af1461 (af1461) wrote,
af1461
af1461

F-OGYP

Окончательный отчет технической комиссии по результатам расследования катастрофы самолета А-310 F-OGYP авиакомпании "Сибирь" в аэропорту Иркутска 9 июля 2006 года.


начало - в предыдущем посте


Сразу после приземления самолета (обжатия основных стоек шасси), при "армированном" положении ручки управления спойлерами, произошел автоматический выпуск всех секций спойлеров (по семь секций на каждой плоскости крыла).

Через 1.5 секунды после касания рычаг управления реверсом (РУР) правого двигателя был переведен КВС на режим "малый реверс", а еще через 3 секунды, после завершения перекладки створок реверса, на режим максимальной реверсивной тяги, после чего обратная тяга двигателя стала увеличиваться. В нарушение SOP, доклада второго пилота о завершении перекладки створок реверса в рабочее положение (Rev Green) не поступило.

Рычаг управления реверсом левого двигателя экипажем задействован не был.

Примечание:

При эксплуатации самолета А310 с двигателями P&W 4000 не рекомендуется применение рычага управления реверсом двигателя, реверс которого был деактивирован, что не обеспечивает единообразной процедуры управления реверсом в различных случаях (оба работающих реверса и один деактивированный реверс). Каких-либо механических или электронных блокировок, защищающих от ошибочного перемещения в направлении прямой тяги рычага управления двигателем, реверс которого был деактивирован, не предусмотрено.

Раздел TR 02-78 Master MEL и соответствующий раздел MEL а/к "Сибирь", определяющие особенности эксплуатации самолета с деактивированным реверсом, содержат предупреждение, что пилотирующий летчик обязан контролировать положение РУД на "малом газе" в процессе пробега по ВПП для предотвращения непроизвольного перемещения им РУД в направлении прямой тяги.

Тренировок для отработки данного режима ППЛС а/к "Сибирь" не предусматривает.

В последующем КВС стал перемещать РУР правого двигателя в сторону уменьшения реверсивной тяги. Одновременно с движением РУР правого двигателя, на FDR зарегистрировано изменение положения РУД левого двигателя, которое в 3 приема, в течение 16 секунд, увеличивалось с 36,6. (малый газ, 0.- по лимбу) до 59. (~60% взлетной тяги) (26. - по лимбу).

Следует отметить, что направление и моменты движения РУР двигателя №2 на уменьшение обратной тяги и РУД двигателя №1 на увеличение прямой тяги - совпадают.

Анализ данных записи бортового самописца и результатов исследований показал, что:
• отказов систем самолета и двигателей, включая компьютеры управления двигателями FADEC и компьютер автомата тяги TCC, которые могли привести к несанкционированному перемещению РУД, не выявлено;
• после отключения автомата тяги и до приземления самолета КВС штатно осуществлял управление тягой двигателей для выдерживания скорости полета путем синхронного перемещения обоих РУД; • сигнал перемещения РУД и РУР снимается на бортовой параметрический самописец с FADEC, который, в свою очередь, получает сигналы с блока датчиков (резолвера), механически соединенного с рычагами управлениями двигателями (РУР и РУД) 2 тягами и 3 качалками. Сигналы с резолвера на FADEC поступают в электронном виде. Обратной связи, с механической частью проводки управления двигателями, FADEC не имеет.

После АП часть динамометрической тяги механической части проводки управления левого двигателя, непосредственно прилегающая к РУД, найдена. Соединения на ней закреплены и законтрены. На основании всех имеющихся данных и проведенного схемного анализа системы управления двигателями инженерно-техническая подкомиссия сделала вывод об исправности механической части проводки управления, так как отказ (разрушение кинематики) системы управления двигателем самолета является крайне маловероятным;
• тяга обоих двигателей, зарегистрированная FDR в процессе пробега самолета по полосе, соответствует расчетной для зарегистрированного положения РУД/РУР и фактических условий аэропорта Иркутск;
• срабатывание концевых выключателей, отвечающих за автоматическую уборку спойлеров и блокировку включения реверса, которые, фактически, являются дополнительными независимыми датчиками положения РУД, произошло при зарегистрированных положениях РУД левого двигателя, соответствующих заложенным в ТУ величинам (10 и 22 градуса по лимбу соответственно);
• зарегистрированных перегрузок торможения недостаточно для самопроизвольного перемещения РУД вперед, даже при полной неработоспособности фрикциона, обеспечивающего дополнительные усилия на РУД;
• за всю историю эксплуатации не зафиксировано ни одного случая отказов или неисправностей, которые бы привели к взаимному механическому зацеплению проводок управления двигателями.

