avia.wikisort.org - Событие

Катастрофа Ан-24 в Черкесске — крупная авиационная катастрофа, произошедшая во вторник 18 марта 1997 года. Авиалайнер Ан-24РВ «Ставропольской акционерной авиакомпании (СААК)» выполнял международный пассажирский рейс СЖЛ-1023 по маршруту Ставрополь—Трабзон, но через 32 минуты после взлёта, во время крейсерского полёта на высоте 6000 метров, внезапно развалился и рухнул в лес в районе Черкесска. Погибли все находившиеся на его борту 50 человек — 44 пассажира и 6 членов экипажа.

Рейс 1023 СААК
Ан-24РВ, аналогичный разбившемуся
Общие сведения
Дата	18 марта 1997 года
Время	07:02 UTC
Характер	Падение с эшелона, разрушение в воздухе
Причина	Сильная коррозия фюзеляжа
Место	в 1 км от Черкесска (Карачаево-Черкесия, Россия)
Координаты	44°13′ с. ш. 42°05′ в. д.HGЯO
Погибшие	50 (все)
Воздушное судно
Модель	Ан-24РВ
Авиакомпания	Ставропольская акционерная авиакомпания (СААК)
Пункт вылета	Ставрополь (Россия)
Пункт назначения	Трабзонruen (Турция)
Рейс	СЖЛ-1023 (SVL-1023)
Бортовой номер	RA-46516
Дата выпуска	28 марта 1973 года
Пассажиры	44
Экипаж	6
Выживших	0

Это крупнейшая авиакатастрофа на территории Карачаево-Черкесии.

Самолёт

Ан-24РВ (заводской номер 37308502, серийный 085-02) был выпущен Киевским авиационным заводом 28 марта 1973 года и продан МГА СССР (авиакомпания «Аэрофлот»), которое присвоило лайнеру регистрационный номер CCCP-46516 и ко 2 апреля направило его в Ставропольский объединённый авиаотряд Северо-Кавказского управления гражданской авиации; 20 января 1993 года Ставропольский ОАО был преобразован в «Ставропольскую акционерную авиакомпанию (СААК)». Оснащён двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24 производства ЗМКБ «Прогресс» имени А. Г. Ивченко.

Это был достаточно старый самолёт возрастом 24 года при назначенном ресурсе 25 лет. Всего лайнер прошёл 7 ремонтов, последний из которых был 26 сентября 1991 года на АРЗ №412 (Ростов-на-Дону). После последнего ремонта межремонтный срок службы был установлен 5 лет и 5000 лётных часов, позже был увеличен до 6 лет и 6000 часов при 5000 циклах «взлёт-посадка» (решение ФАС 252.33-503 от 24 октября 1996 года). На день катастрофы лайнер совершил 27 628 циклов «взлёт-посадка» и налетал 41 181 час 46 минут; наработка после последнего ремонта составляла 3660 циклов «взлёт-посадка» и 5912 часов 46 минут[1][2].

Экипаж

Самолётом управлял опытный экипаж, его состав был таким:

• Командир воздушного судна (КВС) — 41-летний Виктор Васильевич Гончаров. Родился 7 апреля 1955 года. Пилот 1-го класса. Налетал 12 641 час, 11 600 из них на Ан-24 (9600 из них в должности КВС)[2].
• Второй пилот — 34-летний Игорь Евгеньевич Осипов. Родился 6 октября 1962 года. Пилот 3-го класса. С момента окончания лётного училища налетал 4563 часа 25 минут, 2657 часов 8 минут из них на Ан-24[2].
• Штурман-инструктор — 40-летний Валерий Анатольевич Никифоров. Родился 12 июля 1956 года. Штурман 1-го класса. С момента окончания штурманского училища налетал 11 582 часа 55 минут, 11 230 из них на Ан-24 и Ан-26[2].
• Бортмеханик — 38-летний Рустем Нуриевич Асанов. Родился 23 октября 1958 года. Бортмеханик 2-го класса. С момента окончания училища налетал 3952 часа 23 минуты, все на Ан-24[2].
• Проверяющий бортмеханик-инструктор — 47-летний Алексей Григорьевич Жердев. Родился 31 марта 1950 года. Бортмеханик 1-го класса. Налетал 11 639 часов 40 минут, все на Ан-24[2].

