Ppłk mgr inż. Ryszard Winiarski
Mjr mgr inż. Cezary Musiał
Inspektorat MON ds. Bezpieczeństwa Lotów
Techniczne aspekty katastrofy S
migłowca W-3 Sokół
w Republice Iraku
W dniu 15 grudnia 2004 roku uległ katastrofie S
migłowiec W-3 Sokół z Samodzielnej Grupy
Powietrznoszturmowej wchodzącej w skład Wielonarodowej Dywizji działającej w Republice Ira-
ku. Przebieg tej katastrofy został opisany przez płk. R. Michałowskiego w numerze 5/2005  Prze-
glądu Sił Powietrznych . W artykule przedstawiono wtedy przyczyny zdarzenia oraz wskazano
czynniki, które przyczyniły się do niego w sposób poS
redni. W niniejszym artykule podejmujemy
próbę wyjaS
nienia wątpliwoS
ci natury technicznej, jakie pojawiają się w dyskusjach w lotniczym
gronie. Pytania z proS
bą o szersze wyjaS
nienie przyczyn jednoczesnego wyłączenia się obu silni-
ków w czasie lotu zadawano zarówno na konferencji prasowej, jak i po ukazaniu się artykułu
płk. R. Michałowskiego.
WątpliwoS
ci co do technicznych przyczyn wraz z pióropuszem. Dwie łopaty uszkodziły
zdarzenia zasadniczo można wyrazić w pyta- się i ułamały przy okuciach mocujących do pia-
niach: sty WN. W wyniku uderzenia łopat w drzewo
1. Czy popełnienie błędu przez pilota może zachwiana została równowaga momentów ob-
spowodować wyłączenie się obu silników rotowych działających na S
migłowiec, w efek-
S
migłowca? cie czego S
migłowiec obrócił się wokół osi pio-
2. Czy właS
ciwym rozwiązaniem konstruk- nowej w kierunku przeciwnym do kierunku
cyjnym jest stosowanie układów automatycz- obrotu łopat WN. Zaczepił prawą kratownicą
nie wyłączających silniki? uzbrojenia o sąsiednią palmę i urwał ją, a na-
Przedstawiamy szerzej przebieg prób stępnie uderzył w pień belką ogonową. W dal-
i sprawdzeń, jakie wykonała podkomisja tech- szej kolejnoS
ci urwał się prawy statecznik po-
niczna w trakcie badania katastrofy, ponieważ ziomy i statecznik pionowy wraz ze szczątka-
materiał ten ułatwi udzielenie odpowiedzi na mi S
migła ogonowego, którego łopaty uległy
postawione pytania oraz ukaże, że ostateczne uszkodzeniu w czasie uderzenia w pień palmy.
wyniki badań sformułowane zostały na pod- R
migłowiec spadł na ziemię w odległoS
ci
stawie dowodów uzyskanych podczas spraw- około 40 m od linii drzew, uderzając kołami
dzeń i analiz. podwozia głównego z kątem pochylenia oko-
Na miejscu katastrofy członkowie Komisji ło 10� (do góry) oraz kątem odchylenia około
dokonali pomiaru rozrzutu częS
ci S
migłowca 20 - 30� w lewo. W momencie uderzenia
oraz ocenili charakter uszkodzeń. Na tej pod- w ziemię złamały się obie golenie podwozia
stawie wykonano szkic miejsca zdarzenia głównego, urwała lewa kratownica z podwie-
(rys. 1) i odtworzono ostatnią fazę lotu S
mi- szonym uzbrojeniem oraz uszkodzone zosta-
głowca, od momentu uderzenia w wierzchoł- ło poszycie tylnej dolnej częS
ci kadłuba.
ki palm aż do chwili zatrzymania się po spad- W dalszej kolejnoS
ci pod wpływem bez-
nięciu na ziemię, oraz proces niszczenia kon- władnoS
ci S
migłowiec uderzył w ziemię przed-
strukcji. Pozwoliło to okreS
lić, które uszko- nią prawą częS
cią kadłuba, a następnie, po
dzenia były pierwotne, a które wtórne. wykonaniu 3/4 obrotu wokół osi podłużnej,
R
migłowiec uderzył w drzewo łopatami wir- uderzył w ziemię tylną lewą częS
cią kadłuba
nika noS
nego (WN), które S
cięły wierzchołki i opadł na lewy bok w odległoS
ci około 70 m
liS
ci palmy, a następnie wierzchołek jej pnia od S
ciętych drzew.
Przegląd Sił Powietrznych 37
W wyniku tego połamały się, urwały i od- jej przeglądu zewnętrznego, zdemontowano
padły od piasty WN pozostałe dwie łopaty, i zweryfikowano sprzęgła jednokierunkowe
urwała się i została odrzucona w kierunku lotu i sprawdzono bicie wału głównego.
pozostała częS
ć belki ogonowej z przekład- W odniesieniu do prawego silnika ograni-
nią poS
redniczącą, lewym statecznikiem po- czono się tylko do sprawdzeń, zrezygnowano
ziomym i podporą, urwało się też prawe pod- bowiem z próby jego uruchomienia ze wzglę-
wozie główne. du na uszkodzenia. Lewy silnik natomiast,
CzęS
ci S
migłowca i jego wrak przetranspor- którego jedynie zewnętrzne elementy były
towano do bazy remontowej, gdzie dokonano w niewielkim stopniu uszkodzone, poddano
szczegółowego przeglądu układu sterowania próbie na hamowni. Wyniki, jakie osiągał sil-
silnikami i S
migłowcem. Stwierdzono, że po- nik na badanych zakresach, odpowiadały pa-
łączenia S
rubowe były nierozłączone i właS
ci- rametrom okreS
lonym w warunkach technicz-
wie zabezpieczone. Nie wykryto na nich S
la- nych i potwierdzały sprawnoS
ć silnika.