Попадание посторонних объектов, которые могут образовать "полужесткую связь", работающую только в одном направлении, между проводками управления двух двигателей, является событием практически невероятным в силу принципов, заложенных в конструкцию РУД. Все предыдущие отказы механической части проводки управления двигателями были связаны с заеданием (невозможностью перемещения) проводки по различным причинам.
Таким образом, зафиксированное FDR изменение положения РУД левого двигателя, реверс которого был деактивирован, на увеличение прямой тяги, действительно имело место и стало следствием его непроизвольного бесконтрольного перемещения командиром воздушного судна при управлении реверсом тяги правого двигателя в процессе пробега после посадки.

Результаты экспериментов, проведенных на самолетах А310 с двигателями P&W, показали, что в процессе эксплуатации, из-за ослабления затяжки фрикциона, усилия, необходимые для перемещения рычага управления двигателем, могут значительно уменьшаться, вплоть до ~400г, что практически в 3 раза меньше минимально допустимой величины, приведенной в РТЭ (1.17 кг) и соответствует собственным усилиям трения в проводке управления без дополнительных усилий от фрикциона.

Примечание:

Руководство по технической эксплуатации самолета А310 не предусматривает периодическую проверку и регулировку усилий, необходимых для перемещения РУД. Данные работы выполняются только при необходимости, например, по заявкам экипажей, если они ощущают затруднения при управлении РУД. Записей о подобных затруднениях в бортовом или наземном журналах самолета, потерпевшего авиационного происшествие, обнаружено не было.

Учитывая, что год выпуска и налет данного самолета больше, чем у самолетов, которые участвовали в эксперименте и, принимая во внимание влияние перегрузок торможения со средней величиной 0.17g, которые дополнительно снижают усилия, необходимые для перемещения РУД вперед, можно предположить, что в аварийном полете потребные для перемещения РУД усилия были относительно малы. Наличие тряски и вибраций, характерных для ВПП а/п Иркутск, могли сделать процесс бесконтрольного перемещения РУД вперед еще более незаметным для КВС.

В процессе отработки программы увеличения обратной тяги правого двигателя, максимальная величина которой к 22ч 43мин 54с составила по EPR 1.218, средняя величина продольной перегрузки составляла ~-0.17ед без обжатия тормозных педалей экипажем, что свидетельствует о работоспособном состоянии системы автоматического торможения в режиме LOW (обеспечение торможения с постоянным замедлением -1.7м/с2).

Примечание:

По результатам математического моделирования было установлено, что тяга обоих двигателей, зарегистрированная FDR в процессе пробега самолета по полосе, соответствует расчетной для зарегистрированного положения РУД/РУР и фактических условий аэропорта Иркутск.

Движение самолета по ВПП в полной мере определялось отклонениями рычагов управления и управляющих поверхностей, а также задаваемыми экипажем режимами работы двигателей.

Аэродинамические и тяговые характеристики самолета соответствовали характеристикам самолета-типа. Влияния опасных внешних воздействий на самолет (сдвиг ветра и т.д.) не было.

Перемещение РУД левого двигателя в положение более 10. (по лимбу), в соответствии с заложенной логикой работы, вызвало автоматическую уборку спойлеров, что совпало с моментом достижения максимальной тяги реверса правого двигателя. Уборка спойлеров привела к отключению режима автоматического торможения.

Примечание:

В нарушение SOP, доклада второго пилота об отключении режима автоматического торможения не последовало.

В это время скорость составляла примерно 180км/час (98 узлов) и, за счет большой асимметрии тяги двигателей, создался разворачивающий момент вправо, который КВС начал парировать отклонением левой педали из положения 0. до -30. (упор) с применением принудительного обжатия тормозов. CVR дважды, в 22:43:55 и в 22:44:00, зарегистрировал информацию КВС о применяемом им принудительном торможении колес.

