О расследовании катастрофы самолета Sukhoi Superjet 100 в аэропорту Шереметьево 05.05.2019.

05.05.2019 при выполнении вынужденной посадки в аэропорту Шереметьево потерпел катастрофу самолет Sukhoi Superjet 100 (тип RRJ-95B) ПАО «Аэрофлот». После взлета на шестой минуте полета в процессе набора высоты неожиданно для экипажа в самолет попала молния. В соответствии с информацией о метеорологических условиях, которой располагал командир экипажа воздушного судна (проанализированные перед вылетом прогнозы погоды, результаты визуального наблюдения после посадки в кабину, данные бортового метеолокатора), и с учетом его двадцатилетнего опыта профессиональной деятельности он не имел оснований предполагать, что при выполнении выхода из района аэродрома в соответствии с установленной стандартной схемой может случиться подобное.

Из-за воздействия на воздушное судно (ВС) атмосферного электричества входящая в структуру электро-дистанционной системы управления (ЭДСУ) система ручного управления (СДУ) переключилась с основного (эксплуатационного) режима «NORMAL MODE» на так называемый минимальный режим «DIRECT MODE». Вследствие этого отключился автопилот, и командир экипажа воздушного судна (КВС) немедленно приступил к пилотированию. При этом нарушилась радиосвязь, и в течение порядка 18 секунд на дисплее аварийно-сигнальной информации отображались многочисленные сообщения о нарушении работоспособности различного бортового оборудования самолета.

Впоследствии анализ информации, зафиксированной установленным на самолете параметрическим регистратором, показал, что характер действий КВС был явно не таким, какой обычно присутствует у летчиков при пилотировании освоенного типа самолета. Эти действия боковой ручкой управления (БРУ), которая используется на данном типе ВС вместо традиционной штурвальной колонки, как в канале тангажа, так и в канале крена, были несоразмерными,

резкими (импульсного характера) и не соответствовали рекомендации по технике пилотирования, изложенной в Оперативном сборнике экипажа (QRH): если в полете СДУ переключилась на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE», пилотировать плавно. Пилотирование сопровождалось многочисленными отклонениями параметров полета от заданных значений. Например, при попытке вывести самолет из режима снижения и выполнить горизонтальный полет на высоте 600 м КВС не смог выдерживать высоту с требуемой точностью. При выполнении правых разворотов с углами крена до 40° отклонения от заданной высоты превышали ± 60 м (200 ft), что вызывало многократное срабатывание предупреждающей звуковой сигнализации. Его реплика: «Да что такое. Плюс минус 200 футов», свидетельствует о том, что КВС осознавал данный факт. Но, тем не менее, пилотировать с требуемой точностью не смог.

Возникшая в полете нештатная ситуация (или особая в соответствии с принятой в авиации терминологией) усугублялась еще и тем, что летчик был вынужден постоянно отвлекать внимание от пилотирования на восприятие и оценку непрерывно поступающих после попадания молнии многочисленных сообщений о нарушении работоспособности бортового оборудования. По совокупности всех проявившихся отрицательных факторов и, в первую очередь, возникших явных затруднений при осуществлении пилотирования, ситуация была оценена КВС как не позволяющая продолжать выполнение плана полета (следование по запланированному маршруту). При этом, с одной стороны, он понимал, что воздействие на ЭДСУ атмосферного электричества явно оказало влияние на характер функционирования системы управления. А с другой, он не имел информации, которая позволила бы ему оценить способность системы ручного управления СДУ сохранять необходимую работоспособность в течение достаточно длительного времени, которое потребуется для выработки топлива перед выполнением посадки. Очевидно, что в случае развития отклонений в функционировании системы управления стало бы вообще невозможно осуществлять пилотирование, то есть продолжить полет управляемо. Поэтому его решение выполнить вынужденную посадку в минимальное время не вырабатывая топливо при весе самолета, близким к взлетному, можно считать вполне обоснованным. Тем более, что согласно Нормам летной годности прочностные характеристики шасси должны обеспечивать выполнение посадки самолета с взлетным весом.

При выполнении посадки БРУ неоднократно полностью отклонялась на полный ход как «от себя», так и «на себя» с относительно продолжительным удержанием в крайних положениях. При этом из-за повышенной скорости самолет дважды отделялся от ВПП после приземления. То есть возникло явление, которое в авиации принято называть «скоростной козел». При третьем приземлении ВС получило значительные повреждения. В том числе была нарушена герметичность топливной системы, и возникла утечка топлива. Пробег после посадки закончился движением по бетонной ВПП с опорой на мотогондолы и хвостовую часть фюзеляжа. Это сопровождалось интенсивным искрением. В условиях сухой и теплой погоды возник обширный и интенсивный пожар. В результате 1 член кабинного экипажа и 40 пассажиров погибли, 1 член летного экипажа и 2 пассажира получили серьезные травмы, 1 член летного экипажа и 2 члена кабинного экипажа, а также 4 пассажира получили незначительные телесные повреждения. Самолет получил повреждения, исключающие возможность его восстановления для дальнейшей эксплуатации.

В соответствии со ст. 95 Воздушного кодекса Российской Федерации (принят Государственной Думой 19.02.1997; одобрен Советом Федерации 05.03.1997) полномочия в установлении порядка и правил проведения расследований авиационных происшествий с гражданскими воздушными судами предоставлены Правительству. Во исполнение этого положения 18.06.1998 постановлением Правительства РФ № 609 были введены в действие «Правила расследования авиационных происшествий и инцидентов с гражданскими воздушными судами в Российской Федерации» (ПРАПИ). В соответствии с этим нормативным документом (https://docs.yandex.ru/docs/view) авиационные происшествия определяются и классифицируются следующим образом.

На основании ст. 79 Конституции Российской Федерации и в соответствии с
ПРАПИ (п. 1.1.7) полномочия в осуществлении расследований авиационных происшествий с гражданскими воздушными судами и ответственность за результаты возложены на федеральный орган исполнительной власти - Межгосударственный авиационный комитет (МАК). При этом целями такого расследования, которое проводится формируемой МАК Технической комиссией (ПРАПИ, пп. 1.1.4; 1.1.5; 2.1.1.), являются установление причин и принятие мер по предотвращению подобных случаев в будущем. Комиссия должна проводить расследование авиационного происшествия с привлечением необходимых специалистов, руководствуясь Воздушным кодексом РФ, указами Президента и постановлениями Правительства, ПРАПИ и другими актами воздушного законодательства Российской Федерации, регулирующими деятельность в области гражданской авиации и использовании воздушного пространства. При выполнении расследований авиационных происшествий с воздушными судами Российской Федерации статус МАК соответствует статусу федерального органа исполнительной власти.

Установление чьей-либо вины и ответственности в том, что случилось авиационное происшествие, не входит в полномочия Технической комиссии МАК (ПРАПИ, п. 1.1.4). Это является функцией правоохранительных органов (Следственного комитета, Прокуратуры, Суда), которые должны осуществлять свою деятельность отдельно от расследования Технической комиссии (ПРАПИ,
п. 1.1.5). При этом так как эта деятельность представителей правоохранительных органов связана с расследованием авиационного происшествия, они должны координировать свои действия с председателем комиссии МАК и могут присутствовать на заседаниях комиссии (ПРАПИ, п. 2.1.5). В свою очередь, действия членов комиссии, подкомиссий и рабочих групп, имеющие одновременно уголовно-процессуальный характер, то есть направленные на сбор доказательственных материалов (изъятие и передача на хранение записей бортовых и наземных самописцев и их носителей, опознание и т. д.), а также связанные с захоронением или кремацией погибших, должны проводиться с ведома правоохранительного органа, проводящего предварительное следствие (ПРАПИ, п. 2.4.7).

Положения ПРАПИ как нормативного правового акта являются обязательными для всех субъектов правоотношений (ПРАПИ, п. 1.1.3). В данном случае при выполнении своих функций в связи со случившейся катастрофой этими субъектами являются МАК, Следственный комитет, Генеральная прокуратура и Суд.

Данное авиационное происшествие является сложным событием. То есть наступившие катастрофические последствия стали результатом реализации не простейшей схемы «причина – следствие». Гибель людей и потеря воздушного судна стали событиями, замыкающими определенную цепь причинно-следственных связей. Анализируя эти связи, можно установить главную, непосредственную и способствующие причины катастрофы. Главной является причина, которая создала потенциальную возможность для реализации наступивших катастрофических последствий. Способствующими стали причины, которые создали реальные условия для трансформации возможности в реальность. А непосредственная, как это следует из самого названия, это причина, непосредственно предшествующая наступившим последствиям. Установление цепи причинно-следственных связей является функцией Технической комиссии МАК.

Как известно, под виной в уголовном праве подразумевается психическое отношение лица к совершаемому общественно опасному действию (или бездействию) и его последствиям, выражающееся в форме умысла или неосторожности. Установление комиссией МАК всей совокупности причин авиационного происшествия в составе имевшей место цепи причинно-следственных связей дает правоохранительным органам возможность выявить те из них, которые стали результатом действий конкретных специалистов (разработчика, изготовителя, эксплуатанта и пр.). И уже на основании этой информации установить наличие (или отсутствие) виновности этих лиц и степень ответственности каждого.

05.05.2019. Уже через час после того, как случилась катастрофа, следственными органами Московского межрегионального следственного управления на транспорте СК России по факту аварийной посадки пассажирского самолета в столичном аэропорту Шереметьево возбуждено уголовное дело по признакам преступления, предусмотренного ч. 3 ст. 263 УК РФ: «нарушение правил безопасности движения и эксплуатации … воздушного транспорта лицом, в силу выполняемой работы или занимаемой должности обязанным соблюдать эти правила, повлекшее по неосторожности смерть двух или более лиц, причинение тяжкого вреда здоровью человека либо причинение крупного ущерба».

Что подразумевается под «нарушением правил безопасности движения и эксплуатации … воздушного транспорта»? Действия КВС при осуществлении управления полетом самолета не соответствовали рекомендациям по технике пилотирования. Вследствие этого он не смог обеспечить соразмерность действий БРУ и необходимую точность пилотирования. При этом летчик еще и допустил ряд нарушений установленных процедур по эксплуатации авиатехники. В результате при выполнении посадки воздушное судно получило значительные повреждения. Факт этих повреждений является основанием для очевидного вывода о неудовлетворительном качестве пилотирования летчика. Таким образом, причинение тяжкого вреда здоровью людей и крупного ущерба, то есть наступление общественно опасных последствий, стало следствием неудовлетворительного качества пилотирования КВС. В свою очередь, причиной такого пилотирования следствие подозревает неосторожность летчика.

Неосторожность человека при выполнении какого-то действия, в данном случае это неосторожность КВС при пилотировании самолета, могла заключаться в следующем:

• хотя он и осознавал, что качество пилотирования явно неудовлетворительное, предвидел возможность наступления из-за этого общественно опасных последствий и не желал этого, но при этом без достаточных на то оснований самонадеянно рассчитывал на их предотвращение (легкомыслие); или
• при осознании факта явно неудовлетворительного качества пилотирования он не предвидел возможности наступления общественно опасных последствий, хотя при необходимых внимательности и предусмотрительности мог и должен был это предвидеть (небрежность).

Очевидно, что и в том, и в другом случае неосторожность выступает как психическое явление, которое обусловливается свойствам психики конкретной личности. Эти свойства и определяют психическое отношение человека к выполняемому действию.

