Катастрофа Ту-154 в Кито

Ту-154М (заводской номер 85A-720, серийный 0720) был выпущен Куйбышевским авиационным производственным объединением (КуАПО) в декабре 1985 года. 6 февраля 1986 года был передан авиакомпании Cubana de Aviación, где получил бортовой номер CU-T1264[2]. Оснащён тремя турбореактивными двигателями Д-30КУ-154-II производства Рыбинского моторостроительного завода. На день катастрофы налетал 9256 часов[3].

Состав экипажа рейса CU389 был таким:

• Командир воздушного судна (КВС) — Марио Рамос (исп. Mario Ramos).
• Второй пилот — Леонардо Диас (исп. Leonardo Diaz).
• Бортинженер — Карлос Гонсалес (исп. Carlos González).

В салоне самолёта работали 11 стюардесс.

Гражданство	Пассажиры	Экипаж	Всего
Эквадор	53	0	53
Куба	17	14	31
Чили	2	0	2
Италия	2	0	2
Ямайка	1	0	1
Аргентина	1	0	1
Испания	1	0	1
Всего	77	14	91

Утром 29 августа Ту-154М борт CU-T1264 выполнил рейс из Гаваны в Кито. Далее ему предстояло выполнить пассажирский рейс CU389 обратно в Гавану, но с промежуточной посадкой в Гуаякиле. На его борту находились 14 членов экипажа и 77 пассажиров. Но при первом запуске двигателя возникли проблемы, вызванные заблокированным пневматическим клапаном. После устранения проблемы экипаж запустил два двигателя и вырулил на ВПП, где уже запустил третий двигатель[1][4].

Получив разрешение на взлёт, экипаж установил РУДы на взлётный режим, после чего самолёт начал разгоняться по ВПП. Когда была достигнута скорость V_R, пилоты потянули штурвалы на себя, пытаясь поднять носовое шасси, но оно не поднималось. Через 10 секунд, в 800 метрах от конца взлётной полосы, экипаж принял решение прервать взлёт и задействовал реверс. Но из-за высокой скорости рейс CU389 не успел остановиться и в 13:03 он выехал за пределы ВПП, пробил ограждение забора, снёс 2 дома и автомастерскую, остановился на футбольном поле в 180 метрах от аэропорта и взорвался[1][4][5][6].

Изначально сообщалось о 77 погибших, в том числе 9 на земле, включая 5 игравших в футбол детей[7][8]. К вечеру воскресенья 30 августа были найдены ещё 2 тела, а 1 пострадавший скончался в больнице от полученных ожогов.

Всего непосредственно на земле погибли 10 человек — 4 механика и охранник в автомастерской и 5 детей на поле (впоследствии удалось установить, что эти дети, которые сперва считались игроками на поле, на самом деле были пассажирами рейса 389), ещё 18 получили ранения различной степени тяжести.

Из 77 пассажиров на борту погибли 56 (38 эквадорцев, 14 кубинцев и по жителю Аргентины, Испании, Италии и Ямайки), остальные 21 пассажир (15 эквадорцев, 3 кубинца, 2 чилийца и 1 итальянец) выжили; в основном они находились в хвостовой части лайнера, которая относительно уцелела[4]. Также погибли все 14 членов экипажа; при этом 2 стюардессы выжили в катастрофе, но умерли затем от ожогов, полученных во время спасательной операции[5].

Информационное сообщение о расследовании катастрофы самолёта ТУ-154М CU-Т1264 авиакомпании «Кубана де Ависьон» 28.08.98 в аэропорту Кито Республики Эквадор.

Закончено расследование катастрофы самолёта Ту-154М СU-Т1264 авиакомпании 'Кубана де авиасьон', происшедшей 28 августа 1998 г. в аэропорту Кито Республики Эквадор, проводившееся Комиссией Генеральной Дирекции гражданской авиации Республики Эквадор. От России, как страны разработчика и производителя самолёта, в соответствии с 13-м Приложением ИКАО и ПРАПИ-98 Российской Федерации были назначены Уполномоченный представитель - заместитель Председателя КРАП ВТ МАК Каширский Л.А. и советники Уполномоченного представителя:

• начальник отдела полевого расследования КРАП ВТ МАК Колыбин К.В.;
• заместитель начальника отдела эксплуатации АНТК Туполева Варакин Б.А.;
• ведущий инженер АО 'Рыбинские моторы' Осыченко Н.Я.

