Important Announcement
PubHTML5 Scheduled Server Maintenance on (GMT) Sunday, June 26th, 2:00 am - 8:00 am.
PubHTML5 site will be inoperative during the times indicated!

Home Explore Сборник ОРАП 23. 2011

Сборник ОРАП 23. 2011

Published by ОРАП, 2018-07-12 06:16:00

Description: Сборник трудов Общества независимых расследователей
авиационных происшествий. Выпуск №23. – М. 2011 – 267 с.

Keywords: ОРАП, расследование, авиационное, происшествие, инцидент, катастрофа

Search

Read the Text Version

Общество независимых расследователей авиационных происшествий меньше долговечности РПЛ 8-1930-501 с аналогичным дефектом в той же зоне рычага. Долговечность дефектных РПЛ ВНВ вертолетов семейства Ми-8 в часах налета, рассчитанная в ОАО «МВЗ им. М.Л Миля», составила приблизительно 10000 часов, однако после применения понижающего коэффициента запаса, равного пяти, долговечность была уменьшена до 2000 часов, исходя из чего была назначена периодичность инструментального контроля деталей в эксплуатации. Рассчитанная аналогичным образом, но без применения понижающего коэффициента, равного пяти, долговечность дефектных РПЛ 24-1930-501 составила около 530 часов. Как было показано в работе [2] применение понижающих коэффициентов при расчете долговечности деталей и назначении периодического инструментального контроля с позиций экспериментально установленной закономерности скорости роста усталостных трещин в конструкционных материалах, которая, как известно, описывается экспонентой, недостаточно корректно. Вместо этого была использована экспериментальная зависимость изменения скорости роста усталостной трещины от искусственного концентратора напряжений в материале РПЛ вертолета W-3 при режимах нагружения, близких к реальным. При этом кривая развития усталостной трещины в дефектном РПЛ условно была разбита на четыре периода, после чего была рассчитана относительная продолжительность (τ i) каждого из них (таблица 1). Таблица 1. № Период усталостного разрушения Относительная п/п долговечность 1 инкубационный период τ 1 ≈ 0,523 2 период «медленного» развития усталостной τ 2 ≈ 0,25 трещины 3 период ускоренного развития усталостной τ 3 ≈ 0,13 трещины 4 период критического роста трещины τ 4 ≈ 0,097 Применение такого подхода позволило рекомендовать проведение инструментального контроля РПЛ 24-1930-501 вертолетов типа Ми-24 с периодичностью 50 часов, а не 100 часов, как это было установлено действующим эксплуатационным бюллетенем. Для РПЛ 8-1930-501 наоборот, было показано, что продолжительность инкубационного периода развития усталостной трещины от имеющегося в материале РПЛ дефекта, при котором в зоне поверхностной концентрации напряжений, обусловленной локальным повреждением материала, происходят внутренние структурные изменения материала и образования субмикротрещин, не выявляемых никаким из 99 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий современных методов неразрушающего контроля, сопоставима по продолжительности с назначенным ресурсом детали. Такой подход был обусловлен известным из практики исследования скорости развития усталостных трещин в различных материалах фактом о том, что для конкретного материала относительные характеристики периодов развития усталостных трещин в определенном диапазоне напряжений и адекватности характеристик нагружения достаточно стабильны. Поэтому относительные продолжительности периодов развития усталостных трещин были приняты в качестве количественных критериев оценки величин эксплуатационной наработки по каждому периоду в случае известной общей продолжительности развития усталостного разрушения. Использование такого подхода в ряде случаев оспаривалось тем, что до настоящего времени не проведены ресурсные усталостные испытания рычагов поворота лопастей несущего винта вертолетов семейства Ми-8, исходя из чего действительные относительные продолжительности усталостного разрушения этих деталей неизвестны. Применение же для оценки продолжительности этапов усталостного разрушения рычагов поворота лопастей несущего винта вертолетов семейства Ми-8 значений относительных величин этапов усталостного разрушения, полученных для аналогичных деталей вертолета W-3 «Сокол», считалось неправомерным из-за масштабного фактора деталей. В этой связи важные результаты, подтверждающие обоснованность применения указанного подхода для оценки продолжительности периодов усталостного разрушения РПЛ 24-1932- 501 и РПЛ 8-1932-501, были получены при исследовании усталостно разрушенного рычага поворота лопасти вертолета типа Ми-24, потерпевшего катастрофу в феврале 2009 года. Разрушение рычага произошло на расстоянии примерно 115 мм от торца рычага Т1 (со стороны крепления рычага к осевому шарниру) (рисунок 1). Рисунок 1. Вид разрушенного рычага поворота лопасти несущего винта вертолета типа Ми-24. Поверхность разрушения рычага представляла собой типично усталостный излом (рисунок 2, а), характеризующийся сглаженным Сборник №23 100

Общество независимых расследователей авиационных происшествий мелкозернистым строением с явно выраженными линиями продвижения фронта усталостной трещины. Ориентация элементов макрорельефа указывала на то, что разрушение началось на нижней полке со стороны осевого шарнира. Очагом разрушения явилось повреждение в виде забоины размерами примерно 32 мм, глубиной 0,6 мм (рисунок 2, б). а б Рисунок 2. Вид излома рычага со стороны осевого шарнира (а) и вид очаговой зоны усталостного разрушения (б). На виде «а» стрелкой указан очаг, пунктиром обозначена граница усталостного разрушения. Анализ излома (см. рисунок 2, а) методом оптической фрактографии показал, что развитие усталостной трещины происходило от очага по нижней полке в направлении вертикальной стенки с выходом на нее и, далее по вертикальной стенке в сторону верхней полки. Площадь излома, соответствующего разрушению по механизму усталости, составляла примерно 95% от общей площади излома. Данный факт свидетельствовал о том, что разрушение происходило под действием нагрузок относительно невысокого уровня. С целью определения закономерности роста усталостной трещины в материале рычага было проведено количественное (оптическое и электрономикроскопическое) фрактографическое исследование, базирующееся на связях между макро- и микрорельефом усталостных изломов и условиями нагружения конструкции в эксплуатации. Электронномикроскопическим исследованием на изломе был выявлен микробороздчатый рельеф, характерный для усталостного разрушения под действием циклических (повторных) нагрузок. При этом усталостные бороздки наблюдались внутри блоков (рисунок 3, а), которые, в свою очередь, образовывали более крупные конгломераты элементов микрорельефа в виде макроусталостных линий (рисунки 3, б, в, г). При проведении исследования было принято во внимание, что количественная оценка продолжительности развития усталостных трещин может существенно различаться в зависимости от того, какой параметр микрорельефа принимать за повреждающий цикл нагружения. Исследования такого рода на рычагах поворота лопастей несущего винта вертолетов семейства Ми-8 и типа Ми-24 не проводились. 101 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Поэтому, исходя из анализа регулярности (цикличности) нагружения рычага поворота лопасти и практического опыта решения подобных задач для других деталей авиационной техники [3], оценка продолжительности развития усталостных трещин в материале рычага основывалась на следующих допущениях. а б в г Рисунок 3. Блоки усталостных микробороздок на изломе рычага (а) и вид макроусталостных линий на различных расстояниях от очага (б, в, г): l – расстояние от очага, b – шаг макролиний. 1. Макроусталостные линии соответствуют полетному циклу (запуск – остановка несущей системы). 2. Блоки усталостных микробороздок соответствуют изменениям шага несущего винта во время полета. 3. Единичные усталостные бороздки отражают изменение нагруженности «наступающей» и «отстающей» лопасти. С учетом принятых допущений на основании измерения параметров микрорельефа по трещине были построены кинетические кривые, которые представлены на рисунке 4. Полученные результаты свидетельствовали о следующем. Развитие усталостной трещины происходило на протяжении примерно 330 полетных циклов. На потерпевшем катастрофу вертолете типа Ми-24 Сборник №23 102

Общество независимых расследователей авиационных происшествий исследуемый рычаг эксплуатировался в течение 403 часов 20 минут, при этом было выполнено 792 полета. Таким образом, даже с учетом 10% ошибки, допустимой при проведении количественного фрактографического исследования, продолжительность инкубационного периода развития усталостной трещины может быть оценена не менее чем в 54% от общей продолжительности развития усталостного разрушения. Рисунок 4. Зависимость шага макроусталостных линий «b» (а) и количества повреждающих циклов нагружения «N» от длины трещины «l» (б). Следовательно, относительная продолжительность инкубационного периода развития усталостной трещины РПЛ 24-1932-501 составляла τ 1 ≈ 0,54, что достаточно хорошо коррелирует с относительной величиной инкубационного развития усталостного разрушения РПЛ вертолета W-3 (см. Таблицу 1). Исходя из полученных результатов было принять решение о правомерности применения относительных величин продолжительности этапов усталостного разрушения рычага поворота лопасти несущего винта вертолета W-3 применительно к аналогичным деталям вертолетов семейства Ми-8 и типа Ми-24. Применение указанного подхода позволило оценить долговечность РПЛ 8-1932-501 с дефектами производственного и эксплуатационного происхождения по величине долговечности РПЛ 24-1932-501, разрушившихся в результате развития усталостных трещин от аналогичных дефектов. 103 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Величины эквивалентных значений переменных шарнирных моментов на втулках несущих винтов вертолетов типа Ми-24 и семейства Ми-8 приведены выше, частота вращения несущих винтов указанных вертолетов составляет соответственно Ω Ми-24 =240 и Ω Ми-8=192 оборотов в минуту. Задаваясь значениями минимальной наработки до разрушения РПЛ 24-1932-501 от дефекта производственного происхождения (470 часов) и от дефекта эксплуатационного происхождения (403 часа), воспользовавшись известной формулой    6  Ми  8   Ми  24    Ми  24   , (1)   Ми  8  получим: долговечность РПЛ 8-1932-501 вертолета типа Ми-8 с дефектом производственного происхождения (пленой неметаллических включений) – примерно 51800 ч; долговечность РПЛ 8-1932-501 вертолета типа Ми-8 с дефектом эксплуатационного происхождения (забоиной) – примерно 44450 ч; долговечность РПЛ 8-1932-501 вертолета типа Ми-8МТ с дефектом производственного происхождения (пленой неметаллических включений) – примерно 34300 ч; долговечность РПЛ 8-1932-501 вертолета типа Ми-8МТ с дефектом эксплуатационного происхождения (забоиной) – примерно 29400 ч. Результаты расчета продолжительности периодов развития усталостного разрушения РПЛ 8-1932-501 для всех случаев рассчитанной долговечности приведены в таблице 2. Таблица 2. Периоды усталостного Тип вертолёта. Долговечность РПЛ разрушения I II III IV W-3А «Сокол». 0,523 0,25 0,13 0,097 Относительная долговечность Ми-8. Долговечность 5226 2500 1300 970 по расчету МВЗ им. М.Л. Миля – 10000 ч Ми-8. Долговечность с производственным дефектом – 51800 ч 27091 12950 6734 5025 Ми-8. Долговечность 23247 11112 5778 4313 с эксплуатационным дефектом – 44450 ч Ми-8МТ. Долговечность 17939 8575 4459 3327 с производственным дефектом – 34300 ч Ми-8МТ. Долговечность 15376 7350 3822 2852 с эксплуатационным дефектом – 29400 ч Исходя из минимальной величины инкубационного периода развития усталостного разрушения деталей, определяемой эксплуатационным дефектом в виде забоины на ребрах двутаврового Сборник №23 104