Но неосторожность – это не единственная возможная причина неудовлетворительного качества пилотирования КВС. Принимая во внимание то, что предполетный медицинский контроль он прошел без замечаний, а также вполне обоснованно исключая умысел в его действиях, этой причиной может стать одна из нижеперечисленных или их совместное проявление:

• эргономические особенности системы ручного управления СДУ при ее функционировании в минимальном режиме «DIRECT MODE»;
• недопустимое ухудшение пилотажных качеств самолета из-за фактического состояния СДУ (неисправное, неработоспособное) после воздействия на нее атмосферного электричества при попадании молнии в самолет;
• недостаточный уровень подготовки КВС к летной эксплуатации самолета данного типа и/или отсутствие у него возможности поддерживать необходимый уровень натренированности навыка для пилотирования самолета при функционировании системы ручного управления СДУ в минимальном режиме «DIRECT MODE».
• фактическое психофизиологическое состояние летчика.

Каким образом можно достоверно установить конкретную причину (или причины) неудовлетворительного качества пилотирования КВС, то есть причину совершения им общественно опасного деяния? Выполнение соответствующего анализа, связанного с установлением причин катастрофы, является функцией исключительно Технической комиссии МАК. Только на основании заключения комиссии о том, что замечаний к функционированию авиатехники нет, и летчик имел реальную возможность освоить в полном объеме летную эксплуатацию воздушного судна и поддерживать натренированность навыков в технике пилотирования, представители правоохранительных органов могут приступить к установлению конкретного вида неосторожности (проявлению легкомыслия или небрежности). В соответствии с ПРАПИ именно в таком распределении функций и должна состоять координация между представителями правоохранительных органов и Технической комиссией МАК.

06.05.2019. Как сообщила официальный представитель СК России С. Петренко, Председатель Следственного комитета Российской Федерации А. Бастрыкин провел оперативное совещание в столичном аэропорту Шереметьево со следователями ГУРОВД СК России, которым было поручено расследование уголовного дела об аварийной посадке пассажирского самолета 5 мая 2019 года. В ходе совещания он дал указание тщательно исследовать все обстоятельства, предшествовавшие трагедии, установить причины и условия, повлекшие тяжкие последствия, и всех без исключения лиц, чьи действия или бездействие стали причиной гибели людей.

06.05.2019 для расследования этого авиационного происшествия МАК была сформирована Техническая комиссия под председательством Л. Каширского. В соответствии с ПРАПИ (п. 2.2.7) в течение трех дней с момента катастрофы комиссия подготовила и направила в Росавиацию и Минпромторг так называемое «Последующее донесение». Этот документ помимо прочей информации включал и предлагаемые комиссией рекомендации по повышению безопасности полетов для авиационной промышленности и эксплуатантов, то есть для авиакомпаний, выполняющих перевозку пассажиров на воздушных судах данного типа. Но в соответствии с ПРАПИ от комиссии требуется представлять не какие-то рекомендации, а «предложения по проведению срочных профилактических мероприятий» для обеспечения безопасности. Что подразумевается под такими профилактическими мероприятиями? Вот пример.

28.06.1982 потерпел катастрофу самолет Як-42 Пулковского ПО Ленинградского УГА. Из-за нарушения конструкции горизонтального оперения экипаж лишился возможности управлять воздушным судном. В неуправляемом снижении нагрузка на элементы конструкции планера самолета превысила расчетную величину, и воздушное судно разрушилось в воздухе. Все находившиеся на борту пассажиры и члены экипажа погибли. На время проведения расследования для установления причины случившегося и ее устранения полеты всех находившихся в эксплуатации самолетов данного типа были прекращены. Это и было срочным профилактическим мероприятием в ситуации, когда конкретная причина катастрофы неизвестна.

Но, как показывает современная практика, в данном случае в соответствии с рекомендациями комиссии МАК эксплуатация парка самолетов типа RRJ-95B с целью выполнения пассажирских перевозок с тех пор и до настоящего времени продолжается без каких-либо перерывов. И это в ситуации, когда причина неудовлетворительного качества пилотирования КВС при выполнении посадки, из-за чего и имели место катастрофические последствия, еще не была известна. И среди прочих возможных вполне вероятна такая, как нарушение работоспособного состояния авиатехники из-за воздействия атмосферного электричества при попадании молнии в самолет. Это ставит под вопрос допустимость разрешения пассажирский перевозок до установления конкретной причины.

17.05.2019 в научно-техническом центре МАК была завершена расшифровка данных бортовых регистраторов.

05.06.2019 председатель Технической комиссии МАК Л. Каширский доложил председателю Правительственной комиссии (Министру транспорта РФ) и ряду ее членов о ходе работы за первые 30 дней с момента катастрофы. На совещании присутствовали руководители Минпромторга, Минтранса, Росавиации, ПАО «Аэрофлот» и ПАО «ОАК». На основании анализа информации, зафиксированной средствами объективного контроля, была представлена полная реконструкция полета с воспроизведением синхронизированных записей переговоров членов экипажа между собой и с диспетчерскими службами аэропорта Шереметьево. Также присутствовавшие были ознакомлены с основными положениями «Предварительного отчета по результатам расследования авиационного происшествия». Этот отчет включал описание обстоятельств, имевших место в процессе развития возникшей в полете особой ситуации, сведения о которых поступили сразу после случившегося. А также результаты расшифровки данных бортовых и наземных средств объективного контроля и видеоинформации, результаты исследований, выполненных за прошедший с момента катастрофы месяц, и ряд других материалов. И так как к этому моменту расследование еще не было закончено, предварительный отчет не содержал выводов о причинах катастрофы. Но, тем не менее, при его обсуждении все члены Технической комиссии МАК пришли к общему мнению, что представленные ранее рекомендации для авиационной промышленности и эксплуатантов по повышению безопасности являются достаточными.

14.06.2019 техническая комиссия МАК представила в свободном доступе в Интернете «Предварительный отчет по результатам расследования авиационного происшествия». И в этот же день по сообщению корреспондента РБК занимавший на тот момент пост министра промышленности и торговли
Д. Мантуров в своем публичном заявлении сообщил следующее (https://www.rbc.ru/rbcfreenews/5d03af0c9a7947c03edf95f8 ). Предварительный отчет МАК о катастрофе в Шереметьево подтвердил штатную работу систем сгоревшего в мае самолета Sukhoi Superjet 100. По его словам, при отключении автопилота в связи с ударом молнии лайнер сработал четко. У летчика была возможность или продолжать полет по заданному маршруту, или находится в зоне выработки топлива для последующей посадки, но пилот принял именно такое решение. Министр также отметил, что посадка до определенного момента проходила в штатном режиме. Самолет рассчитан на нагрузку 3,7g, первое касание произошло с нагрузкой 2,5, второе было свыше нормы, третье было уже фатальное».

Нельзя оставить без комментария это заявление высокопоставленного чиновника, так как оно совершенно не соответствует тому, что произошло на самом деле. Во-первых, описанные выше последствия от попадания молнии в самолет делают ошибочным утверждение министра о штатной работе системы управления после воздействия на нее атмосферного электричества. Во-вторых, так как на момент представления предварительного отчета не было установлено фактическое состояние (работоспособное или отказ) системы ручного управления СДУ после воздействия на ЭДСУ атмосферного электричества, утверждение министра о наличии у КВС возможности «продолжать полет по заданному маршруту или находится в зоне выработки топлива» лишено основания. И в-третьих, ссылка чиновника на величину нормальной перегрузки как на параметр, задающий прочностные характеристики элементов конструкции шасси самолета, мягко говоря, некорректна. Величиной этого параметра (3,75) задаются требования к прочностным характеристикам элементов конструкции планера самолета в условиях полета. Величины нагрузок (эксплуатационной и расчетной) при выполнении посадки на элементы конструкции шасси в Нормах летной годности задаются не величиной нормальной перегрузки, а величиной вертикальной скорости снижения в момент приземления.

Как известно, министерство промышленности и торговли осуществляет руководство, в том числе, и деятельностью в области гражданского авиастроения. То есть соответствующие должностные лица этого министерства, включая и самого министра, несут ответственность и за эффективность этой деятельности, и за ее результаты. Очевидно, что подобное лишенное оснований заявление чиновника является ни чем иным, как попыткой априори исключить даже только предположения о возможной ответственности руководимых им структур за случившуюся катастрофу.

31.06.2019. Основной причиной крушения пассажирского самолета SSJ100 в московском аэропорту Шереметьево в начале мая следователи считают ошибку пилотов. Об этом сообщило ТАСС со ссылкой на источник в следственных органах. «… Уже сейчас с полной уверенностью можно сделать вывод, что летное происшествие произошло по вине пилотов», - заключил источник (https://www.rbc.ru/society/31/07/2019/5d41e62a9a79472fcdd0da09).

13.01.2020. Непосредственной причиной авиакатастрофы Sukhoi Superjet 100 в Шереметьево, в результате которой погиб 41 человек, стали противоправные действия командира Дениса Евдокимова. Об этом заявил в интервью «Коммерсанту» занимавший на тот момент пост зампредседателя СК России
И. Краснов. «Своими действиями, как установили наши сотрудники, [Евдокимов] создал разрушающую перегрузку, превышавшую эксплуатационные ограничения воздушного судна». Он добавил, что грубая посадка на полосу была выполнена с превышением скорости и вертикальной перегрузкой, в результате чего самолет трижды (так в оригинале) подскакивал, ударяясь о полосу. У лайнера подломились основные опоры шасси, что привело к разрушению конструкции и воспламенению топлива. «Мы изучили доводы авиакомпании и самого пилота, и можем сказать, что самолет здесь точно не при чем, поскольку подобные посадки в принципе не предусмотрены не только для SSJ, но и, например, для Boeing и Airbus, и других лайнеров», - рассказал Краснов (https://www.rbc.ru/rbcfreenews/5e1c0db49a79472a9ae5e84c ).

22.01.2020. постановлением Совета Федерации И. Краснов после его освобождения от должности заместителя Председателя Следственного комитета был назначен на пост Генерального прокурора Российской Федерации.

15.04.2020. Следственной группой ГУРОВД СКР под руководством старшего следователя по особо важным делам полковника юстиции И. Сибула было завершено расследование по уголовному делу в отношении командира воздушного судна RRJ-95B Д. Евдокимова. Он был обвинен в совершении преступления, предусмотренного ч. 3 ст. 263 УК РФ. Как сообщила официальный представитель СК России С. Петренко, в рамках уголовного дела проведены пожарно-техническая, летная, авиационно-техническая и другие судебные экспертизы, позволившие в совокупности с иными доказательствами восстановить обстоятельства произошедшего. В ходе следствия также проверены действия диспетчерской службы и службы поискового и аварийно-спасательного обеспечения полетов аэропорта Шереметьево. В сложившейся ситуации они никак не могли повлиять на трагедию. Следователями и экспертами изучены данные бортовых регистраторов разбившегося воздушного судна, согласно которым во время полета самолет адекватно реагировал на управляющие воздействия пилота. Эти сведения опровергают версию обвиняемого о возможной неисправности воздушного судна. Следствием собрана достаточная доказательственная база, в связи с чем уголовное дело направлено в Генеральную прокуратуру РФ для решения вопроса об утверждении обвинительного заключения (https://sledcom.ru/news/item/1455735/ ).

