате разгерметизации кабины травмы получили члены экипажа:
- штурман (перелом костей голени);
- бортрадист (черепно-мозговая травма).
Два служебных пассажира (инженерно-технический персонал) были временно
отстранены от работы и госпитализированы.
Остальные члены экипажа (КВС, второй пилот, бортинженер) и 4 пассажира
(сопровождавших груз) признаны здоровыми.
Данные о воздушном судне:
ВС изготовлено на Ташкентском АПОиЧ 30.04.93, заводской № 1033406533. Наработка
СНЭ 6682 часов, 2047 посадок. Имело 1 ремонт в ОАО «123 АРЗ» МО 04.11.04. Налет ППР
1490 часов, 463 посадки.
7
Периодическое ТО по форме Ф-4+ВЛП+200 пос. выполнено 27.03.08 в ЗАО «АТБ ДМД».
Оперативное ТО по форме ВС+А2+ОВ выполнено 31.07.08 в ФГУАП «МЧС России».
Фрагменты разрушенного стеклоблока и средства регистрации параметров полета
были отправлены комиссией на исследование в ФГУ «13 ГНИЙ МО» с целью определения
причины разрушения.
На запрос комиссии в авиаремонтный завод ОАО «123 АРЗ» МО заменялся ли стеклоблок
черт. № 1.7601.0220.950.002 при выполнении 04.11.04 ремонта данного ВС, комиссия
получила ответ, что данный стеклоблок не заменялся, но демонтировался и монтировался
на ВС в соответствии с технологическим процессом ремонта.
По результатам опроса членов экипажа и анализа их действий в полете, по материалам
расшифровки средств полетной информации было установлено, что в результате
разрушения левого стеклоблока кабины экипажа произошла ее разгерметизация. В
результате разгерметизации самолета кислородная маска КВС и радиогарнитура
бортинженера были «высосаны» за борт. Бортрадист потерял сознание. Это привело к
созданию нештатной ситуации и, как следствие, нарушению установленной технологии
взаимодействия членов экипажа, выразившейся в их несогласованных действиях по
управлению ВС в создавшейся аварийной ситуации. Вмешательство пилотов в управление
самолетом произошло через 7 секунд, еще через 5 секунд был отключен автопилот.
Последующее штурвальное пилотирование происходило с большими колебаниями
вертикальной перегрузки от 0,25 до 1,75 ед. и высоты от 11000 м до 12600 м, что
свидетельствует о выходе ситуации из-под контроля экипажа. Самолет сначала снизился
до высоты 11000 м, а затем перешел в набор высоты до 12600 м с вертикальной скоростью
набора до 70 м/с. В процессе этого набора была превышена максимально допустимая
высота полета 12000 м.
Через 4 минуты 52 секунды после начала развития аварийной ситуации экипаж
предпринял меры по снижению самолета, выпустив спойлеры в тормозном режиме, как
предписано РЛЭ, однако двигатели на режим «малый газ» переведены не были.
Снижение ВС проходило с переменным профилем полета. В процессе снижения
продолжались колебания перегрузки от 0,3 до 1,5 ед., росла приборная скорость,
максимальное значение которой достигло 630 км/ч, а также происходили колебания по
крену до 35°.
Таким образом, в течение 6 минут 53 секунд самолет двигался со скоростью,
превышающей максимальную эксплуатационную 600 км/ч по прибору.
Ограничение по числу М также было превышено и составило 0,78 - 0,79. Максимально
допустимый крен 30° был превышен в управляемом движении.
По существу, экстренное снижение не выполнялось, контроль над ситуацией
восстановился только через 18 минут, когда на высоте 4700 м для уменьшения скорости
полета экипаж уменьшил режим работы двигателей до режима «малый газ» и выполнил
доворот на начальный курс полета.
Активное снижение до эшелона перехода осуществлял второй пилот, с эшелона
перехода и на посадке экипаж действовал в полном составе.