dów przytarć lub innych uszkodzeń, które Stan techniczny przekładni głównej WR-3
mogłyby S
wiadczyć, że podczas przemiesz- oceniono na podstawie oględzin zewnętrznych
czania organów sterowania występowały oraz sprawdzając, czy możliwe jest przeka-
zwiększone opory powodujące niewłaS
ciwe zywanie napędu od napędów wejS
ciowych
działanie tych organów. (wałów silników) do wału napędowego prze-
Podczas przeglądu szczątków łopat wirni- kładni, jak również do wału transmisji. Prze-
ka noS
nego i S
migła ogonowego ustalono, że kładnia pracowała płynnie, bez zacięć oraz
wszystkie uszkodzenia powstały w wyniku nietypowych dx
więków. Podczas ręcznego
uderzenia S
migłowca w palmy i ziemię. Po- pokręcania lewym lub prawym napędem wej-
nadto podczas badań ustalono, że wszystkie S
ciowym sprzęgła jednokierunkowe działały
uszkodzenia S
migłowca miały charakter wtór- poprawnie, to znaczy wały wirnika noS
nego
ny i powstały w wyniku katastrofy. i transmisji obracały się tylko przy pokręca-
Pobrano także próbki paliwa, które póx
niej niu w kierunku pracy. Ponadto z przekładni
przebadano w Wojskowym OS
rodku Badaw- zdemontowano obydwa sprzęgła jednokierun-
czo-Rozwojowym Służby MPS w Warszawie. kowe i oceniono ich stan techniczny oraz ja-
Wyniki tych badań potwierdziły, że jakoS
ć koS
ć pracy. R
lady współpracy wałeczków
paliwa była właS
ciwa, zgodna z obowiązują- z wałkiem sprzęgła (na lotkach) oraz okien-
cymi normami. Nie potwierdzono więc hipo- kach rozdzielaczy S
wiadczyły o pracy bez
tezy o wpływie jakoS
ci paliwa na wyłączenie przekoszeń i zużycia, powierzchnie wałecz-
się silników. ków i tulei sprzęgieł jednokierunkowych rów-
Kolejne próby przeprowadzano w Polsce, nież były bez zastrzeżeń. Łożyska wymonto-
ponieważ w warunkach irackich było to nie- wane ze sprzęgieł obracały się płynnie, bez
możliwe. W tym celu ze S
migłowca zdemon- nienaturalnych dx
więków (szumów).
towano i przetransportowano do kraju kom- Badania wykazały, że przyczyną wyłącze-
pletny zespół napędowy (oba silniki PZL-10W nia się silników nie była niesprawnoS
ć zespo-
i przekładnię główną WR-3), agregaty układu łu napędowego, a stwierdzone uszkodzenia
paliwowo-regulacyjnego silników oraz ma- i odstępstwa od warunków technicznych mia-
gnetofon pokładowego rejestratora parame- ły charakter wtórny i powstały w wyniku ude-
trów lotu BUR-1-2. rzenia S
migłowca w ziemię.
Silniki i przekładnię główną przebadano W następnym etapie prac  przeprowadzo-
w WSK  PZL-Rzeszów S.A. Oceniono stan no je w  PZL-Hydral Wrocław  przebada-
techniczny zarówno lewego, jak i prawego no agregaty układów paliwowo-regulacyjnych
silnika, dokonano pomiarów wybranych ele- obu silników: pompy paliwowe ALRP-5, hy-
mentów prawego silnika oraz oceniono stan dromechaniczne ograniczniki obrotów turbi-
techniczny przekładni WR-3, tzn. dokonano ny napędowej ALRT-2B, elektromagnetyczne
38 Sierpień 2005
zawory ALUP-1 sterujące upustem powietrza gatów układu paliwowo-regulacyjnego sil-
oraz bloki elektronicznych ograniczników nika, a w szczególnoS
ci bloku elektronicz-
ALAE-2PC. nych ograniczników ALAE-2PC oraz hy-
Podczas prób wykorzystywano dokumen- dromechanicznego ogranicznika obrotów
tację zakładową, co dało możliwoS
ć porów- turbiny napędowej ALRT-2B,
nania wyników sprawdzeń z wynikami prób 3) zmniejszenia sił i momentu oporowego
zdawczo-odbiorczych. Wyniki sprawdzeń działających na wirnik noS
ny (tzw. aerody-
spełniały warunki techniczne i były niemal namicznego odciążenia WN) w wyniku np.
identyczne z wynikami prób odnotowanymi uszkodzenia łopat WN czy nieprawidłowe-
w dokumentacji produkcyjnej poszczególnych go użytkowania organów sterowania przez
wyrobów. pilota.
Inne były jedynie parametry hydromecha- Zanim jednak rozpatrzymy możliwe przy-
nicznego ogranicznika obrotów turbiny na- czyny wzrostu prędkoS
ci obrotowej turbiny
pędowej ALRT-2B lewego silnika. Stwierdzo- napędowej silnika, wyjaS
nimy funkcje po-
no obniżenie poziomu początku zadziałania szczególnych elementów zespołu napędowe-
ogranicznika oraz zwiększenie obrotów peł- go S
migłowca i zasady sterowania nim.