20.04.2020 обвинительное заключение в отношении КВС было утверждено Генеральной прокуратурой. И это было предсказуемо, так как с 22.01.2020 пост Генерального прокурора стал занимать И. Краснов, который ранее, будучи заместителем Председателя СКР, уже обозначил свою позицию (https://www.rbc.ru/rbcfreenews/5e9d97129a7947633c6c8ba2 ).

20.06.2023 Химкинский городской суд под председательством судьи
О. Чихановой постановил признать КВС виновным по ч. 3 ст. 263 УК РФ. То есть причиной гибели людей признаются его противоправные действия (неудовлетворительное качество пилотирования летчика) из-за проявленной им неосторожности, что и привело к катастрофическим последствиям.

Что подразумевает такое решение Суда? Именно факт гибели части находившихся на борту самолета людей является основанием для того, чтобы квалифицировать случившееся событие как авиационное происшествие, а конкретно, как катастрофа. Поэтому установление причины их гибели в событии, имевшем место 05.05.2019 в аэропорту Шереметьево, фактически равнозначно установлению причины авиационного происшествия. В соответствии с действующим законодательством установление этой, как и всех других причин в составе имевшей место цепи причинно-следственных связей, входит в полномочия исключительно Технической комиссии МАК. Поэтому факт установления причины гибели части находившихся на борту воздушного судна людей, а также причины неудовлетворительного качества пилотирования КВС (причины общественно-опасного деяния летчика) вместо Технической комиссии МАК правоохранительными органами (следственной группой ГУРОВД СКР, Генеральной прокуратурой и Химкинским городским судом) в рамках уголовного процесса в отношении КВС является нарушением действующего нормативного правового акта - «Правил расследования авиационных происшествий и инцидентов с гражданскими воздушными судами в Российской Федерации».

05.04.2024 Московский областной суд по результатам рассмотрения апелляционной жалобы оставил приговор без изменения.

Таким образом, на шестом году после того, как произошла эта катастрофа, имеет место следующая ситуация:

• «Окончательный отчет по результатам расследования авиационного происшествия» с выводами о причинах катастрофы Технической комиссией МАК до сих пор так и не представлен (на конец ноября 2024 г.);
• так как причина неудовлетворительного качества пилотирования КВС и причина гибели людей (причины катастрофы) установлены следственной группой ГУРОВД СКР при производстве предварительного следствия по возбужденному уголовному делу, а не Технической комиссии МАК в процессе расследования причин авиационного происшествия, то решение Химкинского городского суда под председательством судьи О. Чихановой основано на результатах противоправных действий правоохранительных органов;
• признание именно неосторожности КВС причиной неудовлетворительного качества пилотирования летчика и причиной авиационного происшествия, является ОШИБОЧНЫМ.

Причиной ошибки правоохранительных органов стало то, что основанием для анализа обстоятельств, которые имели место в процессе развития возникшей в полете особой ситуации стала информация, представленная Технической комиссией МАК в предварительном отчете. Содержание этого отчета отличается предвзятостью и необъективностью, а также явной фальсификацией ряда имевших место реальных обстоятельств. В связи с этим необходимо обратить внимание на следующий факт.

И теперь опять же МАК проводит расследование данной катастрофы. Безусловное влияние факторов конъюнктурного плана и корпоративных интересов на членов Технической комиссии МАК исключало у них мотивацию на непредвзятый и объективный анализ состояния авиатехники после воздействия на нее атмосферного электричества при попадании молнии в самолет. Поэтому к характеру функционирования СДУ у комиссии замечаний нет. Ведь «руль высоты отслеживал команды БРУ по тангажу» (стр. 28). А возникшая в полете особая ситуация из-за переключения системы ручного управления на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE» якобы была всего лишь уровня «сложная» (стр.20).

Показания назначенных следствием и участвовавших в уголовном процессе экспертов (технических специалистов АО ГСС и других организаций, сотрудничавших с разработчиком на этапе создания воздушного судна, а также летчиков-испытателей АО ГСС) по смыслу были идентичны содержанию предварительного отчета комиссии МАК. Это стало результатом влияния на этих экспертов тех же самых факторов, что и на членов комиссии. И на основании «анализа» данных бортовых регистраторов эти эксперты пришли к выводу, что во время полета самолет якобы адекватно реагировал на управляющие воздействия пилота. По и[ мнению это опровергает версию обвиняемого о возможной неисправности воздушного судна.

А информацию для оценки уровня подготовки КВС к летной эксплуатации воздушного судна данного типа следствию предоставил эксплуатант (ПАО «Аэрофлот»). В этом плане в предварительном отчете комиссии сообщалось, что по результатам последней проверки летчика, которая имела место примерно за два месяца до случившейся катастрофы, он был допущен к выполнению своих должностных обязанностей. Факт получения этого допуска подразумевает, что на основании заключения соответствующего должностного лица ПАО «Аэрофлот» летчик считается освоившим в полном объеме знания и навыки, необходимые для летной эксплуатации воздушного судна типа RRJ-95B. В том числе, и его готовность к ручному пилотированию при функционировании системы управления в минимальном режиме «DIRECT MODE» на всех этапах типового полета, включая посадку. При формальном подходе на основании этой информации можно сделать следующий вывод. Так как КВС официально допущен к выполнению своих должностных обязанностей, то и в ситуации, которая возникла в полете 05.05.2019, он был готов и способен действовать правильно, то есть в соответствии с рекомендациями по технике пилотирования и эксплуатации авиатехники. Соответственно причиной неудовлетворительного качества пилотирования КВС могли стать только его невнимательность и отсутствие предусмотрительности.

Таким образом, основанием для обвинительного заключения следствия в отношении КВС явилась информация от представителей тех же самых организаций, которые ответственны: 1) за обеспечение соответствия конструкция воздушного судна и его летных качеств требованиям Норм летной годности (АО ГСС или КнААПО); 2) за достоверность установления факта этого соответствия (МАК или Независимая инспекция при КнААПО); 3) за обеспечение полноценной подготовки летчика к осуществлению летной эксплуатации самолета данного типа (ПАО «Аэрофлот»). И так как по их мнению замечания к функционированию авиатехники отсутствовали, и летчик в полном объеме освоил необходимые для летной эксплуатации самолета знания и навыки, очевидно, что неудовлетворительное качество пилотирования КВС – это следствие его неадекватного психического отношения к выполняемому действию-пилотированию.

Абсурдное заявление представителя летного состава ГА, осуществлявшего руководство проведением летной экспертизы, только усугубило искаженное представление следствием имевшей место фактической ситуации. По мнению этого эксперта непосредственной причиной катастрофы воздушного судна RRJ-95B RA-89098 ПАО «Аэрофлот» при выполнении посадки в Международном аэропорту Шереметьево явилось несоблюдение КВС процедуры эксплуатации самолёта, описанной в разделе «Отделение самолёта от ВПП при посадке» бюллетеня для лётного экипажа «Техника выполнения посадки», (FCOM 1.09.11 стр. 18 РЛЭ), что привело к разрушающей перегрузке, превышающей эксплуатационные ограничения воздушного судна. Но как было установлено, фактической причиной гибели пассажиров и члена экипажа явились не какие-то смертельные травмы, полученные вследствие механических воздействий при грубой посадке (то есть это не прямой результат действия КВС, которое состояло в неудовлетворительном пилотировании), а воздействие факторов, ставших результатом возникшего пожара. Таким образом, непосредственной причиной катастрофы стал пожар.

При ознакомлении с описанием обстоятельств, которые имели место при возникновении в полете особой ситуации, в процессе ее развития и привели к катастрофическому исходу, а также с содержанием ряда других разделов представленного Технической комиссией МАК предварительного отчета, складывается впечатление, что у его авторов либо отсутствует необходимая компетентность, либо они умышленно и беспардонно занимались фальсификацией. Что, членам комиссии неведомо содержание ни соответствующих положений Воздушного кодекса Российской Федерации, ни Авиационных правил, часть 21: «Сертификация авиационной техники, организаций разработчиков и изготовителей», ни Авиационных правил, часть 25: «Нормы летной годности самолетов транспортной категории», ни ГОСТа 27.002-2015 «Надежность в технике»; термины и определения? Неужели для них станет открытием то, что оказывается любое гражданское воздушное судно допускается к эксплуатации только при наличии сертификата летной годности. Этот документ является итогом проведенных изготовителем (КнААПО) испытаний и проверок по окончании постройки конкретного экземпляра самолета и удостоверяет, что его конструкция соответствует типовой, а процесс постройки – установленным разработчиком требованиям. В свою очередь, типовая конструкция воздушного судна утверждается по результатам проведенной сертификации и удостоверяется выданным разработчику
(АО ГСС) сертификатом типа. А этот документ удостоверяет, что типовая конструкция воздушного судна и его летные характеристики соответствуют действующим Нормам летной годности (АП-25).

Вряд ли члены комиссии МАК являются настолько неосведомленными. Но несмотря на то, что в соответствии с п. 1.1.4 ПРАПИ лица, виновные в умышленном сокрытии сведений об авиационном происшествии, а равно в искажении информации несут ответственность в соответствии с законодательством Российской Федерации, члены комиссии обошли молчанием очевидные уже на момент представления предварительного отчета факты, связанные с состоянием и функционированием авиатехники после попадания молнии в самолет.

Вот как в предварительном отчете описываются последствия от попадания молнии. В течение временного периода 15:08:09.7 по 15:08:11.2 произошло поражение самолета атмосферным электричеством. А в 15:08:11.9 отключился автопилот, и СДУ переключилась на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE». Но такое описание принципиально искажает то, как фактически развивалась ситуация. Структура электро-дистанционной системы управления ЭДСУ помимо системы ручного управления СДУ включает интегрированную систему автоматического управления САУ, которая может реализовывать следующие функции: автопилот (AP), пилотажный директор (FD), автомат тяги (AT). Но еще при проведении сертификации воздушного судна было установлено, что в полете автопилот может автоматически отключиться только по причине переключения системы ручного управления с основного режима на минимальный. Таким образом, из-за попадания молнии первоначально произошло переключение СДУ с режима «NORMAL MODE» на режим «DIRECT MODE». И только потом отключился АП.

АП-25 включает следующие положения относительно обеспечения защищенности системы управления ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества.

Таким образом, если бы была обеспечена защищенности ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества в соответствии с требованиями АП-25, то попадание молнии в самолет не должно было бы отразиться на ее функционировании. По факту переключения СДУ на минимальный режим «DIRECT MODE» и отключения АП такая защищенность не обеспечена. В
ГОСТ 27.002-2015 «Надежность в технике» приводятся следующие определения:

Этим определениям идентично и представленное в Нормах летной годности
(АП-25) определение фактического состояния любой системы воздушного судна и его состояния в целом, которые следует оценивать, исходя из следующих признаков:

Очевидно, что после попадания молнии состояние воздушного судна из исправного перешло как минимум в неисправное. Но только при условии, если система ручного управления СДУ при ее функционировании в режиме «DIRECT MODE» осталась работоспособной. Или, иными словами, если отказ электро-дистанционной системы управления ЭДСУ был только частичным. И только в этом случае у летчика сохранялась возможность обеспечить управляемое продолжение полета и благополучное выполнение посадки.