По результатам анализа технической документации по выполнению ТО, комиссия
установила, что 11.03.07 на данном самолете производился демонтаж-монтаж
стеклоблока черт. № 1.7601.0220.950.002 при выполнении периодического ТО по Ф-2+ВЛП в
ЗАО «АТБ Домодедово».
Кроме того, согласно наряду на дефектацию от 11.03.07 имеется запись: «Запотевание
окон кабины экипажа лев. 1 за форточкой и правого 2 за форточкой», а в разделе об
устранении дефекта имеется запись: «Устранено», без расшифровки метода и способа
устранения дефекта.
Устранение запотевания межстекольного пространства выполнялось путем замены
профилей герметизации с демонтажом и последующим монтажом стеклоблока черт. №
1.7601.0220.950.002 11.03.07 в ЗАО «АТБ Домодедово».
В заключении ФГУ «13 ГНИИ МО» по результатам исследования причины разрушения
левого стеклоблока сказано: «В связи с недостаточным количеством представленных на
8
исследование кусков внутреннего стеклоблока (около 4% от всей поверхности внутреннего
стекла) и отсутствием на них признаков начала разрушения, установить причину
разрушения стеклоблока 1.7601.0220.950.002 на ВСШ-76ТДRA-76362 не представилось
возможным».
Примечания: 1. Ранее в государственной авиации (ВВС) на ВС Ил-76ТД RA76363 произошли 11.08.08 и 16.09.08 аналогичные авиационные инциденты,
связанные с разрушениями в кабине экипажа левого и правого стеклоблоков из
органического стекла. При расследовании этих серьезных инцидентов было
проведено исследование в ФГУ «13 ГНИИ МО» причин разрушения на этом ВС
левого стеклоблока 1.7601.0220.950.002 кабины экипажа. В заключении по
результатам исследования говорится: «Наиболее вероятной причиной
разрушения стеклоблока 1.7601.0220.950.002 кабины самолета Ил-76ТДRA-76363
явилось нарушение требований «Руководства по ремонту самолета Ил-76» при
его последнем монтаже на самолет, выразившееся в нетарированной затяжке
винтов крепления прижимной ленты, что привело к возникновению напряжения в
поверхностном слое стекла, которое по величине соизмеримо с его прочностью».
2. При анализе причин разрушения левого и правого стеклоблоков из
органического стекла на самолете Ил-76ТД RA-76363 (11.08.08 и 16.09.08), было
установлено, что эти стеклоблоки демонтировались-монтировались для
устранения запотевания межстекольного пространства путем замены
профилей герметизации. Работы выполнялись специалистами ЗАО «АТБ
Домодедово» при выполнении на ВС периодического ТО.
3. В вышеупомянутых случаях специалистами ОАО «123 АРЗ»,
производившими демонтаж разрушенных стеклоблоков, было обнаружено и
заактировано что:
- винты на прижимных лентах стеклоблоков не соответствуют «Каталогу
деталей и сборочных единиц» самолета Ш-76ТД (часть 2, планер, книга 2, глава
23, подраздел 23.10.02, стр. 2д/2е, позиция 35). Вместо винтов 3186А-6-1 б
установлены винты на 6 мм короче;
- профиль герметизации стеклоблока состоял из отдельных деталей
различной длины;
- обнаружено нарушение ЛКП на шлицах головок, вокруг головок винтов,
прижимных лент по всему периметру.
Комиссия установила, что в процессе эксплуатации ВС Ил-76ТД RA-76362 ФГУАП
«МЧС России», после капитального ремонта на нем в процессе эксплуатации производились
работы, связанные с отворачиванием винтов крепления прижимной ленты, что могло
привести к нарушению требований по монтажу, предусмотренных «Руководством по
ремонту самолетов Ил-76». В этом случае в поверхностном слое стекла могли возникнуть
напряжения, которые по величине могут быть соизмеримы с его прочностью.
По заключению комиссии, вероятной причиной разрушения стеклоблока черт. №
1.7601.0220.950.002 кабины экипажа могло явиться нарушение технических условий
тарированной затяжки винтов прижимных лент стеклоблока специалистами ЗАО «АТБ
Домодедово» при выполнении демонтажно-монтажных работ стеклоблока в процессе
периодического ТО ВС.