nej deceleracji. Na podstawie zapisów w me- Jak wiadomo, siła noS
na potrzebna do lotu
tryce agregatu ustalono, że zmiany tych pa- S
migłowca wytwarzana jest przez wirnik no-
rametrów dokonano w jednostce w wyniku S
ny napędzany, za poS
rednictwem przekładni
przeprowadzonej regulacji. Nieznaczne ob- głównej, jednym lub kilkoma silnikami sta-
niżenie, o około 0,6%, początku zadzia- nowiącymi zespół napędowy. Podstawową
łania ogranicznika powodowało wczeS
niej- zasadą pracy napędu wirnikowego (S
migłow-
sze zadziałanie układu i zmniejszenie iloS
ci ce), jak również S
migłowego (samoloty), jest
paliwa podawanego do komory spalania, by utrzymywanie stałych obrotów wirnika noS
ne-
poprzez to nie dopuS
cić do rozbiegania się go (S
migła) na danym zakresie lotu. Musi więc
turbiny napędowej. być zachowana równowaga pomiędzy mocą
Do okreS
lenia przyczyny wyłączenia się dostarczaną przez zespół napędowy a siłami
silników przybliżyło nas sprawdzenie bloków oraz momentami oporowymi wytwarzanymi
elektronicznych ograniczników ALAE-2PC. przez wirnik noS
ny i S
migło ogonowe. Dlate-
Okazało się, że silniki wyłączyły się w wyni- go układ paliwowo-regulacyjny silnika tak
ku zadziałania w tych blokach obwodów awa- skonstruowano, aby możliwe było regulowa-
ryjnego wyłączenia silników. W obu blokach nie mocy silnika poprzez zwiększanie lub
przekax
niki włączenia tego obwodu ustawio- zmniejszanie iloS
ci paliwa dostarczanego do
ne były w położeniu  WŁĄCZONY , a ich komory spalania.
pamięć wymagała zresetowania. Do zadzia- Upraszczając, wirnik noS
ny można trakto-
łania tych przekax
ników może dojS
ć jedynie wać jako  hamulec odbierający moc od sil-
w wypadku wzrostu prędkoS
ci obrotowej tur- nika, a właS
ciwie od jego turbiny napędowej,
biny napędowej silnika powyżej 120%, to zaS
i nie pozwalający na zwiększenie prędkoS
ci
następuje w sytuacji: obrotowej turbiny napędowej powyżej usta-
1) przerwania więzi kinematycznej pomiędzy lonej wartoS
ci, wynikającej z dopuszczalnej
wałem napędowym silnika a wałem wirni- prędkoS
ci wirnika noS
nego. Stąd też zwięk-
ka noS
nego (WN) lub wałem transmisji S
mi- szenie sił i momentów występujących na wir-
gła ogonowego (np. z powodu pęknięcia niku noS
nym (zwiększenie siły  hamowania )
wału napędowego silnika, uszkodzenia w wyniku przestawienia dx
wigni skoku ogól-
sprzęgła jednokierunkowego, rozłączenia nego przez pilota w górne położenie (zwięk-
się wału transmisji), szenie kątów nastawienia łopat WN) spowo-
2) samoczynnego wzrostu mocy zespołu na- duje zachwianie bilansu mocy między zespo-
pędowego w wyniku niesprawnoS
ci agre- łem napędowym a wirnikiem noS
nym ( hamul-
Przegląd Sił Powietrznych 39
Rys. 1. Schemat miejsca katastrofy:
1  fragmenty łopaty wirnika noS
nego, 2  wysięgnik lewej kratownicy uzbrojenia, 3  tylna częS
ć belki
ogonowej z przekładnią poS
redniczącą, lewym płatem statecznika poziomego i podporą belki ogonowej,
4  fragment poszycia tylnej częS
ci kadłuba S
migłowca, 5  belka noS
na uzbrojenia, 6  fragment poszy-
cia kadłuba, 7  fragmenty dwóch łopat wirnika noS
nego, na których leżał wrak S
migłowca, 8  przednia
dolna częS
ć poszycia noska kadłuba, 9  lewy zasobnik UB-16 z wysięgnikiem kratownicy uzbrojenia
i rakietami, 10  prawe koło podwozia z amortyzatorem, 11  S
lad po uderzeniu kadłuba S
migłowca w zie-
mię, 12  przekładnia tylna z połamanymi łopatami S
migła ogonowego oraz ułamany wierzchołek jednej
z palm, 13  prawy zasobnik UB-16 z rakietami, 14  fragment poszycia belki ogonowej, 15  fragment
złamanego wału transmisji pomiędzy przekładniami poS
redniczącą i tylną, 16  fragment łopaty wirnika
noS
nego, 17  urwany i zdeformowany statecznik pionowy, 18  pnie palm, w które uderzył S
migłowiec,
19  S
cięty wierzchołek jednej z palm
40 Sierpień 2005
cem ). Aby prędkoS
ć obrotowa wirnika no- prawidłowego użytkowania organów sterowa-
S
nego nie zmniejszyła się, układy paliwowo- nia przez pilota.
-regulacyjne silników podają większą iloS
ć SłusznoS
ć tego założenia potwierdziły wy-
paliwa do komór spalania w celu zwiększenia niki analizy parametrów lotu zarejestrowa-
mocy zespołu napędowego. nych przez rejestrator pokładowy BUR-1-2.
Łatwo zauważyć, że osłabienie  hamulca Podczas analizy precyzyjnie okreS
lono, ja-
(zmniejszenie siły hamowania) w sytuacji, gdy kie czynnoS
ci wykonywał pilot oraz jak na
moc zespołu napędowego nie zostanie zmniej- działania pilota reagował S
migłowiec. Przez
szona, spowoduje wzrost prędkoS
ci obrotowej okreS
lenie  reakcje S
migłowca rozumiemy
turbin zespołu napędowego, a tym samym zarówno zmiany położenia przestrzennego
również wirnika noS
nego. WyjaS
nimy to bar- kadłuba, jak i zmiany zakresów pracy zespołu
dziej obrazowo: jeżeli na samochód jadący ze napędowego i związane z tym zmiany pręd-
stałą prędkoS
cią przestałaby oddziaływać siła koS
ci obrotowych turbin napędowych i wir-
oporu czołowego oraz siła tarcia kół o po- nika noS
nego.
wierzchnię drogi, po której samochód się prze- Na rys. 2a przedstawiono wartoS
ci parame-
mieszcza, to samochód ten przyspieszy samo- trów zarejestrowane w ostatnich 25 sekundach
czynnie, bez ingerencji kierowcy. lotu oraz manewr wykonany przez pilota przed
Należy również wyjaS
nić, że w każdej fa- wyłączeniem się silników. Manewrem tym
zie lotu silniki dostarczają mocy niezbędnej była górka do wysokoS
ci około 57 m, wyko-
do napędu wirnika noS
nego, a siły i momenty nana w celu ominięcia linii wysokiego napię-
zewnętrzne działające na wirnik noS
ny wspo- cia. Po wykonaniu górki S
migłowiec zniżał się
magają siłę napędzającą go lub stawiają jej z prędkoS
cią opadania około 6 m/s i pochyle-
opór. Ponieważ wirnik noS
ny jest połączony niem  6� (w dół). W trakcie zniżania pręd-
kinematycznie z wałem turbiny napędowej koS
ć przyrządowa zwiększyła się do ok.
