на ввод в строй самолета Ан-148-100B RA-61701 после серьезного инцидента, происшедшего 04.06.2010

Комиссия по расследованию серьезного инцидента в составе:

• В.В. Лучинина - советник отдела расследований и профилактики авиационных событий Управления инспекции по безопасности полетов Росавиации;
• И.С. Климова - директора Департамента управления безопасностью полетов ФГУП «ГТК «Россия»;
• Н.Н. Срочко - главного специалиста по АиРЭО АТБ ФГУП «ГТК «Россия»;
• А.С. Логачева - начальника отдела диагностики, расшифровки и анализа полетной информации ФГУП «ГТК «Россия»;
• П.А. Савушкина - пилота-инструктора ФГУП «ГТК «Россия»;
• В.Н. Чурилова - старший представитель ОАО «ВАСО»;
• И.Ю. Касьянова - заместителя главного конструктора ОАО «МИЭА»;
• Ю.А. Кравецкого - начальника сектора ГП «Антонов»;
• Л.П. Коваленко - заместителя начальника отдела ГП «Антонов»;
• Е.В. Рябинина - летчика-испытателя ГП «Антонов»,

назначенная приказом Росавиации от 07.06.2010 № 226, составила настоящий протокол в соответствии с требованиями пункта 3.4.4 ПРАПИ-98 с целью решения вопроса о допуске к дальнейшей эксплуатации самолета Ан-148-100В RA-61701 после серьезного инцидента, происшедшего 04.06.2010 при выполнении полета по маршруту Внуково - Пулково.

При выполнении горизонтального полета на эшелоне 10600 метров, на скорости 472 км/час, с включенными режимами автоматического управления, за 2 секунды произошло отклонение руля направления вправо до 3,5 градусов при неподвижных педалях. До начала энергичного отклонения, руль направления находился в положении минус 0,5 градуса. Через 2 секунды экипаж пар и ров ал скольжение самолета кратковременным (на 2 секунды) отклонением штурвала влево на величину примерно 100 мм, что привело к выключению автоматического управления из-за пересиливания (пороговое значение по штурвалу - 60 мм). Выключение режимов автоматического управления сопровождалось звуковым сигналом и сообщением «Автопилот отключен». После выключения режимов автоматического управления по пересиливанию, экипаж продублировал их выключение кнопкой выключения автопилота. Дальнейшее пилотирование осуществлялось в штурвальном режиме с включенным автоматом тяги.

При анализе материалов эксплуатационного регистратора БСТО-148 установлено, что одновременно с отклонением штурвала до +85,94 мм и штурвальной   колонки   до   минус   26,92   мм   ЭДСУ-148   формируется   отказ рулевого агрегата руля высоты и элеронов 4 канала ЭДСУ. В этот момент отклонение педалей составляло минус 9,59 мм, при этом отказ рулевого агрегата руля направления по 4 каналу ЭДСУ не формируется.

В это же время наблюдается формирование управляющего сигнала ЭДСУ-148 на перемещение штоков рулевого агрегата от минус 1,6 до минус 4,5 градуса, в сторону, противоположную отклонению руля направления.

Через 12 секунд после отклонения руля направления вправо до 3,5 градусов произошло срабатывание сигнализации «РН ПРОВЕРЬ».

В дальнейшем происходит плавное, в течение 70 секунд, увеличение угла отклонения руля направления до 4,6 градуса. В течение этого периода времени крен находился в пределах от минус 1,4 до +3,5 градусов при боковой перегрузке около 0,25 ед. Заданный сигнал ЭДСУ по рулю направления в течение этого же времени постепенно уменьшался от минус 4 до минус 6 градусов (в сторону, противоположную отклонению руля направления). Отклонение педалей в этот же промежуток времени менялось от минус 8 до минус 14 мм от нейтрального.

После этого произошло увеличение скорости нарастания отклонения руля направления, в результате чего через 20 секунд угол отклонения руля направления достиг примерно 14 градусов. В это же время правый крен увеличился до 56 градусов, боковая перегрузка возросла до 0,59 единицы. Тангаж уменьшился с 3 градусов на кабрирование до 26 градусов на пикирование. Угол отклонения руля высоты плавно изменился от минус 3,4 градуса до минус 10,5 градусов. В этот же промежуток времени происходит срабатывание сигнализации «КРЕН - ЭФФЕКТ УПРАВЛЕНИЯ 50 %».

По мере нарастания крена отклонение штурвала влево увеличилось до 100 мм (на полный ход). В процессе кренения экипаж ВС, вероятно, отклонил педали влево до 21,97 мм (по данным БСТО-148), после чего руль направления вернулся в нейтральное положение, при этом был зарегистрирован отказ рулевого агрегата руля направления по 4 каналу ЭДСУ-148.