Общество независимых расследователей авиационных происшествий сечения рычагов, может быть оценен ресурс рычагов поворота лопасти несущего винта вертолетов семейства Ми-8: ресурс РПЛ 8-1932-501 вертолетов типа Ми-8 (Т, П) – не менее 23000 часов (в настоящее время – 6000 часов); ресурс РПЛ 8-1932-501 вертолетов типа Ми-8МТ (МТВ-1, АМТ) – не менее 15000 часов (в настоящее время – 5000 часов). Таким образом, существует возможность значительного увеличения ресурса рычагов поворота лопастей вертолетов семейства Ми-8. При этом статистические данные о наработке РПЛ 8-1932-501 вертолетов типа Ми-8Т с дефектами производственного происхождения в материале деталей подтверждают возможность увеличения ресурса. Как известно, наиболее опасным дефектом для рычагов поворота лопасти вертолетов конструкции М.Л. Миля являются «уголковые» дефекты в наиболее нагруженной зоне на двутавровом участке рычага, т.е. такие дефекты, которые выходят как на поверхность полки, так и на прилегающее ребро двутавра [2]. Всего при исследовании аварийной и отказавшей авиационной техники было выявлено восемь случаев наличия «уголковых» дефектов на двутавровом участке рычагов в зоне наибольшего их нагружения. Из них в трех случаях указанные дефекты явились очагами усталостного разрушения рычагов (РПЛ 24-1932-501), в одном случае такие дефекты были выявлены в детали первой категории, в пяти случаях аналогичные дефекты были выявлены в материале рычагов поворота лопастей вертолетов типа Ми-8Т (таблица 3). При исследовании отбракованных в эксплуатации и ремонте рычагов, сведения о которых приведены в таблице 3, было установлено, что признаков развития усталостного разрушения от выявленных дефектов нет. При этом, как следует из приведенных в таблице 3 данных, один из рычагов отработал к моменту выявления дефекта 5988 часов, что соответствует величине назначенного ресурса и значительно превосходит величину инкубационного периода развития усталостного разрушения (5226 часов) в случае, если принять в качестве расчетной долговечность детали, равную 10000 часам, т.е. по расчету ОАО «МВЗ им М.Л. Миля». Необходимо отметить, что один из рычагов, сведения о которых приведены в таблице 3, после выявления дефекта при наработке с начала эксплуатации 667 часов был дополнительно подвергнут на стенде усталостным испытаниям при эквивалентных полетных нагрузках для вертолета типа Ми-24 в течение 200 часов. Для рычага поворота лопасти несущего винта вертолета типа Ми-8Т такие испытания при пересчете в соответствии с формулой (1) соответствуют приблизительно 21765 часам наработки. Таким образом, общая наработка испытанного рычага составляла не менее 22430 часам. При этом, как было отмечено выше, признаков развития усталостного разрушения от выявленного в материале рычага дефекта не имелось. 105 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Таблица 3. Наработка, Заводской час Дата Обстоятельства и № Вид и размер п/п номер ВНВ, обнаружения место дефекта дата изг. СНЭ ППР отказа обнаружения отказа Несплошность на ребре с внутренней В эксплуатации, 118182 стороны рычага в 1 667  не указано визуальным методом 22.03.1991 виде уголкового контроля, г. Баку дефекта размером 4×2 мм Несплошность на ребре с внутренней В эксплуатации, С1387338 стороны рычага в 2 2976 729 12.05.2004 визуальным методом 24.08.1981 виде уголкового контроля, г. Сызрань дефекта размером 3×3 мм Несплошность на В эксплуатации, ребре с внешней С4181117 «Нижневартовскавиа» стороны рычага в 3 5988 1057 январь 2005 01.04.1984 магнитопорошковым виде уголкового методом контроля дефекта размером 5×8,5 мм Несплошность на ребре с внутренней При ремонте, СПАРК, С5481536 стороны рычага в 4 1160 178 февраль 2005 магнитопорошковым 27.12.1985 виде уголкового методом контроля дефекта размером 1,2×5 мм В эксплуатации, Несплошность на «Второе Свердловское ребре с внешней 14839 авиапредприятие», стороны рычага в 5 2840 879 март 2005 02.12.1991 магнитопорошковым виде уголкового методом контроля дефекта размером 3,2×6,4 мм Следовательно, величина наработки рычага, равная 22430 часам, меньше величины инкубационного периода развития усталостного разрушения детали с производственным дефектом в материале, что не противоречит результату расчета инкубационного периода развития усталостного разрушения рычага поворота лопасти несущего винта вертолета типа Ми-8Т с аналогичным дефектом, приведенному в таблице 2 (27091 час). Сборник №23 106

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Вывод Ресурс рычагов поворота лопастей несущего винта вертолетов семейства Ми-8 может быть увеличен до следующих значений: - не менее 23000 часов для вертолетов типа Ми-8 (Т, П); - не менее 15000 часов для вертолетов типа Ми-8МТ (МТВ-1, АМТ). Литература 1. Разиньков Ф.Ф., Куруськин А.А., Бармотин М.И. Результаты исследования разрушенного рычага поворота лопасти несущего винта вертолета Ми-24П, потерпевшего катастрофу 19.09.2002 г. / Труды общества независимых расследователей авиационных происшествий. Вып. 15. - М., 2003. С. 82 - 93. 2. Трофимов Г.М., Разиньков Ф.Ф., Белокопытов В.А. О необходимости дифференцированного подхода к эксплуатации рычагов поворота лопастей втулок несущих винтов вертолетов семейства Ми-8 и типа Ми-24. / Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 163 (1), М., 2011. С. 176 - 183. 3. Шанявский А.А. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций. Синергетика в инженерных приложениях. - Уфа: Монография, - 2003. - 803 с. 107 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий О ПРИЧИНАХ СЕРЬЕЗНОГО АВИАЦИОННОГО ИНЦИДЕНТА 26.06.2010 (ОПРОКИДЫВАНИЕ НА ПРАВЫЙ БОРТ ПОСЛЕ ВЗЛЕТА) ВЕРТОЛЕТА МИ-8Т RА-24438 ОАО «АРТЕЛЬ СТАРАТЕЛЕЙ «АМУР». А.Л. Тушенцов начальник отдела, член Совета ОРАП А.А. Тушенцов инженер 26.06.2010 на вертолете Ми-8Т RА-24438 выполнялся полет по маршруту посадочная площадка реки Учур – Мар-Кюель. После взлета вертолета с посадочной площадки в процессе перемещения в место начала разгона скорости произошел резкий левый разворот вертолета с последующим опрокидыванием на правый борт. В результате падения вертолет получил значительные повреждения и разрушения элементов конструкции (рис. 1). Бортмеханик получил легкие телесные повреждения, остальные члены экипажа и четыре пассажира не пострадали. Комиссией по расследованию серьезного авиационного инцидента на месте происшествия выявлены разрушение штока хвостового редуктора, подшипника штока 6-56705У – разрушение сепаратора и выпадение шариков в полость крышки 8-3914-603Л (рис. 2). На магнитной пробке хвостового редуктора обнаружено значительное количество металлической стружки (рис. 3). В ГосЦентр безопасности полетов на исследование поступили хвостовой редуктор (ХР) 246-1517-000 № Л4101208 и втулка рулевого винта (РВ) 8-3904-000 № 2060167 вертолета Ми-8Т RА-24438, принадлежащего ОАО «Артель старателей «Амур». Вертолет Ми-8Т RА-24438 выпуска 17.06.1986 наработал с начала эксплуатации 12279 часов, 17801 посадку, в том числе 1234 часа, 1867 посадок после последнего (восьмого) ремонта, произведенного 24.03.2008 в ОАО «АРЗ 12». ХР 246-1517-000 № Л4101208 выпуска 31.01.1984 наработал с начала эксплуатации 12525 часов, в том числе 1234 часа после последнего ремонта, произведенного 20.12.2006 в ОАО «АРЗ 12». Втулка РВ 8-3904-000 № 2060167 выпуска 30.03.1992 наработала с начала эксплуатации 1915 часов, в том числе 752 часа после ремонта, произведенного 21.08.2008 в ОАО «АРЗ 12». Замер люфта подшипника штока после ремонта втулки РВ проводился в эксплуатации один раз 05.06.2009. Величина люфта составляла 0,02 мм (паспорт на изделие, стр.14). Исследование проводилось с целью определения характера и причины разрушения штока ХР, а также установления причины появления значительного количества металлической стружки на магнитной пробке редуктора. Сборник №23 108

Общество независимых расследователей авиационных происшествий а б Рис. 1. Виды (а, б) вертолета Ми-8Т RА-24438 после опрокидывания на правый борт. Иллюстрации предоставлены комиссией по расследованию. В результате изучения сопроводительной документации и иллюстраций с места авиационного инцидента установлено следующее. В процессе развития аварийной ситуации произошло соударение лопастей несущего винта (НВ) с препятствием и разрушение хвостовой балки вертолета в районе хвостовой пяты (рис. 4). В результате этого разрушения произошло рассоединение хвостового вала трансмиссии. При этом на трубе хвостового вала трансмиссии наблюдается скрутка, направленная в сторону рабочего вращения вала, если смотреть со стороны РВ. 109 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий а б Рис. 2. Виды узла подшипника штока 6-56705У на месте инцидента до снятия крышки 8-3914-603Л (а) и после демонтажа крышки (б). Стрелкой показаны выпавшие шарики подшипника. Иллюстрации предоставлены комиссией по расследованию. Рис. 3. Вид магнитной пробки, извлеченной из ХР, с большим количеством металлической стружки (показано стрелкой). Иллюстрация предоставлена комиссией по расследованию. а б Рис. 4. Виды участка разрушения хвостовой балки вертолета (а) и скрутки хвостового вала трансмиссии на этом участке (б). Стрелками на виде «а» показан хвостовой вал трансмиссии, на виде «б» - направления рабочего вращения вала и направление его скрутки. НП – направление полета. Иллюстрации предоставлены комиссией по расследованию. Сборник №23 110

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Такое направление скрутки указывает, что первоначально произошло соударение лопастей НВ с препятствием, а разрушения хвостовой балки и лопастей РВ являются вторичными. Разрушения штока ХР и подшипника штока, большое количество стружки на магнитной пробке ХР могут указывать на отказ системы путевого управления, приведший к резкому левому развороту вертолета, но не являются следствием развития аварийной ситуации. Хвостовой редуктор в сборе с втулкой РВ в состоянии поступления на исследование показан на рис. 5. Детали агрегатов после разборки показаны на рис. 6. а б Рис. 5. Виды с двух сторон (а, б) хвостового редуктора в сборе с втулкой РВ в состоянии поступления на исследование. 111 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 6. Вид деталей хвостового редуктора и втулки рулевого винта после разборки. Разрушенный фрагмент штока с гайкой 8-3914-502 не показан. На втулке РВ в состоянии поступления на исследование имеются следующие повреждения. Разрушен резиновый чехол ползуна 8-3914-601 и деформирован ограничитель взмаха. Других внешних повреждений нет. Тяги поворота лопастей не деформированы. Крышка 8-3914-603Л смонтирована комиссией по расследованию на свое штатное место. ХР в состоянии поступления на исследование внешних механических повреждений не имеет. Втулка рулевого винта 8-3904-000 № 2060167 После демонтажа крышки поводка втулки РВ было подтверждены разрушения подшипника штока 6-56705У и штока 246-1517-430 (рис. 7). Конструкция узла подшипника штока представлена на рис. 8. Рис. 7. Вид узла подшипника штока 6-56705У после демонтажа крышки 8-3914-603Л в процессе исследования. Стрелкой в крышке показан фрагмент разрушенного штока 246-1517-430 с гайкой 8-3914-502 и разрушенной шайбой 8-3914-509. Сборник №23 112