Самолёт Ту-154М, бортовой регистрационный номер СU-Т1264 авиакомпании 'Кубана де авиасьон' 28 августа 1998 года выполнял полёт по маршруту Гавана-Кито-Гуаякиль. Полёт до аэропорта Кито и посадка прошли без особенностей.

Произведя дозаправку в а/п Кито и взяв на борт дополнительных пассажиров, экипаж приступил к подготовке к взлёту.

Условия взлёта были следующими:

• ВПП а/п Кито: высота над уровнем моря - 2808 м, длина - 3120 м, МКвзл=352њ.
• Погодные условия: Т = 19њ С, давление аэродрома 728 Гпа, ветер 8 узлов, 160њ (попутный).
• Взлётный вес самолёта - 74400 кг, центровка 29%.
• На борту находилось 14 членов экипажа и 76 пассажиров. В переднем багажнике размещалось 1500 кг груза.

Запуск 3-ей силовой установки на перроне не удался и экипаж вырулил с перрона на двух двигателях, запуск 3-ей силовой установки производился уже на предварительном старте.

В 18.02 ЦТС (13.02 местного времени) КВС подтвердил разрешение взлёта и начал разбег. Самолет пробежал всю полосу, не оторвался от ВПП, выкатился за её пределы, столкнулся с препятствиями (примерно около 18.03 ЦТС), разрушился и сгорел.

Все 14 человек экипажа и 56 пассажиров погибли, кроме того, погибло 10 человек на земле.

На месте происшествия были обнаружены аварийный и эксплуатационный накопители МСРП, а также бортовой магнитофон МАРС-БМ. Комиссия приняла решение направить самописцы для расшифровки и анализа в МАК.

При обработке средств объективного контроля было установлено, что носитель аварийного накопителя не содержит информации о последнем полёте, а магнитная плёнка эксплуатационного накопителя повреждена в результате пребывания в зоне пожара и расшифровке не подлежит.

На звуконосителе бортового магнитофона имелась запись, относящаяся к последнему полёту, однако удовлетворительное качество записи имелось только на первом и втором каналах (СПУ КВС и 2-го пилота), запись же на 3-м канале (открытые микрофоны) разобрать было практически невозможно, так как уровень помех в 8-10 раз превышал уровень полезного сигнала. Это значительно снижало ценность звуковой информации, поскольку внутрикабинные переговоры экипаж (вопреки правилам) вёл без применения СПУ. Информация на 4-м канале (время) отсутствовала.

Однако, после многократной очистки с применением специальных методик записи на 3-м канале удалось разобрать несколько ключевых фраз и изменений фонового шума, которые впоследствии стали опорными при проведении моделирования процесса разбега:

18:02:48: "Отпусти тормоза" 18:02:57: "Отпусти тормоза" 18:03:00 "У меня скорость растёт", "У меня тоже". 18:03:28 "Поехали" 18:03:33 "Нет, не хочет лететь" 18:03:43 "Выключай".

18:03:45 "Реверс". (Шум включения реверса) 18:03:54 Звук удара.

Таким образом, в процессе разбега возникла ситуация, при которой экипаж предпринял прекращение взлёта, самолёт не остановился в пределах ВПП, что и привело к катастрофическим последствиям.

Для анализа обстоятельств происшествия было выполнено математическое моделирование процесса разбега, а также предложено эквадорской стороне провести исследование элементов конструкции планера, двигателей и приборного оборудования.

Краевые условия для проведения моделирования и анализа его результатов были получены из результатов осмотра воздушного судна, сроков места происшествия, переговоров экипажа и дополнительных исследований.

Из анализа идентифицированных фрагментов переговоров экипажа было установлено время начала разбега, предполагаемое время достижения скорости принятия решения, время включения реверса и время удара самолёта о препятствие.

