Рейс 741 Philippine Air Lines
 DC-3 Philippine Air Lines, похожий на самолет, потерпевший крушение. | |
| Несчастный случай | |
|---|---|
| Дата | 20 октября 1965 г. |
| Краткое содержание | Ошибка пилота и перегрузка, приводящая к потере управления. |
| Сайт | возле взлетно-посадочной полосы 13, международный аэропорт Манилы , Манила , Филиппины |
| Самолет | |
| Тип самолета | Дуглас DC-3 |
| Оператор | Филиппинские авиалинии |
| Регистрация | ПИ-C144 |
| Начало рейса | Международный аэропорт Манилы , Манила , Филиппины |
| 1-я остановка | Аэропорт Легаспи , Легаспи , Филиппины |
| Последняя остановка | Аэропорт Калбайог , Калбайог , Филиппины |
| Место назначения | Аэропорт Дэниела З. Ромуальдеса , Таклобан , Филиппины |
| Пассажиры | 34 |
| Экипаж | 3 |
| Погибшие | 1 |
| Травмы | 3 |
| Выжившие | 36 |
| Наземные потери | |
| Травмы на земле | 5 |
Рейс 741 Philippine Air Lines был внутренним рейсом, выполняемым Philippine Air Lines , который разбился вскоре после взлета из международного аэропорта Манилы в Маниле .
20 октября 1965 года самолет вылетел с взлетно-посадочной полосы 13 Манилы, когда самолет начал медленно, но постепенно крениться и отклоняться влево. Второй пилот сообщил, что руль направления, возможно, заклинило, а двигатели работают нормально. На высоте 150 футов левый крен был на мгновение скорректирован и была нажата правая педаль руля направления, однако это не смогло остановить постепенный левый крен.
Скорость самолета достигала 85–90 миль в час, при этом он потерял скорость, несмотря на попытки протолкнуть штурвал вперед. Левое крыло врезалось в дерево, затем продолжило снижение на высоте и врезалось в электрический столб, наконец ударившись о землю под углом 30 ° и опрокинувшись. [ 1 ] [ 2 ]
Рейс разбился на стартовом участке маршрута с двумя остановками в Легаспи и Калбайоге , а затем завершился в Таклобане .
Самолет и экипаж
[ редактировать ]Самолет представлял собой Douglas DC-3 (C-47A-25-DK), произведенный в США и совершивший свой первый полет в 1944 году, зарегистрированный как 42–93486, а затем был доставлен в Philippine Air Lines и перерегистрирован как PI-C144. . [ 3 ]
Сертификат летной годности выдан 18 декабря 1964 года и действителен до 17 декабря 1965 года.
На момент крушения самолет налетал 28 139 часов. В подготовленном сотрудниками компании и подписанном экипажем манифесте содержалась ошибка, исправление которой превысило максимальную полетную нагрузку на 83 кг. Кроме того, максимальная взлетная масса была превышена на 68 фунтов (максимум составлял 26 900 фунтов). Были рассчитаны пределы центра тяжести, и оказалось, что они находятся в допустимых пределах.
Экипаж
[ редактировать ]Капитан (33 года) имел лицензию пилота с допуском к эксплуатации самолетов DC-3, действительную до 31 октября 1965 года. Его последняя квалификационная проверка на маршруте была проведена почти три недели назад. В марте 1964 года ему была проведена квалификационная проверка маршрута, где он получил неудовлетворительные оценки по запускам двигателей и предвзлетным проверкам, однако в последующих проверках ему была присвоена средняя оценка. На момент крушения он налетал в общей сложности 5146 часов. В его медицинской справке не было никаких отказов или ограничений.
Первый офицер (29 лет) имел лицензию коммерческого пилота с допуском к эксплуатации самолетов DC-3. 12 августа он стал постоянным вторым пилотом DC-3. На тот момент его медицинская справка была действительна, однако срок медицинского осмотра авиакомпании истек в июле 1965 года. В общей сложности он налетал 2843 часа. [ 4 ]
Крушение
[ редактировать ]Рейс 741 вылетел с взлетно-посадочной полосы 13 международного аэропорта Манилы в 10:32 по тихоокеанскому времени, при этом первый помощник летел на правом сиденье. После взлета капитану было предложено поднять шасси. После этого пилоты сообщили, что самолет аномально отклонился влево, хотя показания приборов двигателя были в норме. Второй пилот заявил, что правый руль направления словно заклинило.
В это время самолет продолжал крениться и отклоняться влево. Затем капитан взял на себя управление. Показания двигателя были перепроверены, они оказались в норме.
Двигатели работали на режиме мощности METO при скорости полета 110 миль в час. Когда самолет достиг высоты 150 футов, при курсе 050 ° и скорости полета 85–90 миль в час, левый крен и поворот были на мгновение проверены и была нажата правая педаль руля направления. Второй пилот попытался связаться с УВД Манилы, но передача была искажена – за это время самолет вернулся на левый крен и развернулся, несмотря на попытки капитана это исправить.