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 8. Конструкция узла подшипника штока: 1 – шток 246-1517-430; 2 – ползун 8-3914-601; 3 – корпус манжеты 8-3914-621; 4 – манжета 8-3914- 375; 5 – поводок 8-3914-313; 6 – подшипник 6-56705У; 7 – втулка 8-3914- 607; 8 – шайба 8-3914-503; 9 – гайка 8-3914-502; 10 – крышка 8-3914- 603Л; 11 – клапан предельного давления 8-3914-635. Стрелкой показано сечение разрушения штока. Из полости ползуна 8-3914-601 и крышки 8-3914-603Л были извлечены шарики, разрушенные фрагменты сепараторов подшипника, внутреннее кольцо подшипника с втулкой, фрагмент разрушенного штока с гайкой и фрагментом стакана шайбы, фрагменты разрушенного шплинта и манжеты (рис. 9). Шарики подшипника штока 6-56705У практически не имеют повреждений. На их поверхностях отсутствуют следы и признаки усталостного выкрашивания материала. Пластических оттеснений материала на поверхностях шариков нет. На внутреннем кольце подшипника наблюдается развальцовка базового бурта, интенсивные намазывания материала сепаратора по беговой дорожке базового ряда. Признаков усталостного разрушения материала кольца нет. Опорный буртик втулки 8-3914-607 в результате пластического деформирования материала (наклепа) развальцован на противобазовый бурт внутреннего кольца подшипника. Фрагментов разрушения внутреннего кольца подшипника в массе, извлеченной из полости ползуна, не выявлено. Манжета 8-3914-375 разрушена. В общей массе разрушенных деталей, извлеченных из полости ползуна, идентифицированы шесть фрагментов резины манжеты и фрагмент металлического каркаса. Один из фрагментов резины находится в соединении с разрушенным фрагментом металлического каркаса. 113 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 9. Вид деталей и разрушенных фрагментов, извлеченных из полости ползуна после демонтажа крышки 1 в процессе исследования до (а) и после (б) промывки: 2 – внутреннее кольцо подшипника с втулкой 8-3914- 607; 3 – разрушенный фрагмент штока 246-1517-430 с гайкой 8-3914-502 и разрушенной шайбой 8-3914-503; 4 – части шплинта; 5 – фрагменты манжеты 8-3914-375. На дне корпуса манжеты 8-3914-621 наблюдаются намазывания постороннего металла (рис. 10), наиболее вероятно, материала втулки 8-3914-607. В результате этого нерасчетного взаимодействия произошел наклеп опорного буртика втулки и его развальцовка на противобазовый бурт внутреннего кольца подшипника штока. При этом в момент указанного взаимодействия втулки с корпусом манжеты происходило проворачивание втулки и внутреннего кольца подшипника относительно штока (рис. 11). Сборник №23 114

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 10. Вид корпуса манжеты 8-3914-621 со стороны подшипника штока. Стрелками показаны следы намазываний постороннего металла. Рис. 11. Виды с двух противоположных сторон следов проворачивания втулки 8-3914-607 (показаны стрелками) на штоке 246-1517-430. Разрушение штока 246-1517-430 произошло в основании канавки для выхода режущего инструмента в конце резьбы под гайку 8-3914-502 (рис. 12) в результате скручивания. Сечение разрушения ориентировано строго перпендикулярно оси детали. Признаков усталостного повреждения материала на поверхности разрушения штока нет. На цилиндрической поверхности гайки 8-3914-502 с лысками наблюдаются следы, указывающие на проворачивание относительно ее шайбы 8-3914- 503 до разрушения штока. Проворачивание шайбы относительно штока и гайки возможно после разрушения ее усиков при условии проворачивания внутреннего кольца подшипника 6-56705У. После разрушения штока указанного проворачивания произойти не могло. Отсюда следует, что разрушение штока 246-1517-430 хвостового редуктора является вторичным по отношению к условиям, приведшим к проворачиванию относительно его втулки 8-3914-607 с внутренним кольцом подшипника 6-56705У, то есть по отношению к разрушению подшипника. Проворачивание втулки 8-3914-607 с внутренним кольцом подшипника 6-56705У относительно штока связано с заклиниванием подшипника. При этом проворачивание втулки с внутренним кольцом происходит в направлении завинчивания гайки 8-3914-502. Поэтому сначала гайка предельно затянулась на шток, затем произошли разрушения усиков шайбы 8-3914-503 и она провернулась относительно гайки с образованием деформации материала в зоне лысок, а затем произошли разрушения дна шайбы и штока от крутящего момента (рис. 13). 115 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 12. Вид разрушенного штока хвостового редуктора. Вынесен вид фрагмента штока, оставшегося в гайке 8-3914-502 с шайбой 8-3914-503. Стрелками показаны следы деформирования материала гайки около лысок в направлении ее завинчивания и направление проворачивания втулки с внутренним кольцом подшипника. а б Рис. 13. Виды (а, б) поверхности разрушения (показана стрелкой на виде «а») штока 246-1517-430 хвостового редуктора. На виде «б» показано направление скручивания резьбовой части штока при разрушении. На противобазовом торце наружного кольца подшипника 6-56705У (рис. 14) нанесены его чертежный номер, предприятие изготовитель – «1 ГПЗ», индивидуальный номер подшипника «201» и зашифрованная Сборник №23 116

Общество независимых расследователей авиационных происшествий маркировка даты изготовления – «П-ХII». Маркировка обозначает, что подшипник выпущен в декабре 2000 года. а б Рис. 14. Виды маркировок на противобазовом торце наружного кольца подшипника 6-56705У: номер подшипника и предприятие изготовитель (а), индивидуальный номер подшипника «201» и зашифрованная маркировка даты изготовления – «П-ХII» (б). Согласно ЕТУ 100 («Подшипники для авиационной техники. Единые технические условия»), введенным в действие 01.01.1999, промышленностью гарантируется сохранность подшипников и отдельных деталей от коррозии максимально в течение 6 лет (п. 4.9, а). Установленный факт выпуска подшипника в 2000 году может свидетельствовать, что при последнем ремонте втулки РВ 21.08.2008 в ОАО «АРЗ 12» подшипник 6-56705У не был заменен на изделие первой категории. В этом случае наработка подшипника 6-56705У, предположительно установленного в предыдущем ремонте втулки РВ 27.10.2001, произведенного также в ОАО «АРЗ 12», составляет 1745 часов в течение 9 лет. Межремонтный ресурс втулкам РВ установлен 1000 часов в течение 7 лет. Не исключена версия об установке исследуемого подшипника 6-56705У со скрытой историей использования при последнем ремонте или в процессе эксплуатации. В этом случае истинная наработка и качество установки подшипника 6-56705У становятся неизвестными. Согласно информации ОАО «Артель старателей «Амур» (письмо от 07.02.2011 исх. № 66) подшипник штока 6-56705У первой категории был установлен на втулку РВ 8-3904-000 № 2060167 при последнем ее ремонте в ОАО «АРЗ 12» 21.08.2008. Втулка РВ № 2060167 установлена на вертолет Ми-8Т RA-24438 в эксплуатации 05.10.2008. ОАО «АРЗ 12» информировал ГосЦентр безопасности полетов (письмо от 10.02.2011 исх. № 24/ОТК), что при ремонте в 2008 году втулки РВ № 2060167 был установлен подшипник первой категории выпуска 2006 года. Индивидуальный номер подшипника в деле ремонта не указывается, поэтому информацию о подшипнике выпуска 2006 года проверить не представляется возможным. Одновременно ОАО «АРЗ 12» подтвердил информацию, что втулка РВ № 2060167 на вертолет Ми-8Т RA-24438 была 117 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий установлена в эксплуатации. При ремонте указанного вертолета 31.03.2008 в ОАО «АРЗ 12» на него была установлена втулка РВ № 2060149. Обобщение представленной информации показывает, что во втулке РВ № 2060167 вертолета Ми-8Т RA-24438, потерпевшего серьезную поломку 26.06.2010 из-за разрушения подшипника штока 6- 56705У инд. № 201 выпуска 1 ГПЗ в 2000 году, указанный подшипник не должен был эксплуатироваться. Наружное кольцо разрушенного подшипника имеет интенсивные следы раскатки постороннего металла на беговой дорожке и опорном бурте базового ряда (рис. 15). На беговой дорожке противобазового ряда повреждения отсутствуют. Признаков усталостного выкрашивания материала или его перегрева на наружном кольце нет. Состояние колец подшипника 6-56705У показывает, что его разрушение началось и в основном заключается в разрушении сепараторов. Идентифицировать разрушенные фрагменты сепараторов, извлеченные из полости поводка втулки (см. рис. 9), по принадлежности к базовому или противобазовому рядам, не представляется возможным. Разрушенные фрагменты сепараторов можно разделить на крупные (в одно и два гнезда под шарики) и мелкие. Изломы всех разрушенных фрагментов сепараторов имеют интенсивные вторичные повреждения в результате контактирования ответных частей. На двух крупных фрагментах сепараторов удалось провести измерения ширины и толщины ленты только в зонах без лысок. Ширина ленты сепараторов по двум фрагментам составляет 3,4…3,5 мм. Это удовлетворяет требованиям чертежа 56705.07, согласно которому минимальная ширина ленты в зонах без лысок может составлять 3,35 мм. Толщина ленты на двух фрагментах на участках без лысок составляет 1,0…1,2 мм. В сечениях разрушений фрагментов сепараторов и в зонах, которые приблизительно идентифицируются, как зоны с лысками, ленты утонены в результате интенсивных пластических деформаций вторичного характера. В чертеже 56705.07 минимальный размер величины перемычки (толщины) сепаратора со стороны лыски не указан. Согласно сообщению главного конструктора 1 ГПЗ от 05.04.1989, представленному в связи с исследованиями случаев разрушений сепараторов в эксплуатации, подшипники 56705У изготавливаются по чертежам, выполненным в 1952 году и согласованным по ЕТУ100 в 1969 году с представителем заказчика на заводе. На протяжении всего времени изготовления подшипников конструктивные изменения в чертеж сепаратора не вносились. За счет особенностей технологического процесса при изготовлении сепаратора 56705.07 (свойств металлоленты, толщины ленты, коробления сепаратора) фактическая величина перемычки может изменяться. Расчетный минимум величины перемычки сепаратора со стороны лыски составляет 0,785 мм. Как было отмечено, проверить указанный параметр на сохранившихся фрагментах сепараторов не представляется возможным. Сборник №23 118

Общество независимых расследователей авиационных происшествий а б Рис. 15. Виды беговых дорожек наружного кольца подшипника: а – базового ряда, б – противобазового ряда. Ряды подшипника 6-56705У в узле механизма изменения шага РВ вертолета Ми-8 нагружены неравномерно. Поскольку шарнирный момент лопастей винта постоянно стремится перевести их на нулевой угол атаки, осевую нагрузку воспринимает, в основном (за исключением кратковременной работы на переходных режимах и в режиме авторотации), противобазовый ряд. Вследствие особенностей работы радиально-упорных подшипников, сепаратор в недогруженном базовом ряду оказывается более нагруженным из-за неравномерности перемещения его шариков. Поэтому, при прочих равных условиях вероятность первичного разрушения сепаратора базового ряда в подшипниках 6-56705У втулки рулевого винта выше. Интенсивность повреждений беговых дорожек базового ряда внутреннего и наружного колец подшипника также выше. Это подтверждается состоянием внутреннего и наружного колец исследуемого подшипника. Влияние указанных особенностей нагружения колец подшипника усиливается в случае недозатяжки гайки штока. Разрушение перемычек сепаратора приводит к смещению шариков в одну сторону и к нарушению расчетных условий работы подшипника. Нерасчетные условия работы подшипника оказывают влияние на работу ползуна, вызывая его перекос. На ползуне исследуемой втулки РВ наблюдается односторонний значительный износ рабочей поверхности в зонах уплотнения гайки ступицы (рис. 16) и направляющей втулки. В результате износа стенка фторопластовой обоймы уплотнения гайки ступицы разрушилась по кольцевому сечению на две части (рис. 17). Результаты разборки и оценки технического состояния деталей втулки РВ 8-3904-000 № 2060167 показывают, что разрушение штока ХР явилось следствием заклинивания подшипника 6-56705У из-за разрушений его сепараторов. Процесс разрушений сепараторов подшипника штока 6-56705У развивался постепенно и не связан с перегрузками, возникшими при опрокидывании вертолета 26.06.2010. Характер повреждения подшипника штока согласуется с закономерностями и особенностями его нагружения при расчетных условиях работы в узле ползуна втулки РВ. Это указывает, что наиболее вероятной причиной разрушения сепараторов подшипника является исчерпание их долговечности в результате эксплуатации сверх установленного ресурса и срока службы. 119 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 16. Износ поверхности ползуна втулки РВ в зонах уплотнения гайки ступицы и направляющей втулки (показан стрелками). а б Рис. 17. Виды (а, б) разрушенной по кольцевому сечению стенки фторопластовой обоймы резинового кольца уплотнения гайки ступицы. Сечение разрушения показано стрелкой. Выявленные признаки проворачиваний внутреннего кольца подшипника с втулкой 8-3914-607 относительно штока и гайки 8-3914-502 относительно шайбы 8-3914-503 указывают также и на вероятное некачественное выполнение монтажа подшипника на шток ХР. Хвостовой редуктор 246-1517-000 № Л4101208 Перед разборкой ХР из его картера была вывернута вторая магнитная пробка, на которой также как и на пробке, демонтированной комиссией по расследованию (см. рис. 3), выявлено большое количество металлической взвеси (рис. 18). Сборник №23 120

