На удалении 22 км до торца ВПП, при чтении бортрадистом контрольной карты – "шасси", старший бортинженер докладывает: "выпущено, зеленые горят". На фоне голосов членов экипажа прослушивается голос командира – "кнопку нажми". Возможно, кто-то из членов нажатием кнопки на центральном пульте отключил сирену. На высоте 10-5 метров, дважды отмечен сигнал сирены. Срабатывание сирены указывает, что в это время основные опоры шасси были убраны или хотя бы одна из опор не находилась на замке выпущенного положения.
Посадочная масса самолета в момент события составила 140 тонн, центровка – 27 %, максимальная перегрузка Nу = 1,7. На борту находилось: шесть экипажа Горовенко В. Я., 11 специалистов технической бригады и три менеджера. Пострадавших нет.
"В период эксплуатации в в/ч 21322 самолет Ан-22 № 05–09, в январе 1989 г., при прекращенном взлете в а/п Аден, потерпел поломку, в результате которой повреждена нижняя часть фюзеляжа, сдеформирован с отдельными разрушениями шп. 14, разрушены каркас левого обтекателя шасси. По неофициальным сведениям, прерванный взлет произошел из-за самопроизвольной уборки передней опоры шасси с последующим снятием с замков выпущенного положения первого и второго ряда основных опор шасси".
16 февраля 1996 г. в а/п Хартум самолет № 05–09 совершил посадку после первого касания с опережением на правые основные опоры шасси со значительным углом тангажа, на скорости 275 км/час, (Vп = 235 км/час) и с последующим отделением самолета от земли ("козление"). Список прилагается."
Показания диспетчера посадки и дежурного пожарного противоречивы:
В заявлении дежурного пожарного указано, что он видел самолет над торцом ВПП с выпущенными колесами основных ног, а затем они убрались "во внутреннюю часть фюзеляжа и далее пробег проходил на животе".
Диспетчер утверждает, что он видел самолет над торцом ВПП с выпущенной передней ногой и убранными основными шасси, но из-за дефицита времени он не смог информировать об этом экипаж.
Первое касание самолета о ВПП, вероятнее всего, произошло на переднюю ногу на расстоянии 450–550 м от торца ВПП и второе касание нижней частью фюзеляжа на расстоянии 750–850 м от торца.
В а/п Ресифи на самолете был проведен был проведен эксперимент по выпуску шасси имитацией неустановки лампы-кнопки на самоблокировку. При этом установлено: что при кратковременном нажатии лампы-кнопки (до 2 сек.) происходил выпуск только передней опоры шасси, основные опоры шасси оставались на замках убранного положения.
При исследовании обнаружены подгоревшие контакты реле времени. Подгар контактов мог повлиять на исправность минусовой электроцепи, что могло привести к неудержанию кнопки КФЛ-37ТВ выпуска шасси при ее кратковременном нажатии. Что можно объяснить возможностью переменного контакта из-за подгара контактов в реле времени. После нескольких нажатий кнопки работоспособность восстановилась.
ОПИСАНИЕ ЛЕТНОГО ПРОИСШЕСТВИЯ 1 ДЕКАБРЯ 1999 г. НА АЭРОДРОМЕ ГОСТОМЕЛЬ НА САМОЛЕТЕ Ан-140 № 01–01
Выполнялся 395-й полет с начала испытаний самолета с целью определения характеристик управляемости и оценки ранга отказной ситуации при заходе на посадку и посадке с имитацией отказа "флюгерное положение руля направления".
В составе экипажа: КВС Слободянюк А. В. - летчик-испытатель 1 класса, общий налет – 8550 час., испытательный – 2630 час., налет на Ан-140 – 173 час. 2-й пилот Тарасюк С. М. - летчик-испытатель 2 класса, общий налет – 10480 час., налет на Ан-140 – 1 час. 54 мин. Четвертый полет.
По заданию, заход и посадка выполнялись с освобожденными педалями до опускания передней опоры, управлять рулем направления можно было только используя триммер руля направления при ветре 5 м/с. Первый полет был выполнен с ПК = 329°, расходы по р.н. и элеронам составили до 1/3 макс. хода, отклонение от осевой ВПП составило 3,5 метра. Ситуация была оценена как УУП (усложнение условий полета).
2-й полет выполнялся с ПК = 149° с боковым ветром 6 м/с справа на бетонную ВПП, очищенную до сухого бетона (Ксц = 0,7) на ширину 49 м. По бокам заледеневший тающий снег шириной 3-4 метра толщиной от 2 до 10 см. Боковые полосы безопасности были размокшие и имели неровности.
При заходе на посадку на предпосадочном планировании балансировочное положение р.н. до Н = 50 м составляло 4–5 вправо (ход педали 15 мм), что соответствовало балансировочному положению для прямолинейного полета без скольжения. Такое балансировочное положение р.н. 4–5° вправо обусловлено особенностью самолета Ан-140 в связи с разворотом на 1,5 вертикального оперения влево (хвостовой части).