В процессе вывода самолета из пикирования вертикальная перегрузка достигла максимального значения 2,04 единицы, что не превышает допустимую (2,5 единицы), установленную разделом 2.5.4 РЛЭ самолета Ан-148-100.

2. Работы, проведенные на самолете и характер выявленном неисправности.

При проведении проверки функционирования системы штурвального управления в соответствии с технологической картой № 501 раздела 27-00-00 РЭ самолета Ан-148-100 установлено:

1. При проверках по пункту 18 при нажатии кнопки «ЭДСУ-тест» отмечается увод руля направления на 16 град, вправо, правая половина руля высоты отклоняется вверх. При отпускании кнопки «ЭДСУ-тест» руль направления и правая половина руля высоты возвращаются в исходное положение, а левая секция совершает колебательное движение вверх-вниз.

2710D9 IAP ELEV-R QTY FAIL (Неисправность цепи датчика уровня жидкости АРП-20Н РВ правого)

273032 ELEV PCU4 FAIL (Неисправность РА-100-01 (4) РВ)

272006 RUDD CNTRL MODE FAIL (PFC2) (Отказ режима управления РН в канале УВ2)

273009 ELEV-R SNSR FAIL (Отказ датчика ДС-10Б угла отклонения руля высоты правой секции)

2. При выполнении проверок по пункту 26 регистрируется отказ 4 канала
ЭДСУ, на МФПУ отображаются следующие коды отказов:

271026 AIL CNTRL MODE FAIL (PFC4) (Отказ режима управления элеронами в канале УВ4)

271022 AIL PCU F-BACK SNR FAIL (PFC4) (Отказ ДОС РА элеронов в четвертом канале ЭДСУ)

3. По элеронам отказ распознается при отклонении штурвала на 16 мм. По рулю направления отказ обнаруживается при отклонении педалей на 33 мм.  При   последующей   проверке   отклонение   рулевых   поверхностей   полное. Переход на резервное управление происходит безударно.

4. При проверке ЭДСУ без гидросистемы № 1 с отказавшим 4 каналомЭДСУ      диапазон      отклонения      рулевых      поверхностей      соответствует предусмотренным для работы основного режима управления.

При проверке без гидросистемы № 2 с отказавшим 4 каналом ЭДСУ диапазон отклонения РН соответствует предусмотренному для работы в резервном режиме, отклонения РВ и элеронов соответствуют предусмотренным для работы основного режима управления

5. Отказ   4    канала   ЭДСУ    (аналогичный    выявленному   в   полете)  обнаруживается при отклонении штурвала, штурвальной колонки и педалей.

При проведении эксперимента с целью согласования сигналов ДОС и управляющего сигнала, выполнялось триммирование РН на угол минус 4,5 град. При отсутствии управляющего воздействия на педали и нажатии кнопки «ЭДСУ-тест» (списывание всех отказов, зафиксированных ВСК ЭДСУ) руль направления перемещается вправо до 14 градусов с дальнейшим возвращением в нейтральное положение.

В случае нажатия на педали отказ обнаруживается при 1/3 полного хода педалей, при этом происходит безударный переход на 1 канал ЭДСУ.

Характер изменения управляющих сигналов положения руля направления и сигналов перемещения педалей, а также выполненные работы по проверке СШУ позволяют утверждать, что заклинивания механической проводки руля направления не было. При проведении проверок системы штурвального управления отмечен ход педалей в пределах 8 мм без ощутимых усилий, который может давать ложное представление о причинах перемещения педалей.

С целью поиска причины неисправности на самолете проведены следующие работы:

2. Проверено   состояние   механической   проводки   и   агрегатов   СУМК согласно ТК 602 разд. 27-00-00 РЭ АН-148 - замечаний нет.

3. Проверено состояние тросовой проводки управления самолетом (РН, РВ) согласно ТК 601 разд. 27-02-00 РЭ АН-148 -замечаний нет.

4. Проверено   состояние   механической   проводки,   рулевых   агрегатов, автономных рулевых приводов и машин СШУ согласно ТК 601 разд. 27-00-00 РЭ АН-148 - замечаний нет.

5. Проверено натяжение тросовой проводки управления самолетом (РН,  РВ) согласно ТК 602 разд. 27-02-00 РЭ АН-148 - соответствует ТУ.

6. Осмотрены центрирующие пружины в проводках управления датчиками положения ДПР-3, в каналах управления   по крену, рысканию   и тангажу согласно ТК 603 разд. 27-00-00 РЭ АН-148 - замечаний нет.