В салоне самолёта работала одна стюардесса — 28-летняя Ольга Николаевна Спивакова. Родилась 8 июля 1968 года. С момента окончания обучения на должность налетала 3057 часов 40 минут, 2000 из них на Ан-24[2].

Также в салоне самолёта находились три служебных пассажира для обслуживания самолёта в аэропорту Трабзона[2]:

• Владимир Александрович Пивоваров — авиатехник,
• Александр Васильевич Гаврилов — инженер по АиРЭО;
• Феликс Шамильевич Асанов — представитель авиакомпании «СААК» в аэропорту Трабзона.

На момент катастрофы лётный экипаж имел время работы 3 часа 2 минуты, стюардесса — 2 часа 57 минут[2].

Катастрофа

Ан-24РВ борт RA-46516 выполнял чартерный пассажирский рейс СЖЛ-1023 (SVL-1023) из Ставрополя в Трабзон по перевозке группы туристов. В 04:00 UTC[* 1] экипаж нормально прошёл медицинский осмотр, после чего начал выполнять предполётную подготовку. Согласно полученному прогнозу погоды, на всём маршруте полёта ожидался сильный ветер курсом 260°, а на эшелонах от 5 до 7000 метров ожидалась турбулентность. На борт самолёта сел 41 пассажир со 170 килограммами ручной клади. Взлётный вес авиалайнера составлял 21 523 килограмма при центровке 25,3% САХ, что не выходило за пределы.

В 06:30 рейс 1023 вылетел из Ставрополя и по указанию диспетчера подхода занял высоту 2700 метров. В 06:37, пройдя Северный, экипаж перешёл на связь с диспетчером в Минеральных Водах и, следуя по маршруту Северный—Пузар—Абела—Передовая под руководством минводовского диспетчера, сперва занял эшелон 4800 метров, а затем 5400 метров. Далее в районе Абелы экипаж запросил у диспетчера увеличения высоты, на что получил разрешение подниматься до высоты 6000 метров, которую и занял в 06:55[2].

Полёт проходил на крейсерской высоте 6000 метров с приборной скоростью 320—330 км/ч. В 07:03 (10:03 местного времени), когда рейс СЖЛ-1023 пролетал над восточной окраиной Черкесска, в 82 километрах от аэропорта Минеральных вод и в 99 километрах от аэропорта Ставрополя, информация о рейсе на экране радиолокатора внезапно исчезла, а вместо этого у отметки самолёта появились ещё две отметки, после чего самолёт исчез с радаров. Никаких сигналов бедствия с самолёта при этом не поступало. Впоследствии, как показали данные бортовых самописцев, на эшелоне началось разрушение конструкции фюзеляжа, а через пару секунд хвостовая часть отделилась. Потеряв управление, авиалайнер понёсся вниз с вертикальной скоростью 80—90 м/с и в 07:02:32 (10:02:32 местного времени) с приборной скоростью 480 км/ч с отрицательным тангажом 25° и левым креном 55° врезался в землю всего в 1 километре восточнее жилых районов. От удара самолёт полностью разрушился и загорелся. Все 50 человек на его борту (6 членов экипажа, 41 пассажир и 3 служебных пассажира) погибли[2].

