RA-67047.L410.Нелькан.2017

Завершено расследование катастрофы самолёта LET L410-UVP-E20 RA-67047 авиакомпании "Хабаровские Авиалинии", происшедшей 15.11.2017 г. в районе  п.п. Нелькан Хабаровского края.

15.11.2017 днем, в визуальных метеоусловиях, при заходе на посадку на п. п. Нелькан  на удалении 1400 м от входного торца ВПП 04 потерпел катастрофу самолет L410UVP-E20 RA-67047, выполнявший рейс НИ 463 по маршруту: Хабаровск – Чумикан – Нелькан.
На борту находились 2 члена экипажа и 5 пассажиров (все граждане РФ), а также 410 кг груза. Экипаж и 4 пассажира погибли, 1 пассажир (ребенок) серьезно травмирован. ВС получило значительные повреждения.

Полет по установленному маршруту проходил без отклонений. За 30 минут до подлета к аэродрому Чумикан экипаж, оценив остаток топлива, передал запрос диспетчеру на изменение маршрута полета без посадки в Чумикане. Первоначально, посадка в Чумикане планировалась для дозаправки. Диспетчер разрешение на изменение плана полетов дал.   В 12:35 местного времени экипаж вышел на связь с диспетчером КДП п.п. Нелькан и получил от него условия захода на посадку и фактическую погоду. Заход на посадку осуществлялся на ВПП 04 (МКпос 41°) через ОПРС, по правой «коробочке», в соответствии с установленной схемой. Метеоминимум для данного вида захода составляет 360х3000 метров, фактические метеоусловия не препятствовали выполнению захода.   Заход на посадку выполнялся с закрылками 18°, шасси были выпущены. Посадочная масса по расчету составила около 5300 кг, расчетная скорость захода на посадку для данной посадочной массы и положения закрылков составляла около 80 узлов   После начала снижения по глиссаде экипаж доложил о готовности к посадке и получил соответствующее разрешение диспетчера. В процессе снижения по глиссаде, на удалении около 5 км и высоте около 400 м, был отключен автопилот. Активное пилотирование выполнял КВС. При визуальном наблюдении ВПП КВС принял решение на выполнение посадки.    После отключения автопилота оба РУВ были установлены на малый шаг, после чего экипаж выполнил карту контрольных проверок перед посадкой. Снижение по глиссаде на данном этапе выполнялось на скоростях 100-115 узлов.   Особая ситуация в полете начала развиваться в 13:10:30 - появляется разница в величине оборотов правого и левого винтов (величина оборотов правого винта больше), причем со временем эта разница продолжала увеличиваться.   В 13:10:38 на истинной высоте около 170 м и приборной скорости 108 узлов при постоянном положении руля направления и отсутствии крена значение магнитного курса за 5 секунд увеличилось на 10° (вправо), после чего, в 13:10:44, при положении обоих РУД на «прямую» тягу началась регистрация разовой команды о включении Бета-режима правого двигателя (установка шага воздушного винта на величину меньше полетного малого газа). Бета-режим предназначен для создания отрицательной тяги воздушного винта и торможения самолета после посадки, включение его в полете не допускается. Данный режим сохранялся вплоть до столкновения самолета с землей. В ту же секунду положение обоих РУД было увеличено с 15 до 25°.    Практически с этого же момента времени (13:10:44) у самолета начал развиваться правый крен, который через 4-5 секунд достиг величины 20-25°. На протяжении следующих 7-8 секунд правый крен изменялся в диапазоне 15-25°, при этом экипаж для балансировки самолета использовал отклонение педалей (примерно половина хода) и элеронов (вплоть до максимального). В 13:10:46 (через 2 сек. после срабатывания разовой команды о включении Бета-режима) на правом воздушном винте наблюдается заброс скорости вращения до приблизительно 2300 оборотов в минуту, при этом разница в величине оборотов правого и левого воздушных винтов продолжала сохраняться.    Экипаж распознал причины развития особой ситуации: КВС в 13:10:48 произнес: «Тихо, тихо. Что случилось?», на что второй пилот в 13:10:51.5 ответил: «Бета режим работает». В РЛЭ самолета действия экипажа при самопроизвольном включении Бета-режима в воздухе описаны не были, поскольку разработчиком самолета данная ситуация рассматривалась как практически невероятное событие.   Дальнейшая ситуация развивалась в течение около 9 сек. Самолет продолжал снижаться и начал энергично терять скорость. Управляющие действия экипажа рычагом управления нормально работающего левого двигателя, а также элеронами, рулями высоты и направления не привели к разрешению особой ситуации. Воздушный винт правой силовой установки не флюгировался, правый двигатель работал вплоть до окончания записи параметрического самописца.   В 13:10:53, на истинной высоте около 100 м и приборной скорости 76 узлов, при вертикальной перегрузке ~1.15 g сработала сигнализация о приближении к сваливанию. Через 3-4 секунды, на истинной высоте около 80 м и приборной скорости 72 узла, при вертикальной перегрузке 1.2 – 1.25 g, самолет начал интенсивно вращаться по крену вправо, выполнив полный переворот вокруг продольной оси («бочку»), и на удалении около 1400 м от входного торца ВПП 04 с истинным азимутом 187° самолет с большой вертикальной и малой поступательной скоростями полета столкнулся с землей среди мелколесья с небольшим левым креном и полностью разрушился. Пожара не было.