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рис. 18. Вид металлической взвеси на второй магнитной пробке ХР, демонтированной в процессе исследования. Разрушенный шток 246-1517-430 является конструктивным элементом механизма изменения шага РВ в хвостовом редукторе. Конструкция механизма изменения шага РВ показана на рис. 19. Одним концом шток соединяется через подшипник 6-56705У с ползуном втулки РВ, а на другом конце штока с помощью сегментной шпонки и гайки крепится чугунный ходовой винт (червяк), имеющий левую резьбу. Червяк приводится в движение стальной гайкой, выполненной за одно целое со звездочкой. Момент затяжки гайки 3327А-14кд, замеренный перед демонтажем червяка 246-1517-421, составил 7,5 кг·м, что удовлетворяет требованиям технических условий сборочного чертежа 246-1517-420 (по чертежу – 7,0…7,5 кг·м). Рис. 19. Конструкция механизма изменения шага РВ: 1 – звездочка 8АТ-1723-223; 2 – червяк 246-1517-421; 3 – шпонка 1703-02; 4 – шток 246-1517-430; 5 – пробка; 6 – гайка 3327А-14кд. 121 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий В результате изучения технического состояния червяка 246-1517- 421 выявлен повышенный износ (до 1,1 мм) на боковой поверхности витков с наиболее нагруженной стороны (рис. 20). Такой износ боковой поверхности витков червяка указывает на его длительную работу в нерасчетных условиях перекоса из-за разрушения подшипника штока и повышенных контактных нагрузок, возникающих при перемещении перекошенного ползуна. На последнем этапе эксплуатации материал с боковой поверхности витков червяка снимался наиболее интенсивно, что привело к образованию значительного количества металлической взвеси, которая скапливалась в большом количестве на магнитных пробках ХР. Согласно требованиям чертежа 246-1517-421 червяк изготавливается из чугуна марки ЧМ 1,3 по ОСТ 190077-72. Рис. 20. Вид боковой поверхности витков червяка с повышенным износом с наиболее нагруженной стороны, работающей при вращении звездочки на увеличение шага РВ. Спектральный анализ материала червяка показал (таблица 3), что по содержанию железа (основа), кремния, марганца, меди и хрома материал образца относится к чугуну типа ЧМ1,3. Таблица 3. образец/ Fe Si Mn Cu Cr марка Червяк основа 1 1 1,5 <0,15 ЧМ1,3 основа 0,5…1,1 0,6…1,2 1,0…1,5 ≤0,15 Фактическая твердость материала червяка составляет НВ = 240, что удовлетворяет требованиям технических условий. В результате спектрального анализа металлической взвеси с магнитных пробок ХР установлено, что она содержит железо (основа), значительное количество меди, марганца, кремния и хрома, а также следы никеля, алюминия, титана и магния. На ответной боковой поверхности витков звездочки, изготовленной из стали 40ХН2МА, термообработанной на твердость HRC 31…37, наблюдается износ материала (рис. 21), но значительно меньший по Сборник №23 122

Общество независимых расследователей авиационных происшествий размеру. Выявлены также следы намазывания материала червяка на витках звездочки. На всех других деталях ХР не было выявлено признаков и следов повышенного износа материала. а б Рис. 21. Виды износа боковых поверхностей (указан стрелками) звездочки (а) и намазываний материала (б) червяка на боковые поверхности витков звездочки (указаны стрелками). Таким образом, по состоянию деталей ХР 246-1517-000 № Л4101208 и результатам спектрального анализа взвеси с магнитных пробок следует заключить, что основную массу взвеси составляют продукты износа материала червяка 246-1517-421. В продольном отверстии отделившегося в результате разрушения фрагмента штока 246-1517-430 отсутствует заглушка 1017-96 (см. рис. 13). В поперечном отверстии отсутствует шплинт, фрагменты которого были обнаружены в массе, извлеченной из полости ползуна втулки РВ (см. рис. 9, 12). На усиках шплинта (рис. 22) непосредственно у сечений разрушений отсутствуют следы повышенного износа. При этом на ответной части шплинта, находившейся в отверстии штока, поверхности изношены и приобрели округлую форму. Ответная часть шплинта имеет деформацию. Это указывает, что после разрушения усиков шплинт какое- то время находился в отверстии штока и изнашивался о его кромки и стенку, постепенно выходя в полость ползуна втулки. Рис. 22. Вид фрагментов разрушенного шплинта штока ХР. Стрелками показаны изношенные поверхности части шплинта, оставшейся в отверстии штока после отделения усиков. 123 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Окончательно эта часть шплинта могла выпасть из отверстия в штоке при нерасчетном взаимодействии с контровочной шайбой гайки штока или после его разрушения. Полость ползуна втулки РВ, в которой установлен подшипник штока 6-56705У, заполнена консистентной смазкой. Разрушенные фрагменты шплинта, попав в эту смазку, не имеют возможности свободно перемещаться внутри полости ползуна и поэтому их попадание в контур вращения сепараторов подшипника штока маловероятно. Изломы усиков шплинта имеют строение (рис. 23), характерное для разрушения под действием изгибающей нагрузки. Исследование изломов шплинта по двум сечениям разрушения с применением растрового электронного микроскопа показало следующее. В каждом сечении было образовано три ступеньки, отражающие трёх кратное внешнее изгибное воздействие на каждый усик шплинта (рис. 24). В дальнейшем изложении условно усикам присвоены номера 1 и 2. В изломе усика № 1 на двух участках (ступеньках) разрушения доминирует выраженный ямочный рельеф с интенсивным окислением поверхности (рис. 25). Рис. 23. Вид изломов шплинта по сечению разрушения части детали, оставшейся в отверстии штока ХР. а б Рис. 24. Вид изломов усиков шплинта (а) и (б), условно обозначенные в изложении соответственно № 1 и № 2. Сборник №23 124

Общество независимых расследователей авиационных происшествий а б Рис. 25. Мелко ямочный рельеф излома (а, б) с окислением поверхности на разных участках разрушения усика № 1. В углу третьего участка излома выявлена макролиния (рис. 26), ориентированная от участка статического разрушения к наружной поверхности шплинта. Рис. 26. Вид участка излома шплинта № 1 с макролинией (указана двумя стрелками) фронта трещины. Анализ рельефа излома в зоне за макролинией показал, что он сильно окислен и повреждён. Тем не менее, наличие указанной макролинии характеризует постепенный, не однократный, процесс развития трещины. Изучение рельефа излома усика № 2 показало, что на первых двух участках разрушения рельеф излома мелко ямочный с окислением поверхности, как в изломе усика № 1. На третьем участке выявлены признаки усталостного разрушения материала (рис. 27). От границы предыдущего участка статического разрушения произошло развитие трещины под действием переменных нагрузок. 125 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Рельеф этой зоны на участках, свободных от механических повреждений и окисления, имеет типичные элементы в виде усталостных бороздок. Шаг бороздок составил 0,7…1,0 мкм. Этот диапазон соответствует области малоцикловой усталости разрушения материала. Выявленные особенности разрушения шплинта штока ХР показывают, что повторно-статическое разрушение усиков происходило под действием двукратного изгиба, а окончательное отделение произошло по механизму усталости. Рис. 27. Вид участка излома усика № 2 с усталостными бороздками. Направление роста трещины указано стрелкой. Сборник №23 126

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Как уже отмечалось, втулка РВ № 2060167 на вертолет Ми-8Т RA-24438 была установлена в эксплуатации. Это предполагает один изгиб усиков шплинта при их выпрямлении для демонтажа из штока при снятии стоявшей на вертолете втулки РВ № 2060149. Второй изгиб усиков шплинта был выполнен при их загибании после установки на ХР втулки РВ № 2060167. В дальнейшем при эксплуатации на вертолете исследуемой втулки произошло усталостное разрушение усиков по оставшимся неразрушенными сечениям и выпадение шплинта из отверстия в штоке. В процессе эксплуатации согласно регламенту технического обслуживания через каждые 150 часов налета вертолета (Регламент технического обслуживания вертолета Ми-8. Часть 1. Планер и СУ. п. 2.07.02) должно производиться измерение люфта подшипника штока 6- 56705У. В паспорте на рулевой винт зафиксирован только один контроль люфта подшипника штока, произведенный 05.06.2009. То есть, за 752 часа налета после ремонта, произведенного 21.08.2008 в ОАО «АРЗ 12», люфт подшипника штока вместо пяти раз измерялся однажды. Следует отметить, что при должном контроле люфта подшипника штока 6-56705У имелась возможность своевременно выявить начальную стадию его разрушения и предотвратить происшедший 26.06.2010 серьезный авиационный инцидент с вертолетом. Изучение результатов ранее проводившихся исследований 07.01.1989 при выполнении посадки вертолета Ми-8 № 24739 в момент зависания начался левый разворот и кренение вправо, что привело к соударению с землей лопастей несущего винта и последующему разрушению воздушного судна. Комиссией по расследованию было обнаружено разрушение подшипника штока 6-56705У (инд. № 665-U-8) в ползуне втулки РВ. Как показали результаты проведенного исследования (заключение № 6643-АА/103 от 19.05.1989) причиной разрушения подшипника инд. № 665-U-VIII втулки РВ при наработке с начала эксплуатации 1379 часов без ремонтов явилось разрушение сепаратора вследствие снижения прочности из-за производственного дефекта – занижения толщины торцевых перемычек. За период после происшествия с вертолетом Ми-8 № 24739 в результате целевых осмотров в эксплуатации были выявлены разрушения подшипников 6-56705У (инд. № 366 - U-8 и № 300- U-8) при наработке втулок РВ соответственно 1217 и 799 часов с начала эксплуатации. Оба эти случая были связаны с производственным дефектом – занижением толщины торцевых перемычек сепараторов (заключение № 6726-АТ/103 от 14.04.1989). Подшипник 6-56705У (инд. № 665-U-8) втулки РВ вертолета Ми-8 № 24739 принадлежал к той же партии подшипников, выпущенных в августе 1987 года. Как показали результаты настоящего исследования, оценить толщину торцевых перемычек сепараторов подшипника 6-56705У (инд. № 127 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий 201-П-ХII) втулки РВ вертолета Ми-8Т RA-24438 не представилось возможным. При этом была доказана не аутентичность исследуемого подшипника, выпущенного в январе 2000 года. Выяснение причин и места установки на втулку РВ разрушившегося подшипника штока 6-56705У (инд. № 201-П-ХII) не является предметом настоящего исследования. Однако исследуемый случай не является единичным и требует внесения соответствующих изменений в ремонтную документацию. В 2009 году было проведено исследование случая разрушения двухрядного радиально-упорного шарикоподшипника 3286848Д автомата перекоса 8-1950-000 № Л7101067, обнаруженного при капитальном ремонте вертолета Ми-8МТВ-1 RA-25479 в ОАО «ЮТэйр-Инжиниринг» (предшествующий ремонт в ОАО «СПАРК»). Установить истинную причину усталостного разрушения этого подшипника по результатам проведенного исследования (заключение № 9351-АТ/103 от 21.09.2009) не представилось возможным. Маркировка на наружном кольце подшипника, требуемая техническими условиями чертежа, по которой было бы возможно идентифицировать его как подшипник 3286848Д, установить завод-изготовитель и год его выпуска, отсутствовала. В 2010 году исследовался случай разрушения подшипника 3286848Д автомата перекоса 8-1950-000 № Л7204040 вертолета Ми-8Т RА-24154, приведший 17.12.2009 к авиационному инциденту. Как показали результаты проведенного исследования (заключение № 9405-И/103 от 21.07.2010), причиной усталостного разрушения этого подшипника является его длительная эксплуатация в одном положении сверх установленных ресурсов. На период ремонта автомата перекоса в 2008 году в ФГУП «356 АРЗ» исследуемый подшипник инд. № 303- С- IХ, выпущенный в сентябре 2005 года, не являлся изделием первой категории, а, наиболее вероятно, имел наработку в пределах одного межремонтного ресурса. По информации ФГУП «356 АРЗ» при ремонте автомата перекоса в 2008 году в него был установлен подшипник выпуска 2008 года. В отмеченных трех случаях, включая исследуемый, ремонтные предприятия не смогли сообщить или подтвердить индивидуальные номера подшипников, установленных в агрегаты при их ремонте. Представляется целесообразным ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» включить в ремонтную документацию требования об обязательной записи в делах ремонтов индивидуальных номеров устанавливаемых в агрегаты подшипников. Обобщение результатов исследования В результате проведенного исследования было установлено, что разрушение внешнего наконечника штока 246-1517-430 ХР № 4101208 произошло в результате скручивания в направлении вращения втулки РВ под действием чрезмерно большой нагрузки. Возникновение такой нагрузки связано с разрушением подшипника штока 6-56705У, по отношению к которому разрушение наконечника штока является вторичным. Сборник №23 128