Когда скорость полета достигла 85–90 миль в час, капитан толкнул штурвал вперед, пытаясь набрать скорость, но реакции не последовало. В это время левое крыло ударилось о ветку дерева агухо, а затем, набрав высоту пикирования, врезалось в электрический столб под углом 30 ° и опрокинулось. Рейс разбился в 10:33. [ 5 ]
После крушения начался пожар. На горящем самолете начались спасательные работы, все пассажиры и экипаж были эвакуированы. [ 4 ]
Расследование
[ редактировать ]В день крушения были проведены испытания DC-3 с руля направления индикатором триммера , установленным на 12 ° «нос влево». Результаты показали, что самолет вел себя нормально во время начального разбега при взлете, пока не набрал достаточную воздушную скорость, когда правая педаль руля направления оказалась жесткой и самолет отклонился влево. Противоположное усилие руля направления и адекватное давление на штурвал противодействовали рысканию.
Различные технические осмотры и проверки, проведенные на планере, силовых установках, их узлах и приспособлениях, не выявили никаких признаков неисправности до аварии.
Показания обоих пилотов показали, что при выруливании с перрона на взлетно-посадочную полосу и при взлете наблюдался свободный ход педалей руля направления. Когда самолет поднялся в воздух, он начал слегка отклоняться влево. К педалям руля направления прилагалось давление, чтобы противодействовать повороту, но безуспешно из-за ограничения хода педали руля направления. При снижении скорости полета пилотам удалось переместить правую педаль руля направления вперед и скорректировать левый разворот и крен.
В неподвижном состоянии, когда указатель триммера руля направления был установлен на 8°45 дюйма «нос влево», ход педали руля направления не менялся, но по мере увеличения скорости полета отклоняющийся триммер руля направления создавал силу, прямо пропорциональную квадрату. скорости полета, вызывая соответствующее отклонение руля направления, которое отклонило педали руля направления, как если бы к левой педали руля направления была приложена человеческая сила, что привело к тому, что самолет свернуть влево.
Когда воздушная скорость составляла около 85–90 миль в час, усилие на педали руля направления, необходимое для компенсации асимметричного состояния, создаваемого триммером руля направления, соответствующим настройке индикатора триммера руля направления на 8 ° 45 дюймов, было меньше максимальной силы, которую может оказать пилот. Однако когда капитан взял управление на себя на скорости 105–110 миль в час, сопротивление руля направления могло создать впечатление, что его заклинило, но поскольку скорость полета уменьшилась, педаль руля направления удалось переместить вперед.
Хотя пилоты показали, что они выполнили обычный предполетный осмотр и соблюдали контрольный список перед взлетом, Комиссия сочла, что триммер руля направления был отклонен перед взлетом. В ходе расследования пилоты заявили, что во время полета они не думали о триммере руля направления, а капитан сосредоточился на штурвале и педалях руля направления для корректировки левого поворота, и что триммер должен был быть проверен. если штурвал и педали не произвели реакции.
Тот факт, что самолет был загружен немного выше его допустимой полной взлетной массы, свидетельство того, что шасси было убрано поздно, а уровень воздухозаборника карбюратора зафиксировался между горячим и холодным положением, что могло снизить мощность двигателя, если рассматривать их по отдельности, может существенно не повлияли на достигнутую малую высоту, но если учесть эти факты в совокупности, включая крен самолета, не превышающий 45°, то они могли стать причиной малой высоты во время полета.
Установлено, что продолжительность полета от взлета до момента первого удара составила примерно 60 секунд. Промежуток времени с момента принятия капитаном управления на себя до момента, когда он смог на короткое время скорректировать крен, составил примерно 16 секунд. Считалось, что если бы самолет набрал большую высоту, у пилотов было бы больше времени для внесения всех необходимых корректировок во избежание аварии. [ 4 ] [ 5 ]
Причина
[ редактировать ]В результате расследования Управление гражданской авиации установило, что вероятной причиной катастрофы стала неспособность пилотов установить триммер руля направления в правильное положение перед взлетом и во время полета. Непрерывный левый поворот и крен, приведшие к катастрофе, произошли из-за необнаруженного отклонения триммера руля направления.
Далее было установлено, что аварии способствовало небольшое превышение максимальной взлетной массы в Маниле.
Ссылки
[ редактировать ]- ^ «Авиакатастрофа ASN Douglas C-47A-25-DK (DC-3) PI-C144 Аэропорт Манилы (MNL)» . Aviation-safety.net . Проверено 2 марта 2024 г.
- ^ www.planecrashinfo.com https://www.planecrashinfo.com/1965/1965-51.htm . Проверено 2 марта 2024 г.
{{cite web}}: Отсутствует или пусто|title=( помощь ) - ^ «Аэрофотоснимки – Досье планера – Douglas C-47A-25-DK, серийный номер 42-93486 USAAF, c/n 13403, c/r PI-C144» . airvisuals.ca . Проверено 2 марта 2024 г.
- ^ Перейти обратно: а б с «Philippine Air Lines, Inc., DC-3, PI-C144, авария на авиабазе Николс, Филиппины, 20 октября 1965 года» (PDF) .
- ^ Перейти обратно: а б «Крушение Douglas C-47A-25-DK в Маниле: 1 погиб | Архив бюро авиационных происшествий» . www.baaa-acro.com . Проверено 2 марта 2024 г.