ТЕМА: Национальные особенности отечественной авиации

Это не был вообще первый в мире полёт реактивного самолёта (первыми в 1939 году были немцы, а в 1941 подобного успеха добились англичане), но для отечественной авиации и зарождавшейся космонавтики первый полёт БИ-1 стал началом новой эры.
Самолёт был создан в ОКБ Виктора Фёдоровича Болховитинова. Разработка самолётной планерной части была поручена Александру Яковлевичу Березняку, а силовой установки - Алексею Михайловичу Исаеву.
Двигатель Д-1-А-1100 разрабатывали Леонид Степанович Душкин и Владимир Аркадьевич Штоколов.
Самолёту было дано название «БИ», что на этапе проектирования означало «ближний истребитель», а в перспективе имелось в виду, что «БИ» будет означать «Болховитинова истребитель».
В дальнейшем, когда перспектива внедрения самолёта не реализовалась, тогда «по выдумке некоторых журналистов название «БИ» стало связываться по сходности букв с именами Березняка и Исаева».
Это произошло спустя 20 лет после окончания работ по самолёту.
В действительности А.Я.Березняк и А.М.Исаев были активными участниками создания самолёта БИ, но не творцами его.
Самолёт имел необычайно малые размеры: размах крыла - 6,48 м, длина - 6,4 м и площадь крыла всего 7,0 кв.м. Вооружение: две пушки ШВАК с 90 снарядами и 38 кг бомб.
Подача компонентов в двигатель Д-1-А-1100 (первый азотнокислый с номинальной тягой 1100 кг) осуществлялась из находящихся на борту баллонов сжатого воздуха под давлением 150 атм.
Проектируемая продолжительность его полёта при скорости 800 км/ч составляла 2 минуты, при со скорости 550-360 км/ч - около 4-5 минут. После успешного завершения полёта в отчёте и акте комиссии была дана высокая положительная оценка самолёта и двигателя, новизна и перспективность применения в авиации реактивных двигателей. «Взлёт и полёт самолёта «БИ-1» с реактивным двигателем, впервые примененным в качестве основного двигателя, доказал возможность практического осуществления полётов на новом принципе, что открывает новое направление в развитии авиации».
В целях развития работ была выпущена малая серия самолёта и двигателя для определения тактико-технических данных ракетных самолётов.
Лётчик Г. Я. Бахчиванджи 17 октября 1942 года за испытания первого в мире боевого истребителя с ЖРД был награждён орденом Ленина, а звание Героя Советского Союза ему было присвоено посмертно, спустя 40 лет, только 28 апреля 1973 года.
Создатель самолёта «БИ» В.Ф.Болховитинов будет считать до конца своих дней 1941-1942 годы главными в своей жизни, когда его талант конструктора открыл эру отечественной реактивной авиации.
Первый полёт на БИ-1 открыл эру ракетных полётов и показал возможность практического осуществления полётов на принципиально новом летательном аппарате.
Создание и испытания БИ-1 дали толчок исследованиям в области реактивной авиации, баллистических ракет и освоения космоса.

Как вспоминал заслуженный летчик-испытатель СССР С.А.Микоян, Зюскевич в паре с А.К.Рогатневым (заместителем начальника того же 3-го отдела по летной части) на самолетах МиГ-15 пробивали толстый слой облаков в разомкнутом строю. Выйдя вверх, Рогатнев так и не обнаружил истребитель Зюскевича, и на запросы по радио тот не отвечал. Очевидно, не справился с пилотированием по приборам в облаках, потерял пространственное положение и «завалился». В силу своего административного положения Зюскевич летал не очень регулярно, и это, очевидно, сыграло свою роль, но вообще-то даже подготовленный летчик при полете в облаках при отказе авиагоризонта может потерять пространственное представление, а иногда это случается и при работающем авиагоризонте.
Так или иначе, но командование решило, что Зюскевич потерял навыки полета по приборам. А поскольку Рогатнев подписывал коллеге полетный лист и летел с ним в паре – его обвинили за выпуск его в полет и сняли с должности, вернув на старое место службы, летчиком-испытателем 1-го отдела Института. Он очень болезненно переживал гибель своего товарища, что отразилось на его дальнейшей жизни.

Экипаж 87 летного отряда произвел взлет в а/п Внуково в 10:39 и после набора высоты занял эшелон 7 200 м. После пролета Курска экипаж вышел на связь с РДС Харькова и приступил к снижению на ОПРС Готня до 4 500 м. После пролета ОПРС Готня на заданной высоте в 11:43, экипаж получил разрешение на снижение до 1 500 м и передал подтверждение. В 11:51 диспетчер вызвал борт. Экипаж не ответил. Отметка самолета исчезла в 11:53. Разрушенный самолет вскоре был обнаружен в лесу близ н/п Русская Лозовая в 25,3 км севернее а/п Харьков (Основа). Экипаж и все 114 пассажиров, а также сопровождающий МВД, погибли.
Расследованием установлено, что при снижении до 1 500 м с вертикальной скоростью 6 м/с и приборной скоростью 400-500 км/ч (параметры полета точно установить не удалось в связи с отсутствием записи на ленте КЗ-63) на расстоянии около 30 км от аэропорта в воздухе на высоте около 1 700 м (истинная 1 500 м) произошло разрушение самолета с почти одновременным отделением обоих полукрыльев (с загибом их вверх), включая центроплан. Самолет перешел в беспорядочное падение с МК=146°, что соответствует курсу следования к третьему развороту с МКпос=263°. Разброс обломков составил 2160х765 м. Фюзеляж столкнулся с землей под углом 60-70°. Погода: облачность 3-4 балла, кучевая высотой 1500-2000 м, верхняя граница 2000-2500 м, тихо, видимость 10 км, t=+27°C, слабая болтанка ниже 2 500 м.