Осмотр частей самолёта показал, что в процессе взлёта его закрылки были выпущены на 15њ, предкрылки были выпущены полностью, стабилизатор был отклонён вниз на 4,5њ по лимбу на обтекателе киля, то есть его конфигурация соответствовала взлетной при средней центровке. По результатам исследований приборов контроля скорости было установлено, что приборная скорость в момент столкновения с препятствием составляла 210-230 км/ч.

Кроме того, при осмотре ВПП непосредственно после происшествия на её поверхности был обнаружен тормозной след колёс самолёта, начинавшийся за 800 м до конца полосы.

За начало разбега было принято время 18ч 02'58", соответствующее зафиксированному в записи внутрикабинных переговоров изменению фонового шума, последовавшего через одну секунду после повторной фразы экипажа "Отпусти тормоза".

В результате моделирования взлёта самолёта Ту-154 СU-Т1264 было установлено, что при условиях, соответствовавших реальным в а/п Кито (рис. 1), процесс разбега на взлётном режиме работы двигателей должен был происходить таким образом, что от его начала самолёт мог достичь скорости принятия решения VI (206 км/ч) примерно через 31 сек, пройдя дистанцию около 1100 м.

Как следует из протокола расшифровки записи внутрикабинных переговоров экипажа и шумов, через 30 сек после начала разбега и через 28 сек после фраз экипажа : "У меня скорость растёт" и "У меня тоже", следует фраза "Поехали". Совпадение этой фразы с моментом достижения самолётом скорости VI, полученным моделированием, даёт основание предполагать, что она означала решение экипажа на продолжение взлёта и свидетельствует, что процесс разбега до скорости принятия решения проходил нормально.

Через 35 сек после начала разбега в переговорах экипажа звучит фраза: "Нет, не хочет…". К этому времени самолёт, пройдя дистанцию около 1500 м, при том же темпе разбега должен был набрать скорость около 235…240 км/ч, то есть достичь скорости Ук подъёма передней стойки шасси (238 км/ч).

Эту фразу можно объяснить вероятной озабоченностью экипажа тем, что самолёт либо не достиг к этому времени расчётной скорости Уд, необходимой для подъёма передней стойки, либо не мог этого сделать по какой-либо иной причине.

При опросе свидетелей происшествия было установлено, что один из них, наблюдавший процесс взлёта с точки, находящейся рядом с полосой приблизительно напротив зоны, в которой самолёты подобного класса обычно производят подъём передней стойки шасси, утверждал, что самолёт прошёл эту зону на большой скорости, не поднимая передней стойки, а затем включил реверс.

На 45-й секунде звучит фраза: "Выключай", которая может означать, что экипаж принял решение о прекращении взлёта. Это подтверждается тем, что через 2 сек звучит команда "Реверс", а ещё через 1 сек зафиксирован звук, характерный для включения реверса двигателей.

К этому моменту, по расчёту, самолёт должен был иметь скорость более 280 км/ч и находиться на расстоянии 800-900 м от конца ИВПП. Оставшегося участка полосы не хватало для остановки в её пределах. При сходе с ВПП самолёт по расчётам мог иметь скорость около 230 км/ч.

Расположение тормозного следа, показания свидетеля, зафиксированная при разрушении кабины экипажа в момент её соударения приборная скорость (около 210-230 км/ч), дают основания утверждать, что процесс взлёта самолёта происходил именно таким образом, как он был воспроизведён методами математического моделирования при взлетном весе 74 280 кг и взлетном режиме работы двигателей.

Характер повреждений элементов конструкции двигателей и оценка их технического состояния позволили сделать вывод, что вплоть до момента столкновения с препятствием все они были работоспособны и обеспечивали необходимые режимы. Обнаруженные повреждения силовых установок явились следствием их столкновения с препятствиями и попадания крупных твердых посторонних предметов в газовоздушные тракты.

Состояние тормозных колес основный стоек шасси даёт основание утверждать, что отказов системы торможения, либо действий экипажа по применению торможения, которые могли бы отрицательно повлиять на процесс разбега, не было.