Примечание: При анализе поступивших в МАК материалов расследования
данного серьезного и опасного авиационного события его специалистами
отмечено, что расследование этого серьезного инцидента, выполненного
комиссией ЦУГАН ФСНСТ РФ, проведено с грубыми нарушениями правил
расследования:
- представители промышленности к расследованию не привлекались;
- летная подкомиссия не создавалась, анализ действий экипажа не
проводился;
- в материалах расследования отсутствует расшифровка записи переговоров
с диспетчерского магнитофона;
9
- записи параметров полета по МСРП-64 и переговоров по бортовому
магнитофону МАРС не синхронизированы;
- абоненты внутрикабинных переговоров не идентифицированы;
- причина разрушения стекла кабины не установлена, поскольку на
исследование была направлена лишь незначительная часть оставшегося
остекления;
- действенные рекомендации по предотвращению подобных случаев не
разработаны.
Рекомендации комиссии:
• с летным составом ВС Ил-76ТД повторно изучить действия экипажа при
разгерметизации кабины экипажа: РЛЭ, книга 1, раздел 3.3.1 и при экстренном снижении:
РЛЭ, книга 1, раздел 3.4;
• провести разовую проверку состояния остекления ВС Ил-76ТД в соответствие с
требованиями технической документации.
23 октября 2008 экипаж вертолета Ми-8Т 22300 АК «ЮТэйр» через 3 минуты после
взлета, в горизонтальном полете на скорости 200 км/ч, при выдерживании высоты 200 м, в
правом развороте услышал кратковременный посторонний звук. Параметры работы
двигателей и трансмиссии соответствовали норме. По указанию КВС, бортмеханик
осмотрел грузовую кабину и доложил, что через окна грузовой кабины по правому борту
виден открывшийся правый капот редукторного отсека. КВС произвел возврат в а/п
вылета.
При послеполетном осмотре вертолета была обнаружена открытая правая крышка
капота редукторного отсека с отсоединенным тросом крепления и поврежденными узлами
фиксации капота в открытом положении.
При осмотре капотов редукторного отсека комиссия по расследованию обнаружила:
- разрушение ушкового болта черт. № 8АТ.6940.141 правого капота по сечению
отверстия под пружину;
- разрушение кронштейна черт. № 8А.6950.370 по проушинам крепления амортизатора.
На основании результатов выполненных работ комиссией было установлено:
23.10.08 перед вылетом, в соответствии с заданием на полет, согласно плану, экипаж
проводил опробование силовой установки ВС с последующим остановом двигателей и
осмотром с целью проверки герметичности соединения сигнализатора стружки СС-78
левого двигателя (в связи с контролем проведенных работ по устранению замечания
экипажа, отмеченного в бортовом журнале вертолета 22.10.08: «Не работает желтое
табло стружка левого двигателя»). Работы по открытию капотов редукторного отсека,
осмотру сигнализатора стружки на его герметичность, закрытию капотов и подготовке
вертолета к вылету осуществлял авиатехник, допущенный к ТО вертолета Ми-8Т, но
имеющий малый опыт работы.
Справка: Правая крышка капота редукторного отсека имеет форму
прямоугольника размером 1150x1000 мм. Открывается крышка сверху вниз на
нижних петлях, прикрепленных к корпусу вертолета. В закрытом положении
крышка прилегает к капоту под уклоном к вертикальной оси вертолета и при
открытом замке может удерживаться на вертолете, летящем без кренов, в
прикрытом положении под собственной тяжестью.
В верхнем (закрытом) положении крышка удерживается тремя штырями,
которые заходят в приемные отверстия на корпусе. Выдвигаются запорные
штыри замка одной из двух поворотных ручек, имеющих с внешней стороны
крышки надписи положения «Открыто» и «Закрыто». Поворотом любой из
ручек в положение «Открыто» утапливаются штыри и открывается крышка.