По заключению комиссии МАК причиной АП явилась

перестановка в полете лопастей воздушного винта правой силовой установки на угол около минус 1.8°, что значительно меньше минимально допустимого полетного угла (13.5°) при положении РУД «на прямую тягу». Это привело к возникновению значительных разворачивающего и кренящего моментов, потере скорости и управляемости самолета и его столкновению с землей.
Перестановка ВВ на отрицательные углы произошла вследствие отказов двух систем: системы обратной связи «бета» и системы упора винта, причину и время возникновения которых установить не представилось возможным. Так как элементы системы упора винта, проверяемые перед полетом в ходе проверки «Тест упора винта», наиболее вероятно, не явились причиной ее отказа, то маловероятно, что отклонения от методики проверки, допущенные экипажем, повлияли на возможность выявления отказа данной системы перед полетом.
При сертификации воздушного судна указанная особая ситуация была признана практические невероятной, что привело к отсутствию в РЛЭ самолета описания действий экипажа в подобных случаях и исключило соответствующую подготовку пилотов.


Рекомендации и принятые меры по повышению безопасности полётов

Принятые меры

5.1. Авиационными властями России организовано проведение разовых проверок настройки Бета-режима и системы управления ВВ на двигателях GE H80-200.
5.2. 04.12.2017 разработчик самолета выпустил информационный бюллетень (IB №: L410UVP-E/492b Revision 1) по проверке двигателей и воздушных винтов самолетов L410 UVP-E20, начиная с серийного (заводского) номера 2904.
5.3. 15.12.2017 EASA выпустило информационный бюллетень по безопасности полетов (SIB №: 2017-21), которым рекомендовало эксплуатантам выполнить действия, предусмотренные указанным выше бюллетенем IB No.: L410UVP-E/492b Revision 1.
5.4. 15.12.2017 разработчик самолета выпустил бюллетень по документации DB №: L410UVP-E/247d, одобренный EASA, которым определил действия экипажа при включении Бета-режима на различных этапах полета.
5.5. 07.03.2018 разработчик/изготовитель самолета выпустил обязательный бюллетень № L410 UVP-E/143a R2, которым были внесены изменения в алгоритм проверки электрического контура системы упора винта.
5.6. 07.03.2018 разработчик/изготовитель самолета выпустил документационный бюллетень DB № L410L410UVPEE/259E/259d, которым внес в РЛЭ самолета инструкции по проведению функциональной проверки «Тест упора винта» перед каждым полетом (вместо проверки перед первым полетом летного дня) и уточнения по выполнению этой проверки.
5.7. 14.03.2018 EASA выпустило директиву летной годности AD № 2018-0057, которая требует обязательного выполнения бюллетеней L410 UVP-E/143a R2, L410UVP-E/247b, L410L410UVPEE/259E/259d.
5.8. 29.03.2018 компания разработчик/изготовитель двигателя выпустила сервисный бюллетень (SB-H80-76-00-00-0036 Revision 02) по выполнению инспекционной проверки и регулировки поступательно-возвратно механизма управления двигателем (engine push-pull control) p/n M601-76.3, а также установки нового бета-переключателя P-S-2A.
5.9. 19.04.2018 EASA выпустило директиву летной годности AD № 2018-0075, в соответствии с которой требуется обязательное выполнение бюллетеня SB-H80-76-00-00-0036 Revision 02.
5.10. 16.11.2018 компания разработчик/изготовитель двигателя выпустила сервисный бюллетень SB-H80-76-00-00-0045 по выполнению инспекционной проверки управления поступательно-возвратно механизма управления двигателем (engine push-pull control) p/n M601-76.3, а также нового бета-переключателя P-S-2A.
5.11. 12.04.2019 компания разработчик/изготовитель двигателя выпустила сервисный бюллетень SB-H80-76-00-00-0048 и SB-H85-76-00-00-0015 Revision 01 (единый документ) по выполнению инспекционной проверки управления поступательно-возвратно механизма управления двигателем (engine push-pull control) p/n M601-76.3 «после проведения такого ТО, ремонта или выполнения модификации двигателя, ВВ или самолета, которые могут повлиять на установку поступательно-возвратно механизма управления двигателем (engine push-pull control)».
5.12. 25.04.2019 EASA выпустило директиву ЛГ (AD № 2019-0089). Данная директива ЛГ выпущена взамен AD № 2018-0075 и в соответствии с ней требуется обязательное выполнение бюллетеня GEAC SB-H80-76-00-00-0048 и SB-H85-76-00-00-0015 Revision 01 (единый документ). Дата ее вступления в действие 09.05.2019.

