Авария самолета МиГ-31 ночью в СМУ в районе полигона Кура

Экипаж самолета МиГ-31 выполнял первый полет ночью в СМУ по маршруту и на пуски управляемых ракет (стрельбу из пушки) по воздушным мишеням.

Развитие аварийной ситуации:

После взлета экипаж выполнил набор высоты 7000 м и полет по маршруту в район полигона Кура. На 32 мин 00 с полета экипаж снизился до высоты 5672 м для выполнения наведения на воздушную цель.

Особая ситуация возникла на 38 мин 38 с полета на высоте 5607 м, приборной скорости 590 км/ч, истинном курсе 70º в зоне ответственности штурмана наведения расчета СРЛДН А-50, когда произошла закупорка магистрали полного давления системы приемника основного ПВД-18Г-5М, выразившаяся в прекращении изменений приборной скорости на указателях скорости УС-1600-К (далее – значение скорости на приборах экипажа), при изменении фактической приборной скорости полета на постоянной высоте.

На самолетах МиГ-31 установка указателя углов атаки конструктивно не предусмотрена, отсутствует сигнализация об отказе системы ПВД, что затрудняет возможности экипажа по определению фактической скорости полета при отказе системы полного давления ПВД-18Г-5М.

С 38 мин 38 с по 42 мин 54 с летчик выдерживал постоянной высоту полета и признаки отказа не проявлялись, при этом уменьшение оборотов двигателей привело к уменьшению фактической приборной скорости полета и увеличению угла тангажа.

На 42 мин 54 с полета при уменьшении приборной скорости полета до 464 км/ч в наушники экипажу поступила речевая информация (далее – РИ) «Маневр предельный», свидетельствующая о превышении допустимых углов атаки 12º, после чего летчик уменьшил угол тангажа и увеличил режим работы двигателей.

Динамическое и статическое давления поступают на указатель скорости УС-1600-К и в систему автоматического регулирования управления АРУ-9В от приемника воздушного ПВД-18Г-5М. При значениях скорости на приборах экипажа 619 км/ч штоки исполнительных механизмов системы АРУ-9В установились в положение «БОЛЬШАЯ СКОРОСТЬ» (максимальная загрузка РУС и минимальный диапазон углов отклонения стабилизатора).

Вследствие несоответствия режима работы АРУ-9В фактической скорости (464 км/ч) летчик ощутил «непривычные» усилия на РУС и замедленную реакцию самолета на перемещение РУС в продольном канале.

С уменьшением высоты полета увеличилось статическое давление в полостях анероидно-мембранных приборов, что при закупоренной магистрали полного давления системы ПВД-18Г-5М привело к уменьшению значений скорости на приборах экипажа.

Наблюдая уменьшение скорости на 43 мин 36 с полета на высоте 4857 м, при угле тангажа минус 2º летчик переместил РУДы двигателей в положение «ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ». Одновременно с уменьшением угла тангажа и высоты полета при работе двигателей на режиме «ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ» (в течение 11 с) значения скорости на приборах экипажа уменьшились до 338 км/ч, при этом штоки исполнительных механизмов системы автоматического регулирования управления АРУ-9В установились в положение «МАЛАЯ СКОРОСТЬ» (минимальная загрузка РУС и максимальный диапазон углов отклонения стабилизатора), что при фактической приборной скорости 720 км/ч привело к созданию условий продольной раскачки самолета.

На 43 мин 47 с летчик выключил форсажи двигателей и установил РУДы в положение «МАЛЫЙ ГАЗ».

В дальнейшем отклонения летчиком РУС в продольном канале привели к развитию продольной раскачки самолета: нормальные перегрузки изменялись от минус 2,69 ед. до плюс 4,24 ед., угол тангажа – от минус 13,3º до минус 1,3º.

В неопределенной для экипажа ситуации (рассогласованность между сформированным образом изменений отдельных параметров полета с фактическими параметрами), при высоком психоэмоциональном напряжении, учитывая особенности местности (горный рельеф с превышением более 3000 м относительно уровня моря), при отсутствии видимости естественного горизонта земли ночью в облаках, летчик принял решение на покидание воздушного судна.

На 43 мин 51 с полета на высоте 3366 м, скорости на приборах экипажа 140 км/ч (фактической приборной скорости около 740 км/ч), при угле тангажа минус 4,7º, левом крене 2,1º летчик подал команду штурману: «Катапультируемся!», и привел в действие систему аварийного покидания самолета.

Самолет с развитием левого крена перешел в набор высоты с нормальной перегрузкой до 2,7 ед. На 43 мин 54 с полета на высоте 3538 м, при угле тангажа 3,1º и левом крене 21º произошло катапультирование экипажа. Система аварийного покидания самолета сработала штатно.

Лица ГРП о развитии особой ситуации информации не имели, помощь экипажу оказать не могли.

Самолет столкнулся с земной поверхностью с околонулевыми значениями углов крена и тангажа на территории полигона Кура и разрушился. Экипаж был обнаружен самолетом ПСО через 4 ч 42 мин и эвакуирован с места приземления вертолетом ПСО через 9 ч 19 мин после авиационного происшествия. Экипаж получил травмы различной степени тяжести. На земле жертв и разрушений нет.

Причины

Причиной аварии явилось нераспознание экипажем отказа системы основного приемника воздушных давлений, приведшее к частичной пространственной дезориентации, ошибочным действиям летчика и последующему катапультированию экипажа.

Отказ системы основного приемника воздушных давлений произошел в результате закупорки магистрали полного давления, возникшей, наиболее вероятно, вследствие замерзания в ней влаги.

Авиационное происшествие обусловлено:
- утратой навыков летчика в распознавании отказов пилотажно-навигационного оборудования самолета в полете;
- высоким нервно-эмоциональным напряжением экипажа в полете.
- Авиационному происшествию способствовали:
- упущения в организации летной работы в авиабазе;

вернуться назад