Величина отклонения тормозных педалей составила 14°, что является конструктивным упором. Анализ предыдущих полетов показал, что величина отклонения тормозных педалей на пробеге составляла в среднем 3-5°.

Отключение режима автоматического торможения, уборка спойлеров и увеличение режима работы левого двигателя на прямой тяге привели к уменьшению темпа торможения до 1 м/с2.

После авиационного происшествия на правой стороне ВПП, на удалении 1340…1860м от перенесенного порога ВПП30, обнаружены куски резины от разрушившегося протектора авиашины колеса правой тележки шасси.

Местоположение кусков резины соответствует этапу применения экипажем торможения с использованием педалей на скорости 170-165км/ч (92-89 узлов).

Примечание:

Анализ показал, что разрушение протектора одной авиашины на правой основной тележке шасси не повлияло на эффективность торможения тележки в целом. Необходимо также отметить, что MMEL (раздел 01-32) разрешает вылет самолета при неработающем тормозе одного колеса на каждой тележке шасси.

Однозначно установить причину разрушения восстановленного протектора авиашины колеса правой тележки шасси не представилось возможным. Исследования показали, что антиюзовая автоматика в процессе пробега работала штатно.

С 22ч 44мин 01с в течение 2 секунд створки реверса двигателя №2 находились в промежуточном положении, после чего перешли в убранное положение, в котором находились до конца записи.

С 22ч 44мин 05с в течение 10сек положение РУД левого двигателя уменьшилось с 26. до 22. по лимбу, при этом тяга изменилась с 1.211ед. до 1.16 - 1.17 ед. EPR и оставалась в этом положении до конца записи FDR.

Минимальная воздушная скорость на пробеге в период 22:44:00 - 22:44:05 составила 165км/ч (89узлов), после чего начала увеличиваться. С этого момента времени экипаж должен был начать активную работу по распознаванию ситуации, где роль второго пилота, контролирующего скорость и параметры работы двигателя, - первостепенна.

Примечание:

SOP А310 а/к "Сибирь" предусматривает постоянный контроль на пробеге со стороны второго пилота параметров работы двигателей (EGT, N1), а также скорости движения самолета.

Анализ циклограммы работы членов экипажа показывает, что, наиболее вероятно, как минимум до 22:44:15, правая рука КВС находилась на блоке управления двигателями, то есть манипуляции с пультом управления ECAM мог осуществлять только второй пилот, при этом, до указанного момента времени, он не мог видеть положение РУД левого двигателя, так как он был закрыт рукой КВС.

Анализ дальнейшего развития событий показал, что должный контроль за параметрами работы двигателей и скоростью движения самолета на пробеге со стороны членов экипажа и, прежде всего, второго пилота, не осуществлялся.

При обжатии педалей торможения практически до упора, за счет существенной величины прямой тяги левого двигателя, выключения реверса тяги правого двигателя и убранного положения спойлеров сила торможения стала равна суммарной тяге двигателей, скорость стабилизировалась и составляла примерно 180км/ч (98 узлов).

Примечание:

Математическое моделирование показало, что фактическое значение коэффициента сцепления, на участке ВПП, где экипаж применял принудительное (неавтоматическое) торможение (последние 2000 м), соответствовало нормативным значениям для ВПП "покрытая водой" (water covered). Определить состояние первой трети полосы (мокрая или покрытая водой) не представилось возможным из-за использования на данном этапе автоматического торможения в режиме LOW, при котором замедление самолета с заданным темпом достигается при любом состоянии полосы. При значении коэффициента сцепления, соответствующего состоянию полосы "мокрая", на всем протяжении ВПП, самолет останавливался бы в ее пределах даже при наличии фактической прямой тяги левого двигателя, что вызвано существенно большим (примерно в 3 раза) значением коэффициента сцепления для состояния ВПП "мокрая" по сравнению с ВПП "покрытая водой" при скоростях порядка 150-180 км/ч, на которых применялось принудительное торможение самолета на пробеге в аварийном полете. Таким образом, фактическое состояние ВПП явилось одним из факторов, повлиявших на темп гашения скорости и ее величину при выкатывании ВС за пределы ИВПП при фактических действиях экипажа и параметрах движения самолета.