Но вместо того, чтобы на основании имеющейся уже в предварительном отчете информации, которой вполне достаточно для объективной оценки фактического состояния СДУ при функционировании в минимальном режиме «DIRECT MODE» после воздействия на нее атмосферного электричества, комиссия МАК ограничилась всего лишь бессодержательным заявлением о том, что «руль высоты отслеживал команды БРУ по тангажу» (стр. 28). Такое сообщение не содержит информации, дающей основание утверждать, что система управления сохранила работоспособное состояние. Отслеживать можно по-разному - адекватно, то есть практически синхронно, или с каким-то запаздыванием. А величиной этого запаздывания, в том числе, будет обусловливаться характер ответной реакции воздушного судна в возмущенном продольном короткопериодическом движении на действия летчика БРУ. То есть фактические пилотажные качества самолета (характеристики его статической и динамической устойчивости и управляемости). А следовательно, и наличие возможности у КВС пилотировать с требуемой точностью и обеспечивать безопасность находящихся на борту людей. Тем не менее, не оценив фактическое состояние СДУ после воздействия на нее атмосферного электричества, комиссия, формально сославшись на «Сводный перечень особых ситуаций самолета RRJ-95B», предлагает считать возникшую в полете из-за переключения системы ручного управления СДУ на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE» ситуацию, как особую ситуацию уровня «сложная» (стр.20). Что это подразумевает?

Если в полете из-за воздействия каких-то неблагоприятных факторов происходит снижение уровня безопасности для находящихся на борту воздушного судна людей (или повышение уровня риска причинения вреда их жизни и здоровью), то возникшую в таком случае ситуацию принято обозначать как особая (в отличие от штатной). В зависимости от степени снижения уровня безопасности особые ситуации подразделяют на: 1) усложнение условий полета; 2) сложная ситуация; 3) аварийная ситуация; 4) катастрофическая ситуация. При возникновении катастрофической ситуации управляемое продолжение полета становится практически невозможным, то есть уровень опасности максимальный. При возникновении аварийной нельзя полагаться, что летчик, пилотируя самолет, все-таки сумеет избежать таких значительных повреждений воздушного судна, которые бы препятствовали возможности его восстановления для последующей эксплуатации. А при возникновении особой ситуации уровня «сложная» возможность экипажа успешно продолжить управляемый полет и выполнить благополучную посадку в определенной мере снижается. Это обусловливается уменьшением способности летчика справиться с возникшими неблагоприятными условиями вследствие как снижения эффективности его действий (из-за воздействия проявившегося неблагоприятного фактора), а также и из-за увеличения при этом его рабочей (психофизиологической) нагрузки. Но сложная ситуация характерна тем, что возникшие затруднения принципиально не препятствуют благополучному завершению полета (в отличие от таковых при аварийной, а, тем более, катастрофической ситуации). Но только при условии, что действия летчика после возникновения сложной ситуации будут своевременными и правильными.

Одной из причин возникновения в полете особой ситуации может стать ухудшение по какой-то причине пилотажных качеств самолета, то есть характеристик его устойчивости и управляемости. Это усложнит пилотирование в ручном режиме. В зависимости от степени ухудшения пилотажных качеств и соответствующего снижения из-за этого уровня безопасности для находящихся на борту воздушного судна людей особая ситуация по такой причине может быть как сложной, так аварийной и даже катастрофической (когда справиться с пилотированием будет практически невозможно).

Навык техники пилотирования, необходимый для осуществления пилотирования самолета при функционировании СДУ в режиме «DIRECT MODE», сложнее, чем при функционировании системы управления в режиме «NORMAL MODE» (подробно рассмотрено далее). Поэтому летчику приходится больше внимания уделять как восприятию необходимой информации, так и непосредственно самой регуляции действий рычагами управления. Соответственно его рабочая (психофизиологическая) нагрузка возрастает. Но, как это было неоднократно подтверждено и в испытательных полетах, и при пилотировании линейными пилотами ГА, пилотажные качества самолета типа RRJ-95B при функционировании системы управления в режиме «DIRECT MODE» обеспечивают управляемое продолжение полета и благополучное выполнение посадки. То есть необходимое для сохранения безопасности качество пилотирования (требуемую точность управления). И в соответствии с требованиями Норм летной годности от летчика при регуляции действий рычагами управления не требуются исключительное мастерство, чрезмерные быстрота реакции или усилия, а также использование каких-то специфических приемов управления. Поэтому пилотирование самолета при функционировании системы управления в режиме «DIRECT MODE» и классифицировано как особая ситуация уровня «сложная». Но это будет обеспечиваться только в случае
работоспособного состояния системы ручного управления СДУ при ее функционировании в минимальном режиме.

Таким образом, предложением считать ситуацию, возникшую в полете из-за переключения системы ручного управления СДУ на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE», как особую ситуацию уровня «сложная», комиссия МАК фактически утверждает, что ничто не препятствовало управляемому продолжению полета и благополучному выполнению посадки при своевременных и правильных действиях КВС. Иными словами, что характер функционирования системы управления не мог стать причиной неудовлетворительного качества пилотирования и наступивших последствий. Но данное утверждение является голословным, так как фактическое состояние системы ручного управления СДУ при ее функционировании в минимальном режиме «DIRECT MODE» после воздействия на нее атмосферного электричества комиссией не установлено.

В предварительном отчете (стр. 87) представлена наглядная информация, которая позволяет сравнить характер действий КВС при управлении продольным движением самолета в полете 05.05.2019, с действиями других летчиков ПАО «Аэрофлот», которые пилотировали также при функционировании СДУ в минимальном режиме (рис. 2). Эта информация

прокомментирована следующим образом. "Сравнительный анализ действий КВС при пилотировании самолета в ручном режиме (с отключенным автопилотом) показывает, что действия летчика БРУ по тангажу в аварийном полете значительно больше по амплитуде, носят колебательный характер, что приводило к существенным изменениям параметров продольного движения. Аналогичные «размашистые» движения наблюдались и при заходах на посадку, выполнявшихся в режиме «DIRECT MODE» другими экипажами авиакомпании. Причины данных особенностей пилотирования анализируются". Такой комментарий с акцентированием внимания на факте отключения автопилота (что и так очевидно при ручном пилотировании) у человека, который не связан с авиацией и уж тем более не осведомлен в особенностях функционирования СДУ в основном и в минимальном режимах, может сформировать только одно мнение. Стоило отключиться автопилоту, и КВС продемонстрировал полную несостоятельность в осуществлении пилотирования самолета. Но это совсем не так.

На воздушном судне данного типа в качестве рычага для управления углами тангажа и крена используется не традиционная для самолетов транспортной категории штурвальная колонка, а БРУ - чувствительный и малоходный орган управления. Диапазон отклонения в продольном канале составляет всего
± 14,7°, а в поперечном ± 18,1°. Для управления рулевыми поверхностями летчик отклоняет БРУ в требуемую сторону, и чем большую силу он прикладывает (чем больше угол отклонения), тем с большей скоростью отклоняется рулевая поверхность. Очевидно, что такой чувствительный и малоходный рычаг из-за относительно малых градиентов величин кинестетических и тактильных ощущений усложняет осуществление точной регуляции управляющих действий (обеспечение их соразмерности) и в продольном, и в поперечном каналах как по темпу, так и по величине отклонения. Соответственно затрудняется обеспечение необходимой точности пилотирования.

В основном режиме «NORMAL MODE» для компенсации этого недостатка автоматика, включенная в структуру контура ручного управления, в дополнение к функции демпфирования обеспечивает реализацию функций стабилизации и автотриммирования. Вследствие этого допустим следующий характер навыка в технике пилотирования при управлении продольным движением самолета. То есть именно такой динамический стереотип (система условно-рефлекторных действий) при управлении углом тангажа. Летчик, сравнивая текущую величину параметра с требуемой и представляя нужный характер динамики его изменения, начинает отклонять БРУ на кабрирование или на пикирование, прикладывая для этого определенное усилие. При достижении параметром заданной величины положение рычага управления и соответствующее усилие могут быть просто зафиксированы независимо от текущего темпа их изменения в этот момент. При этом за счет реализации СДУ функции стабилизации автоматика без вмешательства летчика посредством соответствующих отклонений руля высоты компенсирует инертность самолета (погасит угловую скорость его вращения относительно поперечной оси), и стабилизирует положение воздушного судна в пространстве, установив руль в балансировочное положение. При этом будут исключены перерегулирование и возникновение колебательного процесса. А за счет соответствующего изменения положения стабилизатора усилие на рычаге будет снято, то есть произойдет триммирование. Руль и БРУ займут положение близкое к нейтральному. Таким образом, при функционировании системы ручного управления в основном режиме «NORMAL MODE» при управления углом тангажа у летчика фактически отсутствует необходимость точной регуляции темпа отклонения рычага по мере реализации управляющего действия. Это существенно упрощает соответствующий навык в технике пилотирования, а также обеспечение соразмерности действий БРУ и необходимой точности управления. Фактически летчик только «показывает» системе управления, что он хочет. А система самостоятельно выполняет все необходимые действия рулем высоты и регулирует положение стабилизатора.

Если в полете произойдет переключение СДУ на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE», функции стабилизации и автотриммирования не реализуются. Активной остается только функция демпфирования. Вследствие этого при управлении продольным движением самолета динамика изменения положения руля высоты должна иметь следующий характер. По мере уменьшения разницы между текущей и требуемой величинами угла тангажа необходимо обеспечить постепенное уменьшение темпа отклонения руля с таким расчетом, чтобы момент достижении цели управления практически совпал с прекращением отклонения. То есть с фиксацией положения руля высоты. Чем обусловливается именно такой характер динамики изменения его положения?

На отклонение руля высоты от исходного балансировочного положения самолет в первый момент реагирует продольным короткопериодическим возмущенным движением. Вследствие определенной инертности воздушного судна это движение, то есть изменение угла тангажа в ответ на отклонение руля высоты, характеризуется наличием некоторого отставания или фазового сдвига в динамике изменения регулируемого параметра. Величина этого сдвига обусловливается темпом отклонения руля высоты (соответствующей относительной частотой вынужденных колебаний самолета) и величиной относительного коэффициента демпфирования. При постепенном уменьшении темпа отклонения руля величина относительной частоты вынужденных колебаний самолета будет стремиться к нулю. А соответственно и величина фазового сдвига в реакции самолета по углу тангажа также будет уменьшаться до нулевой. И если момент окончания управляющего действия, то есть достижения цели управления, совпадет с уменьшением скорости отклонения руля высоты до нуля, то его положение будет балансировочным (рис. 3).

Положение самолета в пространстве по углу тангажа будут зафиксировано. И характер действия летчика БРУ должен обеспечить именно такую динамику изменения положения руля высоты. А по окончании управляющего действия он, используя нажимной переключатель «STAB», должен выполнить триммирование, то есть за счет ручного управления положением стабилизатора снять возникшее на БРУ усилие. Следовать рекомендации из Оперативного сборника экипажа (QRH) «пилотировать плавно», что практически исключает необходимость регуляции темпа отклонения рычага управления, не всегда приемлемо. Имеющийся резерв времени на коррекцию характера продольного движения самолета может быть ограничен фактической ситуацией.