w sposób sztywny, zmiany prędkoS
ci obroto- 200 km/h.
wej tych wirujących zespołów są proporcjo- Na rys. 2b przedstawiono zapis parametrów
nalne, a szczególnie te wyrażone procentowo. lotu w ciągu ostatnich 5 s przed wyłączeniem
WskazaliS
my już możliwe trzy przyczyny silników.
wzrostu prędkoS
ci obrotowej turbiny napę- W końcowej fazie zniżania, gdy kąt nasta-
dowej. Pierwszą przyczynę wykluczono na wienia łopat WN wynosił około 15�, a tarcza
podstawie sprawdzeń wykonanych w Repu- sterująca była wychylona w kierunku podłuż-
blice Iraku oraz w WSK  PZL-Rzeszów nym o około  6,5�, pilot wykonał kolejno na-
S.A.  nie stwierdzono rozłączenia układu stępujące czynnoS
ci:
sterowania ani przerwania więzi kinematycz- gwałtownie przestawił dx
wignię skoku
nej pomiędzy wałami silników a wirnikiem ogólnego do góry (początek ruchu wskazu-
noS
nym oraz wałem transmisji S
migła ogo- je linia I), przez co zwiększył kąt nastawie-
nowego. Drugą przyczynę również wyelimi- nia łopat WN do wartoS
ci 19�, i jednocze-
nowano, opierając się na wynikach badań wy- S
nie przemieS
cił drążek sterowy w położe-
konanych w  PZL-Hydral we Wrocławiu. nie  do siebie , zmieniając wychylenie tar-
Natomiast trzecią przyczynę wykluczono tyl- czy sterującej w kierunku podłużnym od po-
ko częS
ciowo  odrzucono założenie o uszko- łożenia  6,5� do 2,2�,
dzeniu łopat WN, ponieważ badania szcząt- ponownie gwałtownie przestawił dx
wignię
ków łopat WN wykazały, że uległy one skoku ogólnego w dół (początek ruchu
uszkodzeniu w wyniku uderzenia S
migłowca wskazuje linia II), powodując zmniejsze-
w palmy i ziemię. nie kąta nastawienia łopat WN do 10�, i jed-
Nadal brano pod uwagę możliwoS
ć rozkrę- noczeS
nie przemieS
cił drążek sterowy  od
cenia się turbiny napędowej z powodu aero- siebie w położenie odpowiadające wychy-
dynamicznego odciążenia WN w wyniku nie- leniu tarczy sterującej  9,45�.
Przegląd Sił Powietrznych 41
a)
Rys. 2. Fragmenty zapisu parametrów lotu zarejestrowanych przez rejestrator BUR-1-2:
Parametry analogowe: NR  prędkoS
ć obrotowa wirnika noS
nego, Hg  geometryczna wysokoS
ć lotu,
Py przeciążenie w kierunku pionowym, TQ_1  moment skrętny na wale lewego silnika, N1_1  prędkoS
ć
obrotowa turbosprężarki lewego silnika, Teta  kąt pochylenia, Hmr  przemieszczenie suwaka tarczy steru-
jącej (kąt ustawienia łopat WN), Kappa  odłużne odchylenia tarczy sterującej (kąt natarcia WN), IAS 
 prędkoS
ć przyrządowa. Parametry dyskretne: 1  minimalne ciS
nienie oleju w lewym silniku, 2 
 minimalne ciS
nienie oleju w prawym silniku, 37  zadziałanie ogranicznika maksymalnej prędkoS
ci obro-
towej turbiny napędowej lewego silnika, 38  zadziałanie ogranicznika maksymalnej prędkoS
ci obrotowej
turbiny napędowej prawego silnika
Uwaga: W celu odniesienia wartoS
ci prędkoS
ci obrotowej WN odczytanej z pokładowego rejestratora
parametrów lotu do wartoS
ci przyjętych dla S
migłowców W-3WA należy zastosować dzielnik 0,81.
Parametry dyskretne próbkowane są raz na sekundę, a program ich zobrazowania rozpoczyna
od początku sekundy, w której się pojawiły.
b)
42 Sierpień 2005
Aby dokładnie przeanalizować przebieg towej WN. Takie działanie układu paliwo-
bardzo dynamicznych procesów zachodzą- wo-regulacyjnego silnika potwierdzają pa-
cych w następstwie tak gwałtownego prze- rametry pracy zarejestrowane przez pokła-
mieszczenia organów sterowania, wyróżnili- dowy rejestrator BUR-1-2, które zmieniły
S
my dwie fazy. się w następujący sposób (tabela 1).
