По результатам полевого этапа расследования катастрофы самолета Як-42 RA 42434 в районе аэродрома г. Ярославля и в соответствии с предварительным анализом имеющейся документации и данных расшифровки средств объективного контроля Технической комиссией Межгосударственного авиационного комитета (МАК) установлено:
Взлетная масса и центровка самолета не выходили за допустимые пределы.
Перед началом разбега закрылки были установлены на 20 градусов (взлетное положение), стабилизатор -8.7 градуса на кабрирование, что соответствует расчетной центровке 24-25 % САХ.
Перед взлетом экипаж дважды провел проверку всех каналов управления самолетом, включая канал руля высоты, руль высоты отклонялся штатно. Максимальное зафиксированное отклонение руля высоты на кабрирование 21 градус, что соответствует конструктивному упору. Последняя проверка была выполнена за 1 мин 40 секунд до начала разбега.
Метеоусловия на момент авиационного происшествия: ветер 360 – 3 м/с, видимость 10 км, облачность значительная слоисто-кучевая нижняя граница 990 м, температура +17.8, давление 747.9 мм рт. ст., коэффициент сцепления 0.6.
Взлет выполнялся с ВПП 23. Выруливание самолета на взлет осуществлялось по РД 5. Расстояние от РД 5 до входного торца ВПП 23 примерно 300 метров. Общая длина ВПП 3000 метров.
Экипаж принял решение о взлете на номинальном режиме работы двигателей. Предварительное моделирование показало, что до скорости ~165 км/ч темп разгона самолета соответствовал фактически установленной тяге двигателей.
Подъем носового колеса экипаж начал на скорости примерно 185 км/ч. Руль высоты был отклонен на кабрирование до значений 9-10 градусов (примерно половина хода), однако роста угла тангажа не произошло. Через 6 секунд двигателям был установлен взлетный режим работы. В дальнейшем, несмотря на выход двигателей на взлетный режим, темп роста скорости существенно замедлился, что может быть объяснено появлением дополнительной силы торможения. Фактическая величина дополнительной тормозящей силы будет установлена по результатам математического моделирования и натурного эксперимента, который планируется провести на самолете-аналоге в ЛИИ им. М.М. Громова. С участие ОКБ готовится летная программа его проведения. Сохранившиеся элементы тормозной системы самолета направлены на исследование в специализированный институт. Исследования тормозной системы начаты 16 сентября.
Максимальная скорость, которой достиг самолет, составляет примерно 230 км/ч. Несмотря на сохранявшееся отклонение руля высоты на кабрирование отрыва самолета на ВПП не произошло. Согласно крокам места авиационного происшествия, фактический отрыв самолета произошел на удалении 400 метров за выходным торцом ВПП-23 после отклонения руля высоты на 13-14 градусов и перекладки стабилизатора до 9.5 градусов на кабрирование. После отрыва самолета от земли произошло его столкновение с антенной системой курсового радиомаяка, а также интенсивный рост угла тангажа до 20 градусов за 2-3 секунды. Максимальная высота, которую набрал самолет – 5-6 метров.
В дальнейшем последовало интенсивное кренение самолета влево и его столкновение с препятствиями и землей.
По результатам выкладки фрагментов воздушного судна установлено, что на момент авиационного происшествия закрылки и предкрылки были установлены во взлетное положение, спойлеры убраны, стабилизатор в положении около 10 градусов на кабрирование. Выкладка проводки управления рулем высоты показала, что на момент авиационного происшествия рассоединения проводки не было.
Техническая комиссия отрабатывает все возможные версии появления дополнительной силы торможения на разбеге и причин, по которым самолет не смог своевременно произвести отрыв от ВПП.
В связи с появляющимися в средствах массовой информации многочисленными "версиями" о причинах авиационного происшествия с самолетом Як-42Д RA-42434, со ссылкой на близких к расследованию "экспертов", Техническая комиссия Межгосударственного авиационного комитета заявляет, что официальная информация о расследовании содержится только на Интернет-сайте МАК. Ссылки на любые другие источники, публикация неофиц
Взлетная масса и центровка самолета не выходили за допустимые пределы.
Перед началом разбега закрылки были установлены на 20 градусов (взлетное положение), стабилизатор -8.7 градуса на кабрирование, что соответствует расчетной центровке 24-25 % САХ.
Перед взлетом экипаж дважды провел проверку всех каналов управления самолетом, включая канал руля высоты, руль высоты отклонялся штатно. Максимальное зафиксированное отклонение руля высоты на кабрирование 21 градус, что соответствует конструктивному упору. Последняя проверка была выполнена за 1 мин 40 секунд до начала разбега.
Метеоусловия на момент авиационного происшествия: ветер 360 – 3 м/с, видимость 10 км, облачность значительная слоисто-кучевая нижняя граница 990 м, температура +17.8, давление 747.9 мм рт. ст., коэффициент сцепления 0.6.