Представленный сравнительный анализ функционирования системы ручного управления СДУ в режиме «NORMAL MODE» и «DIRECT MODE» позволяет сделать следующие выводы. Очевидно, что навык в технике пилотирования при управлении продольным движением самолета, когда СДУ функционирует в минимальном режиме «DIRECT MODE», существенно отличается от такового при ее функционировании в основном режиме «NORMAL MODE» и сложнее в реализации. Это обусловливает необходимость не только предоставления летчику возможности полноценной его отработки на этапе освоения данного типа самолета. А и возможности регулярно поддерживать на требуемом уровне натренированность в пилотировании при функционировании СДУ в минимальном режиме. Очевидно, что даже регулярное и в значительном объеме пилотирование самолета в ручном режиме при функционировании СДУ в основном режиме «NORMAL MODE» не решает эту задачу. И даже наоборот. Из-за реализации системой ручного управления функций стабилизации и автотриммирования при функционировании в режиме «NORMAL MODE» у летчика деградирует навык регуляции интенсивности управляющего действия БРУ по ходу его реализации. А также навык обязательного снятия усилия на рычаге управления. Именно этим обусловливается необходимость целенаправленной организации поддержания у летчиков необходимого уровня натренированности в осуществлении пилотирования при функционировании системы ручного управления СДУ в минимальном режиме «DIRECT MODE».

Какие возможности в этом плане имел КВС? Выполнение соответствующих тренировок непосредственно на самолете исключено. Переключение режимов функционирования СДУ экипажем в полете не предусмотрено. Остаются комплексные пилотажные тренажеры FFS самолета SSJ100. Находящееся в настоящее время в эксплуатации количество таких тренажеров не может обеспечить полноценную подготовку нескольких сот человек летного состава, осуществляющего летную эксплуатацию самолетов данного типа. Этим и объясняется отображаемый на представленном графике (рис. 2) характер их действий при пилотировании, когда СДУ функционирует в минимальном режиме «DIRECT MODE» - несоответствующие рекомендации по технике пилотирования несоразмерные и резкие действия БРУ вместо того, чтобы пилотировать плавно.

График (рис. 2) позволяет сделать еще один важный вывод. На нем представлена наглядная информация о характере действий летчиков ПАО «Аэрофлот» при отработке техники пилотирования при функционировании СДУ в минимальном режиме «DIRECT MODE» за период с 2015 года и по настоящее время. КВС в этот период также выполнял такие упражнения. Но характер его действий при выполнении этих тренировок комиссией МАК на графике не показан. Представлены только действия летчика в закончившемся катастрофой полете 05.05.2019. Можно не сомневаться в том, что на тренировках пилотирование КВС практически ничем не отличалось от пилотирования других летчиков. И такой характер действий БРУ вполне обеспечивает возможность выполнения пусть даже не совсем мягкой, но вполне благополучной посадки. Но вот в полете 5 мая действия КВС были совсем другие. Он был не в состоянии обеспечить соразмерность действий БРУ, необходимую точность пилотирования и безопасность для находившихся на борту воздушного судна людей.

Почему летчик с 20-летним стажем профессиональной деятельности, и для которого самолет данного типа был пятым освоенным, так пилотировал? То, что КВС без замечаний прошел предполетный медицинский контроль, исключает проблемы со здоровьем. И еще раз следует отметить то, что, учитывая его, как линейного пилота ГА, высокую мотивацию на обеспечение безопасности, можно уверенно исключить как возможную причину проявление им неосторожности. Недостаточный уровень натренированности в пилотировании самолета при функционировании системы ручного управления СДУ в минимальном режиме «DIRECT MODE» мог привести к грубой посадке, но не настолько, чтобы имели место наступившие последствия. Для ответа на поставленный вопрос необходимо оценить состояние СДУ и характер ее функционирования после того, как система ручного управления подверглась воздействию атмосферного электричества. Этот фактор обусловливал фактические пилотажные качества самолета и, соответственно, возможность летчика обеспечить соразмерность действий БРУ при осуществлении пилотирования и требуемую точность управления. И, таким образом, необходимый уровень безопасности для находящихся на борту воздушного судна людей. В предварительном отчете комиссии МАК есть необходимая для этого информация (стр. 31). Это представленное графическое отображение характера изменения ряда параметров при выполнении посадки, полученное на основании расшифровки данных, зафиксированных установленным на самолете параметрическим регистратором (рис. 4).

Для удобства анализа на основании этой исходной информации получен новый график. В выделенном цветом временном интервале (в течение которого выполнялась посадка) оставлены только необходимые данные (положение БРУ; положение РВ; угол тангажа; высота) и добавлено графическое отображение функциональной зависимости величины запаздывания (фазового сдвига) в отслеживании рулем высоты динамики изменения положения БРУ летчиком при пилотировании (рис. 5).

Последний график дает наглядное представление того, как руль высоты «отслеживал» команды БРУ по тангажу. И как при таком характере функционирования системы ручного управления СДУ, с одной стороны, и при имевшем место характере действий летчика БРУ при управлении продольным движением самолета - с другой, самолет практически в противофазе реагировал на управляющие воздействия. И чтобы установить причину такого результата пилотирования после воздействия на ЭДСУ атмосферного электричества, необходим детальный анализ этой информации. Для его квалифицированного выполнения требуется понимание того, на основании какой информации летчик принимает решения по управлению вертикальной скоростью снижения самолета при выполнении посадки. А также как он осуществляет адекватную принимаемым решениям регуляцию действий БРУ в продольном канале при осуществлении пилотирования.

При выполнении посадки на выравнивании управление динамикой изменения вертикальной скорости снижения осуществляется летчиком на основании оценки совокупной информации о текущих высоте, вертикальной скорости и темпе ее изменения. Эту информацию он получает за счет функционирования зрительной системы при визуальном наблюдении внекабинного пространства. Количественная оценка величин параметров выполняется глазомерно.

Но управление вертикальной скоростью самолета осуществляется не напрямую, а посредством регулирования угла тангажа. В свою очередь, управление углом тангажа выполняется за счет соответствующих отклонения БРУ и руля высоты. Для увеличения тангажа рычаг управления отклоняется «на себя» или на кабрирование, и «от себя» или на пикирование для его уменьшения. Таким образом, при выполнении посадки в каждый момент времени направление действия БРУ в продольном канале определяется тем, как необходимо скорректировать (стабилизировать, увеличить или уменьшить) вертикальную скорость снижения самолета. Контроль соответствия направления ответной реакции самолета по углу тангажа и вертикальной скорости на действия рычагом управления летчик осуществляет, в первую очередь, по характеру сопутствующих акселерационные ощущений, а также наблюдая изменение положения элементов переплета остекления кабины относительно объектов внекабинного пространства.

В процессе отклонения БРУ от исходного балансировочного положения на кабрирование или на пикирование и соответствующего отклонения руля высоты горизонтальное оперение самолета начинает создавать нарастающий неуравновешенный продольный момент. Балансировка самолета нарушается. Вследствие этого начнется его ускоренное вращение относительно проходящей через ЦМ поперечной оси. То есть будет иметь место определенный градиент изменения соответствующего углового ускорения. При этом вращение самолета относительно поперечной оси помимо изменения угла тангажа приведет и к соответствующему изменению угла атаки. Это будет сопровождаться изменением нормальной перегрузки, то есть также наличием определенного градиента и этого параметра. Ощущение динамики изменения направлений и величин градиентов углового ускорения и нормальной перегрузки характеризует как направление, так и интенсивность изменения угла тангажа, соответствующее изменение вертикальной скорости самолета или интенсивность его реакции на действия летчика рычагом управления. Акселерационные ощущения в совокупности со зрительным восприятием информации о текущих высоте, вертикальной скорости и вертикальном ускорении обеспечивают обратную связь по управляющему действию. Вестибулярный анализатор человека имеет высокую чувствительность к динамике изменения этих акселерационных ощущений:

Это дает летчику возможность регулирования с необходимой точностью динамики изменения угла тангажа и, соответственно, вертикальной скорости снижения самолета при выполнении посадки.

При этом для регулирования темпа и величины отклонения рычага управления летчик использует кинестетические и тактильные ощущения. Сигналы от двигательного или кинестетического анализатора обеспечивают ощущение летчиком изменений напряжений мышц, их оболочек, суставных сумок, связок и сухожилий. И, таким образом, формирование так называемого мышечного чувства. В этом чувстве можно выделить три составляющие: 1) чувство положения, когда человек может определить положение своих конечностей и их частей относительно друг друга; 2) чувство движения, когда, изменяя угол сгибания в суставе, человек осознает скорость и направление движения;
3) чувство силы, когда человек может оценить мышечную силу, нужную для движения или удерживания суставов в определенном положении. А тактильные ощущения – это ощущения давления на кожу кисти руки при отклонении БРУ от исходного положения. Совокупность кинестетических и тактильных ощущений обеспечивает летчика информацией о положении БРУ, динамике изменения этого положения и усилии, которое используется для этого.

Таким образом, летчик осуществляет регулирование темпа и величины отклонения БРУ для управления вертикальной скоростью снижения при выполнении посадки, сопоставляя, с одной стороны, визуальную информацию о текущей высоте, вертикальной скорости снижения и динамике ее изменения в совокупности с акселерационными ощущениями градиентов углового ускорения и нормальной перегрузки и зрительным восприятием информации об изменении положения самолета в пространстве по углу тангажа. А с другой стороны, - информацию о характере изменения сигналов от кинестетического анализатора и тактильных ощущений.

При этом соразмерность его действий обеспечивается еще и за счет того, что на этапе освоения летной эксплуатации конкретного типа воздушного судна он усваивает и запоминает характер его ответных реакций на различные действия рычагами управления в разных, возможных на практике, типовых ситуациях. А в совокупности все перечисленные выше факторы формируют у него так называемое «чувство самолета», дающее возможность пилотировать эффективно и с требуемой точностью, обеспечивая при этом необходимый уровень безопасности для людей, находящихся на борту воздушного судна.

Представленная информация об особенности пилотирования при функционировании системы ручного управления в минимальном режиме "DIRECT MODE", а также о том, как летчик осуществляет регуляцию действий БРУ при выполнении посадки, дает возможность квалифицированного анализа того, насколько характер действий КВС соответствовал динамике изменения параметров, характеризующих продольное движение самолета. А также возможность оценить адекватность реакции руля высоты на действия летчика рычагом управления и соответствие реакции самолета его управляющим действиям БРУ.

Управление непосредственно приземлением самолета при выполнении посадки началось в момент времени 15:29:54 с уменьшения тяги силовой установки перемещением РУДов на упоры "МАЛЫЙ ГАЗ" (рис. 4). Так как двигатели расположены на пилонах под крылом, а БРУ и руль высоты в первый момент сохраняли свое положение, балансировка самолета нарушилась. Появился неуравновешенный продольный момент на пикирование, и угол тангажа начал уменьшаться. При этом стали уменьшаться угол атаки и нормальная перегрузка. Акселерационное ощущение летчиком возникшего градиента нормальной перегрузки стало для него сигналом об уменьшении угла тангажа. Восприняв этот сигнал, он в момент времени t0 начал отклонять БРУ на кабрирование для того, чтобы восстановить балансировку самолета, не допустить уменьшения угла тангажа и увеличения вертикальной скорости снижения (рис. 7). И, таким

образом, предотвратить возможность грубой посадки. Но начав отклонять БРУ на кабрирование, в первый момент летчик не почувствовал нужного изменения возникшего градиента нормальной перегрузки. Продолжалось его монотонное нарастание. То есть он не почувствовал ответной реакции самолета на выполняемое действие. Это обозначало, что угол тангажа продолжает уменьшаться.