Общество независимых расследователей авиационных происшествий На втулке РВ № 2060167 вертолета Ми-8Т RА-24154 произошло разрушение подшипника штока 6-56705У инд. № 201- П-ХII, произведенного в 1 ГПЗ в декабре 2000 года, который на момент инцидента 26.06.2010 не должен был эксплуатироваться в составе втулки. Когда, где и при каких обстоятельствах во втулку РВ был установлен указанный подшипник, по результатам проведенных исследований и на основании представленной информации, установить не представляется возможным. Истинная наработка разрушенного подшипника не известна. Характер разрушения деталей подшипника 6-56705У и повреждений деталей втулки РВ показал, что выход из строя подшипника начинался с разрушений его сепараторов и носил длительный характер. Наиболее вероятной причиной разрушения сепараторов подшипника является исчерпание их долговечности в результате эксплуатации сверх установленного ресурса и срока службы. Способствующей причиной разрушения сепараторов подшипника могло явиться качество его монтажа на штоке ХР. Монтаж втулки РВ № 2060167 на вертолет Ми-8Т RA-24438 производился в эксплуатации. Известен один случай поломки вертолета Ми-8 № 24739, произошедший 07.01.1989, который был связан с отказом путевого управления из-за разрушения подшипника штока 6-56705У. Разрушение подшипника в этом случае началось также с разрушения его сепараторов. Исследуемый случай разрушения не аутентичного подшипника является не единственным. Причины и время установки таких подшипников определить не представляется возможным. Индивидуальные номера подшипников, устанавливаемых в агрегаты при ремонте, в делах ремонта не фиксируются. В результате исследования ХР 246-1517-000 № Л4101208 был выявлен чрезвычайно большой износ (до 1,1 мм) поверхности витков червяка 246-1517-421 механизма изменения шага РВ. Износ червяка связан с разрушением подшипника штока 6-56705У. На других деталях повышенного износа или признаков разрушения, способных привести к отложению на магнитных пробках большого количества металлической взвеси, не обнаружено. По результатам проведенного исследования было сформировано следующее заключение с рекомендациями. Разрушение внешнего наконечника штока 246-1517-430 ХР № 4101208 вертолета Ми-8Т RА-24154 произошло в результате скручивания в направлении вращения втулки РВ под действием чрезмерно большой нагрузки. Возникновение этой нагрузки связано с разрушением подшипника штока 6-56705У, по отношению к которому разрушение наконечника штока является вторичным. Наиболее вероятной причиной разрушения подшипника штока 6- 56705У инд. № 201- П-ХII, произведенного в 1 ГПЗ в декабре 2000 года, является исчерпание долговечности его сепараторов из-за эксплуатации сверх установленного ресурса и срока службы. Способствующей 129 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий причиной разрушения сепараторов подшипника могло явиться качество его монтажа на штоке ХР № 4101208. На втулке РВ № 2060167 вертолета Ми-8Т RА-24154 на момент инцидента 26.06.2010 подшипник штока 6-56705У инд. № 201- П-ХII не должен был эксплуатироваться. При должном контроле люфта подшипника штока 6-56705У через каждые 150 часов (Регламент технического обслуживания вертолета Ми-8. Часть 1. Планер и СУ. п. 2.07.02) имелась возможность своевременно выявить начальную стадию его разрушения и предотвратить происшедший серьезный авиационный инцидент с вертолетом. Значительное количество металлической взвеси на магнитных пробках ХР № 4101208 обусловлено повышенным износом поверхностей витков червяка 246-1517-421 механизма изменения шага РВ, связанным с разрушением подшипника штока 6-56705У. В целях обеспечения безопасности полетов вертолетов типа Ми-8 ремонтным и эксплуатационным предприятиям необходимо исключить случаи установки в агрегаты не аутентичных деталей с просроченными сроками использования и неизвестными наработками. Эксплуатирующим организациям необходимо строго выполнять требования Регламента технического обслуживания вертолетов Ми-8 в части периодического контроля люфта подшипника штока 6-56705У. ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» необходимо включить в ремонтную документацию агрегатов вертолетов типа Ми-8 требования об обязательной записи в делах ремонтов индивидуальных номеров устанавливаемых подшипников. Сборник №23 130

Общество независимых расследователей авиационных происшествий АКТУАЛЬНОСТЬ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ АНАЛИЗА АВИАЦИОННЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ В СИСТЕМЕ ФОРМИРОВАНИЯ ПСИХОЛОГИЧЕСКОЙ ГОТОВНОСТИ БУДУЩИХ ПИЛОТОВ К РЕАЛЬНОЙ ЛЁТНОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ О. Кушнир к.п.н., помощник ректора Государственной лётной академии Украины, старший преподаватель кафедры социально-гуманитарных наук и профессиональной педагогики ГЛАУ Современная система подготовки будущих пилотов (как высшая школа, так и профессионально-учебные центры) ориентированы на реализацию рекомендованной ИКАО практики и требований государственных авиационных властей с учётом накопленного опыта и особенностей национальной образовательной системы. При этом чётко обозначенной «выходной модели» лётного специалиста, очерчивающей все, необходимые параметры его профессиограммы, не существует. Известно, что профессиональные права «коммерческого пилота» выдаются в соответствии с Правилами выдачи свидетельств членам лётных экипажей (Приложение №1 к Чикагской конвенции ИКАО о Международной гражданской авиации), а диплом о соответствующем высшем образовании подтверждает условное соответствие данного выпускника существующим ОКХ (образовательно-квалификационным характеристикам), далёким от совершенства и объективной оценки профессионализации. Такая практика могла быть рациональной в условиях применения объективного и глубоко профессионально-психологического отбора, гарантирующего наличие у данного претендента на лётное обучение необходимых задатков, способностей и качеств, в том числе – и психофизиологических. На современном этапе отдельные компоненты применяемого профессионально-психологического отбора уже утратили свою актуальность, другие - необходимо совершенствовать. Кроме того, практика эксплуатации воздушных судов требует внедрения новых методик, ориентированных на выявление соответствия претендента тем условиям пилотирования самолёта, которые в последние году претерпели значительные изменения. В таких условиях неопределённости качества «входящей модели», на систему профессиональной подготовки лётного состава, ложится дополнительная ответственность, которая, к сожалению, по-прежнему не очерчена соответствующими директивами и требованиями. На сегодня, вне зоны внимания и контроля остаются личностные характеристики будущих пилотов, их мотивационная и эмоционально- волевая сферы, психологическая готовность к реальной лётной деятельности и многие другие факторы, имеющие непосредственное влияние на безопасность полётов. Преодоление же обозначенного «пробела» становится прерогативой профессорско-преподавательского и инструкторского состава, сотрудников оргстроевых отделов лётных 131 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий учебных заведений, вынужденных работать «по наитию» и собственному усмотрению. Какие же акценты должны быть расставлены в этой работе с точки зрения опыта эксплуатации воздушных судов и научного подхода? Считаю, что мнение в этом вопросе Героя Советского Союза, Заслуженного летчика-испытателя СССР, доктора технических наук, профессора, Академика академии транспорта РФ Марка Лазаревича Галлая можно считать абсолютно компетентным. В одной из своих статей Марк Лазаревич указывает на приметы принципиальных изменений в самой природе летной профессии: «Все меньше требуется от летчика физической силы и ловкости – и все больше знания, интеллекта. Труд пилота все в большей степени приобретает черты операторского. Хотя, конечно, – оператора особого рода. Пока все идет нормально, современный пилот, как и всякий оператор, действует в рамках жесткой запрограммированности. Но стоит случиться чему-то, не отраженному в инструкциях, – это бывает у гражданского или военного летчика три-четыре раза за его летную жизнь, да и у летчика-испытателя, как правило, не более трех-четырех раз в год, – как от него потребуется корректировка программы, принятие в нестандартной обстановке столь же нестандартных решений. Нетрудно заметить, что привычка к жесткой запрограммированности своей деятельности и способность к творческой импровизации принадлежат к различным психологическим типам. Совместить их в одном человеке – задача чрезвычайно трудная. Однако хорошие летчики – совмещают. Приходится». Продолжая развивать выявленную выше проблему, отмечу, что решать задачу «совмещения психотипов», обозначенную опытнейшим лётчиком-испытателем, должна система подготовки лётных кадров. Точнее – формировать «недостающие звенья» в процессе профессионализации будущих лётчиков. Известно, что на современном этапе, максимальное внимание уделяется формированию у обучающихся именно навыков пилотирования, представляющих собой не что иное, как «полностью автоматизированные, инстинкто-подобные компоненты умений, реализуемые на уровне бессознательного контроля» (Немов Р.С. «Общие основы психологии»). Физиологической основой автоматизации компонентов деятельности, первоначально представленных в ее структуре в виде действий и операций и затем превращающихся в навыки, является, как показал Н.А.Бернштейн, переход управления деятельностью или ее отдельными составляющими на подсознательный уровень регуляции и доведение их до автоматизма. Методология тренажёрной подготовки, которая применяется сегодня, ориентирована непосредственно на то, чтобы сформировать у обучающихся устойчивые автоматические навыки пилотирования как в обыкновенных условиях, так и при возникновении отдельных (очерченных правилами, стандартных!) экстремальных ситуаций. Сборник №23 132