Катастрофа произошла в результате разрушения в воздухе нижней панели центроплана крыла самолета по нулевой нервюре. Установлено ослабление усталостными трещинами конструктивных элементов нижней панели центроплана (стрингеров и обшивки) в плоскости симметрии самолета по нулевой нервюре. Аналогичные трещины обнаружены на всех осмотренных после катастрофы самолетах Ан-10. Началу разрушения способствовала турбулентность в ясном небе в сочетании с маневром снижения.

После этой катастрофы все Ан-10 были выведены из эксплуатации.
Ан-10 был создан для перевозок между областными центрами.
Но бетонные ВПП были не на всех аэродромпх. Взлетать и садиться было на грунт. Что тоже способствовало усталостной нагрузке и росту трещин конструкции.
А ИЛ-18 стал лидером в этом классе и продолжал летать..
Однотипный Ан-12 летает до сегодняшнего дня.
На Ан-12 по другому закреплено крыло к центроплана

Самолет 201 летного отряда, выполнявший рейс №109 Москва – Чита, произвел взлет в а/п Домодедово в 18:12 17 мая и после посадок в Челябинске и Новосибирске прибыл в а/п Иркутск, где произошла смена экипажа. Новый экипаж произвел взлет в 03:02 мск 18 мая с МК=296° и в 03:15 доложил занятие эшелона 9 000 м. На борту находились 68 взрослых пассажиров и 4 ребенка. В 03:20 экипаж установил связь с диспетчером РДП а/п Чита, который после доклада экипажа о выходе в расчетную точку снижения разрешил в 03:32 снижение до 3 900 м. В 03:36 после трех коротких включений бортового радиопередатчика экипаж вызвал диспетчера РДП. Диспетчер ответил, одновременно сообщив место (135 км, на трассе). В ответ КВС сообщил: «С кабины поступило требование изменить курс, подчиниться указанию, то есть сигнал об опасности включил бортмеханик и сказал «сейчас пройдут в кабину и словом скажут, куда лететь». Диспетчер подтвердил получение сообщения. В 03:36:30 экипаж передал, что пока прекратил снижение и занял эшелон 6 500 м. Через 45 секунд диспетчер запросил экипаж о высоте полета. Экипаж ответил: «Следую на 6 600 метров, на 6 600 без снижения». В 03:38 с борта поступил сигнал опасности (кодовая передача). После девятого тире этой передачи сигнал опасности прервался. Через 20 секунд диспетчер передал экипажу место самолета – удаление 100 км, азимут 270° и запросил высоту. Сразу после этого диспетчер обнаружил исчезновение движущейся отметки на индикаторе радиолокатора. На дальнейшие вызовы экипаж не отвечал.
В 04:55 экипаж вертолета Ми-8 обнаружил остатки самолета в тайге. Самолет обнаружен строго по трассе в 97 км западнее а/п Чита разбросанным по направлению полета на участке протяженностью 10 км. Разрушенная кабина пилотов находилась севернее высоты 1 377 м (г. Хундунай) в районе речки Арша. В 1 200 м западнее нее с азимутом 286° через реку Арша находилась нижняя часть фюзеляжа с двигателями. В 1 800 м к северо-западу от нижней части фюзеляжа находилась хвостовая часть фюзеляжа с оперением. В 4 500 м юго-восточнее кабины пилотов были найдены шасси и обе плоскости.
Погода в районе происшествия за 03:30 была: облачность 7 баллов верхняя, средняя 4 балла, слоисто-кучевая высотой 1 500 м, видимость более 10 км, ветер у земли 0-3 м/с.

По данным судебно-медицинской экспертизы смерть одного пассажира произошла от пулевого ранения и воздействия взрывного устройства. Этот пассажир, 1941 г.р., сел на борт самолета в Иркутске. У него было обнаружено пулевое ранение спины в области 8-го межреберья слева. Предположительно, смерть наступила от огнестрельного ранения в сердце. Почти сразу же произошел подрыв взрывного устройства, прижатого руками к груди. Выстрел был сделан из табельного пистолета сопровождающего милиционера.
От первого вызова диспетчера до окончания кодовой передачи сигнала опасности прошло 2 мин. 25 сек.