Ручки со штырями соединены через поворотный кронштейн.
При осмотре правой крышки капота редукторного отсека комиссией установлено:
- задний (по направлению полета) запорный штырь крышки выдвигается на 26,5 мм и
10
должен входить в приемное отверстие кронштейна на силовом элементе корпуса
вертолета;
- левый кронштейн (задний) на каркасе вертолета имеет следы притирания короба
крышки, т.е. заднее гнездо штыря крышки при ее закрытии плотно прилегает к
кронштейну, с трением о корпус кронштейна, без зазора (нарушена ремонтная технология
ТРС Ми-8/04-04-10 «Вертолет Ми-8. Капоты (ремонт)»: зазор между боковой створкой
капота редукторного отсека и гнездом 8А-06950-330 на шпангоуте концевого отсека
капотов - (3+2 ) мм.
Специалисты ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг» АРК, выполнявшие 07.04.08 ремонт
вертолета, провели некачественную проверку соответствия технических параметров
капота редуктора (отсутствовал зазор между гнездом штыря крышки капота и задним
кронштейном на каркасе вертолета) и неправильно оформили документацию - нет сведений
в формуляре ВС о том, когда была проведена доработка вертолета новой крышкой капота
редукторного отсека (нарушен п. 14.3.4 НТЭРАТ ГА-93 «Производитель ремонта
предъявляет к сдаче отремонтированное ВС,… с оформленной пономерной и другой
документацией. На ВС, его двигателях и комплектующих изделиях должны быть выполнены
все работы, предусмотренные... указаниями ГОУВТ о срочных доработках...»).
Верхний запорный штырь, удерживающий верх крышки, расположен на расстоянии 2/5
длины слева крышки (если смотреть на крышку с внешней стороны) и выдвигается на 26
мм. Передний штырь выдвигается на 24 мм. Правый (передний) кронштейн на каркасе с
приемным отверстием не имеет следов притирания короба крышки.
Закрытие правой крышки капота редукторного отсека авиатехник осуществлял перед
вылетом вертолета, стоя на подножках, встроенных в корпус ВС под вентиляторным
отсеком. Подножка, на которой он стоял левой ногой, расположена от переднего края
крышки капота на расстоянии 0,5 м. Удерживаясь правой рукой за поручень над
вентиляторным отсеком, авиатехник левой рукой закрывал крышку капота и поворачивал
переднюю рукоятку замка в положение «Закрыто». При этом прижим заднего края крышки
к капоту он не осуществил. Авиатехник не воспользовался подножкой, встроенной в крышку
капота редукторного отсека, для проверки прилегания капота.
В процессе эксплуатации данного вертолета бортмеханики ранее замечали особенности
нестандартного прилегания правой крышки капота редукторного отсека, но записей в
бортжурнале о замеченном отклонении от нормы не делали. Реакции со стороны ИТП ОАО
«ЮТэйр-Инжиниринг» по данному недостатку не было (не выполнены требования п. 4.2.2
НТЭРАТ ГА-93: «О неисправностях ... члены экипажа записывают в бортовом журнале и
сообщают специалисту, сдающему ВС, который обязан принять меры по устранению
недостатков и доложить о случившемся своему руководителю» и п. 2.4.14 (одиннадцатый
дефис) НПП ГА-85). Авиатехник, прошедший стажировку по практическому освоению
регламентных работ в объеме оперативных видов ТО с 22.07.08 по 25.08.08, об особенности
закрытия крышки капота на вертолете Ми-8Т RA-22300 не знал и при закрытии крышек
капота ее не учел.
Задняя верхняя часть правой крышки капота неплотно прилегла к корпусу из-за
сопротивления закрытию сил трения между гнездом с приемным отверстием на каркасе и
гнездом под задний штырь короба крышки (нарушена ремонтная технология ТРС Ми-8/0406-9 «Монтаж капотов вертолета Ми-8», НТК № 8, опер. 1, переход 3: предусмотрено по
окончании монтажа створок капота редукторного отсека 8А-6950-00 проверить
«качество закрытия и открытия капотов. Створки капотов должны свободно
открываться и закрываться. Открытие и закрытие замков должно быть свободным, без
заеданий и больших усилий. Замки должны обеспечивать надежное соединение элементов
капота без люфтов и зазоров»). Задний штырь не вошел в отверстие, а уперся конусом в
край приемного отверстия, т.к. ось штыря и приемного отверстия не совпадали из-за их
затирания.