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Ведущий специалист по человеческому фактору академик Российской Академии Образования, доктор медицинских наук, профессор психологии труда В.А.Пономаренко указывает, что «задача тренажа: формирование не только автоматизированных актов, но и тех психофизиологических механизмов, которые способствуют активации свойств психики, позволяющих адаптироваться к любой вариативности раздражителя, а специфическая тренировка к действиям в особых случаях полёта совершенствует качества, необходимые при любом усложнении деятельности, а именно: умение выполнять дополнительную работу на фоне основной, способность логически анализировать поступающую информацию, способность быстро изменять структуру действий в зависимости от создавшейся ситуации». Однако существующая система тренажёрной подготовки не в состоянии реагировать на указанные замечания в связи с необходимостью обеспечения соответствия утверждённым курсам учебно-лётной подготовки по типам воздушных судов. Следовательно, решение задачи совершенствования (или даже формирования) второго психотипа, необходимого лётчику (способности к творческой импровизации) большей степенью ложится на блок теоретической подготовки, предваряющей тренажёрную. Традиционно именно на этом этапе формируются знания, которым предстоит трансформироваться в умения, а далее – в навыки, а значит – именно здесь уместны соответствующие коррективы. Как указывает Р.С. Немов: «Умения в отличие от навыков всегда опираются на активную интеллектуальную деятельность и обязательно включают в себя процессы мышления. Сознательный интеллектуальный контроль – это главное, что отличает умения от навыков. Активизация интеллектуальной деятельности в умениях происходит как раз в те моменты, когда изменяются условия деятельности, возникают нестандартные ситуации, требующие оперативного принятия разумных решений». В нашем случае данное положение имеет непреходящее значение, указывая теоретический путь для практического формирования психологической готовности будущих пилотов к реальной лётной деятельности. На этапе усвоения знаний необходимо максимально подготовить мышление обучающихся к ситуациям, требующим принятия нестандартных решений в условиях лимита информации и дефицита времени. Одним из наиболее эффективных подходов может стать использование компетентного анализа авиационных происшествий при изучении будущими пилотами таких теоретических предметов, как «Авиационная психология», «Человеческий фактор» и т.д. Заслуженный лётчик-испытатель СССР, Герой Украины А.В. Галуненко, выступая перед курсантами Государственной лётной академии Украины, указывал на то, что подготовка к каждому испытательному полёту начинается на земле, задолго до его осуществления. Анализируются и изучаются все, возможные в 133 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий предстоящем полёте, нестандартные ситуации и предполагаемые пути выхода из них. Я считаю, что психологическая подготовка будущих пилотов к лётной деятельности, по аналогии – неизбежно должна включать в себя анализ и изучение не только гипотетически возможных ситуаций (что имеет место), но и – тех ситуаций, которые уже произошли и привели к катастрофе. Обязательно – в динамике. Тщательный, последовательный анализ развития ситуации и действий членов экипажа (возможно – с воспроизведением в виде соответствующей ролевой игры) может стать весомым вкладом в формирование психологической готовности курсантов к реальной лётной деятельности. На сегодня специалистами Государственной лётной академии Украины, в процессе преподавания будущим пилотам дисциплины «Авиационная психология», используются материалы из сборников трудов Общества независимых расследователей авиационных происшествий, за предоставление которых – огромная благодарность руководству общества и всем членам ОРАП - авторам публикаций. Сборник №23 134

Общество независимых расследователей авиационных происшествий О РЕЗУЛЬТАТАХ РАССЛЕДОВАНИЯ КАТАСТРОФЫ САМОЛЕТА ТУ-154М Б/Н 101 ТУ-154М Б/Н 101 РЕСПУБЛИКИ ПОЛЬША, ПРОИЗОШЕДШЕЙ 10 АПРЕЛЯ 2010 ГОДА В РАЙОНЕ АЭРОДРОМА СМОЛЕНСК «СЕВЕРНЫЙ». А.Н. Морозов Член ОРАП, Заместитель Председателя МАК 10 апреля 2010 года, в 10:41 местного времени, днем, в процессе выполнения захода на ВПП 26 аэродрома Смоленск «Северный» и снижения ниже установленной минимальной безопасной высоты (100 м) в метеоусловиях хуже установленного минимума аэродрома, воздушного судна и командира, потерпел катастрофу самолет Ту-154М б/н 101 государственной авиации Республики Польша (36-й специальный транспортный авиаполк ВВС Республики Польша, далее – специальный авиаполк), выполнявший нерегулярный международный рейс PLF 101 по перевозке пассажиров по маршруту Варшава – Смоленск «Северный». Информация об авиационном происшествии поступила в Межгосударственный авиационный комитет (МАК) и Службу безопасности полетов авиации Вооруженных Сил Российской Федерации (СБП А ВС РФ) 10 апреля 2010 года около 11:00. Незамедлительно была сформирована группа специалистов. Группа приступила к работе на месте авиационного происшествия в 19:15 в тот же день. На основании Распоряжения Президента Российской Федерации от 10 апреля 2010 года № 225-рп была создана Государственная комиссия по установлению причин катастрофы самолета Ту-154. Председателем 135 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Государственной комиссии назначен Председатель Правительства Российской Федерации. С 10 по 13 апреля 2010 года работы на месте АП проводились под руководством Начальника СБП А ВС РФ. 13 апреля 2010 года Распоряжением Председателя Государственной комиссии общее руководство техническим расследованием и координация взаимодействия заинтересованных российских и зарубежных организаций были возложены на Председателя МАК – заместителя Председателя Государственной комиссии. Тем же распоряжением было определено, что расследование должно проводиться в соответствии с положениями Приложения 13 к Конвенции о Международной гражданской авиации. Данное решение было поддержано Правительством Республики Польша. Сборник №23 136

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Приказом Председателя МАК от 13 апреля 2010 года №8-498/р для проведения технического расследования совместно с Министерством обороны Российской Федерации была назначена Комиссия по расследованию. В соответствии с Приложением 13 к Конвенции о Международной гражданской авиации Республика Польша назначила Уполномоченного представителя и большую группу советников для участия в расследовании. В расследовании принимали участие специалисты научно- исследовательских институтов и промышленности Российской Федерации и Республики Польша. К работе, в качестве экспертов, привлекались авиационные специалисты Азербайджанской Республики и Республики Узбекистан. Исследование ряда приборного оборудования самолета проводилось на базе ФГУ «13 ГНИИ Минобороны России» с участием представителей разработчиков оборудования и Республики Польша. США, как государство разработчика систем TAWS и FMS, оказывало техническую помощь при считывании и восстановлении информации указанных систем. Исследования элементов навигационного и приборного оборудования самолета проводились на базе разработчика Universal Avionics Systems Corporation (UASC) в г. Рэдмонд (США) под контролем представителей МАК и Республики Польша. В исследованиях принимали участие представители NTSB и FAA. Расследование закончено 10 января 2011 года. На основании проведенных в ходе расследования авиационной катастрофы работ и исследований, Комиссией были сделаны следующие Заключение, Выводы и Рекомендации: Заключение Расследование катастрофы самолета Ту-154М государственной авиации Республики Польша, выполнявшего нерегулярный международный полет по перевозке пассажиров на аэродром государственной авиации Российской Федерации Смоленск «Северный», проводилось, по решению Правительств Российской Федерации и Республики Польша, в соответствии со Стандартами и Рекомендуемой практикой Приложения 13 к Конвенции о международной гражданской авиации. Приложение 13 к Конвенции о международной гражданской авиации является единственным международным документом, четко определяющим порядок назначения, организации и проведения расследования авиационных происшествий, в которых затронуты интересы двух или более государств. Положения Приложения 13 регулируют права и ответственность заинтересованных государств при расследовании, а также порядок подготовки и опубликования Окончательного отчета по результатам расследования. 137 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий Расследование проводила техническая Комиссия Межгосударственного (международного) авиационного комитета. Уполномоченный представитель Республики Польша, его советники и большая группа гражданских и военных экспертов участвовали во всех основных аспектах указанного расследования, предусмотренных Приложением 13 к Конвенции. Польским специалистам передавались материалы, имеющие отношение к делу, а также была дана возможность знакомиться с выдержками из документов ограниченного доступа. В расследовании также принимали участие специалисты научно- исследовательских институтов и промышленности Российской Федерации, Республики Польша и США. На основании положений Сборника аэронавигационной информации Российской Федерации и стран Содружества Независимых Государств (АИП РФ), определяющего порядок организации воздушного движения и международных полетов всех видов авиации на территории Российской Федерации, а также в соответствии с заявкой на полет, поданной Посольством Республики Польша в Российской Федерации в Министерство иностранных дел Российской Федерации, рейс PLF 101 являлся международным нерегулярным (разовым) полетом по перевозке пассажиров. Возможность выполнения нерегулярного (разового) полета на воздушном судне государственной авиации иностранного государства на аэродром Российской Федерации, не открытый для международных полетов, в явном виде оговаривается в АИП РФ. Исходя из указанного статуса рейса PLF 101, к его выполнению и обеспечению применимы положения АИП РФ в части касающейся. Положения Федеральных авиационных правил производства полетов государственной авиации Российской Федерации, а также других документов, в основе которых лежат данные Правила, применимы только для подразделений и воздушных судов государственной авиации Российской Федерации и, соответственно, не применимы к рейсу PLF 101, поскольку он не являлся полетом, выполняемым подразделением государственной авиации Российской Федерации и на воздушном судне государственной авиации Российской Федерации. Выводы Из анализа выявленных фактов и обстоятельств полета, результатов полевого этапа расследования, включая аэрофотосъемку и составление кроков места авиационного происшествия, а также выкладку фрагментов самолета в реальном масштабе, данных расшифровки наземных и бортовых средств объективного контроля, математического и полунатурного моделирования полета, анализа аэронавигационного и метеорологического обеспечения полета, материала контрольного облета радиотехнических и светосигнальных средств аэродрома, результатов исследования сохранившихся фрагментов и оборудования самолета, результатов эксперимента на комплексном тренажере Ту-154М, Сборник №23 138