W pierwszej fazie, trwającej zaledwie około Zgodnie z warunkami technicznymi zmia-
0,5 s, nastąpiło: na wydatku paliwa przez układ paliwowo-re-
przestawienie tarczy sterującej w tylne po- gulacyjny silnika powinna nastąpić w czasie
łożenie, w wyniku czego kąt natarcia wir- nie dłuższym niż 0,08 s. Na podstawie wyni-
nika noS
nego zmienił się o "A = 8,5�. To ków sprawdzeń agregatów badanych silników
z kolei spowodowalo gwałtowną zmianę okreS
lono, że czas ten wynosił około 0,06 s.
kierunku wektora siły noS
nej, a w efekcie Oznacza to, że pierwsza faza, trwająca 0,5 s,
zmianę kąta pochylenia S
migłowca z  6,2� była wystarczająco długa, aby układ paliwo-
do 36,7� w czasie około 1,5 s. Tym samym wo-regulacyjny mógł podać większą iloS
ć
pilot gwałtownie wprowadził S
migłowiec paliwa do komór spalania silników w celu
w górkę, co doprowadziło do zmiany kąta zwiększenia ich mocy.
natarcia wirnika noS
nego A (rys. 4) w sto- Zwiększenie mocy silników można wyja-
sunku do strug powietrza napływających S
nić także na podstawie zależnoS
ci między
z prędkoS
cią około 200 km/h z wartoS
ci kątem natarcia wirnika noS
nego (A) a mocą
ujemnych, przez neutralne do dodatnich, zespołu napędowego niezbędną do napędu
a w efekcie do zmiany kierunku opływu wir- wirnika noS
nego. Na rys. 3 przedstawiono
nika noS
nego przez strugi powietrza z gór- zmiany współczynnika momentu niezbędne-
nego na dolny, go do napędu wirnika noS
nego (m ) w zależ-
WN
zwiększenie kątów nastawienia łopat WN noS
ci od kąta natarcia wirnika noS
nego (A) dla
(jego zaciążenie) oraz podanie do komór różnych kątów nastawienia łopat wirnika no-
spalania silników dodatkowej dawki pali- S
nego (�) oraz prędkoS
ci przyrządowej lotu
wa w celu zwiększenia mocy silników. Kie- wynoszącej 200 km/h. Ponieważ współczyn-
dy dx
wignia skoku ogólnego zostanie prze- nik ten jest wprost proporcjonalny do mocy
stawiona w górne położenie, to zgodnie zespołu napędowego niezbędnej do napędu
z zasadą działania układu paliwowo-regu- wirnika noS
nego, to można przyjąć, że prze-
lacyjnego silnika, blok ALAE-2 PC prze- bieg wykresów oddaje zależnoS
ć mocy nie-
kazuje do pompy paliwowej ALRP-5 sygnał zbędnej zespołu napędowego od kąta natar-
na podanie dawki paliwa, której wielkoS
ć cia WN. Wykresy te należy traktować jedynie
jest funkcją prędkoS
ci przestawienia tej poglądowo, gdyż zostały wykreS
lone tylko dla
dx
wigni. Układ paliwowo-regulacyjny sil- dwóch przykładowych kątów nastawienia
nika działa więc z wyprzedzeniem w sto- łopat WN (�) (w rozpatrywanym przypadku
sunku do układu regulacji prędkoS
ci obro- jednoczeS
nie zmienił się kąt natarcia WN i kąt
Tabela 1
Silnik lewy (1) Silnik prawy (2)
Parametr pod koniec pod koniec
przed manewrem przed manewrem
pierwszej fazy pierwszej fazy
TOT 550 �C 574 �C 573 �C 594 �C
TQ 80,3 kGm 81,1 kGm 81,7 kGm 83,8 kGm
N1 86,8% 89,3% 88,1% 89,7%
gdzie: TOT  temperatura gazów wylotowych,
TQ  moment obrotowy na wale wyjS
ciowym silnika,
N1  prędkoS
ć obrotowa turbosprężarki.
Przegląd Sił Powietrznych 43
nastawienia łopat WN), jednak ich przebieg moc niezbędna do utrzymania odpowiedniej
oddaje fizykę zmian mocy niezbędnej w za- prędkoS
ci obrotowej WN. Stan taki trwałby
leżnoS
ci od kąta natarcia WN (A). do chwili rozpoczęcia zwiększania kąta po-
Łatwo zauważyć, że wraz ze zmianą kąta chylenia przez S
migłowiec, w wyniku czego
natarcia WN (zmianą kierunku opływu WN) moc niezbędna zmniejszyłaby się w wyniku
następuje zmiana  zapotrzebowania na moc zmiany kierunku opływu WN.
zespołu napędowego  moc maleje wraz ze Wzrost prędkoS
ci obrotowej WN w tej fa-
zmianą kąta natarcia WN z wartoS
ci ujemnych zie nie był jednak bardzo gwałtowny, ponie-
(opływ górny), poprzez neutralne do dodatnich waż wraz ze zwiększeniem mocy zespołu na-
(opływ dolny). Na dynamikę zmian współczyn- pędowego nastąpiło  dociążenie WN w wy-
nika momentu niezbędnego m znacząco niku przestawienia dx
wigni skoku ogólnego
WN
wpływają zmiany kąta nastawienia łopat WN w położenie górne, co spowodowało, że
 są tym większe, im kąt jest mniejszy. zwiększył się kąt nastawienia łopat WN. Po-
Pilot, przemieszczając drążek sterowy  do twierdzają to również wartoS
ci parametrów
siebie oraz dx
wignię skoku ogólnego w górę pracy zespołu napędowego przedstawione
(na rys. 3 linia 1-2), spowodował, że wzrosła w tabeli 2.
Rys. 3. ZależnoS
ć współczyn-
nika momentu niezbędnego
mWN od kąta natarcia wirnika
noS
nego (A) w sytuacji, gdy
kąty nastawienia łopat wirnika
noS
nego (�) są różne
44 Sierpień 2005
Tabela 2 noS
nego, a dynamika tych zjawisk była tak
duża, że prędkoS
ć obrotowa tych zespołów
Parametr Silnik lewy (1) Silnik prawy (2)
wzrosła o około 11,7 % w czasie 1 s.