Причина отсутствия реакции самолета станет очевидна, если на графике представить синхронизированные по времени отображения изменения положения руля высоты в ответ на изменение положения БРУ летчиком (рис. 7). Можно наглядно наблюдать, что с началом отклонения БРУ имело место определенное отставание в изменении положения рулем высоты относительно того, как летчик действовал рычагом управления. Поэтому первоначально при отклонении рычага отрицательная угловая скорость вращения самолета относительно поперечной оси сохраняла величину неизменной. То есть в первый момент реакция самолета на управляющее действие отсутствовала. Это стало сигналом о недостаточной эффективности выполняемого управляющего действия для предотвращения увеличения вертикальной скорости снижения самолета. Так как при этом высота над ВПП составляла всего несколько метров, летчик продолжил отклонять БРУ на кабрирование с темпом и на величину, которые посчитал адекватными, исходя из его представления имеющегося резерва времени на исправление отклонения. При этом на фактический характер регуляции этого действия рычагом управления оказали влияние следующие факторы:

• отсутствие у КВС натренированности в осуществлении пилотирования при функционировании системы ручного управления СДУ в минимальном режиме «DIRECT MODE»;
• несоответствие реакции самолета на его действие БРУ сформировавшемуся у летчика «чувству самолета»;
• способность психики любого человека, когда он выступает в роли ведущего звена системы управления подвижным объектом, дозировать управляющие воздействия в зависимости от величины и знака поступившего сигнала, что свойственно звену с обратной связью по управляющему воздействию. А также способность при необходимости усиливать величину управляющего воздействия для компенсации запаздывания своей реакции, что свойственно форсирующему звену;
• состояние повышенной психической напряженности летчика из-за имеющей место сложности в обеспечении соразмерности действий БРУ и осознания им неудовлетворительного качества пилотирования.

По мере продолжения отклонения рычага управления градиент нормальной перегрузки начал уменьшаться. То есть темп уменьшения угла тангажа стал снижаться. При этом летчик начал ощущать нарастающий градиент углового ускорения в соответствующем направлении. И в соответствии с усвоенным и закрепленным за двадцать лет профессиональной деятельности стандартным навыком в технике пилотирования он стал постепенно снижать темп отклонения БРУ на кабрирование. Такой, соответствующий гармоническому закону, характер динамики изменения положения рычага управления должен был при прекращении его отклонения в тот момент, когда градиент нормальной перегрузки станет нулевым, обеспечить нахождение руля в балансировочном положении и фиксацию положения самолета в пространстве по углу тангажа. Но когда в момент времени t1 градиент нормальной перегрузки стал нулевым, то есть была погашена угловая скорость вращения самолета по тангажу, несмотря на такой характер действия БРУ, летчик продолжал ощущать нарастание градиента углового ускорения. Горизонтальное оперение создавало неуравновешенный момент на кабрирование, который продолжал увеличиваться. И соответственно продолжал увеличиваться градиент углового ускорения.

Причиной этого стало имевшее место отставание руля. Положению БРУ1 в момент времени t1 соответствовала не положение руля РВТЕК, а РВ1. Поэтому, когда в этот момент летчик начал отклонять БРУ на пикирование, руль продолжил отклоняться на кабрирование, и только потом изменил направление отклонения. Ощущения летчика в момент времени t1 продолжающего увеличиваться градиента углового ускорения в совокупности с начавшимся увеличиваться положительным градиентом нормальной перегрузки стали сигналом о том, что необходимо не фиксировать текущее положение рычага управления, а начать его отклонение на пикирование. При этом темп отклонения обусловливался интенсивностью нарастания акселерационных ощущений.

Когда градиент нормальной перегрузки начал уменьшаться, КВС начал постепенно снижать темп отклонения рычага управления. Но из-за отставания руля высоты уменьшение градиента углового ускорения началось только в момент времени 15:29:56. Поэтому угловая скорость тангажа оставалась положительной до момента 15:29:56.30, и угол тангажа увеличивался вплоть до этого момента. Вместо восстановления исходной величины параметра порядка 2° произошел заброс до 4°. При этом в момент погашения угловой скорости t2 самолет снова оказался разбалансированным. Из-за отставания руля высоты при отклонении БРУ на пикирование развилось значительное угловое ускорение, направление которого было противоположно направлению погашенной угловой скорости. Летчик был вынужден начать отклонение на кабрирование. Далее в течение временного интервала 15:29:56÷15:29:58.30 (моменты времени t3 и t4) имели место точно такие же явления (рис. 8).

Отображенный на графиках (рис. 7, 8) характер действий летчика БРУ при управлении вертикальной скоростью самолета показывает, что он пытался адекватно реагировать на динамику изменения кинематических параметров, характеризующих продольное движение самолета. При этом, даже несмотря на недостаточный уровень натренированности в технике пилотирования при функционировании СДУ в минимальном режиме, он вследствие наличия 20-летнего опыта профессиональной деятельности осуществлял и регуляцию темпа отклонения рычага управления по ходу реализации управляющего действия. Но функционирование канала управления положением руля высоты характеризовалось наличием фазового сдвига переменной величины (наличием запаздывания руля Δt1; Δt2; Δt3; Δt4) относительно того, как летчик действовал рычагом управления. Это запаздывание в совокупности с присущими психике человека свойствами дозировать управляющие воздействия в зависимости от величины и знака поступившего сигнала и усиливать величину управляющего воздействия для компенсации запаздывания определило фактический темп отклонений рычага управления, который соответствовал значительной величине относительной частоты вынужденных колебаний самолета. И при фактической величине коэффициента относительного демпфирования после воздействий на СДУ атмосферного электричества фазовый сдвиг в реакции самолета на действия летчика БРУ оказался близким к 180°. В интервале времени t0÷t1, когда летчик отклонял рычаг на кабрирование, угол тангажа продолжал уменьшаться, а в интервале t1÷t2, когда рычаг отклонялся на пикирование, тангаж увеличивался. Такой же эффект наблюдался и во временном интервале 15:29:56÷15:29:58.30. То есть реакция самолета по тангажу в продольном короткопериодическом возмущенном движении на действия летчика БРУ была практически в противофазе. Иными словами, пилотажные качества воздушного судна (характеристики его статической и динамической устойчивости и управляемости) после воздействия на систему ручного управления атмосферного электричества при попадании молнии недопустимо ухудшились и не соответствовали п. 25.143 (а)(b) АП-25:

Недопустимое ухудшение пилотажных качеств самолета стало причиной несоответствия действий летчика рекомендациям по технике пилотирования и неудовлетворительного качества пилотирования. КВС при выполнении посадки практически не имел возможности управлять углом тангажа и вертикальной скоростью самолета.

Из-за такого характера функционирования СДУ летчик на выравнивании непреднамеренно ввел самолет в раскачку. При этом диапазон изменения угла тангажа при его колебаниях от 4° в начале выравнивания увеличился в конечном итоге до 16°, то есть вырос в 4 раза. Возникновение раскачки свидетельствует о том, что при попытке управлять углом тангажа (а не стабилизировать какое-то постоянное значение параметра) и вертикальной скоростью снижения замкнутая система «летчик-СДУ-самолет» фактически потеряла устойчивость. Можно не сомневаться, что ранее при попытке выполнить горизонтальный полет на высоте 600 м имела место точно такая же ситуация.

Возникшая в полете сразу после попадания молнии в самолет ситуация безусловно сопровождалась определенными (отрицательными по модальности) эмоциональными переживаниями КВС. Эти переживания играли роль субъективной совокупной меры его отношения к тому, что появились определенные сложности при осуществлении пилотирования, и к тому, с каким качеством он его выполнял. Такие переживания у любого человека наступают непроизвольно, достаточно ему только осознать, что в процессе решения стоящей перед ним задачи возникли какие-то осложнения. При этом возникшее усложнение регуляции действий БРУ потребовало от КВС уделять повышенное внимание пилотированию для того, чтобы иметь возможность непрерывно выполнять корректирующие действия рычагом управления в продольном (и поперечном) канале для исправления допускаемых отклонений по тангажу (и крену). Это обусловило существенное увеличение уровня его рабочей (психофизиологической) нагрузки. И по мере усугубления ситуации (уменьшения высоты и соответствующего увеличения требований к точности управления, увеличения степени риска и неопределенности исхода) динамика состояния его психики характеризовалось дальнейшим нарастанием напряженности и, скорее всего, возникновением эмоционального состояния тревоги. Так как поведенческое проявление состояния тревожности состоит в общей дезорганизации деятельности, в данном случае это проявилось как фактор, дополнительно усложняющий летчику обеспечение соразмерности действий рычагом управления, а также в том, что КВС фактически упустил контроль за скоростью полета и стал допускать отклонения в эксплуатации авиатехники и в руководстве вторым членом экипажа при выполнении установленных эксплуатационных процедур.

Наверняка КВС уже осознавал, что имеет место определенная вероятность неблагополучного, в той или иной степени, завершения полета (или, иными словами, предвидел это). Но он не имел возможности предотвратить такое развитие ситуации в силу несоответствия своих психофизиологических качеств требованиям условий, которые из-за такого характера функционирования СДУ, а также и из-за сопутствующей нервно-психической перегрузки стали для него экстремальными.

После попадания молнии в самолет, переключения системы ручного управления СДУ на функционирование в режиме «DIRECT MODE» и ее отказа фактический уровень опасности для находящихся на борту воздушного судна людей следует оценить как соответствующий особой ситуации уровня аварийная, а не сложная, как предлагает считать комиссия МАК (стр. 21). Из-за неудовлетворительного качества пилотирования вследствие такого характера функционирования СДУ возможность КВС не допустить значительных повреждений самолета при выполнении посадки стала крайне маловероятной. То есть полет с большой вероятностью должен был закончиться, как минимум, аварией.

При выполнении посадки этап выдерживания практически отсутствовал (рис. 9). В момент времени t5, когда положительная угловая скорость в очередной раз была погашена и увеличение угла тангажа было прекращено, в непосредственной близости от поверхности ВПП (примерно на высоте 1,9 м) вследствие значительной величины отрицательного углового ускорения началось резкое увеличение отрицательной угловой скорости тангажа и интенсивное уменьшение самого угла. Эта визуальная информация дополнялась восприятием интенсивного нарастания отрицательного градиента нормальной перегрузки соответствующего направления. Для того, чтобы предотвратить грубую посадку, летчик энергично полностью отклонил БРУ на кабрирование. И если положение рычага управления было изменено за 0,36 с и он занял это положение в момент времени t6, то руль высоты отклонялся в соответствующее положение 1,4 с (дольше почти в 4 раза). При этом запаздывание составило примерно 1,11 с. Поэтому угловая скорость тангажа оставалась отрицательной до момента времени t7. Угол тангажа продолжал уменьшаться и достиг величины -2°. Таким образом, в течение всего временного интервала, когда БРУ была зафиксирована в положении полностью на кабрирование, а это чуть более 1 секунды, из-за отставания руля высоты угол тангажа непрерывно уменьшался. Именно поэтому летчик все это время и фиксировал БРУ в положении полностью на кабрирование.