Взлет выполнялся с ВПП 23. Выруливание самолета на взлет осуществлялось по РД 5. Расстояние от РД 5 до входного торца ВПП 23 примерно 300 метров. Общая длина ВПП 3000 метров.
Экипаж принял решение о взлете на номинальном режиме работы двигателей. Предварительное моделирование показало, что до скорости ~165 км/ч темп разгона самолета соответствовал фактически установленной тяге двигателей.
Подъем носового колеса экипаж начал на скорости примерно 185 км/ч. Руль высоты был отклонен на кабрирование до значений 9-10 градусов (примерно половина хода), однако роста угла тангажа не произошло. Через 6 секунд двигателям был установлен взлетный режим работы. В дальнейшем, несмотря на выход двигателей на взлетный режим, темп роста скорости существенно замедлился, что может быть объяснено появлением дополнительной силы торможения. Фактическая величина дополнительной тормозящей силы будет установлена по результатам математического моделирования и натурного эксперимента, который планируется провести на самолете-аналоге в ЛИИ им. М.М. Громова. С участие ОКБ готовится летная программа его проведения. Сохранившиеся элементы тормозной системы самолета направлены на исследование в специализированный институт. Исследования тормозной системы начаты 16 сентября.
Максимальная скорость, которой достиг самолет, составляет примерно 230 км/ч. Несмотря на сохранявшееся отклонение руля высоты на кабрирование отрыва самолета на ВПП не произошло. Согласно крокам места авиационного происшествия, фактический отрыв самолета произошел на удалении 400 метров за выходным торцом ВПП-23 после отклонения руля высоты на 13-14 градусов и перекладки стабилизатора до 9.5 градусов на кабрирование. После отрыва самолета от земли произошло его столкновение с антенной системой курсового радиомаяка, а также интенсивный рост угла тангажа до 20 градусов за 2-3 секунды. Максимальная высота, которую набрал самолет – 5-6 метров.
В дальнейшем последовало интенсивное кренение самолета влево и его столкновение с препятствиями и землей.
По результатам выкладки фрагментов воздушного судна установлено, что на момент авиационного происшествия закрылки и предкрылки были установлены во взлетное положение, спойлеры убраны, стабилизатор в положении около 10 градусов на кабрирование. Выкладка проводки управления рулем высоты показала, что на момент авиационного происшествия рассоединения проводки не было.
Техническая комиссия отрабатывает все возможные версии появления дополнительной силы торможения на разбеге и причин, по которым самолет не смог своевременно произвести отрыв от ВПП.
В связи с появляющимися в средствах массовой информации многочисленными "версиями" о причинах авиационного происшествия с самолетом Як-42Д RA-42434, со ссылкой на близких к расследованию "экспертов", Техническая комиссия Межгосударственного авиационного комитета заявляет, что официальная информация о расследовании содержится только на Интернет-сайте МАК. Ссылки на любые другие источники, публикация неофиц
According to the results of the field stage of the investigation of the Yak-42 RA 42434 crash in the area of the Yaroslavl aerodrome and in accordance with a preliminary analysis of the available documentation and decryption data of objective control means, the Technical Commission of the Interstate Aviation Committee (IAC) established:
Take-off weight and centering of the aircraft did not go beyond permissible limits.
Before the start of the take-off, the flaps were set at 20 degrees (take-off position), the stabilizer was -8.7 degrees for cabling, which corresponds to the calculated centering of 24-25% of the MAR.
Before takeoff, the crew twice checked all aircraft control channels, including the elevator channel, the elevator deviated regularly. The maximum recorded elevator deflection for pitching is 21 degrees, which corresponds to the structural emphasis. The last check was performed 1 minute 40 seconds before the start of the take-off.
Weather conditions at the time of the accident: wind 360 - 3 m / s, visibility 10 km, cloud cover significant layered cumulus lower boundary 990 m, temperature +17.8, pressure 747.9 mm Hg. Art., coefficient of adhesion 0.6.
Take-off was performed from runway 23. Taxiing of the aircraft for take-off was carried out along taxiway 5. The distance from taxiway 5 to the entrance end of runway 23 was approximately 300 meters. The total length of the runway is 3000 meters.
The crew decided to take off at rated engine operation. Preliminary modeling showed that up to a speed of ~ 165 km / h the acceleration rate of the aircraft corresponded to the actually established engine thrust.
The crew began to lift the nose wheel at a speed of approximately 185 km / h. The elevator was rejected for cabling to values of 9-10 degrees (about half the stroke), but the pitch angle did not increase. After 6 seconds, the engines were set to take off. In the future, despite the engines entering the take-off mode, the speed growth rate slowed down significantly, which can be explained by the appearance of an additional braking force. The actual value of the additional braking force will be established by the results of mathematical modeling and a full-scale experiment, which is planned to be carried out on an analogue aircraft at the LII them. M.M. Gromova. With the participation of the Design Bureau, a flight program is being prepared. The surviving elements of the aircraft braking system are sent for research to a specialized institute. Research on the brake system began on September 16th.
