CC BY
57
УДК 656.7.08:519.711
АНАЛИЗ ПРИЧИН ТЯЖЁЛОГО ЛЁТНОГО ПРОИСШЕСТВИЯ
© 2012 Д. Э. Вахрушев, О. А. Агафонов, С. П. Прядко, А. В. Щукин
ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина», г. Москва
28 ноября 2010 года в пакистанском городе Карачи потерпел крушение самолет Ил-76ТД. Дан анализ причин возникновения данного тяжелого летного происшествия.
Ил-76ТД, летное происшествие, набор высоты, отказ двигателя, угол крена, разрушение закрылков, тяжелое летное происшествие, анализ причин, математическая модель.
28 ноября 2010 года потерпел крушение самолёт Ил-76ТД в пакистанском городе Карачи. В процессе набора высоты загорелся 4-ый двигатель, после чего возник мощный кренящий момент, который не удалось парировать элеронами и интерцепторами, в результате чего самолёт вышел за предельный крен, потерял подъёмную силу и упал. Разбившийся Ил-76 принадлежал грузинской авиакомпании SunWay. В результате крушения погибли 12
человек. Помимо 8 членов экипажа, жертвами крушения стали четверо рабочих - они находились в строящемся доме, на который упал самолёт (рис. 1). Для расследования лётного происшествия авиационные власти Пакистана обратились за помощью в Российский Межгосударственный
Авиационный Комитет, который в свою очередь запросил экспертную помощь у специалистов конструкторского бюро имени Ильюшина.
Рис. 1. Фотографии с места падения ИЛ-76ТД
Для анализа катастрофы в отдел динамики полёта были переданы записи накопителя МСРП-64 и метеорологические данные. Основная задача заключалась в восстановлении картины полёта по записи МСРП-64, анализе развития аварийной ситуации и определении причины её возникновения.
Перед тем, как приступать к этапу анализа, была произведена проверка и корректировка полётных данных. Обычно
данные содержат такие ошибки, как "сбитые нули", сбои, ошибки регистраторов. Нередки случаи, когда регистратор работает неверно, сбита тарировка или прибор перестаёт записывать данные на ленту. В процессе проверки были выбраны достоверные данные, убраны основные сбойные точки, подкорректировано нулевое положение. Так же было выявлено, что угол атаки а регистрирует неверные данные. Для
дальнейшего использования угол атаки а был рассчитан по другим достоверным параметрам полёта.
Следующим этапом была разработана математическая модель движения самолёта Ил-76ТД 4L-GNI на основании математической модели Ил-76, сделанной в отделе динамики по принципам модельно-ориентированного проектирования и уточнённой по лётным испытаниям. Особенность модели состоит в том, что входными воздействиями являются зарегистрированные на МСРП-64 отклонения
поверхностей управления и показания компрессора высокого давления, которые пересчитываются в тягу двигателя. Также в модель добавлена аэродинамическая поправка на скорость, учтены метеорологические данные и введены поправки, позволяющие корректировать аэродинамические
характеристики. В результате получилась модель, в которой можно сравнивать параметры движения, записанные в МСРП-64, и параметры движения, полученные при моделировании для одинаковых входных воздействиях (рис. 2).
Математическая модель движения самолёта Ил-76ТД
Параметры полёта по мат.модели
Рис. 2. Общая схема математической модели ПЛ-76ТД
Проверка соответствия
математической модели самолёту ИЛ-76ТД ведётся по участку разгона самолёта на взлёте и участку набора высоты, до момента отказа двигателя.
На участке разбега необходимо подтвердить взлётную массу самолёта по разгонным характеристикам. Нередки случаи, когда самолёт взлетает с перегрузом. Поэтому взлётная масса подтверждается даже при наличии документов. Для подтверждения расчётного веса проводилось моделирование участка разгона самолёта на полосе от скорости 120 км/ч до скорости 270 км/ч. Наилучшая сходимость достигнута при весе 195 тонн.
Другим очень важным параметром при моделировании является центровка самолёта. В данном случае информация о загрузке самолёта отсутствует. Положение центровки было определено при моделировании процесса отрыва самолёта от земли.
Стабилизатор на взлёте был выставлен в положение -4.68°. При принятом весе 195 тонн, по руководству лётной эксплуатации, такой стабилизатор должен был быть выставлен для центровки 28%. По записи видно, что для отрыва передней стойки лётчик отклонил руль высоты на -3° вместо -5°...-7°. В результате можно сделать предположение, что либо угол установки стабилизатора был завышен лётчиком, либо центровка была более задняя. Наилучшая сходимость на участке набора высоты от 0 до 120 метров достигается при центровке 30%.
Моделирование участка разгона самолёта при взлёте и участка набора высоты демонстрирует достаточную степень сходимости с результатом записи полётных параметров. Таким образом, на основании полученных результатов можно считать, что математическая модель самолёта Ил-76 адекватно отражает характеристики самолёта типа Ил-76ТД (рис. 3).
С 5 10 15 20 25 00 35 40 45 Я 55 50 55 70 75
Рис. 3. Проверка адекватности математической модели
После получения адекватной модели самолёта можно приступить к анализу действий лётчика в процессе развития аварийной ситуации.
