af1461 (af1461) wrote,
af1461
af1461

Ан-24, катастрофа близ Черкесска.

     18 марта 1997 года самолет Ан-24РВ RA-46516 "Ставропольской акционерной авиакомпании" выполнял пассажирский рейс Ставрополь-Трабзон. В 10.02 местного времени во время пролета г.Черкесск на высоте 6000 м. произошло разрушение конструкции хвостовой части фюзеляжа с последующим ее отделением вместе с хвостовым оперением в районе шпангоута № 40. Самолет после отделения хвостовой части перешел в энергичное снижение с вертикальными скоростями 80...90 м/сек., столкнулся с землей в 1 км восточнее г. Черкесска и сгорел. В катастрофе погибли 41 пассажир, 5 членов экипажа, бортпроводница, два человека инженерно-технического персонала, взятых для обслуживания самолета за границей и представитель СААК в аэропорту Трабзон.


     Самолет выпущен заводом КиАПО 28.03.73г., эксплуатировался в течение 24 лет.
Наработка с начала эксплуатации составила 41 181 час 46 мин., 27628 посадок. Имел 7 ремонтов. После последнего ремонта на ремонтном заводе N412 26.09.91 г. был назначен межремонтный ресурс 5000 часов, 5000 посадок и 5 лет календарного срока службы.

     До 1994 года самолет работал на внутренних воздушных линиях России, а с 15.08.94г. был направлен для работы вначале (через Джибути) в Зимбабве, где, не летая, простоял до декабря 1994 года, а затем перелетел в Конго и выполнял там полеты до 28.12.95г. Вылет в Африку был произведен с ресурсом ППР 4046 часов, 1969 посадок, при возврате его налет ППР составил 4986 часов, 3293 посадки. Таким образом, находясь в Африке 1 год и 4 месяца, самолет налетал 940 часов и совершил 1324 посадки.

     В августе 1996 года представители АНТК осмотрели самолет и разрешили продление межремонтного ресурса до 6 лет. Это было сделано с нарушением ряда пунктов инструкций, один из которых гласит что "...межремонтный срок службы для самолетов Ан-24, эксплуатирующихся во влажном морском климате устанавливается 2,5 года."). Программой работ не был предусмотрен и не использовался инструментальный контроль состояния обшивки и силовых элементов конструкции планера самолета.

     При проведении работ по оценке технического состояния самолета, специалистов АНТК не насторожил тот факт, что сразу после выполнения эксплуатантом формы Ф1 на самолете комиссией были обнаружены коррозионные разрушения и поверхностная коррозия в подпольном пространстве самолета. Отмечены коррозионные поражения днища самолета между шпангоутами 11-33, стрингерами 6-0-6, коррозионное разрушение участка стрингера 0 между шпангоутами N 15-16, коррозионное поражение верхнего пояса низинки шпангоута N 31, сквозная трещина -50 мм с коррозией обшивки днища фюзеляжа у шпангоута N 31 , стрингеров 4-7, а также других элементов конструкции. В соответствии с Регламентом ТО эти дефекты должны быть устранены, их устранение должно быть проверено с применением методов инструментального контроля, после чего должно быть восстановлено ЛКП и нанесена дополнительная противокоррозионная защита.

     При оценке технического состояния комиссия не обратила внимания на то, что при ремонте самолета на АРЗ-412 в 1991 году, в отличие от предыдущих, не была заменена ремонтная накладка на обшивке в районе туалета между шпангоутами N 30-35, впоследствии пораженная сквозной коррозией. Не определено, когда и где (в ремонте или эксплуатации) установлены с нарушением технологии ремонта накладки на обшивке фюзеляжа в зоне разрушения. Не обратила внимание на качество ЛКП и на то, что пораженные коррозией элементы конструкции в подпольном пространстве закрашены краской.

     Обычный межремонтный срок службы самолета составляет 2,5 года и за этот срок трещина может развиться на глубину не более 2,6 мм при появлении коррозии сразу же после ремонта. Согласно графика, приведенного в НИР следует, что до глубины коррозии в 1 мм, скорость её развития составляет 0,25 мм/мес., свыше 1 мм - 0,04 мм/мес. Таким образом, за 6 лет коррозионное поражение может развиться на глубину до 3,7 мм , т.е. глубина достигает сквозного поражения обшивки и силовых элементов конструкции самолета. К сожалению указанные особенности не нашли должного отражения в руководящих документах, регламентирующих техническую эксплуатацию и ремонт самолетов Ан-24.