Общество независимых расследователей авиационных происшествий представленных данных о подготовке экипажа и персонала группы руководства полетами, а также данных о техническом обслуживании и ремонте самолета, результатов летной и диспетчерской оценок действий экипажа и персонала группы руководства полетами, выполненных международными группами экспертов пилотов, диспетчеров и авиационных психологов установлено: 1. Самолет Ту-154М б/н 101 был исправен перед вылетом из Варшавы. 2. Самолет был заправлен достаточным количеством топлива для полета по заданному маршруту с учетом выбранных запасных аэродромов. К физико-химическим показателям качества топлива и масла замечаний нет. 3. Взлетная, посадочная масса и центровка воздушного судна не выходили за ограничения, установленные разделом 2 Руководства по летной эксплуатации. Однако, посадочная масса превышала максимально допустимую для фактических условий на аэродроме Смоленск «Северный» на ~4.6 тонны. Характеристики устойчивости и управляемости самолета соответствовали характеристикам самолета-типа. 4. Самолет был оборудован системой раннего предупреждения приближения к земле (TAWS) и системой управления полетом (FMS). Системы в полете были включены и работоспособны. 5. Признаков отказов самолета, двигателей и систем до момента столкновения с препятствиями не выявлено. Пожара, взрыва и разрушения самолета в воздухе до столкновения с препятствиями не было. 6. Все разрушения конструкции самолета произошли в результате воздействия нерасчетных нагрузок из-за столкновения самолета с препятствиями и землей. 7. Несмотря на отсутствие Сертификата летной годности самолета Ту-154М б/н 101, его катастрофа с работой авиационной техники, ее ремонтом и техническим обслуживанием не связана. 8. К моменту вылета самолета из Варшавы фактическая погода на аэродроме Смоленск «Северный» была хуже установленного метеоминимума самолета и командира воздушного судна для захода на посадку по имеющимся на аэродроме системам захода. 9. Экипаж получил перед вылетом метеоданные по аэродрому вылета, запасным аэродромам, а также по маршруту полета. Фактической погоды и прогноза по аэродрому назначения Смоленск «Северный» экипаж не имел. Прогноз погоды по запасному аэродрому Витебск был просрочен. Метеорологическое обеспечение особо важного полета при вылете из Варшавы было организовано неудовлетворительно. 10. Фактическая погода на аэродроме на момент авиационного происшествия была: видимость 300 – 500 метров, вертикальная видимость 40-50 метров, туман. 139 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий 11. Фактическая видимость в месте катастрофы (район БПРМ) была хуже, чем на аэродроме, из-за особенностей рельефа местности (низина). Вертикальная видимость в районе БПРМ не превышала 20 метров. 12. Экипаж Ту-154М неоднократно в процессе снижения и захода на посадку предупреждался службами ОВД и экипажем польского самолета Як-40, произведшим ранее посадку на аэродроме Смоленск «Северный», об отсутствии необходимых метеоусловий для выполнения посадки на аэродроме. Решение о полете на запасной аэродром экипаж не принял, что можно считать началом возникновения особой ситуации в полете. 13. Организация метеонаблюдений на аэродроме Смоленск «Северный» позволила своевременно информировать экипаж об ухудшении метеоусловий. Авиационное происшествие с недостатками в метеообеспечении полета не связано. 14. Аэродром Смоленск «Северный» пригоден для приема различных типов воздушных судов, включая Ту-154М, при установленном метеоминимуме для выбранной системы захода на посадку. 15. Допуск аэродрома к международным полетам не предусмотрен. По нормам Международной организации гражданской авиации аэродром не категорирован. Наземных средств для обеспечения автоматического или директорного захода на посадку аэродром не имеет. 16. С учетом существующих в полосе воздушных подходов препятствий, угол наклона глиссады в диапазоне 2˚40' - 330' является приемлемым для обеспечения полетов международной авиации. 17. Технических рейсов для проверки оборудования аэродрома Смоленск «Северный» и его возможностей по приему литерных рейсов, с учетом фактического уровня подготовки экипажей, польской стороной не выполнялось. От услуг штурмана - лидировщика польская сторона отказалась. 18. Все радиотехнические средства аэродрома для обеспечения захода на посадку с курсом 259˚, включая дальнюю и ближнюю приводную радиостанцию с маркерными маяками и радиолокационную систему посадки, в момент авиационного происшествия были включены и исправны. Перебоев в электропитании не было. Состав оборудования аэродрома 7 и 10 апреля 2010 г. был одинаков. 19. Графическая линия глиссады на выносном индикаторе посадочного радиолокатора руководителя зоны посадки была нанесена с фактическим углом ~3˚10' вместо установленного 2˚40', при этом фактическое положение самолета в аварийном полете было выше, чем отображаемое положение относительно нанесенной графической линии глиссады, на величину около 30 угловых минут (0.5). 20. Погрешность в ориентации глиссады не влияет на параметры посадочной дистанции ВС и не создает предпосылок к преждевременному снижению самолета. При полете самолета по Сборник №23 140

Общество независимых расследователей авиационных происшествий более крутой глиссаде ~3˚10' вместо 2˚40', расчетная вертикальная скорость вместо 3.5 – 4 м/с увеличивается до 4 -4.5 м/с, а пролет ближнего привода должен быть осуществлен на 10 метров выше установленной высоты 70 метров. 21. Средства связи работали в штатном режиме. Устойчивая двухсторонняя радиосвязь обеспечивалась в течение всего захода на посадку. 22. Светотехническое оборудование аэродрома перед началом полетов 10 апреля было исправно и работоспособно. Замечаний по светосигнальному оборудованию со стороны экипажей самолетов, прилетавших на аэродром 10 и в ночь на 11 апреля, в Техническую комиссию не поступало. 23. Проверка светосигнального оборудования в 9:00 11.04.2010 выявила механические повреждения (часть фонарей разбита, кабель питания оборван) огней первой, второй и третьей групп (удаление 900, 800 и 700 метров от торца ВПП 26 соответственно), находящихся за пределами аэродрома в городской черте. 24. При фактических метеоусловиях на момент катастрофы установление визуального контакта с объектами светосигнальной системы с установленной минимальной высоты снижения (100 метров) при положении самолета на глиссаде было невозможно. 25. Подготовка и квалификация персонала группы руководства полетами по представленным документам соответствовала требованиям, установленным в государственной авиации Российской Федерации. Состав группы руководства полетами 7 и 10 апреля 2010г. был одинаков. 26. Экипаж не проходил регулярные периодические тренировки на тренажере Ту-154 для отработки навыков взаимодействия, в том числе в особых случаях в полете и при заходах на посадку по различным системам и вариантам использования бортового оборудования. 27. В специальном авиаполку ВВС Республики Польша отсутствовала Инструкция по взаимодействию и технология работы членов экипажа для четырехчленного состава экипажа самолета Ту-154М. 28. Экипаж для выполнения полета был сформирован 2 апреля. КВС ранее выполнил 3 полета на аэродром Смоленск «Северный» (все в качестве второго пилота), остальные члены экипажа опыта полетов на данный аэродром не имели. 29. Комплектование экипажа было выполнено без учета фактического уровня профессиональной подготовки каждого специалиста для выполнения особо важного полета. КВС имел перерыв при выполнении заходов на посадку на Ту-154М в метеоусловиях, соответствующих присвоенному допуску 60х800, более 5 месяцев. За весь период полетов в качестве КВС Ту-154М в летной книжке имеются данные только о 6 случаях использования NDB при заходе на посадку, последний раз в декабре 2009 года (все в простых 141 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий метеоусловиях). Штурман экипажа последние 2.5 месяца на Ту-154М не летал, постоянно выполнял полеты вторым пилотом на Як-40. 30. Члены экипажа имели действующие медицинские заключения врачебно-летной комиссии. Нарушений режима труда и отдыха перед полетом не выявлено. Следов алкоголя и других запрещенных веществ по результатам судебно-медицинских исследований не выявлено. Авиационное происшествие с состоянием здоровья и работоспособностью членов экипажа не связано. 31. Контроль предварительной подготовки к выполнению особо важного полета командно-летным составом полка не осуществлялся. 32. Выбор запасных аэродромов не был согласован с организаторами визита: Канцелярией Президента и Бюро по охране. 33. Актуальными аэронавигационными данными по аэродрому назначения Смоленск «Северный» и запасному аэродрому Витебск, включая действующие НОТАМ, экипаж перед вылетом не располагал. Аэродром Витебск не мог быть выбран в качестве запасного, так как согласно регламенту в выходные дни не работал. 34. Имевшиеся у экипажа аэронавигационные данные аэродрома Смоленск «Северный» для самолета Ту-154М, предполагали заход на посадку только по ОСП. Данных о минимуме аэродрома для других систем захода (РСП+ОСП, РСП) экипаж перед вылетом не имел. 35. Вылет из Варшавы был выполнен в 9:27, с опозданием на 27 минут к измененному времени вылета (9:00). Первоначально вылет планировался на 08:30. 36. Радиосвязь с диспетчерами Минск-Контроль и Москва-Контроль велась штурманом экипажа на английском языке. Радиосвязь с группой руководства полетами аэродрома Смоленск «Северный» вел КВС на русском языке. Радиосвязь с экипажем Як-40 – на польском языке. Общий уровень знания русского языка КВС удовлетворительный. Наиболее вероятно, остальные члены экипажа русским языком в достаточной степени не владели. 37. Предпосадочной подготовки членов экипажа на записи бортового речевого самописца не зафиксировано. В связи с этим установить, обсуждалась ли экипажем система захода на посадку, режим захода, распределение обязанностей, порядок пилотирования, уход на второй круг (запасной аэродром) с учетом фактических метеоусловий, не представилось возможным. 38. По данным бортового речевого самописца и идентификации голосов, проведенной польскими экспертами, в пилотской кабине самолета, в процессе снижения и захода, находились посторонние лица, в том числе Директор протокола и Главнокомандующий ВВС Республики Польша, который находился в кабине при снижении на посадочной прямой вплоть до столкновения самолета с землей. 39. Присутствие в кабине экипажа посторонних лиц, обсуждавших с ним возможные варианты продолжения полета и реакцию Главного пассажира, создавало психологическое давление, в первую очередь Сборник №23 142

Общество независимых расследователей авиационных происшествий на командира экипажа, и увеличивало его психоэмоциональное напряжение. 40. При отсутствии метеоусловий для выполнения посадки по имеющимся на аэродроме системам захода, КВС принял решение о выполнении «пробного» захода. Полет был международным и выполнялся в соответствии с положениями АИП РФ. С учетом 1 положений АИП РФ , руководитель полетов разрешил «пробный» заход, но предупредил экипаж о необходимости быть готовым к уходу на второй круг с высоты 100 метров. Экипаж четко подтвердил получение данной информации. 41. При запросе разрешения на выполнение «пробного» захода экипаж систему захода не обозначил, радиолокатор не заказывал. БПРМ и ДПРМ, наиболее вероятно, экипажем для навигации не использовались, заход выполнялся экипажем по своим бортовым средствам. 42. Разрешив, с учетом положений АИП РФ, выполнение «пробного» захода по запросу экипажа при метеоусловиях хуже установленного минимума аэродрома, персонал группы руководства полетами, в дальнейшем, осуществлял информирование экипажа о местоположении самолета и метеоусловиях в пределах возможности своих технических средств. 43. На эшелоне перехода экипаж установил на высотомерах давление аэродрома 745 мм рт. ст., переданное ему диспетчером ранее. 44. Снижение на посадочной прямой выполнялось с включенным автопилотом в продольном и боковом каналах, а также с включенным автоматом тяги. Управление автопилотом в продольном канале осуществлялось от рукоятки «СПУСК-ПОДЪЕМ». Данный тип захода РЛЭ самолета не предусмотрен, метеоминимум и технология работы членов экипажа не определены. 45. Снижение на посадочной прямой было начато экипажем с опозданием, несмотря на своевременную информацию диспетчера о достижении точки входа в глиссаду. Никто из членов экипажа о достижении точки входа в глиссаду и расчетной вертикальной скорости снижения не информировал. 46. Перед началом снижения на посадочной прямой самолету была установлена посадочная конфигурация: закрылки 36˚, шасси выпущены. 1 АИП РФ. AD 1.1-1 п.1 c) командиры иностранных воздушных судов, выполняющих полеты в Россию, принимают самостоятельное решение о возможности взлета с аэродрома и посадки на аэродроме назначения с возложением на себя полной ответственности за принятое решение. Как следует из текста Постановления об отказе в возбуждении уголовного дела от 1 октября 2008 года, исполненного заместителем военного гарнизонного прокурора г. Вроцлав, аналогичные положения о праве и ответственности командира воздушного судна за окончательное решение о выполнении взлета, посадки или о прекращении полета существуют в авиационном законодательстве Республики Польша. 143 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий 47. Экипаж инициировал снижение на посадочной прямой с удаления около ~9 км от торца ВПП 26. До удаления 6 км снижения с постоянной вертикальной скоростью достигнуть не удалось. Полет проходил на повышенных скоростях около 300 км/ч (при расчетной – 265 км/ч) с переменной вертикальной скоростью. 48. На удалении около 8 км экипаж доложил о выпущенном положении шасси и закрылков. При фактических метеоусловиях хуже установленных минимумов руководитель полетов проинформировал: посадка дополнительно, означающее, что посадка не разрешена. В дальнейшем, экипаж о визуальном обнаружении полосы не докладывал, разрешения на посадку диспетчером не выдавалось, доклада экипажа об уходе на второй круг при достижении установленной минимальной высоты снижения (100 метров) не было. 49. После пролета дальнего привода следующей точкой в активном плане полета FMS была установлена контрольная точка аэродрома, которая отстоит от торца ВПП 26 на 1250 метров. Координаты БПРМ и торца ВПП 26 в FMS заведены не были. 50. На удалениях 8, 6, 4 км, при нахождении самолета в пределах зоны допустимых отклонений (выше глиссады) относительно отображаемой на индикаторе ПРЛ глиссады (УНГ ~310'), РЗП информировал экипаж о нахождении самолета на глиссаде. На удалении 3 км самолет находился практически на отображаемой глиссаде (УНГ ~310'). 51. После пролета дальнего привода, при помощи рукоятки «СПУСК-ПОДЪЕМ», самолету был установлен угол тангажа, который соответствовал вертикальной скорости снижения 7 - 8.5 м/с, что было в два раза больше расчетной. 52. При фактическом отличии приборной и вертикальной скоростей от расчетных значений никто из членов экипажа об отклонениях не информировал. При заходе по неточной системе никто из членов экипажа контроль высоты полета по удалению от торца ВПП не вел. 53. Отсчет высоты с 300 метров производился штурманом по радиовысотомеру, что является нарушением технологии работы экипажа и дезинформировало экипаж о высоте полета в условиях сложного рельефа местности. 54. Первое срабатывание системы TAWS типа TERRAIN AHEAD (ВПЕРЕДИ ЗЕМЛЯ) произошло на удалении более 4 км до точки первого столкновения на высоте около 340 метров. Реакции и действий экипажа на эту сигнализацию не последовало. 55. На удалении 4700 метров от торца ВПП 26 и высоте около 300 метров на высотомере ВБЭ-СВС КВС было установлено стандартное давление 760 мм рт. ст., что привело к завышению показаний высотомера ВБЭ-СВС на ~165 метров и к прекращению звучания сигнализации системы TAWS. На высотомерах УВО-15М1Б КВС и ВБЭ-СВС второго пилота сохранялось давление аэродрома 745 мм рт. ст. Сборник №23 144