Самолёт Ил-76ТД, борт 4L-GNI выполнял взлёт из аэропорта Джинна (Карачи). Погодные условия не создавали предпосылок к нестабильной работе силовых установок или потери тяги. Анализ оборотов компрессора высоко давления,
зарегистрированные в МСРП-64, показывает, что 2-ой двигатель имеет недобор оборотов, указанных в технических условиях, что может свидетельствовать о том, что он не додавал тяги. Самолёт при взлёте имел перегруз порядка 5 т. Скорости подъёма передней стойки и скорости отрыва самолёта завышены. Вероятно, лётчик умышленно завысил взлётные скорости, зная о перегрузе. Самолёт разогнался до скорости 275 км/ч, после чего лётчик отклонил штурвал на себя, что соответствовало -3° руля высоты, для отрыва передней стойки. Отрыв самолёта произошёл на скорости 295 км/ч, после чего лётчик сбалансировал самолёт в наборе высоты с постоянной скоростью 310 км/ч. Через 37 секунд после отрыва произошёл отказ 4-го двигателя, высота в этот момент составляла 120 метров. Для парирования кренящего момента возникшего из-за отказа двигателя, лётчик повернул штурвал на
максимальную величину, элероны вышли на упор. Одновременно с этим лётчик использовал педаль для парирования момента рыскания, создаваемого несимметричностью тяги. Несмотря на верные действия лётчика, моментов, создаваемых аэродинамическими поверхностями самолёта (элероны, интерцепторы, руль направления), было недостаточно для борьбы с моментом крена.
Необходимо отметить, что самолёт изначально проектировался с возможностью парирования отказа одного двигателя. В случае отказа 4-го двигателя для балансировки в горизонтальном полёте с креном 0° необходимо 2.4° по правому элерону и -16° руля направления. По рекомендации руководства лётной эксплуатации при отказе следует балансировать самолёт с креном -2°...-3°, в этом случае для балансировки необходимо 5.7° по правому элерону и -4.5° по рулю направления (рис. 4). Поэтому сам факт отказа двигателя не мог привести к созданию моментов, которые невозможно было бы парировать элеронами и интерцепторами. В данном случае появление избыточного момента крена можно объяснить разрушением части секций закрылков, расположенных непосредственно за двигателем (рис. 5).
й = 193 т., Хт= 30% САХ, 5№п= 30/14»
-26----х--х--т--т--х--х--х-
260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 V пр, км/ч
Рис. 4. Балансировка самолёта ПЛ-76ТДпри отказе 4-го двигателя
Рис. 5. Вероятная зона разрушения закрылков
В этом случае, из-за потери подъёмной силы на правом полукрыле, возникает дополнительный кренящий момент.
С помощью моделирования были подобраны такие изменения подъёмной силы
ДУ и кренящего момента ДМ^, при которых расчётное движение самолёта на последнем этапе полёта приблизительно совпало с зарегистрированным. Результаты
моделирования представлены на рис. 6.
О 5 10152025 30 35 40 46 50 £5 во 65 707580 85 9095100 0 5 10 15 2 0 25 3 0 3 5 4 0 45 5 0 5 5 60 65 70 75 80 85 9 0 95100
Рис. 6. Результаты моделирования при нарушении расчётной аэродинамики
Начальные условия: G = 195 т., = 30% САХ, 8зЙп[= 30/14", ф= - 4,08'
Расчёты показали, что для получения таких Д7 и ДМ^ достаточно разрушить ~20% закрылков на одной консоли крыла. Принимая во внимание, что закрылки расположены непосредственно за двигателем и разрушение двигателя и пожар могли повлечь за собой повреждение секций закрылков, данное развитие ситуации вполне
вероятно. Момент крена возрастал со временем предположительно из-за того, что закрылки продолжали разрушаться в процессе полёта. Парировать такие возмущения с учётом падения скорости и малой высоты было практически невозможно.
ANALYSIS OF THE CAUSE OF SERIOUS FLIGHT ACCIDENT
© 2012 D. E. Vakhrushev, O. A. Agaphonov, S. P. Pryadko, A. V. Schukin JSC «Ilyushin Aviation Complex»
November 28, 2010 in the Pakistani city of Karachi crashed IL-76TD. The purpose of this paper is to analyze the causes of the severe accident flight.
IL-6TD, flight accident, climb, engine failure, bank angle, flaps destruction, severe flight accident, analyse of causes, mathematical model.
Информация об авторах Вахрушев Дамир Эдуардович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». Е-таП: [email protected]. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.
Агафонов Олег Александрович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». Е-таП: [email protected]. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.
Прядко Сергей Павлович, инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E-mail: [email protected]. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.
Щукин Андрей Витальевич,инженер-конструктор отдела «Аэродинамики, динамики и систем управления», ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина». E-mail: [email protected]. Область научных интересов: динамика полета, аэродинамика, системы управления, тренажерные комплексы, модельно-ориентированное проектирование.
VakhrushevDamirEduardovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: [email protected]. Area of research: flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.
Agaphonov Oleg Aleksandrovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: [email protected]. Area of research: flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.
Pryadko Sergey Pavlovich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: [email protected]. Area of research: flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.
SchukinAndreyVitalyevich, design engineer, department «Aerodynamics and Flight Dynamics», JSC «Ilyushin Aviation Complex». E-mail: [email protected]. Area of research: flight dynamics, aerodynamics, control systems, training systems, Model-Based Design.