При заходе на посадку курс самолета был около 160 при МКВПП = 149°, что превышало потребный УС для бокового ветра 6 м/с. Поэтому, согласно траектории движения, с Н = 50 м самолет начал пересекать осевую линию ВПП. Для корректировки траектории движения самолета КВС несколькими импульсами триммером р.н. отклонил р.н. до 10° вправо и создал левый крен 3°, переведя самолет в левое скольжение, и вывел его на ось ВПП. В течение 5 сек. до касания ВПП крен был плавно уменьшен до 0°. Устранение крена привело к увеличению курса самолета до 162°.
Таким образом, самолет приближался к ВПП с УС = 9-13°. Это позволяет предполагать, что фактический боковой ветер был больше передаваемого на борт и составлял по расчетам около 10 м/с.
Касание самолета ВПП произошло на V = 210 км/ч, практически с нулевым креном на основные опоры шасси. В момент опускания П.О.Ш. (передней опоры шасси) КВС поставил ноги на педали. До момента опускания П.О.Ш. самолет сохранял прямолинейное движение практически по оси ВПП. Через 3 сек. после касания КВС на V = 200 км/ч опустил П.О.Ш. и 2-й пилот перевел РУД на ЗМГ.
В момент опускания на ВПП П.О.Ш. КВС увеличил отклонение педалей до 35 мм вправо, и соответственно р.н. = 12°. За счет наличия скольжения между самолетом и поверхностью ВПП в первоначальный момент касания П.О.Ш. о ВПП (t = 0,2 сек.) носовая опора развернулась влево на угол 7 от нейтрального положения, затем в момент обжатия амортстойки и включения управления П.О.Ш. по обжатию заняла положение, соответствующее положению педалей, около 5–6 от нейтрали, что составляет 50 % от максимального угла поворота. Начал развиваться боковой увод самолета вправо от оси ВПП.
Перед опусканием на ВПП П.О.Ш. и в течение 1 сек. после опускания КВС элеронами увеличил крен до 6–7° влево и удерживал его в течение 3–4 сек., пытаясь, по-видимому, за счет разности обжатия амортстоек убрать развивающийся боковой увод вправо. Через 2 сек. (4 сек. с момента касания) после опускания на ВПП П.О.Ш. КВС импульсивно, в течение 0,5 сек., отклонил педаль влево до 1/2 хода с усилием 50 кг и вернул вправо на 1/3 хода (КВС до расшифровки СОК был уверен, что он держал педаль влево). Боковой увод был 5-8 м, вправо от оси. КВС по-прежнему пытался удерживать самолет от бокового увода с помощью крена 7–6° на левое крыло.
Через 3,5 сек. после опускания П.О.Ш. V = 195–200 км/ч. КВС за 1,5 сек. убрал крен до 0°. Вследствие значительного изменения угла курса (около 25°), наличия большой угловой скорости разворота (ω = 10 град/сек) произошло увеличение угла скольжения, что привело к увеличению отклонению р.н. (педалей) вправо до 3/4 max при практически нулевых усилиях на педалях. Угол поворота носовой стойки увеличился до 8° вправо. Боковой увод составлял около 28 м (7 сек. с момента касания) и самолет начал выкатываться на грунт. Угловая скорость достигла максимального значения. За счет инерционных сил развивался левый крен, несмотря на то, что КВС полностью отклонил штурвал вправо.
На пробеге самолета 2-й пилот держал руку на РУД (по записям видеокамеры) и при выкатывании на грунт в момент резкого торможения непроизвольно перевел РУД до 90° с последующей уборкой до 60–70°.
Через 2,6 сек. после пересечения боковой границы ВПП (9,6 сек. после касания) при крене около 16° влево на V = 125 км/ч произошло разрушение левой основной опоры шасси и касание грунта левым винтом двигателя. При этом крен увеличился до 20°, резко уменьшилась угловая скорость. На V = 80 км/ч самолет коснулся левой консолью крыла грунта, развив резкий разворот влево.
Через 17,5 сек. после посадки самолет остановился с боковым уводом 124 м от оси ВПП, пробежав 575 м с курсом 167°. Экипаж не пострадал. В процессе движения по неровностям и размокшему грунту самолет получил повреждения:
– левой основной стойки шасси;
– левого винта и воздухозаборника;
– левой законцовки крыла.
После ремонта самолет был восстановлен и продолжил сертификационные испытания с удлиненным крылом.
Выводы комиссии:
Причины летного происшествия:
а) основной причиной летного происшествия явилось невыдерживание экипажем направления на пробеге при посадке с имитацией отказа "флюгерное положение р.н.";