Таким образом, каких-либо оснований предполагать, что прекращение экипажем взлёта было связано с тем, что самолёт не смог своевременно набрать скоростей, потребных для выполнения процедур взлёта, не имелось.

В таком случае причинами прекращения взлёта могли быть:

• выполнение взлёта на воздушном судне, центровочные характеристики которого выходят за максимально допустимые пределы (диапазон допустимых центровок -32-21 % САХ);
• отсутствие в системе управления рулём высоты условий для его отклонения на угол, потребный для выполнения взлёта;

В результате моделирования было установлено, что для данных условий создание необходимого угла тангажа к моменту прекращения экипажем взлёта невозможно при центровках самолёта более передних, чем 12% САХ.

По результатам предварительных расчётов, проводившихся эквадорской комиссией, было установлено, что взлетный вес самолёта и его центровка не выходили за пределы ограничений, позволявших выполнить взлёт при условиях, имевшихся в аэропорту Кито.

Аналитическим расчётом центровки было установлено, что при количестве коммерческой загрузки, пассажиров и экипажа, соответствующих представленной загрузочной документации, и количестве и распределении топлива на борту центровка самолёта могла выйти за предельно допустимую переднюю и составить 18,3% САХ в случае полной загрузки первого пассажирского салона и расположении багажа и грузов в первом багажнике в пределах 1-3 отсеков.

Таким образом, запредельно передняя центровка практически исключалась.

Неработоспособность системы управления самолётом могла быть связана либо с её отказом, либо с невыполнением или несвоевременным выполнением экипажем всех процедур приведения её в работоспособное состояние и проверки её функционирования.

Осмотр механической части проводки управления показал, что на обнаруженных частях признаков её рассоединения и заклинивания не имеется. Проведённым осмотром, а также специальными лабораторными исследованиями установлено, что электрическая и гидравлическая части системы управления также не имели признаков неисправностей, которые могли бы привести к её отказу.

В то же время при осмотре частей воздушного судна было установлено, что в момент столкновения самолёта с препятствием руль высоты находился в отклонённом вверх на 20-25њ положении, причем его положение соответствовало положению, зафиксированному на его индикаторе. Это свидетельствует, что система управления была работоспособна в момент столкновения кабины с препятствием и позволяла произвести перемещение руля при отклонении органов управления.

Отсутствие каких-либо признаков отказа системы управления рулём высоты позволило утверждать, что прекращение взлёта самолёта не было вызвано неисправностью системы управления.

Вместе с тем, при осмотре гидравлической и электрической частей системы управления рулём высоты было установлено, что гидроэлектрокраны ГА-165, управляющие подачей давления к гидроусилителям от 2-й и 3-й гидросистем, находились в открытом положении, а гидроэлектрокран 1-й гидросистемы выключен.

Управление самолётом обеспечивается включением хотя бы одной гидросистемы в линию питания бустеров. Результаты исследования элементов системы продольного управления показали, что непосредственно перед столкновением с препятствием она обеспечивала отклонение рулевых поверхностей. Однако, однозначно установить момент включения гидроусилителей (перед взлётом или в процессе взлёта) по имеющейся в распоряжении комиссии информации не представилось возможным.

В то же время, факт невключения гидроусилителей, по крайней мере, от первой гидросистемы можно считать установленным.

При стандартных действиях экипажа, выполняемых по технологии, действующей в авиакомпании "Кубана де авиасьон", сначала проверка функционирования гидроусилителей производится после запуска каждого из трёх двигателей с раздельным подключением гидроусилителей к соответствующей гидросистеме при выключении двух других. Затем подключаются все три гидросистемы, закрывается защитный колпачок, контролируется отключение светового табло "БУСТЕРА" на пульте бортинженера и проводится общая проверка функционирования системы управления перед выруливанием самолёта.

В рассматриваемом случае запуск 3-го двигателя производился уже на предварительном старте. Не исключено, что экипаж в такой ситуации мог пропустить некоторые операции по подготовке самолёта к взлёту. В том числе одной из пропущенных операций могла быть операция включения гидроусилителей и проверка работоспособности системы управления.