Авиационным властям России

5.13. Обстоятельства и причины АП изучить на специальных разборах с руководящим, командно-летным, инспекторским составом, членами летных экипажей и персоналом органов УВД.
5.14. С учетом уже принятых мер оценить риски эксплуатации самолетов L410UVP-E-20 c двигателями Н80-200 до принятия разработчиком дополнительных мер по повышению надежности работы регулятора оборотов ВВ.
5.15. Оценить риски использования эксплуатантами для выполнения полетов РЛЭ самолета на русском языке, которое не является частью типовой конструкции и предоставлено разработчиком «только для информации». По результатам оценки рисков принять соответствующие меры. Оценить применимость данной рекомендации к другим типам ВС зарубежного производства.
5.16. Разработать и внедрить квалификационные требования по английскому языку для членов летных экипажей, выполняющих полеты на ВС, имеющих техническую документацию на английском языке, а также для технического персонала, осуществляющего техническое обслуживание указанных ВС. Рекомендация неоднократно давалась ранее.

Разработчикам самолета, двигателя и ВВ

5.17. Разработчику ВВ рассмотреть необходимость повторной оценки надежности регулятора оборотов P-W22-1 и его агрегатов.
5.18. Разработчику двигателя рассмотреть на уровне двигателя необходимость повторной оценки надежности системы управления ВВ, содержащей регулятор оборотов P-W22-1 и другие компоненты.
5.19. Разработчику самолета рассмотреть на уровне самолета необходимость повторной оценки надежности системы управления ВВ, содержащей регулятор оборотов P-W22-1 и другие компоненты.
5.20. Разработчику самолета совместно с разработчиками двигателя и ВВ оценить необходимость внесения дополнительных изменений в конструкцию и/или настройки системы управления ВВ с целью исключения самопроизвольного ухода лопастей ВВ в полете на углы, менее минимально допустимых.
5.21. Разработчику самолета внести в РЛЭ ВС дополнительную информацию, конкретизирующую порядок проведения предполетной проверки «Тест упора винта».

Росавиации, АР МАК, EASA и другим сертифицирующим организациям

5.22. Рассмотреть целесообразность внесения дополнений в правила сертификации разработчиков авиационной техники в части введения требований, гарантирующих всестороннюю поддержку процесса расследования авиационных происшествий и инцидентов, в том числе проведение математического моделирования полета.

Авиакомпании КГУП «Хабаровские авиалинии» и другим эксплуатантам самолетов типа L410UVP-E20

5.23. С летными экипажами провести занятия по порядку предполетной проверки электромагнитного клапана фиксатора шага. Ввести регулярную проверку данной операции по данным параметрических регистраторов.
5.24. Оценить риски использования для выполнения полетов РЛЭ самолета на русском языке, которое не является частью типовой конструкции и предоставлено разработчиком «только для информации». По результатам оценки рисков принять соответствующие меры.


Более подробно в базе данных ОРАП>>

С полным текстом отчёта можно познакомиться на сайте МАК.

 

Авторизация