Действующая методика оценки состояния ВПП не позволяет правильно определять условия торможения для ВПП, покрытых осадками, на скоростях, существенно превышающих скорости выполнения замеров.

В 22ч 44мин 05с после достижения левым РУД положения 22. по лимбу, сработала аварийная сигнализация о неверной конфигурации для взлета, сопровождавшаяся звуковой сигнализацией CRC и световой MASTER WARNING.

В соответствии с логикой работы компьютера, формирующего предупреждения (FWC), срабатывание данной сигнализации должно быть заблокировано на этапе пробега после посадки (10 фаза). Однако, в данном полете, из-за уборки реверса, нахождения самолета на земле при скорости более 70 узлов и положении РУД левого двигателя более 22 градусов по лимбу, FWC штатно перешел в фазу 4 (взлет) с выдачей на левый дисплей ECAM предупреждения о невзлетном положении закрылков, предкрылков и стабилизатора, а также автоматическим отображением страницы ENG на правом дисплее ECAM.

В общем случае SOP и FCOM А310 предусматривают, что, при срабатывании сигнализации ECAM, пилотирующий член летного экипажа должен дать команду непилотирующему летчику на выполнение действий, отображенных на экране ECAM (ECAM actions). Непилотирующий летчик определяет вид сигнализации, зачитывает надписи на экране и подтверждает реальность отказа. Озвучивания командиром ВС и вторым пилотом данных действий при срабатывании аварийной сигнализации, по данным расшифровки внутрикабинных переговоров, не произошло. Время, необходимое для прочтения текстовой информации, которая появилась на экране ECAM в данном случае ("Flaps not in t.o. config, slats not in t.o. config, pitch trim not in t.o. range"), составляет в среднем 7-8 секунд (по результатам проведения тестов с пилотами А310 различной степени подготовки).

В рассматриваемом случае, применительно к намерениям экипажа произвести посадку до полной остановки, ECAM никаких конкретных действий экипажу не предлагала. Фактически, из-за действий экипажа по перемещению одного РУД в положение более 22° TLA, индикация ЕСАМ относилась к этапу взлета при невзлетной конфигурации самолета. С другой стороны, обязательным условием срабатывания данной сигнализации является положение РУД любого двигателя в положении выше 22° TLA, что могло являться подсказкой для экипажа.

Примечание:

FCOM А310 1.9.50 содержит информацию о появлении данной сигнализации при нахождении хотя бы одного двигателя на взлетном режиме без уточнения количественных критериев определения режима как взлетный.

SOP и FCOM А310 не предусматривают каких-либо действий экипажа при срабатывании данного вида сигнализации на пробеге.

На фоне звучания данной аварийной сигнализации, которое продолжалось до конца записи, второй пилот, с третьей попытки, доложил диспетчеру о выполнении посадки . Необходимо отметить, что стандартная технология работы экипажа российских авиакомпаний при выполнении внутренних рейсов предусматривает доклад экипажа диспетчеру о выполнении посадки после торможения до скорости руления. В данном случае скорость самолета значительно превышала скорость руления, и доклад второго пилота мог негативно повлиять на распределение его внимания и затруднить контроль приборов и параметров пробега в период его повышенной загрузки из-за необходимости определить причину срабатывания сигнализации.

В данный момент мог проявиться и сыграть существенную роль психологический фактор, называемый "феномен недоверия", когда пилот не доверяет срабатыванию аварийной сигнализации из-за невероятности, по мнению пилота, ее срабатывания в данных условиях полета или из-за ее ложного срабатывания. Вероятно, этот феномен недоверия явился причиной неадекватной реакции экипажа на сигнализацию "невзлетная конфигурация". Вместо того, чтобы выяснить причину срабатывания сигнализации, экипаж выполняет достаточно длительные действия по очистке экрана ECAM, нажимая на кнопку CLR и RCL, что подтверждается пропаданием и повторным появлением на FDR разовой команды "Невзлетная конфигурация". Данные действия экипажа могли также отвлечь его от контроля показаний приборов работы двигателей и скорости самолета, и, следовательно, повлиять на время распознавания нештатной ситуации.