TOT 473 �C 481 �C
Układy paliwowo-regulacyjne silników, po-
TQ 14,5 kGm 14,1 kGm
N1 80% 83,8%
mimo natychmiastowego zainicjowania pełnej
deceleracji turbosprężarek i przesłania sygna-
W drugiej fazie, trwającej od chwili prze- łu z bloków elektronicznych ograniczników
stawienia drążka sterowego  od siebie oraz ALAE-2 PC do pomp paliwowych ALRP-5 na
dx
wigni skoku ogólnego w dolne położenie zmniejszenie dawki paliwa podawanego do sil-
(zmiana kąta nastawienia łopat WN wynosiła ników oraz ustawienia ich na zakresie pracy
D� = 9�) do wyłączenia się silników, nastą-  MAŁY GAZ , nie zapewniły utrzymania sta-
WN
piło: łej prędkoS
ci obrotowej wirnika noS
nego i nie
zmniejszenie kątów nastawienia łopat WN, powstrzymały wzrostu prędkoS
ci obrotowej
skutkujące gwałtownym odciążeniem aero- wirnika oraz turbin napędowych.
dynamicznym wirnika noS
nego oraz dyna- Po przekroczeniu przez turbiny napędowe
micznym wzrostem jego prędkoS
ci obroto- poziomu zadziałania toru  n bloki
TN-awaryjne
wej. Było to następstwem wzrostu prędko- elektronicznych ograniczników ALAE-2 PC
S
ci obrotowej turbin napędowych spowo- obu silników niemal równoczeS
nie podały
dowanego nadmiarem mocy zespołu napę- sygnały sterujące do zaworów pomp ALRP-5
dowego, w celu odcięcia dopływu paliwa do silników
przestawienie tarczy sterującej w przednie i ich wyłączenia.
położenie, co jednak ze względu na bez- W trakcie sprawdzeń bloków ALAE-2 PC
władnoS
ć kadłuba nie wpłynęło na zmniej- okreS
lono, że sygnały te pojawiły się, gdy
szenie kąta pochylenia S
migłowca, który obroty turbin napędowych wynosiły:
w chwili rozpoczęcia wykonania tego ru- lewego silnika  120,59 %,
chu wynosił około 10� i nadal się powięk- prawego silnika  120,45 %.
szał. To dlatego, pomimo przestawienia tar- Zgodnie z WT taki sygnał powinien poja-
czy sterującej w przednie położenie, zwięk- wić się, gdy prędkoS
ć obrotowa turbiny napę-
szył się kąt natarcia WN, dowej wyniesie 120ą0,47%.
zmniejszenie iloS
ci paliwa podawanego do Dokładne przestudiowanie zgromadzonego
komór spalania i przestawienie silników materiału pozwoliło rozwiać wątpliwoS
ci co
(turbosprężarek) na zakres pracy  MAŁY do technicznych przyczyn zdarzenia, wyrażo-
GAZ , co potwierdzają wartoS
ci odpowied- ne w postawionych na wstępie pytaniach. Na
nich parametrów pracy silnika (tabela 2). pytanie pierwsze należy odpowiedzieć twier-
Pod wpływem tych zjawisk prędkoS
ć obro- dząco: błąd popełniony przez pilota może
towa wirnika noS
nego, zwiększająca się już doprowadzić do wyłączenia silników S
mi-
w pierwszej fazie, zwiększała się bardzo dy- głowca.
namicznie. Wynikało to z: Jako dodatkowy dowód na potwierdzenie
aerodynamicznego odciążenia wirnika no- takiej odpowiedzi można wskazać zdarzenie,
S
nego wskutek gwałtownego zmniejszenia do którego doszło 20 wrzeS
nia 2002 roku w 3.
kąta nastawienia łopat WN, co doprowa- OszL w Białej Podlaskiej. Pilot S
migłowca
dziło do wystąpienia nadmiaru mocy zespo- W-3 Sokół, wykonując górkę, gwałtownie
łu napędowego, przemieS
cił drążek sterowy  od siebie , czym
dużego kąta natarcia WN w stosunku do doprowadził do odciążenia wirnika noS
nego
strug powietrza napływającego z prędko- i wzrostu jego prędkoS
ci obrotowej. Jednak
S
cią 200 km/h. dynamika tego zjawiska była znacznie mniej-
Spowodowało to gwałtowny przyrost pręd- sza niż w przypadku analizowanej przez nas
koS
ci obrotowej turbin napędowych i wirnika katastrofy i w efekcie nastąpiło wyłączenie tyl-
Przegląd Sił Powietrznych 45
ko jednego silnika  tego, którego turbina przekroczenia dopuszczalnych, trakcyjnych
napędowa szybciej osiągnęła poziom zadzia- parametrów jazdy jest większe.
łania toru  n  . Zanim odpowiemy na drugie z postawio-
TN-awaryjne
Ponieważ oba zdarzenia dotyczą S
migłow- nych na wstępie pytań, wyjaS
nimy, w jakim
ca W-3 Sokół, nasuwa się pytanie: czy taka celu zastosowano układy automatycznie wy-
reakcja charakterystyczna jest tylko dla S
mi- łączające silniki turbinowe po przekroczeniu
głowca tego typu, czy też dla innych? przez turbiny napędowe ustalonej prędkoS
ci
Zjawiska fizyczne związane z aerodyna- obrotowej. Takie rozwiązanie zostało podyk-
miką wirnika noS
nego są podobne, różnią się towane względami wytrzymałoS
ciowymi, cho-
jedynie dynamiką, co wynika z cech konstruk- dziło mianowicie o zabezpieczenie zespołu
cyjnych danego typu łopat wirnika noS
nego turbiny przed rozerwaniem pod wpływem siły
i zespołu napędowego. Dlatego też aerodyna- odS
rodkowej w wypadku nadmiernego wzro-
miczne rozkręcenie wirnika noS
nego w wy- stu prędkoS
ci obrotowej (rozbiegania turbiny).
padku S
migłowca W-3 jest w większym stop- Rozerwanie turbiny może mieć grox
ne skut-
niu możliwe niż w wypadku np. S
migłowca ki, z uszkodzeniem poszycia kabiny pasażer-
Mi-2. Wynika to stąd, że: skiej i ranieniem osób włącznie. Grozi także
silniki PZL-10W, które stanowią zespół na- uszkodzeniem sąsiedniego silnika, łopat wir-
pędowy S
migłowca W-3, mają znacznie nika noS
nego lub układów hydraulicznych
większą moc niż silniki GTD-350 napędza- umożliwiających sterowanie S
migłowcem.