Расследование

В результате выполненных на месте катастрофы работ по оценке и анализу технического состояния разрушенных и повреждённых элементов конструкции самолёта, а также специальных лабораторных исследований, проведённых в ГосНИИЭРАТ МО, было установлено следующее: 

Разрушение борта RA-46516 началось в воздухе. Анализ траекторий развития трещин и строение их изломов показали, что очаговая (начальная) зона разрушения конструкции располагалась по правому борту фюзеляжа под туалетом и буфетом в районе шпангоутов № 31-34 между стрингерами № 6-8, окаймляя снизу сливную панель санузла. Очаговая зона представляла собой сквозные коррозионные разрушения обшивки в виде 7 продольных трещин длиной от 100 до 330 миллиметров и 2 поперечные трещины длиной около 160 миллиметров каждая. Кроме того, имелись многочисленные сквозные относительно короткие трещины длиной от 5 до 30 миллиметров. Суммарная длина продольных сквозных трещин на этом участке составляла около 1340 миллиметров. Образование и рост указанных трещин носило коррозионно-усталостный характер. Длина участка с трещинами в продольном направлении с учётом разделяющих их перемычек составляла 1523 миллиметра. Объединение (слияние) трещин произошло путём статического долома перемычек обшивки ремонтной накладки. 

На наружной поверхности обшивки первоначально отделившегося фрагмента имелось 12 ремонтных накладок, 4 из которых располагались непосредственно в очаговой зоне разрушения. Было определено, что одна из 12 накладок была установлена в предпоследнем капитальном ремонте самолёта и ещё одна при устранении дефектов, выявленных при продлении межремонтного ресурса самолёта в августе-октябре 1996 года. Определить, когда и кем были установлены остальные накладки, не представилось возможным. 

Сравнивая указанные данные по критическим размерам трещин с фактически имевшимися на разбившемся самолёте, можно утверждать, что перед последним полётом состояние нижней хвостовой части фюзеляжа было критическим. Поэтому в полёте под действием обычных нагрузок эксплуатационного уровня произошло разрушение перемычек и образование магистральной трещины, вызвавшей катастрофическое (мгновенное) разрушение фюзеляжа, а именно: образование продольной трещины вперёд и назад по полёту вдоль стрингеров №6-8 соответственно до шпангоутов №28 и 40 с разрушением низинок, поражённых коррозией шпангоутов №31-35 на этом участке. Таким образом, разрушение первоначально отделившегося от самолёта фрагмента нижней части фюзеляжа было инициировано неудовлетворительным коррозионным состоянием подпольной зоны фюзеляжа, ослабленной сквозными коррозионными повреждениями обшивки и силовых элементов в районе шпангоутов №31-34 (под туалетом и буфетом). 

Коррозия панелей подпольной части фюзеляжа между шпангоутами № 26 и 40 (особенно в районе туалета и буфета) является массовым и хорошо известным дефектом, который отмечается на всех самолётах, поступающих в ремонт. Изучение и анализ данного дефекта конструкции проводились неоднократно. Было установлено, что коррозия панелей обусловлена воздействием агрессивной среды (скопление атмосферного конденсата, попадание жидкостей из туалета и буфета) при недостаточной антикоррозионной защите материала обшивки и элементов силового набора (алюминиевый сплав типа Д16), склонного к межкристаллитной и расслаивающей видам коррозии; процессы протекали по механизму электрохимической коррозии в присутствии коррозионно-активной среды (влага с различными агрессивными компонентами) на обшивке в районе разрушения панели в течение не менее 2 лет (межкристаллитный характер), а на шпангоутах не менее 6 лет (расслаивающий характер). 

Указанное коррозионное состояние явилось следствием некачественного выполнения работ по противокоррозионной защите и ремонту повреждённых коррозией участков, о чём свидетельствуют: 

1. Низкое качество и неудовлетворительное состояние лакокрасочного покрытия; отсутствие следов защитных профилактических составов. 
2. Несоответствие ремонтных накладок на обшивке требованиям нормативных документов и нарушение технологии их установки. 
3. Несоответствие требуемых работ при последнем капитальном ремонте самолёта по замене участков шпангоутов поражённых коррозией записям в деле ремонта и фактически выполненным работам. 

Факторами, способствовавшими интенсивному коррозионному поражению, явились: 

1. Негерметичность бака унитаза из-за сквозных трещин и коррозионных язв в местах подварки корпуса, выполненной с нарушением технологии сварки (пережог материала сварного шва). 
2. Эксплуатация самолёта в течение 16 месяцев в условиях тропического климата (Африка). 