Только после доклада диспетчеру о посадке, при нахождении самолета в районе 5РД (за 850-800м до окончания бетонной части ВПП), второй пилот на вопрос командира: "Что такое?", ответил: "Обороты растут", на что была дана команда: "Еще раз реверс".

В 22ч 44мин 21с экипаж (наиболее вероятно второй пилот) попытался повторно применить реверс правого двигателя, для чего перевел РУР двигателя на максимальную обратную тягу, однако, в соответствии с конструкцией системы, нахождение РУД левого двигателя на режиме выше 22° по лимбу (более 55° по FDR) вызвало срабатывание блокировки и створки реверса не снялись с замков убранного положения. Правый двигатель остался на прямой тяге малого газа.

Определить причину отсутствия эффекта торможения ВС на пробеге, после попытки повторного включения реверса тяги правого двигателя, экипажу не удалось. Об этом свидетельствуют переговоры экипажа непосредственно перед выкатыванием ВС за пределы ВПП: "Почему?" - "Не знаю".

После попытки повторного применения реверса самолет начал уклоняться влево. Экипаж отклонил правую педаль на угол 15., что позволило убрать левое боковое уклонение и самолет начал энергично смещаться вправо. Последующее полное отклонение левой педали не позволило предотвратить уклонение самолета вправо. Сход правой основной тележки с ВПП произошел на скорости 182км/ч (98узлов), при этом передняя стойка и левая основная тележка шасси двигались по укрепленному бетонированному участку ВПП. Сход на грунт передней стойки и левой основной тележки шасси произошел в конце укрепленного бетонированного участка в 22:44:36.

В дальнейшем, до столкновения с бетонным забором и гаражами, движение ВС происходило по глинистому грунту с травянистым покровом.

На удалении 210 м от торца ВПП12 левым двигателем была разрушена часть антенны и деревянного ограждения системы курсового радиомаяка. На удалении 250 м от торца ВПП12 ВС пересекло асфальтобетонную объездную дорогу.

Следы шасси ВС на грунте свидетельствуют о практически прямолинейной траектории движения до момента столкновения с искусственными препятствиями. При этом наблюдается разница между вектором движения ВС и строительной осью самолета, которая составляет приблизительно 6 - 9°.

Остановка самолета произошла в 22ч 44м 40с после столкновения с железобетонным забором, ограждающим территорию аэродрома и следующими за ним кирпичными постройками (гаражи). Высота железобетонного забора составляет 2.8 м . Место остановки ВС (с 52° 16’ 29,35 в 104° 21’ 59,71) находится на удалении 310 м от торца ВПП12 и 30 м севернее курсовой линии ВПП12, при этом магнитный курс строительной оси самолета составляет 270°. Самолет при столкновении разрушился и загорелся. Уцелевшие элементы конструкции самолета после пожара представляют собой левую и правую плоскости крыльев, заднюю часть фюзеляжа и хвостовое оперение. Разброс обломков самолета отсутствует.

Результаты исследования компьютеров управления двигателями FADEC и характера повреждения двигателей показывают, что, несмотря на команду КВС: "Выключаем двигатели", данную в 22ч 44мин 33с (за 7 секунд до столкновения), двигатели выключены не были. Левый двигатель, в момент столкновения с препятствиями, работал на более высоком режиме, чем правый двигатель.

КВС, как пилотирующий летчик, должен был сам выключить двигатели или дать более четкую команду второму пилоту. Вероятно, что в момент стрессовой ситуации, из-за недостаточной подготовки на данном типе ВС, у обоих пилотов проявился перенос навыков с прежнего типа (Ту-
154), где управление двигателями осуществляет бортинженер. То есть, КВС, давая команду и не определив конкретного исполнителя, был уверен, что она будет выполнена бортинженером, в то время как второй пилот также не воспринял эту команду, как адресованную ему.

