По моему мнению, первопричина катастрофы – неразумное задание.

Командир не смог определить в процессе разгона скорости, границу опасности и прекратить режим. Это был сертификационный полет программы, выполнявшейся в высоком темпе. Командир до этого не проводил подобных работ ни на Ан-22, ни на Ан-124. Полная замена экипажа и ведущих специалистов, проведших испытания Ан-124 по военным нормам, на новых, хотя и опытных, образовала разрыв в использовании накопленного опыта – этот шаг, был более чем легкомысленным при выполнении такой сложной работы.

Самолет Ан-124-100 № 82029, пилотируемый экипажем АНТК "Антонов" (командир экипажа Курлин Ю. В., проверяющий, т. е. выполняющий функции помощника командира экипажа Ткаченко В. А.) 28.05.93 г. вылетел с аэродрома Гостомель в Будапешт для выполнения транспортного рейса по маршруту Будапешт – Ереван. Самолет с грузом на борту прибыл в Ереван.

В 20 часов 46 минут UТС самолет вылетел по маршруту Ереван – Гостомель.

На борту самолета находились:

– штатный экипаж в количестве шести человек;

– штурман-стажер;

– обслуживающий персонал в количестве 12 человек.

Груз на борту самолета отсутствовал. К моменту посадки в Гостомеле полетная масса самолета составила 215 т.

Примерно в 2 часа 30 минут 30 мая 1993 г. экипаж приступил к снижению по глиссаде с курсом 149° и прошел БПРМ на высоте 70 м, со скоростью V_зп = 242 км/ч и углом атаки α_уап = 7,2°, шасси выпущено, δ_пр = 17°, δ_з = 30°, что в целом соответствует требованиям РЛЭ-124-100. Дальнейшее снижение от БПРМ проходило с небольшим увеличением V_зп = 249 км/ч, которая к моменту прохода торца ВПП была завышенной (должна составлять V_зп = 230–235 км/ч).

После прохода БПРМ пилотирование самолета производилось вручную. На высоте принятия решения H_впр = 60 м от КЭ команды "САДИМСЯ" или "УХОДИМ" не последовало.

На H_r = 41 м и удалении до торца ВПП ~ 400 м, КЭ подал команду "ПМГ", а после доклада штурмана "30" (высота 30 м) на H_r = 23 м и удалении до торца ВПП ~ 100 м, КЭ подал команду "УПРТ ноль". Вслед за этим последовал доклад штурмана "20" (высота 20 м) и ПК перевел РУД из положения 20° УПРТ в положение 0° УПРТ.

В это время самолет находился на высоте 18…16 м со скоростью 249 км/ч. Над торцом ВПП на высоте H_r = 16 м КЭ начал плавное выравнивание.

После доклада штурмана "10, 9, 8, 6" (высота 10, 9, 8, 6 м) через 7,4 сек, когда самолет имел H_r = 7 м, V= 238 км/ч, α_уап = 7,2°(посадочный угол атаки 9…10 0176°УАП), на удалении от пройденного торца ВПП ~ 500 м, КЭ подал команду "Так, уходим на второй круг", что явилось грубым нарушением РЛЭ: после уборки РУД на 0° УПРТ разрешается только посадка самолета, о чем немедленно последовали соответствующие реплики проверяющего и бортинженера.

На пятой секунде после поступления команды от КЭ об уходе на второй круг, ПК перевел РУД из положения 0° в положение 100° УПРТ, а на седьмой секунде – в положение 120°. Однако, в соответствии со схемой управления двигателями, мощность двигателей от этого не увеличилась и самолет продолжал лететь над ВПП на H_r = 10…7 м (режим двигателей ПМГ), постепенно теряя скорость и увеличивая угол атаки.

Среди членов экипажа возникло некоторое замешательство.

На 16-й секунде ПК самостоятельно убрал РУД со 120° до 0° УПРТ, на 18-й секунде, когда самолет находился от пройденного торца ВПП на удалении 1500 м, вновь увеличил режим работы маршевых двигателей с 0° до 120° УПРТ, что привело, согласно схеме управления двигателями, к увеличению их мощности.

К исходу 24-й секунды, когда обороты двигателей достигли максимальной величины N_вд = 92,5 % и самолет начал уход на второй круг.

За период времени между 18-ой и 24-ой секундами параметры полета самолета достигали крайних значений:

– α_уап = 13,2° (РЛЭ α_пос = 9…10", α_доп = 15° по УАП)

– V = 205 км/ч ("V = 180 км/ч") (V_п = 210–215 км/ч),

– Н_r = 6 м;

– δ_в = -8°.