В таком случае, можно предположить, что экипаж приступил к разбегу на самолёте, не подготовленном к взлёту. В дальнейшем, либо в момент принятия решения о прекращении взлёта, либо уже после включения реверса экипаж обнаружил свою ошибку и включил гидроусилители. Включение питания только от 2-й и 3-й гидросистем и невключение 1-й гидросистемы может служить косвенным признаком выполнения этой операции в условиях дефицита времени.

В окончательном отчёте по результатам расследования комиссия Генеральной Дирекции гражданской авиации Эквадора сформулировала вероятную причину происшествия:

Возможной причиной происшествия было позднее принятие экипажем решения о начале прекращения взлёта, вследствие чего самолёт выкатился за пределы ВПП и столкнулся с сооружениями, находящимися в створе ВПП 35.

Наиболее вероятными гипотезами о причинах, которые могли вызвать позднее принятие решения о прекращении разбега, являются:

1. Невключение экипажем гидроусилителей перед взлётом, что не позволило рулю высоты занять взлетное положение.

2. Позднее включение экипажем гидроусилителей, что не позволило рулю высоты занять взлётное положение. Рекомендации комиссии:

1. Генеральная дирекция гражданской авиации должна предпринять следующие действия:

• Принимая во внимание, что аэропорт окружён сооружениями, создать зону безопасности или систему остановки самолётов в направлениях 17 и 35, в которых будут задерживаться воздушные суда, которые не смогли осуществить взлёт, как в данном случае.
• В возможно кратчайший срок необходимо разработать техническое обоснование для замены арочной конструкции системы ILS на другую, которая при условии гарантии должного функционирования системы не произведёт такого воздействия на самолёт при столкновении, как это имело место в данном случае, или создать зону безопасности, которая предотвратит столкновение.
• Просить ИКАО и ИАТА обязать авиакомпании располагать на местах около аварийных выходов служебный персонал, способный произвести необходимые действия по их открытию, и срочно их проинструктировать об их обязанностях.
• Опубликовать в Сборнике аэронавигационной информации (AIP) Эквадора данные о среднем уклоне ВПП аэропорта Кито.
• Определить соответствующее место и построить сооружение (ангар или площадку), которое позволило бы осуществлять должное хранение фрагментов самолётов, потерпевших авиационное происшествие.
• Напомнить авиакомпаниям об обязательности осуществления демонстрации использования спасательного оборудования и безопасного поведения. Кроме того, рекомендовать авиакомпаниям найти наиболее эффективные средства для привлечения внимания пассажиров к этим демонстрациям.
• Установить систему ATIS, которая позволяет иметь постоянную информацию о метеоусловиях, о направлении и скорости ветра, температуре и используемой ВПП.

2. Обязать все авиакомпании помещать в своих официальных таблицах по использованию ВПП веса для случаев взлёта и посадки с попутным ветром.

3. Обязать авиакомпании, чтобы их экипажи проверяли взлетный вес, принимая во внимание действительные ветер, температуру и другие компоненты, оговорённые в их руководствах по летной эксплуатации в отношении к осуществляемому рейсу.

4. Обязать все авиакомпании, которые работают в стране, поддерживать в должном состоянии их Руководства по летной и технической эксплуатации.

5. Обязать все авиакомпании строго выполнять порядок проверки функционального состояния бортовых самописцев, с тем, чтобы они были всегда в состоянии выдать информацию, как в случае авиационного происшествия, так и с целью его предупреждения посредством осуществления периодического контроля.

Уполномоченный по расследованию, Заместитель Председателя Комиссии по расследованию АП на ВТ Межгосударственного авиационного комитета.

Катастрофа рейса 389 показала всю опасность расположения аэропорта Марискаль Сукре вблизи жилых районов, тем более что за 14 лет до этого уже произошла аналогичная катастрофа, когда грузовой самолёт Douglas DC-8 выкатился с ВПП и врезался в дома[5]. В результате было начато строительство нового аэропорта, который расположен за пределами города. 19 февраля 2013 года старый аэропорт был окончательно закрыт[9].