7. Выполнена     проверка     функционирования     системы     управления механизацией крыла (СУМК) и системы штурвального управления (СШУ)  согласно ТК 501 разд. 27-00-00 РЭ АН-148 - обнаружен отказ 4-го канала ЭДСУ.

8. Произведены перестановки конструктивно - функциональных модулейконтейнера К-58(Б) - отказ 4-го канала ЭДСУ не устранился.

9. Продефектирована   электрическая   цепь   питания датчиков обратной связи РН, РВ 4-го канала ЭДСУ от контейнера (разъем XS-I4 до РА-81Н РН и РА-100-01   РВ лев. 4-го канала ЭДСУ) - обнаружено наличие переменного напряжения 4В 2400 Гц, вместо необходимых 12 В 2400 Гц, на контактах 2-11 разъема 27.01-А44 XS1, контактах 1-2 разъема 27.01-А44 XS3 РА-81Н РН и контактах 7-14, 11-15 разъема 27.01-А37 XS1 РА-100-01 РВ лев, с переходным сопротивлением около 480 Ом.

10. При   дефектации   электроцепи   обнаружено   нарушение   изоляции электропровода 27.01А2Х14-3 витой нары и его замыкание на жран в районе муфты сращивания РА-100-01 РВ лев.

Внешним осмотром установлено, что повреждение изоляции имеет характер продольного пореза длинной около 5-7 мм. Это повреждение привело к возникновению электрической связи поврежденной цепи с корпусом, что явилось причиной снижения напряжения запитки датчиков обратной связи приводов РВ, РН и элеронов по 4 каналу ЭДСУ и появления кодов отказов, перечисленных в пункте 1 и 2.

11. Принято    решение    о    заменене    витой    пары    электропроводов 27.01А2Х14-3, 27.0 IA2X14-4 от муфты сращивания до контактов 7, 14 разъема 27.01-А37 XS1PA-100-01 РВ лев.

12. Проверена     работа     функционирования     системы     управления механизацией крыла (СУМК) и системы штурвального управления (СШУ) согласно ТК 501 разд. 27-00-00 РЭ АН-148 - замечаний нет.

13. Отказ датчика температуры рабочей жидкости АРП-20Н (коды 270093,  273702, 2710D9, 2710D6 (см. п. 2)) влияния на развитие особой ситуации не оказали,

По результатам анализа данных СОК и работ на ВС установлена неисправность 4 канала ЭДСУ-148. В ходе дальнейших работ обнаружено снижение напряжения питания датчиков положения штоков рулевых агрегатов РВ, РН и элеронов 4 канала ЭДСУ. Данная неисправность приводила к несоответствию сигналов датчиков обратной связи приводов РН, РВ и элеронов, действительному положению штоков рулевых агрегатов.

При этом отказ по каналам РВ и элеронов был обнаружен встроенными средствами контроля ЭДСУ при перемещении штурвальной колонки и штурвала, что сопровождалось переключением управления рулевыми поверхностями на другие каналы ЭДСУ.

По каналу РН В С К ЭДСУ не обнаружила отказ управления приводом вследствие малого отличия между заданным сигналом и сигналом обратной связи, что приводило к отклонению РН вправо до тех пор, пока искаженный сигнал обратной связи не становился равным заданному. Это подтверждается записью на БУР параметров «Упр.РН» и «Х_штРН».

По мере увеличения рассогласования между сигналом обратной связи к заданным сигналом менялся темп отклонения руля направления.

Срабатывание сигнализации «РН - ПРОВЕРЬ» было связано с тем, что разность между сигналом заданного отклонения руля направления и положением руля направления, полученным с датчика, установленного на рулевой поверхности, превысила 5 градусов.

Отклонение экипажем ВС педалей привело к изменению сигнала заданного положения и, как следствие, к увеличению рассогласования между сигналом заданного положения и сигналом обратной связи. После достижения рассогласования величины, превышающей уставленный порог контроля (3 градуса), средствами ЭДСУ был обнаружен отказ привода РН, что сопровождалось отключением управления приводом РН от 4 канала и переходом на управление только от 1 канала ЭДСУ. После этого восстановилось нормальное управление самолетом.

Срабатывание сигнализации «КРЕН - ЭФФЕКТ УПРАВЛЕНИЯ 50 %» произошло в процессе вывода самолета из правого крена и было связно с тем, что пилоты прикладывали разные усилия при перемещении штурвалов, что привело к обжатию развязывающей пружины и созданию разницы положения штурвалов, превышающей 10 мм. Фактического рассоединение или заклинения тяги датчика положения левого или правого штурвала не происходило.