Запорные штыри замка правой крышки капота имеют отклонения от установленных
параметров (черт. № 8А-6950-232, № 8А-6950-291), не соблюдены требования чертежей.
Закрытия замка правой крышки капота не произошло, т.к. верхний и передний штыри не
11
выдвинулись из гнезд и не вошли в зацепление с соответствующими приемными
отверстиями.
Поворот рукояток капота примерно соответствовал направлению неверно нанесенных
надписей на капоте «Закрыто». Задняя надпись «Закрыто» была нанесена ниже оси
рукоятки на 3 см. Передняя надпись «Закрыто» была нанесена под углом -15° к осевой линии
вертолета (нарушена ремонтная технология ТРС Ми-8, не соблюдены требования чертежа
8А-6950-00 «... надписи «Закрыто» должны быть нанесены вдоль осевой линии вертолета, а
надписи «Открыто» под углом 50° к осевой линии вертолета»).
Это привело к ошибочному восприятию авиатехником закрытого положения ручек
капота. Положение рукояток на правой крышке капота редукторного отсека данного
вертолета достаточно точно не фиксируется. В процессе закрытия замка, при упоре
одного из штырей в каркас, рукоятки, при приложении к ним дополнительных усилий, могут
отклониться от положения 15 - 20° к осевой линии вертолета до положения «Закрыто»
(нарушена ремонтная технология ТРС Ми-8/04-06-9 «Монтаж капотов вертолета Ми-8»,
ПТК № 8, опер. 1, переход 3, где предусмотрено по окончании монтажа створок капота
редукторного отсека 8А-6950-00 проверить «качество закрытия и открытия капотов.
Створки капотов должны свободно открываться и закрываться Открытие и закрытие
замков должно быть свободным без заеданий и больших усилий).
Авиатехник перед вылетом не проверил правильность закрытия крышки капота (не
выполнены требования п. 2 технических требований ТК № 1.20.11 ТУ к РО вертолета Ми-8:
«... Крышки капота вентиляторного и редукторного отсеков должны плотно прилегать к
каркасу капота» и п. 3 ТТ ТК № 1.20.23 ТУ к РО вертолета Ми-8: «Закройте крышки
капота редукторного отсека, для чего установите ручки замков в открытое положение,
поднимите крышки за поддерживающий трос, прижмите их к каркасу капота и закройте
замки»).
КВС и бортмеханик, наблюдавшие с земли за процессом закрытия капота, неплотность
прилегания задней верхней части крышки капота не увидели. Положение рукояток на
капоте вблизи неправильно нанесенных надписей «Закрыто» способствовало их ошибочному
восприятию закрытия замка капота.
Начальник смены ИАС ЛСТО «Сургут» ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг», контролирующий
подготовку ВС к вылету, не учел малый опыт работы авиатехника и не проконтролировал
качество предполетного ТО ВС (нарушены требования пп. 6.4.5, 10.3.2 НТЭРАТ ГА-93). По
докладам авиатехников, он завизировал своей подписью в карте-наряде некачественно
проведенные работы по обслуживанию вертолета, а также готовность ВС к вылету и дал
разрешение на вылет вертолета (нарушены требования пп. 10.3.4,10.3.5 НТЭРАТ ГА-93).
По заключению комиссии, причиной открытия в полете правой крышки капота
редукторного отсека явилось неполное ее закрытие из-за:
- нарушения технологии проведения работ персоналом ремонтного предприятия ОАО
«ЮТэйр-Инжиниринг» АРК;
- некачественного технического обслуживания вертолета на предполетной подготовке
специалистами ИТП ЛСТО «Сургут» ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг».