Таким образом, проведенный анализ показал, что развитие особой ситуации и перерастание ее в катастрофическую произошло из-за некачественного взаимодействия в экипаже на этапе пробега самолета, а также недостаточного опыта выполнения полетов второго пилота в части контроля параметров работы двигателей и скорости ВС на пробеге, что не позволило своевременно и полностью распознать ситуацию и предотвратить катастрофу. Экипаж имел достаточный резерв времени и информации для своевременного распознавания сложившейся ситуации. Звуковая и световая аварийная предупреждающая сигнализация была неожиданной для экипажа при его намерениях произвести посадку до полной остановки и могла затруднить распознавание сложившейся ситуации. С другой стороны, обязательным условием срабатывания данной сигнализации, является положение РУД любого двигателя в положении выше 22° TLA, что могло являться подсказкой для экипажа.

Результаты проведенного моделирования показали, что если бы после доклада второго пилота "Обороты растут", экипаж убрал РУД левого двигателя на малый газ и повторно применил реверс (в этом случае произошел бы также автоматический выпуск спойлеров), то скорость выкатывания составила бы около 70 км/ч, а если бы данные операции были проведены до 22:44:16, то самолет останавливался бы в пределах ВПП, то есть экипаж имел запас времени более 25 секунд на распознание нештатной ситуации (с момента начала перемещения РУД левого двигателя).

Анализ инцидентов с похожим сценарием возникновения особой ситуации показал, что в среднем на распознавание ситуации экипажи затрачивали 30-35 секунд от момента начала движения РУД вперед. После распознавания ситуации, во всех случаях, следовал перевод РУД обоих двигателей на малый газ, что позволило предотвратить выкатывания ВС за пределы ВПП на большой скорости.

Анализируя возможные причины, которые, наряду с отсутствием достаточного опыта у второго пилота, могли помешать экипажу в данном случае перевести РУД на малый газ (или выключить двигатели), после определения роста оборотов (в 22:44:19 2П: "Обороты растут"), следует обратиться к результатам психологических тестирований КВС, выполненных в период 2003-2005 годов. Так, при выявленном достаточно высоком уровне развития и функционирования когнитивных (познавательных) функций, также отмечается высокая чувствительности к воздействиям среды и неустойчивость эмоциональных реакций. Личностные особенности КВС, выявленные по результатам психологических тестов, в сочетании с особенностями его понятийного мышления, могли оказать существенное влияние на его поведение в стрессовой ситуации, а именно, вызвать дезорганизацию. Внезапно возникшая нештатная ситуация могла вызвать у КВС острую вегетативную и психо-эмоциональную реакцию, в рамках которой могли быть реализованы только простые высокоавтоматизированные навыки и действия. Интеллектуальная деятельность в таких условиях крайне затруднена, поведение дезорганизовано, хаотично, не опосредуется интеллектом, выглядит как непоследовательный, несвязный, случайный набор действий.

Вывод психологов согласуется с данными FDR и CVR.

Высокоавтоматизированные навыки по выдерживанию направления движения самолета по осевой линии ВПП и принудительное торможение колес были выполнены командиром адекватно, в то время как действия по распознаванию и предотвращению развития особой ситуации (перевод двигателей на малый газ или их выключение) выполнены не были.

В определенной степени на исход аварийного полета могло также оказать влияние состояние преждевременной психической демобилизации, в которое экипаж мог попасть на пробеге после длительного ночного перелета с пересечением 5 часовых поясов и штатно выполненной посадки в своем "родном" аэропорту. Это психическое состояние характеризуется снижением активности пилотов (расслаблением) и снижением уровня нервно-эмоционального напряжения в момент, когда основная деятельность еще не завершена. Несоответствие уровня нервно-эмоционального напряжения требованиям выполняемой деятельности, особенно при усложнении условий полета, становится причиной снижения профессиональной надежности пилотов. Снижается уровень сознательного контроля за параметрами полета и выполняемыми действиями. Пилот предполагает, что основной этап полета уже завершен. Вероятно, после выключения реверса двигателя и начала активного торможения, почувствовав привычный шум и отрицательное ускорение от работы реверса и начала торможения, экипаж попал в отмеченное состояние психической демобилизации. В результате снижения уровня нервно-эмоционального напряжения и его несоответствия требованиям усложняющейся полетной ситуации экипаж не смог своевременно и адекватно действовать даже после того, как обнаружил несоответствие параметров полета (оборотов двигателя, скорости) этапу полета.

