Владимир Ткаченко - Летный риск

При выполнении сертификационного полета, на высоте 5800 м в разгоне от V = 530 км/ч до V = 650 км/ч, с полностью отклоненным рулем поворота, на V = 614 км/ч произошло разрушение обтекателя радиолокационный станции и носовой откидной части фюзеляжа, приведшее к резкому торможению, возникновению сильной тряски и шуму в кабине.

Разрушение носовой части фюзеляжа привело к отказу двух двигателей, многочисленным отказам систем (в т.ч. отказы указателей скорости и высоты), сильной тряске конструкции, непрерывным звуковому и световому сигналам "критический режим" – все это вызвало запредельную психологическую перегрузку экипажа, и он не смог активно противодействовать сложившейся ситуации. С большинством отказов экипаж встретился впервые.

Это привело к искажению в показаниях скорости, высоты и угла атаки. При этом сработали: световая и звуковая аварийная сигнализации "критический режим", показания угла атаки колебались в пределах 12-25°, скорости уменьшились до 0 км/ч, высота резко увеличилась на величину 1200 м.

Повреждение 3-го двигателя обломками носового обтекателя привело к его автоматическому выключению, а также к отказу 3-ей гидросистемы. Все это привело к значительной психофизиологической нагрузке на экипаж.

При выпуске закрылков на 2°, вышли только предкрылки и внешние закрылки, а из-за отказавшей 3-ей гидросистемы, не произошел выпуск внутренних закрылков и, как следствие, не произошла автоматическая перестройка КшРВ во взлетно-посадочное положение.

Увеличение режимов работы 2-го и 4-го двигателей привело к помпажу 4-го двигателя, однако он не выключился, а перешел на режим близкий ПМГ.

Попытка увеличения режима 1-му двигателю до 58° УПРТ приводит к энергично развивающемуся скольжению. Командир отказывается от этих попыток и переводит РУД-1 на режим ПМГ.

В дальнейшем амплитуда колебаний самолета увеличивается.

Командир дает команду экспериментаторам покинуть самолет. Экспериментатор Фомин Н. А. покидает самолет через задний аварийный люк и приземляется на парашюте на лес.

С подошедшего самолета Ан-22 (КВС Самоваров В. А.), командир Горбик получает ориентировочную скорость – 450 км/ч. Для уменьшения посадочной скорости, командир подает команду на довыпуск закрылков. Из-за выпуска только внешних закрылков, дающих пикирующий момент, располагаемого отклонения руля высоты в 13°, (при КшРВ, оставшемся в крейсерском положении), при полном отклонении штурвала "на себя" оказалось недостаточным для выравнивания траектории полета и приземления в намеченном месте.

Непредвиденное снижение самолета привело к соприкосновению с деревьями. Самолет начал разрушаться, столкнулся с землей и загорелся.

Погибли: командир Горбик С. А., второй пилот Подсуха В. А., штурман Солошенко В. Ф., радист Крючек А. И., бортинженер Трошин М. М., бортинженер Дмитриев Ю. А., ведущий инженер 1 класса по летным испытаниям Бабин С. В. и ведущий инженер 1 класса по летным испытаниям систем самолетов Педченко К).А.

В. Терский

А теперь немного о неудачной "новой" методике, в соответствии с которой было написано задание на испытательный полет экипажу С. А. Горбика, закончившемуся трагедией осенью 1992 года.

Не буду разбирать элементы этого задания, скажу одно: 99,9% неманевренных самолётов не выдержат по прочности режимов подобного задания.

Уверен: даже конструктор истребителя не разрешит выход своего самолёта на предельно-допустимую скорость с отклонённым рулём направления по простой причине: при скольжении реальная скорость искажается и может оказаться меньше или главное – больше заданной, что запрещено для всех типов самолётов.

Ему (Горбик С. А.) предписывалось с отклоненным рулем направления выполнить разгон без крена и достичь предельной скорости и числа М, при котором начнется обратная реакция по крену. Т.е. полет должен выполняться со скольжением, которое усиливалось разворотом самолета в горизонтальной плоскости.

В свое время мною выполнялись полеты с достижением предельных скоростей на Ан-22, Ан-28, Ан-72, Ан-124, и у нас в заданиях строго оговаривалось предупреждение, запрещавшее превышение предельной скорости. Ее нужно было достичь в прямолинейном полете без крена и скольжения, зафиксировать и опробовать управляемость в пределах 1/4 расхода рулей.