     Последовательность разрушения хвостовой части фюзеляжа установлена на основании проведенных исследований в ГосНИИЭРАТ МО и натурной выкладки частей конструкции самолета, в результате чего направление развития трещин и разрушений было определена следующим. После образования общей очаговой зоны в виде растрескивания материала на участке длиной 1523мм, пораженном сквозной коррозией (между шп.31-34 по стр. 6-8 правыми) под действием однократной нагрузки (преимущественно от нормального наддува фюзеляжа) произошло дальнейшее развитие продольной трещины вперед и назад по полету вдоль стрингеров 6-8 до 28 и 40 шпангоутов с разрушением низинок шпангоутов 31-35 пораженных коррозией.

     Затем произошло развитие двух трещин в поперечном направлении, по днищу фюзеляжа от правого к левому борту. Встречное сближение трещин по левой скуловой балке (13 стр.) завершилось отделением первого наиболее крупного фрагмента конструкции с частью окантовки проема входной двери у шп.34 (фрагмент N 15 на кроках).

     Дальнейшее разрушение произошло в результате развития статических трещин по днищу, левому и правому бортам фюзеляжа, что привело к отделению от самолета хвостовой части с оперением.

     Неуправляемый самолет с высоты 6000 метров упал на землю и сгорел. Из материалов расследования следует:
1. Отказ двигателей .систем и бортового оборудования по данным МСРП-12-96 в полете не было.
2. Разрушение хвостовой части самолета произошло в воздухе.
3. Признаков боевого поражения, взрыва и пожара внутри самолета в полете не было.
4. Разрушение нижней хвостовой части фюзеляжа самолета при отделении фрагмента панели между шпангоутами N28-N40 и стрингерами N8-N13 слева имеет многоочаговый коррозионно-усталостный характер, началось на участке панели в районе туалета и произошло от действия нагрузок эксплуатационного уровня (горизонтальный прямолинейный полет, избыточное давление не более 0,3 кг/см 2).
5. Причиной разрушения панели явилось снижение ее несущей способности из-за обширного по площади и значительного по глубине коррозионного поражения обшивки и силовых элементов со стороны внутренней поверхности подпольной части фюзеляжа.

     К моменту авиационного происшествия коррозионное состояние фюзеляжа самолета следует оценивать как катастрофическое, а именно:
а. в месте начала разрушения (район туалета) суммарная длина в продольном направлении серии сквозных трещин в обшивке фюзеляжа, разделенных 10-ю перемычками на участке 1523 мм, составляла 1340 мм;
б. в этом же районе практически полностью были уничтожены коррозией стенки и нижние пояса шпангоутов NN 32, 33 и полки верхних поясов шпангоутов NN 31,32,35;
в. материал обшивки и силового набора в обширной зоне между шпангоутами NN 28-36 имел недопустимые по глубине и площади коррозионные поражения.

     Коррозионные процессы протекали по механизму электрохимической коррозии на обшивке в районе разрушения панели в течение не менее 2-х лет (межкристаллитный характер), а на шпангоутах в течение не менее 6-ти лет (расслаивающий характер).

6. Значительные коррозионные поражения фюзеляжа в районе разрушения явились следствием некачественного выполнения работ по противокоррозионной защите и ремонту поврежденных коррозией участков, о чем свидетельствуют:

а. низкое качество и неудовлетворительное состояние ЛКП.
б. несоответствие ремонтных работ при последнем капитальном ремонте по замене участков шпангоутов, пораженных коррозией, записям в деле ремонта и фактически выполненным работам;
в. отсутствие следов защитных профилактических противокоррозионных состав;
г. несоответствие ремонтных накладок на обшивке требованиям нормативных документов и нарушение технологии их установки. Повышенной интенсивности коррозионного поражения способствовали: - негерметичность бака унитаза в туалете самолета из-за сквозных трещин и коррозионных язв в местах подварки корпуса, выполненной, наиболее вероятно, при его ремонте. Образование несплошностей материала в местах подварки обусловлено нарушением технологии сварки, заключающейся в пережоге материала сварного шва;
д. простой в течение 4-х месяцев и эксплуатация самолета в течение года в условиях тропического климата (Африка), где скорость развития коррозионных поражений увеличивается в 1,5 раза.

7. Поверхностная, без инструментального контроля, оценка технического состояния самолета при продлении межремонтного ресурса и срока службы.

     Примечание: Задолго до авиационного происшествия в месте начала разрушения (район туалета между шпангоутами NN 31-34) в обшивке фюзеляжа присутствовало 7 относительно протяженных сквозных продольных трещин от 100 мм до 330 мм и 2 поперечные трещины длиной около 160 мм каждая, шпангоутами. Кроме того .имелись многочисленные сквозные трещины длиной от 5мм до 30мм. К моменту осмотра самолета на Предмет продления ресурса в соответствии с полученной оценкой скорости и возраста коррозии, глубина коррозионного поражения элементов конструкции в районе туалета там, где наблюдается сквозная коррозия составляла 0,85 мм, что является недопустимой для дальнейшей эксплуатации самолета.
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 

  • 16 comments