Проведённое лабораторное исследование позволяет сделать ещё один вывод — работы по дефектации и ремонту коррозионного поражения фюзеляжа борта RA-46516, связанные с продлением его межремонтного срока службы в августе-октябре 1996 года, были выполнены некачественно. В частности, согласно с полученной оценкой возраста коррозии на момент указанных работ глубина коррозионного поражения элементов конструкции фюзеляжа в районе туалета составляла не менее 0,85 миллиметров, что является недопустимым для продолжения эксплуатации самолёта. Кроме того, выявленная при осмотре в районе шпангоута № 31 сквозная коррозионная трещина в обшивке длиной 50 миллиметров, вопреки действующей нормативной документации не была вырезана с последующей установкой ремонтной накладки, а была только зачищена от коррозии и засверлена с последующей установкой накладки. 

Из материалов расследования следует: 

1. Отказов двигателей систем и бортового оборудования (по данным МСРП-12-96) в полёте не было. 
2. Разрушение хвостовой части самолёта произошло в воздухе. 
3. Признаков поражения ракетой, взрыва и пожара внутри самолёта в полёте не было. 
4. Разрушение нижней хвостовой части фюзеляжа самолёта при отделении фрагмента панели между шпангоутами № 28-40 и стрингерами № 8-13 слева имеет многоочаговый коррозионно-усталостный характер, начавшееся на участке панели в районе туалета и произошедшее от действия нагрузок эксплуатационного уровня (горизонтальный прямолинейный полёт, избыточное давление не более 0,3 кг/см 2). 
5. Причиной разрушения панели явилось снижение её 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 катастрофы коррозионное состояние фюзеляжа самолёта следует оценивать как катастрофическое, а именно: 

1. В месте начала разрушения (район туалета) суммарная длина в продольном направлении серии сквозных трещин в обшивке фюзеляжа, разделённых 10 перемычками на участке 1523 миллиметров, составляла 1340 миллиметров. 
2. В этом же районе практически полностью были уничтожены коррозией стенки и нижние пояса шпангоутов № 32 и 33 и полки верхних поясов шпангоутов № 31, 32 и 35. 
3. Материал обшивки и силового набора в обширной зоне между шпангоутами №28-36 имел недопустимые по глубине и площади коррозионные поражения. 
4. Коррозионные процессы протекали по механизму электрохимической коррозии на обшивке в районе разрушения панели в течение не менее 2 лет (межкристаллитный характер), а на шпангоутах - в течение не менее 6 лет (расслаивающий характер). 

Значительные коррозионные поражения фюзеляжа в районе разрушения явились следствием некачественного выполнения работ по противокоррозионной защите и ремонту повреждённых коррозией участков, о чём свидетельствуют: 

1. Низкое качество и неудовлетворительное состояние ЛКП. 
2. Несоответствие ремонтных работ при последнем капитальном ремонте по замене участков шпангоутов, поражённых коррозией, записям в деле ремонта и фактически выполненным работам. 
3. Отсутствие следов защитных профилактических противокоррозионных составов. 
4. Несоответствие ремонтных накладок на обшивке требованиям нормативных документов и нарушение технологии их установки.

Повышенной интенсивности коррозионного поражения способствовали:

1. Негерметичность бака унитаза в туалете самолёта из-за сквозных трещин и коррозионных язв в местах подварки корпуса, выполненной (наиболее вероятно) при его ремонте.
2. Образование несплошностей материала в местах подварки обусловлено нарушением технологии сварки, заключающейся в пережоге материала сварного шва. 
3. Простой в течение 4 месяцев и эксплуатация самолёта в течение года в условиях тропического климата (Африка), где скорость развития коррозионных поражений увеличивается в 1,5 раза. 