Общество независимых расследователей авиационных происшествий 56. Второе срабатывание системы TAWS типа TERRAIN AHEAD (ВПЕРЕДИ ЗЕМЛЯ) произошло на удалении около двух километров до точки первого столкновения на высоте около 180 метров. Реакции экипажа и на это срабатывание сигнализации не последовало. 57. На удалении 2800 метров от торца ВПП 26 самолет пересек линию расчетной глиссады (УНГ 240'), через 3 секунды руководитель зоны посадки проинформировал о положении самолета на курсе, глиссаде. Высота полета самолета была 115 метров, что практически соответствовало высоте начала ухода на второй круг. 58. На удалении около 2400 метров от торца ВПП 26 самолет прошел установленную руководителем полетов минимальную высоту снижения 100 метров. В нарушение РЛЭ запроса (штурмана или второго пилота) «ОЦЕНКА» командиру ВС и его решения об уходе на второй круг не последовало. Через секунду сработало предупреждение TAWS типа PULL UP (ТЯНИ ВВЕРХ), которое продолжало работать вплоть до разрушения конструкции самолета. Действий экипажа по прекращению снижения и переводу самолета в набор высоты после срабатывания сигнализации не было. 59. На удалении 1200-600 метров до точки первого столкновения, при фактическом снижении самолета с вертикальной скоростью ~8 м/сек, бортовой магнитофон трижды в течение 8 секунд зафиксировал доклады о высоте 100 метров, равной установленной РП минимальной высоте снижения (высоте принятия решения). На данном этапе траектории имеется понижение рельефа местности до минус 60 метров относительно торца ВПП 26. Решения КВС об уходе на второй круг не последовало. 60. Срабатывание задатчика опасной высоты радиовысотомера на истинной высоте ~60 метров и информация второго пилота «Уходим» произошли до пролета БПРМ, за 400 метров до точки первого столкновения, на высоте 15-20 метров относительно торца ВПП 26. Принятие экипажем решительных мер по уходу на второй круг в данный момент, наиболее вероятно, позволило бы избежать катастрофы. 61. Руководитель зоны посадки, не имея доклада экипажа об уходе на второй круг, дал команду: «Горизонт, 101». Действий экипажа по прекращению снижения не последовало, самолет продолжил снижение. 62. Отсутствие действий экипажа при пролете установленной руководителем полетов минимальной высоты снижения 100 метров, отсутствие реакции на срабатывание сигнализаций TAWS и ВПР, а также на команду руководителя зоны посадки о прекращении снижения может свидетельствовать о попытке экипажа выхода на визуальный полет до пролета БПРМ с целью производства посадки визуально. 63. Присутствие в кабине экипажа в процессе захода на посадку посторонних лиц увеличивало психоэмоциональное напряжение 145 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий членов экипажа и отвлекало экипаж от выполнения им своих обязанностей. Анализ переговоров показывает, что в случае неудачного захода и ухода на запасной аэродром КВС ожидал негативной реакции Главного пассажира. 64. На конечном этапе захода на посадку командир находился в состоянии психологического конфликта мотивов: с одной стороны – он понимал, что посадка в сложившихся условиях небезопасна, с другой стороны – существовала сильная мотивация на выполнение посадки именно на аэродроме назначения. Присутствие Главнокомандующего ВВС Республики Польша в кабине экипажа вплоть до столкновения воздушного судна с землей оказало влияние на формирование решения КВС о продолжении захода и о снижении ниже установленной минимальной высоты снижения без установления визуального контакта с наземными ориентирами. 65. Первое столкновение самолета с препятствием, без разрушения конструкции, произошло до БПРМ, на удалении около 1100 метров от взлетно-посадочной полосы, левее курса захода около 35 метров, на истинной высоте ~10 метров. Высота полета самолета относительно уровня торца полосы, с учетом рельефа местности (низина) и высоты дерева, составляла примерно минус 15 метров. 66. Инстинктивные действия экипажа: взятие колонки штурвала «на себя» с отключением автопилота в продольном канале «пересиливанием» и установка РУД вручную на взлетный режим с отключением автомата тяги произошли практически в момент первого столкновения самолета с препятствием, что подтверждает крайне низкие значения видимости и вертикальной видимости в районе БПРМ, а также отсутствие решения экипажа об уходе на второй круг. 67. Медико-трассологические исследования показали, что действия по уходу от столкновения с препятствиями были предприняты командиром ВС, который находился на своем рабочем месте и был пристегнут ремнями безопасности. Остальные члены экипажа также находились на своих рабочих местах и были пристегнуты ремнями. 68. Результаты медико-трассологических исследований повреждений, полученных Главнокомандующим ВВС Республики Польша, согласуются с его нахождением в пилотской кабине в момент столкновения воздушного судна с землей. По результатам судебно- медицинской экспертизы, выполненной в Отделе судебно- медицинской экспертизы трупов Государственного бюджетного учреждения здравоохранения города Москвы «Бюро судебно- медицинской экспертизы Департамента здравоохранения города Москвы», в крови Главнокомандующего ВВС Республики Польша обнаружен этиловый алкоголь в концентрации 0.6‰. 69. Через 4-5 секунд после первого столкновения с препятствием произошло столкновение самолета с березой диаметром ствола Сборник №23 146

Общество независимых расследователей авиационных происшествий 30-40 см, что привело к отрыву части левой консоли крыла длиной около 6.5 метров и интенсивному кренению самолета влево. 70. Еще через 5-6 секунд, в перевернутом положении, произошло столкновение самолета с землей и разрушение его конструкции. 71. В процессе разрушения самолета на пассажиров и членов экипажа действовали перегрузки величиной более 100 g. По результатам судебно-медицинской экспертизы смерть всех лиц, находившихся на борту, наступила мгновенно, в момент столкновения самолета с поверхностью земли, от множественных механических повреждений тела, несовместимых с жизнью, полученных в результате травматического воздействия запредельных ударных перегрузок торможения и разрушающихся частей воздушного судна. 72. Действия всех аварийных служб были правильными и своевременными, что позволило предотвратить развитие возникшего после происшествия пожара и обеспечить сохранность бортовых самописцев, фрагментов воздушного судна и останков находившихся на борту людей. Причины Учитывая, что:  самолет Ту-154М был исправен перед вылетом из Варшавы. Отказов самолета, двигателей и систем не выявлено. Пожара, взрыва и разрушения самолета в воздухе до столкновения с препятствиями не было;  в организации выполнения особо важного полета имели место существенные недостатки в части подготовки экипажа, его формирования, контроля готовности к полету и выбора запасных аэродромов;  вылет был произведен без наличия у экипажа фактической и прогнозируемой погоды в аэропорту назначения и актуальной аэронавигационной информации. От услуг штурмана – лидировщика, по имеющейся информации, польская сторона отказалась;  в ходе полета экипаж самолета Ту-154М неоднократно получал информацию от органов ОВД Республики Беларусь и аэродрома Смоленск «Северный», а также экипажа польского самолета Як-40, к этому времени уже совершившего посадку на аэродроме Смоленск «Северный», о несоответствии метеоусловий на аэродроме назначения установленным минимумам. Несмотря на это, экипаж решения о полете на запасной аэродром не принял. Данный факт можно считать началом возникновения особой ситуации в полете;  при выходе на связь с группой руководства полетами аэродрома Смоленск «Северный», в нарушение АИП РФ, экипаж систему захода на посадку диспетчеру не доложил. В дальнейшем экипаж 147 Сборник №23

Общество независимых расследователей авиационных происшествий выполнял заход по своим средствам без использования имеющихся наземных радиотехнических средств;  экипаж запросил выполнение «пробного» захода при фактических метеоусловиях хуже установленных минимумов для производства посадки. Руководствуясь требованиями АИП РФ (АИП РФ AD 1.1-1 п.1 c) командиры иностранных воздушных судов, выполняющих полеты в Россию, принимают самостоятельное решение о возможности взлета с аэродрома и посадки на аэродроме назначения с возложением на себя полной ответственности за принятое решение), диспетчер разрешил «пробный» заход, но со снижением только до высоты 100 метров, с которой необходимо было выполнить уход на второй круг. Экипаж подтвердил принятое указание;  перед четвертым разворотом экипаж Як-40 предупредил экипаж Ту-154М о видимости на аэродроме 200 метров. Данное предупреждение не повлияло на решение экипажа Ту-154М, который продолжил заход;  КВС имел перерыв при выполнении заходов на посадку на Ту-154М в сложных метеоусловиях (соответствующих допуску 60х800) более 5 месяцев. Подготовка КВС к выполнению заходов на посадку в штурвальном режиме и по неточным системам была недостаточной;  заход на посадку осуществлялся экипажем с использованием автопилота в продольном и боковом каналах, а также автомата тяги. Данный тип захода РЛЭ самолета Ту-154М не предусмотрен, метеоминимум и технология взаимодействия членов экипажа не определены;  разрешение на посадку экипажу руководителем полетов не выдавалось;  взаимодействие в экипаже и управление ресурсами (CRM) со стороны командира было неудовлетворительным;  отсчет высоты полета с 300 метров, в отступление от установленных процедур, осуществлялся штурманом по радиовысотомеру;  экипаж не прекратил заход на установленной минимальной высоте снижения 100 метров, а продолжил снижение вне видимости наземных ориентиров с вертикальной скоростью, в 2 раза превышающей расчетную;  экипаж продолжил снижение несмотря на многократные предупреждения TAWS (TERRAIN AHEAD и PULL UP), срабатывание сигнализации заданной высоты (60 м) радиовысотомера и команды группы руководства полетами, что свидетельствует о попытке экипажа выхода на визуальный полет до пролета БПРМ с целью производства посадки визуально;  работа радиосветотехнического оборудования не оказала влияния на развитие аварийной ситуации; Сборник №23 148


Like this book? You can publish your book online for free in a few minutes!
Create your own flipbook