jące S
migłowce Mi-2. W związku z tym W takim przypadku załoga i pasażerowie tracą
prawdopodobieństwo wystąpienia nadmia- ostatnią szansę ratunku, jaką jest autorotacja.
ru mocy zespołu napędowego w stosunku O tym, że rozbieganie się turbiny jest bar-
do potrzeb napędu wirnika noS
nego jest dzo niebezpieczne, S
wiadczy liczba stopni
większe, zabezpieczających ten zespół. Konstruktorzy
masa wirnika noS
nego S
migłowca W-3 jest S
migłowca W-3 wprowadzili następujące trzy
znacznie mniejsza niż masa wirnika S
mi- stopnie zabezpieczające silnik przed nadmier-
głowca Mi-2, co powoduje, że wirnik no- nym wzrostem prędkoS
ci obrotowej turbiny
S
ny S
migłowca W-3 jest bardziej podatny napędowej:
na wzrost prędkoS
ci obrotowej w razie ae- pierwszy  blok elektronicznych ogranicz-
rodynamicznego odciążenia. ników ALAE-2PC, przeznaczony do pod-
Wspomniane właS
ciwoS
ci, choć stanowią trzymania stałej prędkoS
ci obrotowej tur-
niewątpliwe zalety S
migłowca, ponieważ biny napędowej n = const, a tym samym
TN
zwiększają jego możliwoS
ci manewrowe, to stałej prędkoS
ci obrotowej wirnika noS
ne-
jednoczeS
nie mogą być uznane za czynnik go n = const  na poziomie n = 100ą5%
WN TN
zagrożenia, ponieważ od pilota wymagane jest (22 490ą50 obr./min), co odpowiada n =
WN
bardziej precyzyjne operowanie organami ste- = 81ą4 %. Po przekroczeniu zadanych pa-
rowania. Aby dosadniej podkreS
lić różnice, rametrów blok podaje sygnał elektryczny
S
migłowiec Mi-2 można przyrównać do samo- do zaworu pompy paliwowej ALRP-5 w ce-
chodu wyposażonego w układ napędowy lu ograniczenia wydatku paliwa podawane-
o małej mocy i w mało precyzyjny układ kie- go do komory spalania,
rowniczy, natomiast S
migłowiec W-3 do sa- drugi  hydromechaniczny ogranicznik ALRT-
mochodu wyS
cigowego z jednostką napędową -2B obrotów turbiny napędowej, który pod-
dużej mocy i precyzyjnym, wspomaganym czas pracy zespołu napędowego na zakresie
układem kierowniczym. Oczywiste jest, że  AUTOMAT (gdy niesprawny jest blok
kierujący samochodem wyS
cigowym musi ALAE-2PC) powoduje zmniejszenie iloS
ci
wykonywać bardziej wyważone i precyzyjne paliwa podawanego do silnika po przekrocze-
ruchy zarówno przepustnicą, jak i organami niu przez turbinę napędową prędkoS
ci obro-
sterowania i hamowania, ponieważ ryzyko towej n = 109+2% (24 514 obr./min), co od-
TN
46 Sierpień 2005
powiada n = 88+1,6 %. Maksymalne Komisja oceniła, że w pełni uzasadnione jest
WN
zmniejszenie wydatku paliwa następuje stosowanie układów zabezpieczających turbi-
przy n = 115+2 % (25 863 obr./min), co nę napędową, czy też turbinę niskiego ciS
nie-
TN
odpowiada n = 93+1,6 %, nia w przypadku silników odrzutowych, przed
WN
trzeci  automatyczne wyłączenie silnika uszkodzeniem w wyniku wzrostu jej prędkoS
ci
przez blok ALAE-2PC po osiągnięciu obrotowej powyżej wartoS
ci dopuszczalnych.
przez turbinę napędową prędkoS
ci obro- Nie jest istotny powód rozbiegania się turbiny,
towej n = 120ą0,47 % (27 000ą150 obr./min), tzn. czy doszło do tego w wyniku niesprawno-
TN
co odpowiada n = 97,25 - 97,78 %. S
ci technicznej, czy też błędu pilota, ponieważ
WN
Jak niebezpieczne jest uszkodzenie turbiny skutki uszkodzenia turbiny w wyniku jej roz-
napędowej w wyniku jej rozkręcenia obrazują biegania będą takie same.
przykłady katastrof spowodowanych rozerwa- Badania i ekspertyzy, jakie wykonano po
niem się tarczy turbiny niskiego ciS
nienia. Były katastrofie S
migłowca W-3 Sokół, stały się
to zdarzenia tragiczne w skutkach, ponieważ podstawą do sformułowania następujących
dotyczyły samolotów pasażerskich Ił-62 nale- wniosków:
żących do Polskich Linii Lotniczych LOT.  BezpoS
rednią przyczyną katastrofy był
W pierwszej katastrofie, zaistniałej 14 marca błąd w technice pilotowania popełniony
1980 roku, samolot Ił-62 Mikołaj Kopernik przez dowódcę załogi podczas wyprowa-
rozbił się podczas podejS
cia do lądowania na dzania z nurkowania z jednoczesnym gwał-
lotnisku Okęcie. Przyczyną było urwanie się townym wprowadzeniem S
migłowca do
wału turbiny jednego z silników, w wyniku cze- górki oraz nieumiejętne poprawianie błę-
go turbina rozbiegała się, a gdy przekroczyła du przez załogę.
prędkoS
ć maksymalną rozpadła na drobne ka- Błąd dowódcy załogi polegał na zbyt
wałki. Zadziałały one jak granat odłamkowy: gwałtownym zwiększeniu kąta wznoszenia
zniszczyły sąsiedni silnik, mechanizm sterują- w bardzo krótkim czasie (1,5 s), niewłaS
ci-
cy oraz  przebiwszy się przez kadłub  silnik wym posługiwaniu się organami sterowa-
po przeciwnej stronie samolotu. Pilot, wyko- nia i przekroczeniu ograniczeń eksploata-
nując lot tylko z jednym silnikiem i mając moż- cyjnych.