Из-за такого функционирования канала управления рулем высоты к моменту t7, когда была погашена отрицательная угловая скорость тангажа, и уменьшение угла было прекращено, развилось значительное положительное угловое ускорение. Это позволило за счет незначительного увеличения тангажа в момент времени 15:30:00 обеспечить приземление на основные стойки шасси. При этом в момент касания ВПП летчик ощущал положительный градиент углового ускорения и визуально наблюдал положительную угловую скорость тангажа. Реагируя на эти сигналы и пытаясь предотвратить дальнейшее увеличение угла тангажа и угла атаки, то есть предотвратить отделение самолета от ВПП после касания, он практически в момент приземления самолета энергично отклонил БРУ полностью на пикирование за время примерно 0,38 с. При этом руль высоты отклонялся в требуемое положение в течение 1,35 с, то есть с запаздывание около 0,97 с. Вследствие отставания руля примерно на протяжении порядка одной секунды после касания угловая скорость тангажа оставалась положительной (максимальное значение около 6°/с). В момент времени 15:30:01 угол тангажа достиг величины 4,1°. Имевшей в этот момент скорости самолета оказалось достаточно для его отделения от ВПП (на высоту около 2 м). Причина отделения – нарушение работоспособности системы управления при адекватном реагировании летчика на динамику кинематических параметров продольного движения самолета.

После первого непреднамеренного отделения самолета от ВПП в момент времени t8 при положении БРУ полностью на пикирование положительная угловая скорость тангажа была практически погашена. Ощутив в этот момент отсутствие градиента нормальной перегрузки и при положительном величине параметра 4,1° для того, чтобы предотвратить грубое приземление, летчик снова энергично отклоняет БРУ полностью на кабрирование. При этом запаздывание реакции руля высоты составило примерно 0,63 с. И динамика изменения угла тангажа опять была в противофазе с динамикой изменения положения БРУ. Из-за запаздывания руля высоты и уменьшения эффективности горизонтального оперения по мере уменьшения скорости полета предотвратить интенсивное уменьшение угла тангажа до момента касания самолета ВПП не удалось. Второе касание произошло с опережением на переднюю стойку шасси.

Но комиссия МАК в предварительном отчете этот момент почему-то описывает следующим образом: «После отделения БРУ продолжала удерживаться в положении полностью «от себя», что привело к развитию угловой скорости тангажа на пикирование до 10,5°/с, быстрому уменьшению угла тангажа до 4° на пикирование и повторному приземлению самолета с опережением на переднюю опору шасси» (стр. 33). На самом деле причиной развития отрицательной угловой скорости тангажа явилась не фиксация летчиком рычага управления в положении полностью на пикирование (как это изложено в предварительном отчете комиссии МАК), а запаздывание руля высоты после отклонения БРУ на кабрирование.

При этом в момент приземления самолет снова оказался разбалансированным при значительной величине положительного углового ускорения и при соответствующем интенсивным росте положительной угловой скорости тангажа. Летчик в момент касания самолета ВПП для предотвращения его отделения снова начинает отклонять БРУ на пикирование. Будучи дезориентированным неадекватными реакциями самолета на его предшествующие действия рычагом управления, он отклоняет БРУ в максимальное положение в течение порядка 1 секунды и фиксирует в этом положении. При таком темпе отклонения рычага руль высоты изменяет свое положение практически синхронно. Но это слишком медленно. Самолет, получив импульс на увеличение угла тангажа за счет обратного хода штока амортизатора передней стойки шасси и толчок вверх при обратном ходе штоков амортизаторов основных стоек, снова отделяется от ВПП. Вследствие такого плавного отклонения рычага управления и руля угол тангажа увеличивается до величины 10,9°, а высота достигает почти 6 метров. С незначительной задержкой относительно момента прекращения увеличения угла тангажа БРУ отклоняется полностью на кабрирование. При этом запаздывание руля высоты снова составило порядка 1,0 с. По этой причине произошло уменьшение угла тангажа до величины -4°с последующим увеличением до 1° к моменту приземления. Вследствие такого функционирования СДУ предотвратить грубое приземление с повышенной вертикальной скоростью не было возможности.

Таким образом, как и на выравнивании всякий раз в тот момент, когда летчику удавалось погасить угловую скорость тангажа и прекратить изменение этого параметра за счет фиксации руля высоты в крайнем положении, самолет оказывался разбалансированным. Создаваемый при этом горизонтальным оперением продольный момент обусловливал угловое ускорение значительной величины, направление которого оказывалось противоположным направлению погашенной угловой скорости. Такое функционирование системы управления на этапе выравнивания привело к возникновению раскачки самолета, а при приземлении самолет дважды непреднамеренно отделялся от ВПП (имел место «скоростной козел»). При этом диапазон, в пределах которого изменялся угол тангажа при его колебаниях, увеличился в 7 раз по сравнению с началом выравнивания. Возникновение раскачки свидетельствует о том, замкнутая система «летчик-СДУ-самолет» фактически потеряла устойчивость.

Описание комиссией МАК обстоятельств, которые имели место при посадке самолета, были сопровождены представленной в бюллетене для лётного экипажа «Техника выполнения посадки», (FCOM 1.09.11 стр. 18 РЛЭ) рекомендованной эксплуатационной процедурой по действиям летчика при непреднамеренном отделении самолета от ВПП при выполнении посадки. Она состоит в следующем.

Очевидно, что это сделано комиссией МАК для того, чтобы еще раз акцентировать внимание на якобы несостоятельности КВС в плане пилотирования. Рекомендуется фиксировать положение БРУ в момент касания, а он вместо этого «дергал» рычаг управления от упора до упора. Но необходимо понимать, что эта процедура при таком характере функционирования системы управления вообще не может быть использована. В чем смысл этих рекомендаций? Во-первых, при непреднамеренном отделении самолета от ВПП при выполнении посадки летчику предписывается «не допускать изменения угла тангажа». Во-вторых, чтобы выполнить это, он должен «зафиксировать ручку в положении, достигнутом в момент касания». Очевидно, что предотвратить изменение угла тангажа за счет фиксации положения БРУ можно только в случае, если в этот момент рычаг управления и руль высоты находятся в балансировочном положении. В рассматриваемом случае в моменты первого и второго касаний самолет был разбалансирован, что очевидно потому, что в эти моменты угловое ускорение не было нулевым, то есть имел место несбалансированный продольный момент. И если бы положение БРУ было просто зафиксировано, то произошло бы увеличение угла тангажа существенно больше, чем после второго отделения, когда рычаг был даже не зафиксирован, а просто отклонялся в замедленном темпе (плавно).

Классическая методика исправления «скоростного козла», а имело место именно такое явление, а не какое-то непонятное «прогрессирующее козление», предусматривает после отделения самолета от ВПП отклонением рычага управления на пикирование прекратить отход самолета от земли. А после этого соразмерным отклонением на кабрирование продолжить выполнение посадки. И при использовании в качестве рычага управления штурвальной колонки это было вполне осуществимо при соответствующей натренированности летчика. И совсем другое дело в данной ситуации. Малоходный и высокочувствительный рычаг управления, отсутствие у летчика отработанного навыка в технике пилотирования и нарушение работоспособности (отказ) системы ручного управления. И конечно ни о каком уходе на второй круг не могло быть и речи. КВС уже осознавал, что он фактически не может управлять самолетом.

В соответствии с ГОСТом 27.002-2015 «Надежность в технике» и АП-25 если система неспособна выполнять хотя бы одну требуемую функцию, то ее состояние оценивается как неработоспособное. А событие, которое заключается в нарушении работоспособного состояния системы, классифицируется как ее отказ. Отказ устанавливается через последствия, которое он оказывает как на функционирование самой системы, так и на самолет в целом. И в рассматриваемом случае основаниями для установления факта отказа СДУ после воздействия на нее атмосферного электричества при попадании молнии в самолет являются следующие признаки:

• характер функционирования системы ручного управления не обеспечивал необходимые быстродействие и точность регулирования положения руля высоты, адекватные динамике действий летчика БРУ;
• фазовый сдвиг в реакции самолета на действия летчика БРУ в продольном канале составил величину, близкую к 180°. То есть из-за такого характера функционирования СДУ пилотажные качества самолета недопустимо ухудшились и не соответствовали положениям п. 25.143(a)(b) АП-25;
• летчик практически не мог управлять углом тангажа и вертикальной скоростью снижения при выполнении посадки. Иными словами, ЭДСУ не обеспечивала возможность управления продольным движением самолета.

Таким образом, причиной неудовлетворительного качества пилотирования КВС и несоответствия его действий рекомендациям по технике пилотирования (то есть общественно-опасного деяния летчика) стало недопустимое ухудшение пилотажных качеств самолета из-за отказа СДУ при попадании молнии в самолет. Данный факт свидетельствует о том, что на данном экземпляре воздушного судна отсутствовала защищенности системы управления от воздействия атмосферного электричества, соответствующая требованиям пп. 25.581(a)(a*)(2); 25.672(а*); 25.1316(a)(b) Норм летной годности.

Из-за неудовлетворительного качества пилотирования летчика посадка сопровождалась значительными повреждениями самолета, то есть закончилась аварией. В соответствии с предварительным отчетом Технической комиссии МАК имели место, в том числе, следующие повреждения:

• кронштейн крепления гидроцилиндра (ГЦ) управления правой основной опорой шасси (ООШ) отделен от заднего лонжерона и находится над кессоном консоли в висящем положении;

• после отделения кронштейна крепления ГЦ управления ООШ в стенке лонжерона образовалось отверстие, через которое происходило вытекание топлива из топливного бака правой консоли;

• кронштейн крепления ГЦ управления левой ООШ отделен от заднего лонжерона и находится над кессоном консоли в висящем положении (характер отделения и повреждения аналогичен правой ООШ). шасси от силовых элементов.

Основные стойки крепятся как к стенке заднего лонжерона крыла, так и к вспомогательному силовому элементу - балке шасси (рис. 13). При этом к

стенке заднего лонжерона крепятся траверса стойки (ее передний узел), передний подкос стойки и кронштейн, к которому, в свою очередь, крепится гидроцилиндр ее уборки-выпуска (узел крепления переднего подкоса не показан). Повреждение основных стоек шасси самолета при грубой посадке сопровождалось отделением от стенки заднего лонжерона крыла, одновременно являющейся и стенкой размещенного в крыле топливного бака, передних узлов траверс стоек, передних подкосов и кронштейнов крепления гидроцилиндров уборки-выпуска стоек. При этом отделение последних произошло за счет нарушения целостности стенки (рис. 12), вследствие чего и возникла утечка топлива в количестве, достаточном для возникновения пожара. АП-25 включает следующее положения относительно конструкции шасси самолета транспортной категории.

Факт случившегося (рис. 12) свидетельствует о том, что конструкция системы шасси самолета не обеспечила соответствие этому требованию АП-25. Именно в момент нарушения герметичности топливной системы ситуация из аварийной стала катастрофической. Таким образом, причиной перехода возникшей аварийной ситуации в катастрофическую стал второй конструктивный недостаток самолета – несоответствие конструкции системы шасси требованиям Норм летной годности.

Но Техническая комиссия МАК не только не пожелала увидеть очевидное. Вместо того, чтобы непредвзято описать обстоятельства, которые имели место при выполнении посадки и привели к нарушению герметичности топливной системы, и сделать объективные выводы, в предварительном отчете представлена преднамеренно искаженная, то есть сфальсифицированная информация. Вот как преподносятся эти обстоятельства.