В ремонтном предприятии ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг» АРК при ремонте вертолета
допущены нарушения:
- некачественное проведение дефектации крышек капота редукторного отсека (не
выявлено несоответствие установленной конструкции крышки капота требованиям
бюллетеня М309-ИК для вертолетов Ми-8Т с заводского № 6947);
- при ремонте в формуляре вертолета не была оформлена запись о замене крышек
редукторного отсека.
Специалистами ИТП ЛСТО «Сургут» ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг» допущены нарушения:
- незакрытие на замок правой крышки капота редукторного отсека авиатехником,
который не выполнил требования пп. 1.01.22, 1.05.06 РО Ми-8Т и ТТ п. 2 ТК 1.20.11, п. 3 ТК
1.20.23 ТУ к РО Ми-8Т;
- недостаточный контроль качества предполетного техобслуживания вертолета со
стороны начальника смены (нарушение требований пп. 6.4.5, 10.3.2 НТЭРАТ ГА-93).
12
В своем отчете комиссия отметила недостатки, выявленные при расследовании:
- в формуляре вертолета нет записей о замене или доработке правой крышки капота
редукторного отсека со средним расположением задней ручки (установленной при
изготовлении вертолета) на крышку капота с расположением задней ручки на краю
крышки. Не соблюдены требования п. 7.4.4 НТЭРАТ ГА-93: «... При необходимости
производятся записи в формуляре ВС» и требования п. 19.2.6 НТЭРАТ ГА-93: «... ведение
разделов формуляров, относящихся к эксплуатации ВС, ... Основанием для записей служат:
... документы, подтверждающие выполнение доработок,... переоборудования, ремонта,...»;
- надписи «Закрыто» нанесены на крышке капота редуктора не в соответствии с
чертежом № 8А-6950-00 ремонтной технологии ТРС Ми-8;
- в содержании операции по проверке надежности закрытия крышки капота, согласно п.
2 ТК 1.20.11 ТУ к РО Ми-8Т, нет информации о положении рукояток в закрытом
положении и действиях авиатехника в случае отклонения положения рукояток от
технических требований;
- в содержании операции закрытия замков крышки капота, согласно п. 3 ТК 1.20.23 ТУ к
РО Ми-8Т, не разъяснено положение рукоятки закрытого состояния замка (такое
разъяснение есть только в ТК 1.20.27, которая не задействована регламентом РО Ми-8);
- в сечении разлома ушкового болта 8АТ.6940.141 обнаружен очаг усталостной
трещины площадью 1/2 сечения, который не был выявлен при ремонте вертолета в ОАО
«ЮТэйр-Инжиниринг» АРК;
- некоторые записи в п. 3 Карты-наряда от 23.10.08 (№ 8027 в а/п Сургут на
техобслуживание вертолета Ми-8Т RA-22300 по Ф-ОВОВ1) сделаны не авиатехником, как
это требуется, согласно п. 5.1.5 НТЭРАТ ГА-93, а бортмехаником;
- члены экипажей вертолетов АК «ЮТэйр» не всегда заносят выявленные замечания в
бортжурнал вертолета, действуют не в соответствии с требованиями п. 4.2.2 НТЭРАТ
ГА-93 и п. 2.4.14 НППГА-85.
Рекомендации комиссии:
• обстоятельства и причины инцидента изучить с инженерно-техническим персоналом
и летным составом, эксплуатирующим вертолеты, а также с персоналом предприятий,
ремонтирующим вертолеты;
• дополнить п. 1.05.06 регламента РО Ми-8 разъяснением в ТК 1.20.27 о положении
рукоятки (в закрытом состояния) замка крышки редукторного отсека;
• при очередном ремонте вертолетов Ми-8 в АРЗ проводить дефектацию проушин
ушковых болтов черт. № 8АТ.6940.141 методом неразрушающего контроля или
производить замену на болты первой категории;
• предприятиям, ремонтирующим вертолеты, осуществлять монтаж крышек капотов
в строгом соответствии с ремонтной технологией.