В результате разрушения самолета после столкновения с препятствиями возник наземный пожар. Первая пожарная машина прибыла на место АП через 75 секунд после столкновения при расстоянии от АСС 1557 метров. Через 20 секунд с интервалом в 5 секунд подъехали и приступили к тушению пожара еще 3 машины. Оперативность и эффективность пожаротушения была снижена из-за невозможности подъезда машин непосредственно к месту происшествия (мешали забор и гаражи), а также из-за недостаточной мощности лафетных стволов и, как следствие, необходимости развертывания рукавных линий для обеспечения подачи огнегасящей смеси.

В момент столкновения с препятствиями все бортпроводники находились на своих рабочих местах и были пристегнуты привязными ремнями. Эвакуация пассажиров после столкновения производилась вначале только через правую среднюю и левую задние двери. Надувной трап левой задней двери был выпущен, раскрылся, но получил повреждения об острые металлические предметы на земле и потерял несущую способность.

Надувной трап правой средней двери не раскрылся, так как рукоятка двери находилась в положении "DISARMED". Правая задняя дверь изнутри была заблокирована контейнерами из-под бортового питания, сорванными со своих мест в результате столкновения самолета с препятствиями, и была открыта снаружи прибывшими спасателями. Использование передних дверей и левой средней двери для эвакуации было невозможно из-за характера разрушений самолета и возникших очагов пожара в этом районе. В результате аварийно-спасательных работ было эвакуировано и спасено 78 человек, включая трех членов кабинного экипажа.

Из 3 погибших бортпроводников, на момент завершения расследования, был опознан только один. По заключению СМЭ, его смерть наступила от острого отравления окисью углерода, концентрация карбоксигемоглобина в крови - 85%. У 3-х неопознанных мужчин, среди которых находится еще один бортпроводник, причина смерти - острое отравление угарным газом.

Согласно представленным в комиссию результатам судебно-медицинской экспертизы, из 120 погибших пассажиров у 119 смерть наступила в результате острого отравления окисью углерода в сочетании с недостатком кислорода во вдыхаемом воздухе (в одном случае отравление сочеталось с черепно-мозговой травмой) и 1 пассажирка скончалась от тяжелых травм в сочетании с ожогами тела.

Как уже отмечалось выше, на борту самолета F-OGYP отсутствовало дымозащитное оборудование для бортпроводников, отвечающих за аварийные выходы в средней части салона. Дымозащитное оборудование для бортпроводников в хвостовой части салона было расположено на стенке со стороны пассажирского салона, что не позволяет бортпроводникам быстро достать его в случае необходимости. Анализируя возможное влияние данного факта на эффективность действий бортпроводников в процессе эвакуации пассажиров после авиационного происшествия в условиях сильного задымления пассажирского салона и, как следствие, на тяжесть последствий, необходимо отметить, что существующее дымозащитное оборудование предназначено для тушения пожара в процессе полета.

Порядок и необходимость его применения при проведении аварийной эвакуации не определены. Соответствующих тренировок кабинного экипажа не предусмотрено. По данным экспериментов, проведенных FAA (DOT/FAA/AR-TN99/29), время, которое необходимо бортпроводникам для одевания данного оборудования, составляет от 30 до 60 секунд, при средней величине 50 секунд. В процессе одевания дымозащитного оборудования эффективное руководство эвакуацией со стороны бортпроводников затруднено, что может увеличить время воздействия дыма и/или других токсических газов на пассажиров. После одевания данного оборудования обзор и возможность подачи голосовых команд бортпроводниками могут быть также затруднены. С другой стороны, использование данного оборудования позволяет бортпроводникам, при отсутствии открытого огня, находиться в задымленном помещении более длительное время (фактически эвакуация в аварийном полете продолжалась 60-70 секунд) и оказывать помощь пассажирам, которые ослаблены воздействием угарного газа или других токсических веществ. Таким образом, однозначно определить возможное влияние отсутствия дымозащитного оборудования на эффективность действий бортпроводников и тяжесть последствий авиационного происшествия не представилось возможным. Комиссией подготовлены рекомендации по необходимости создания средств защиты пассажиров и членов экипажа при проведении аварийной эвакуации в условиях задымления салоны.
Subscribe
  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

  • 35 comments