The maximum speed reached by the aircraft is approximately 230 km / h. Despite the continued deviation of the elevator to the cabriolet separation of the aircraft on the runway did not occur. According to Kroki of the scene of the accident, the actual separation of the aircraft occurred at a distance of 400 meters behind the exit end of the runway-23 after deviating the elevator by 13-14 degrees and shifting the stabilizer to 9.5 degrees for cabling. After the plane took off from the ground, it collided with the antenna system of the directional radio beacon, as well as an intensive increase in the pitch angle to 20 degrees in 2-3 seconds. The maximum height that the plane scored is 5-6 meters.
Subsequently, there was intense roll to the left and its collision with obstacles and ground.
According to the results of laying out fragments of the aircraft, it was found that at the time of the accident, the flaps and slats were set to the take-off position, the spoilers were removed, and the stabilizer was in the position of about 10 degrees for cabling. The calculation of the elevator control wiring showed that at the time of the accident there was no disconnection of the wiring.
The Technical Commission is working out all possible versions of the appearance of additional braking power during take-off and the reasons why the aircraft could not timely take off from the runway.
In connection with the numerous "versions" appearing in the media about the causes of the accident with the Yak-42D RA-42434 aircraft, with reference to "experts" close to the investigation, the Technical Commission of the Interstate Aviation Committee states that official information about the investigation is contained only in IAC website. Links to any other sources, publication of unofficial
Take-off weight and centering of the aircraft did not go beyond permissible limits.
Before the start of the take-off, the flaps were set at 20 degrees (take-off position), the stabilizer was -8.7 degrees for cabling, which corresponds to the calculated centering of 24-25% of the MAR.
Before takeoff, the crew twice checked all aircraft control channels, including the elevator channel, the elevator deviated regularly. The maximum recorded elevator deflection for pitching is 21 degrees, which corresponds to the structural emphasis. The last check was performed 1 minute 40 seconds before the start of the take-off.
Weather conditions at the time of the accident: wind 360 - 3 m / s, visibility 10 km, cloud cover significant layered cumulus lower boundary 990 m, temperature +17.8, pressure 747.9 mm Hg. Art., coefficient of adhesion 0.6.
Take-off was performed from runway 23. Taxiing of the aircraft for take-off was carried out along taxiway 5. The distance from taxiway 5 to the entrance end of runway 23 was approximately 300 meters. The total length of the runway is 3000 meters.
The crew decided to take off at rated engine operation. Preliminary modeling showed that up to a speed of ~ 165 km / h the acceleration rate of the aircraft corresponded to the actually established engine thrust.
The crew began to lift the nose wheel at a speed of approximately 185 km / h. The elevator was rejected for cabling to values of 9-10 degrees (about half the stroke), but the pitch angle did not increase. After 6 seconds, the engines were set to take off. In the future, despite the engines entering the take-off mode, the speed growth rate slowed down significantly, which can be explained by the appearance of an additional braking force. The actual value of the additional braking force will be established by the results of mathematical modeling and a full-scale experiment, which is planned to be carried out on an analogue aircraft at the LII them. M.M. Gromova. With the participation of the Design Bureau, a flight program is being prepared. The surviving elements of the aircraft braking system are sent for research to a specialized institute. Research on the brake system began on September 16th.
The maximum speed reached by the aircraft is approximately 230 km / h. Despite the continued deviation of the elevator to the cabriolet separation of the aircraft on the runway did not occur. According to Kroki of the scene of the accident, the actual separation of the aircraft occurred at a distance of 400 meters behind the exit end of the runway-23 after deviating the elevator by 13-14 degrees and shifting the stabilizer to 9.5 degrees for cabling. After the plane took off from the ground, it collided with the antenna system of the directional radio beacon, as well as an intensive increase in the pitch angle to 20 degrees in 2-3 seconds. The maximum height that the plane scored is 5-6 meters.
Subsequently, there was intense roll to the left and its collision with obstacles and ground.
According to the results of laying out fragments of the aircraft, it was found that at the time of the accident, the flaps and slats were set to the take-off position, the spoilers were removed, and the stabilizer was in the position of about 10 degrees for cabling. The calculation of the elevator control wiring showed that at the time of the accident there was no disconnection of the wiring.
The Technical Commission is working out all possible versions of the appearance of additional braking power during take-off and the reasons why the aircraft could not timely take off from the runway.
In connection with the numerous "versions" appearing in the media about the causes of the accident with the Yak-42D RA-42434 aircraft, with reference to "experts" close to the investigation, the Technical Commission of the Interstate Aviation Committee states that official information about the investigation is contained only in IAC website. Links to any other sources, publication of unofficial
У записи 1 лайков,
1 репостов.
1 репостов.
Эту запись оставил(а) на своей стене Александр Кудрявцев