Заключение комиссии

Причиной катастрофы рейса СЖЛ-1023 явилось разрушение в полёте хвостовой части фюзеляжа в пределах допустимых эксплуатационных нагрузок вследствие исчерпания статической прочности, вызванного накоплением коррозионно-усталостных повреждений конструкции в процессе эксплуатации с продлёнными межремонтным ресурсом и сроком службы. 

Катастрофа обусловлена сочетанием следующих неблагоприятных факторов: 

1. Поверхностной (без применения инструментальных методов контроля) оценкой комиссией технического состояния борта RA-46516 и необоснованной выдачей в последующем заключения и решения о возможности продления ему межремонтного ресурса и срока эксплуатации. 
2. Нарушением требований действующих документов при продлении межремонтного ресурса борту RA-46516 и продлением установленного межремонтного срока эксплуатации без учёта его длительной эксплуатации в условиях влажного и жаркого климата. 
3. Несоответствием нормативной документации, регламентирующей организацию работ по установлению и продлению ресурсов и сроков службы гражданских воздушных судов (Положение 1994 года) требованиям безопасности полётов в современных условиях. 
4. Нарушением требований технологии ремонта самолёта и бытового оборудования при ремонте в условиях АРЗ. 
5. Несовершенством технологической документации по периодическому техническому обслуживанию в части определения коррозионного и коррозионно-усталостного состояния конструкции самолёта в труднодоступных зонах. 
6. Недостаточным контролем в эксплуатации труднодоступных зон подпольной части фюзеляжа в части определения состояния элементов конструкции и наличия коррозионных поражений. 
7. Невыполнением предписанных противокоррозионных мероприятий по конструкции самолёта при ремонте на АРЗ и в эксплуатации[2].

Суд

Следствие по делу о катастрофе длилось почти шесть лет. Вначале обвиняемыми были 12 человек, в том числе сотрудники Конструкторского бюро имени Антонова в Киеве и руководители авиакомпании. Но в итоге на скамье подсудимых оказались только шестеро техников (Андрей Андрейчук, Юрий Гладков, Андрей Кондрашов, Александр Кудинов, Дмитрий Мезельский и Николай Романенко), которые в августе 1996 года подписали документ, продлевавший летный ресурс самолёта[3].

Подсудимые вины не признали и вместе со своими адвокатами утверждали, что в самолет могла попасть ракета. В доказательство этого они утверждали, что за несколько секунд до исчезновения самолета с экранов радаров на них появились два неопознанных объекта, шедших со скоростью в среднем 2400 км в час.

В итоге в январе 2004 года присяжные оправдали всех обвиняемых[4].

См. также

• Катастрофа Boeing 737 под Мяоли

Примечания

Комментарии

Источники

Ссылки

• Описание катастрофы на Aviation Safety Network
• Катастрофа Ан-24РВ а/к 'СААТ' в районе г.Черкесск (борт RA-46516), 18 марта 1997 года.

На других языках

---

[de] Stawropolskaja-Akzionernaja-Awia-Flug 1023

Auf dem Stawropolskaja-Akzionernaja-Awia-Flug 1023 (Flugnummer: SVL1023) ereignete sich am 18. März 1997 bei Tscherkessk ein schwerer Flugunfall. Eine Antonow An-24RW der Stawropolskaja Akzionernaja Awia, mit der ein internationaler Charterflug von Stawropol nach Trabzon durchgeführt werden sollte, brach infolge starker Korrosion der Rumpfstruktur im Flug auseinander und stürzte zu Boden. Bei dem Unfall kamen alle 50 Personen an Bord der Maschine ums Leben.

---

[en] Stavropolskaya Aktsionernaya Avia Flight 1023

Stavropolskaya Aktsionernaya Avia Flight 1023 was a charter flight between Stavropol in southern Russia and Trabzon in Turkey operated by the Russian airline Stavropolskaya Aktsionernaya Avia. On 18 March 1997 the Antonov An-24 operating the flight suffered a structural failure and crashed into a forest, killing all 50 passengers and crew on board.

---

- [ru] Катастрофа Ан-24 в Черкесске

---

---