liwoS
ć sterowania jedynie przez wychylanie Nieracjonalne działanie dowódcy załogi
lotek, mógł tylko tak pokierować samolotem, spowodowało natychmiastowe odciążenie
by uderzył on w ziemię w miejscu niezabudo- oraz rozkręcenie wirnika noS
nego i turbin
wanym. W wyniku tej katastrofy S
mierć ponio- napędowych powyżej wartoS
ci dopuszczal-
sło 77 pasażerów i 10 osób załogi. nych, co doprowadziło do zadziałania ogra-
Druga katastrofa wydarzyła się 9 maja niczników obrotów wolnych turbin i jed-
1987 roku podczas lotu samolotu Ił-62M Ta- noczesne wyłączenie się obu silników.
deusz KoS
ciuszko. OkolicznoS
ci tej katastro- Mała wysokoS
ć lotu i zadrzewiony teren
fy oraz jej przyczyna były takie same  urwa- oraz zbyt póx
ne wprowadzenie do lotu au-
nie się wału turbiny, a następnie rozerwanie torotacyjnego uniemożliwiło bezpieczne
się tarczy turbiny niskiego ciS
nienia w wyni- wykonanie lądowania .
ku jej rozbiegania. W wyniku tej katastrofy Zdaniem KBWL, zasadniczy błąd popeł-
zginęły 183 osoby. niony przez pilota polegał na zbyt dynamicz-
Również w lotnictwie sił zbrojnych zdarzały nym posługiwaniu się organami sterowania
się przypadki uszkodzenia turbin silników oraz na przestawieniu w II fazie dx
wigni sko-
odrzutowych. W ostatnich latach zanotowano ku ogólnego w dolne położenie, co w głów-
dwa takie zdarzenia. Uszkodzone turbiny spo- nej mierze miało wpływ na wyłączenie się sil-
wodowały, że uszkodziły się inne elementy ników, a w konsekwencji katastrofę.
wyposażenia samolotu, a piloci zostali zmu- Nazbyt dynamiczne operowanie organami
szeni do katapultowania. sterowania doprowadziło do gwałtownego
Przegląd Sił Powietrznych 47
zwiększenia kąta pochylenia S
migłowca ska wykresu. Jej stosunkowo łagodny prze-
i zmiany kierunku opływu WN przez strugi po- bieg oznacza, że ewentualnym nadwyżkom
wietrza napływającego z prędkoS
cią około mocy zespołu napędowego, zagrażającym roz-
200 km/h oraz do zwiększenia mocy silników. kręceniu się turbin napędowych i wirnika no-
Natomiast przestawienie dx
wigni skoku ogól- S
nego, układy paliwowo-regulacyjne zapobie-
nego w dół spowodowało odciążenie wirnika głyby, zmniejszając iloS
ć paliwa podawane-
noS
nego w wyniku zmniejszenia kąta nasta- go do komór spalania. Niestety, w następnej
wienia łopat wirnika noS
nego. W efekcie na- sekundzie lotu pilot zmniejszył kąt nastawie-
stąpił gwałtowny przyrost nadmiaru mocy ze- nia łopat, odciążył wirnik noS
ny i spowodo-
społu napędowego, któremu nie zapobiegły wał, że spadło  zapotrzebowanie wirnika
układy paliwowo-regulacyjne silników pomi- noS
nego na moc dostarczaną przez zespół na-
mo zainicjowania pełnej deceleracji. pędowy  pokazuje to przesunięcie charakte-
Zmiany położeń organów sterowania obrazo- rystyki wzdłuż linii 2-3 (punkt 3 S
wiadomie
wo przedstawiono na rys. 3  jako linię 1-2-3 został wysunięty poza obszar wykresu, aby
naniesioną na wykreS
lone zależnoS
ci. Z rysun- uzmysłowić efekt takiego ustawienia organów
ku wynika, że samo dynamiczne wprowadzenie sterowania).
S
migłowca do górki nie było tak niebezpieczne Mamy nadzieję, że przybliżyliS
my czytel-
jak póx
niejsze zmniejszenie kąta nastawienia nikom zagadnienia związane z zasadami ste-
łopat WN, powodujące jego odciążenie. rowania S
migłowcem oraz że udzieliliS
my
Z dużym prawdopodobieństwem możemy wyczerpującej odpowiedzi na postawione na
powiedzieć, że zmiany mocy niezbędnej do wstępie pytania. ŻyczylibyS
my sobie, aby
napędu wirnika noS
nego w momencie wpro- wszystkie te informacje i przemyS
lenia prze-
wadzenia do górki przedstawia linia niebie- łożyły się wprost na bezpieczeństwo lotów.
The authors discuss the crash of W-3 Sokół helicopter on December 15, 2004 in Iraq
Republic. The helicopter belonged to the Independent Air-attack Group which was a
part of the Multi-National Force (MNF) on peace operation in Iraq. The authors analyse
the doubts on technical reasons for the crash included in two questions: whether the
pilot s mistake could cause shut down of both engines? Is it proper to implement engi-
ne automatic shut down systems?
Sprostowanie
W artykule pt. Psychologiczne mechanizmy uwagi w zakresie percepcji wzrokowej i ich
wpływ na efektywnoS
ć wykonywania zadań lotniczych zamieszczonym w  Przeglądzie WLOP
2002, nr 2, s. 43 - 50 zawarłem 16 zdań (s. 43) analogicznych do zdań z artykułu autorstwa
Adama Tarnowskiego i Jana Terelaka pt. Okoruchowy mechanizm uwagi w sytuacji decyzyj-
nej opublikowanego w  CzasopiS
mie Psychologicznym 1996, t. 2, nr 3, s. 190. Za naruszenie
praw autorskich obu Panów przepraszam. Honorarium za artykuł przekazałem na cele chary-
tatywne.
Tadeusz Jasiński
48 Sierpień 2005