При повторном заходе самолет произвел посадку без особенностей.

Из объяснения командира экипажа:

– высоту пролета торца ВПП оценил в 40 м, и усомнился в возможности посадки, оценив величину перелета как недопустимую.

Этому способствовали:

– нестандартное расположение глиссадного маяка ИЛС, контроль по которому ниже 100 м запрещен;

– отсутствие на тот момент радиолокационного контроля посадки (РСП);

– существенное ухудшение визуального контроля высоты командира экипажа из-за запотевания стекол;

– наличие приземной дымки, создавшей экран при посадке в свете фар;

– большая продолжительность рабочего дня экипажа и неблагоприятное для работы время суток.

В 1993 г. на взлете в Бордо в один из двигателей Ан-124-100 попал орел. Выручили мастерство летчика-испытателя Александра Ткаченко и прекрасные эксплуатационные качества "Руслана", позволившие успешно завершить полёт.

Странная картина получается: все претензии ведущего летчика (иногда капризы) и особенно заказчика безоговорочно принимаются и исполняются до определенного момента на начальном этапе испытаний, а после – сплошная волокита, если замечание напрямую не связано с безопасностью полетов.

Так, например, Ан-124, выйдя на гражданские перевозки, не имеет (во всяком случае до 1996 г.) штатного сидения на креслах членов экипажа. Кто сидит на парашютах (военные), кто на технологических заглушках – это не солидно, если учесть миллионные доходы, которые приносит каждый самолет, – в этом наше отношение к нелегкому труду летчиков.

Хотелось бы иметь лучшее освещение от рулежных фар: они установлены очень высоко и при наличии осадков их эффективность заметно снижается. У большинства самолетов мира фары установлены на передних стойках шасси, и они максимально эффективны.

Самолет Ан-124 – чисто бустерный самолет. Без давления в гидросистемах он не способен лететь (Ан-22 – может). Если бы на Д-18 один из гидронасосов был установлен в холодном контуре, проблема ветряка с резервным насосом вообще бы не имела смысла: ведь на самолете имеется четыре ветряка-вентилятора.

Не закончили мы работу по устранению "вертикального шимми" носовой опоры, вызванный бафтингом при открытии одного из тормозных интерцепторов. Вибрации самолета опасного уровня.

Но самую опасную "болячку" для Ан-124 мы создали сами, спустя примерно 10 лет его благополучной эксплуатации. Советники убедили Генерального перейти на применение взлетного положения закрылков в качестве посадочных и применение т. н. полетного малого газа (ПМГ), а применение земного малого газа на посадке (ЗМГ) – отменить.

История злополучных ПМГ-ЗМГ такова. На наших турбовинтовых самолетах (из-за принятой системы регулирования работы винта) в полете винт должен находится на промежуточном упоре, благодаря чему мы на скоростях взлета и захода на посадку при полной уборке режима получаем нулевую тягу (в стандартных условиях) – это режим ПМГ. Снять с упора и убрать режим до ЗМГ на этих скоростях – смертельный вариант, катастрофа. Поэтому ЗМГ обслуживает только запуск и руление. Такое разделение режимов вынужденное и принципиальное. На наших ТРД Д-36 и Д-18 режимы ЗМГ и ПМГ перешли по инерции, остались названия, а суть в корне изменилась. Так Д-18 на ПМГ имеет тягу – 3 тонны, а на ЗМГ – 1,2 тонны. Их различает величина тяги и разница во времени приемистости (4 сек.) достижения взлетного режима. Если бы была возможность снизить величину тяги на ЗМГ до нуля, то это пошло бы только на пользу самолету, его пилотажным возможностям. В процессе летных испытаний мы пришли к выводу, что для малых посадочных масс не обязателен взлетный режим для ухода на повторный заход. Я многократно взлетал при малых взлетных массах на режиме прогрева, т.е. взлетный режим не нужен, и эти 4 сек. разницы в приемистости автоматически аннулируются. При полетных массах выше средних во-первых: потребный режим на глиссаде снижения будет выше, чем ПМГ, и во-вторых кинетическая энергия самолета позволяет с небольшим градиентом торможения иметь достаточно секунд даже для перехода в горизонтальный полет с одновременным увеличением режима двигателей с ЗМГ до взлетного для ухода на второй круг, оставаясь на безопасной скорости.