Авиационное происшествие с самолетом RA-89098 характеризовалось посадкой с тремя последовательными касаниями ВПП с перегрузками не менее 2.55 g, 5.85 g, 5.0 g. Конструкция планера самолета спроектирована по условиям прочности на расчетную перегрузку ny = 3.75 g. Перегрузка
2.55 g не превысила расчетную для среза предохранительных штифтов кронштейна навески ООШ на заднем лонжероне, соответственно при перегрузке 5.85 g произошло срезание штифтов узлов крепления левой и правой стоек ООШ к заднему лонжерону крыла. При повторном отделении самолета от ВПП стойки ООШ находились в незафиксированном относительно заднего лонжерона состоянии. Разрушения конструкции кессона крыла не произошло, по результатам анализа записей СОК показаний датчиков топливомеров утечки топлива не зафиксировано, на ВПП фрагментов конструкции самолета не обнаружено. При третьем касании ВПП, с превышением допустимых вертикальных перегрузок, состояние конструкции не позволило стойкам воспринять нагрузки от посадочного удара и произошел их подлом, разрушение конструкции крыла в зонах узлов навески гидроцилиндров уборки-выпуска стоек, опускание и дальнейшее движение самолета по поверхности ВПП на мотогондолах и хвостовой части фюзеляжа. Вышеописанная ситуация не предусмотрена в действующих нормах летной годности. В соответствии с сертификационными правилами оценка вторичных ударов планера о землю после разрушения шасси не требуется.

Целью этой фальсификации является попытка представить причиной нарушения герметичности топливной системы самолета неудовлетворительное качество пилотирования КВС, а не имевший место недостаток конструкции системы шасси. Вот ее принципиальные моменты. Из-за такого качества пилотирования летчика якобы именно при втором приземлении самолета, которое сопровождалось перегрузкой 5,85, и были срезаны предохранительные штифты в конструкции узлов крепления левой и правой стоек. Поэтому при третьем приземлении стойки шасси подломились. И именно вследствие этого произошло «разрушение конструкции крыла в зонах узлов навески гидроцилиндров уборки-выпуска стоек», то есть была нарушена герметичность топливной системы. Такая ситуация, то есть приземление самолета с поврежденными узлами крепления основных стоек шасси, является условиями, которые выходят за рамки установленных Нормами летной годности, исходя из которых были спроектированы стойки шасси, узлы их крепления и определены их прочностные характеристики. И так как эта ситуация – результат неудовлетворительного качества пилотирования летчика, то именно действия КВС стали причиной нарушения герметичности топливной системы, возникновения утечки топлива, пожара и гибели части находившихся на борту воздушного судна людей.

В чем конкретно искажаются факты? Момент разрушения предохранительных штифтов в конструкции основных стоек шасси комиссия МАК «устанавливает» на основании сравнения величин нормальной перегрузки, которые имели место в моменты первого, второго и третьего приземлений самолета, с установленной АП-25 расчетной величиной этого параметра 3,75. Но, во-первых, в соответствии с пп. 25.321; 25.333 АП-25 этот критерий используется для нормирования расчетных нагрузок и определения прочностных характеристик силовых элементов конструкции планера самолета в условиях полета. А наземная нагрузка при посадке (эксплуатационная и расчетная) на элементы конструкции шасси и узлы крепления стоек к силовым элементам планера для определения их прочностных характеристик задается величиной вертикальной скорости снижения в момент касания ВПП.

Даже просто приближенная оценка величины скорости снижения самолета в моменты касаний ВПП (рис. 5, 9) показывает, что при первом и втором приземлениях средняя скорость была примерно одинаковой и составляла никак не более 2 м/с. А вот при третьем приземлении – не менее 4,5 м/с. Очевидно, что срезание предохранительных штифтов, повреждение основных стоек и их отделение от стенки заднего лонжерона крыла произошло при третьем приземлении самолета. ТО есть условия при этом не вышли за рамки установленных в АП-25.

Во-вторых, в предварительном отчете представлены следующие, зафиксированные параметрическим регистратором, значения величин нормальной перегрузки, которые имели место в моменты первого, второго и третьего приземлений: 2,55; 5,85 и 5,0. Но как известно, принцип функционирования датчиков нормальной перегрузки в таких регистраторах обеспечивает достоверную информацию по этому параметру только в условиях полета (например, см. научный вестник МГТУ ГА № 219, 2015 г. Филиппов В. П. «Обоснование критериев грубой посадки самолетов, основанных на показаниях штатных бортовых систем типа МСРП-А-02».) В условиях движения, например, по ВПП, их функционирование сопровождается значительными величинами случайных погрешностей.

При этом в Интернете имеется видеозапись посадки самолета (рис. 14).

На этой записи можно наблюдать, что при втором приземлении (рис. 14b) дымный след от пневматиков в момент касания ВПП отсутствует. А это значит, что при втором приземлении нормальная перегрузка, которая определяется действующей на пневматики, стойки и узлы их крепления силой реакции ВПП, раной силе давления на нее в момент касания, была даже меньше, чем при первом приземлении самолета (рис. 14а). Поэтому перегрузка не могла достичь величины 5,85. Следовательно при втором приземлении самолета предохранительные штифты не могли быть разрушены, что подтверждается и представленной оценкой скоростей снижения самолета в моменты касания ВПП.

И, наконец, в-третьих, утверждение того, что предохранительные штифты в конструкции основных стоек шасси были разрушены при втором приземлении самолета, противоречит фундаментальным законам теоретической механики. Если предохранительные штифты будут срезаны, вследствие их разрушения исчезнет жесткая связь (воздействие стоек шасси), которая ограничивала возможность движения самолета по направлению к поверхности ВПП. Поэтому прекратится воздействие на самолета силы реакции ВПП. Равновесие действующих (согласно принципу Даламбера) на самолет сил до повреждения "слабых звеньев" будет нарушено. И самолет продолжит движение в этом направлении до касания ВПП мотогонголами и хвостовой частью фюзеляжа. При этом возможность увеличения угла тангажа (а также угла атаки и подъемной силы) будет исключена из-за возникновения мощного продольного момента на пикирование. Самолет «прилипнет» к ВПП и уже не сможет отделиться от нее. Отделение после второго приземления свидетельствует о том, что повреждение «слабых звеньев» в этот момент не имело места. А вот при третьем приземлении самолета произошло именно так.

Представленный анализ дает возможность установить следующий состав причинно-следственных связей, которые обусловили фактическое развитие возникшей в полете особой ситуации и ее катастрофический исход.

1. Отсутствие соответствующей пп. 25.581(а),(b)(1)(2), (c)(1)(2),(2),(3),(4); 25.672(а*); 25.1316(a),(b),(c)(5)(6)(7) АП-25 защищенности ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества у данного экземпляра воздушного судна.

2. Попадание молнии в самолет (случайное событие).

3. Переключение системы ручного управления на функционирование в минимальном режиме «DIRECT MODE», отключение автопилота и нарушение работоспособности канала управления рулем высоты при попадании молнии в самолет вследствие отсутствия защиты ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества.

4. Недопустимое ухудшение пилотажных качеств самолета и несоответствие их положениям п. 25.143 (a)(b) АП-25 из-за отказа системы ручного управления СДУ при ее функционировании в минимальном режиме «DIRECT MODE».

5. Неудовлетворительное качество пилотирования летчика из-за недопустимого ухудшения пилотажных качеств самолета.

6. Грубая посадка из-за неудовлетворительного качества пилотирования КВС.

7. Значительные повреждения самолета из-за грубой посадки, включая повреждения основных стоек шасси.

8. Нарушение герметичности топливной системы самолета при разрушении основных стоек шасси из-за несоответствия их конструкции требованиям
п. 25.721(а) АП-25.

9. Возникновение утечки топлива и пожара, который стал непосредственной причиной гибели людей.

Таким образом, причиной возникновения в полете особой ситуации стал конструктивный недостаток – отсутствие защищенности электро-дистанционной системы управления ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества. Из-за отказа СДУ летчик практически не мог управлять продольным движением воздушного судна (углом тангажа и вертикальной скоростью самолета). Причиной перехода аварийной ситуации в катастрофическую стал второй конструктивный недостаток самолета. Конструкция системы шасси не соответствовала п. 25.721(а) АП-25. Вследствие этого при повреждении стоек из-за грубой посадки возникли утечка топлива и пожар.

Отсутствие защищенности электро-дистанционной системы управления ЭДСУ от воздействия атмосферного электричества, соответствующей требованиям Норм летной годности, – этот конструктивный недостаток является главной причиной авиационного происшествия. Только устранение именно этой причины может исключить потенциальную возможность подобных авиационных происшествий при продолжении эксплуатации парка самолетов данного типа. А причиной гибели людей стал второй недостаток конструкции воздушного судна - несоответствие требованиям Норм летной годности конструкции системы шасси самолета. Отказ системы управления, неудовлетворительное качество пилотирования летчика – это сопутствующие причины, которые обеспечили трансформацию возможности в реальность. При этом неудовлетворительное качество пилотирования летчика имело место не потому, что характер психического отношения КВС к выполняемому действию-пилотированию был неадекватным. То есть не потому, что он якобы проявил неосторожность. КВС не мог осуществлять пилотирование с необходимой точностью в силу несоответствия своих психофизиологических качеств требованиям условий, которые из-за отказа системы ручного управления СДУ, а также и из-за сопутствующей нервно-психической перегрузки стали для него экстремальными.

Что в итоге?

1. До сих пор на шестом году после того, как случилась катастрофа, фактически из-за саботажа Технической комиссии МАК окончательный отчет с выводами о причинах авиационного происшествия не представлен. При этом уже в «Предварительном отчете по результатам расследования авиационного происшествия», который был сделан через месяц после случившегося, имелось вполне достаточно информации, которая при непредвзятом и объективном анализе позволяла эти причины установить.

2. Принятие эффективных мер для предотвращения подобных случаев при продолжении эксплуатации парка самолетов данного типа не представляется возможным.

3. Остается открытым вопрос о лицах, в результате действий которых имели место установленные конструктивные недостатки. Эти недостатки могли быть результатом ошибок специалистов разработчика (АО ГСС), допущенных на этапе создания воздушного судна, а также следствием неудовлетворительного качества сертификационной экспертизы под руководством Авиарегистра МАК. Или они стали результатом нарушения изготовителем (КнААПО) установленных разработчиком требований при постройке серийных экземпляров самолета, и не были установлены Независимой инспекцией?

4. Установление правоохранительными органами причины гибели части находившихся на борту самолета людей вместо технической комиссии МАК, что равнозначно установлению причины авиационного происшествия, является нарушением действующего законодательства. При этом вывод о том, что этой причиной стала неосторожность (противоправные действия) летчика, является ошибочным.

5. Не установлен круг лиц, результатом действий которых стало это авиационное происшествие.

Что требуется?

1. Отработать и реализовать эффективные меры для предотвращения подобных случаев при продолжении эксплуатации парка самолетов данного типа.

2. Возобновить производство по возбужденному в отношении КВС
Д. Евдокимова уголовному делу в ввиду вновь открывшихся обстоятельств.

3. Установить круг лиц, в результате действий которых произошла катастрофа.,
и степень ответственности каждого.