В результате различных экспертиз и расследований было выявлено, что на борту лайнера взорвалось самодельное взрывное устройство (СВУ), которое на борт самолёта пронёс 32-летний пассажир, житель Кировабада Чингис Юнус-оглы Рзаев, севший в Иркутске

За несколько минут до посадки в Чите Рзаев, показав стюардессе СВУ, потребовал изменить курс самолёта и лететь в Китай. При попытке обезвредить Рзаева, бежавшего с СВУ к кабине пилотов, милиционер Ёжиков выстрелил ему в спину; пуля попала в области 8-го межреберья слева и проникла в сердце. Но умирающий Рзаев успел активировать СВУ, эквивалентное по мощности 5,5—6 кг тротила, что привело к взрыву и разрушению конструкции самолёта.

Для проведения совместных Государственных испытаний (в один этап) на Киевском авиазаводе построили три экземпляра Ан-26.
Сборка первой опытной машины (серийный № 02-01) завершилась 20 декабря 1968 г., а окончательная приемка его специалистами КМЗ затянулась до 30 марта следующего года.
В то же время был сдан и экземпляр для статиспытаний (№ 01-01).
В апреле 1969г. ведущим конструктором Ан-26 стал Я. Г. Орлов, ведущим инженером по испытаниям - А.К.Середа.

21 мая 1969 г экипаж ОКБ в составе командира Ю.Н. Кетова, второго летчика В.А. Богданова, штурмана С.П. Кравченко, бортрадиста М.А. Тупчиенко, бортинженера П.Д Игнатиенко и инженера-экспериментатора В.П.Лыновского впервые поднял Ан-26 в воздух.
Несмотря на ветреную погоду (иногда порывы ветра превышали 15 м/с) первый полет прошел нормально.
Через неделю начал летать и второй Ан-26 № 02-02. Его решили продемонстрировать на очередном авиасалоне в Ле Бурже, до открытия которого оставались буквально считанные дни.
Для подготовки к путешествию в Париж на этой машине спешно выполнили три полета, которые позволили определить диапазон скоростей, километровый расход топлива, устойчивость и управляемость, а также работоспособность пилотажно-навигационного оборудования.
Международная премьера Ан-26 прошла вполне успешно. Особенно заинтриговала иностранных специалистов конструкция рампы нового антоновского грузовика, положение которой выставочная бригада КМЗ меняла каждую ночь.

Метеоусловия: облачность 3 балла, высота нижней границы облаков 1500 м, видимость 10 км.
Экипаж выполнял тренировочный полет днем в строю девятки (девятка в правом пеленге отрядов, отряды в правом пеленге самолетов) на предельно малой высоте в районе аэродрома.
М-р Шелковский Г.М. выполнял задание вторым ведомым в замыкающем отряде девятки.
После выполнения разворота на третий заход на прямой в 50 км от аэродрома майор Шелковский Г.М. отстал от ведущего своего отряда на 1,5 – 2 км, увеличив скорость догона и пристраивания проскочил строй и вышел на 50 – 70 м вперед ведущего отряда м-ра Перушева В.В.
Понимая, что находится в непосредственной близости от самолетов отряда и опасаясь столкновения с ними, Шелковский начал отворот вправо с креном до 30°. В этот момент оператор РТСС крикнул: «Выше, командир!». Произошло столкновение с самолетом ведущего, после чего самолеты разошлись, а м-р Шелковский, не проверив управления самолетом, не убедившись в возможности дальнейшего полета и не подавая никаких команд, в спешке катапультировался и благополучно приземлился.
Через 21 сек. на высоте 130 – 140 м катапультировался оператор РТСС, который погиб от удара о землю из-за недостатка высоты для раскрытия парашюта.
Покинутый самолет с углом 3 - 4° продолжал снижаться и при ударе о землю разрушился и сгорел. При этом погиб штурман.
Ведущий отряда м-р Перушев после столкновения, убедившись в управляемости своего самолета, с разрешения РП увеличил высоту до 900 м. Заход и посадку на поврежденном самолете произвел с убранными закрылками, проявив при этом высокое летное мастерство.
В результате столкновения в воздухе на самолете была разрушена правая половина стабилизатора с 5-й по 15-ю нервюру, сбит аэродинамический нож на правой плоскости и имелись другие повреждения.
Причины:
1. Столкновение самолетов произошло в результате грубых нарушений в организации полетов в полку.
2. Майор Шелковский Г.М. был выпущен в полет не подготовленным к полетам строем вторым ведомым в правом пеленге отряда на предельно малой высоте.
3. Катастрофа произошла в результате поспешных, панических действий командира корабля майора Шелковского Г.М., покинувшего управляемый самолет.

Ночью в ПМУ экипаж выполнял полет в зону по программе подготовки помощника командира корабля Сергея Косарева.
При отходе от аэродрома в зону на 7 мин полета на Д = 35 км от аэродрома и на Н=3300м, в режиме горизонтального полета, экипаж услышал хлопок с толчком сзади в районе правого двигателя с последующим срабатыванием сигнализации о пожаре в левой и правой мотогондоле и ухудшении управляемости самолетом.
КК выключил правый двигатель, применил систему пожаротушения, доложил РП.
Из-за потери управляемости принял решение на катапультирование. РП дал команду на катапультирование, после чего экипаж катапультировался.
Три члена экипажа невредимы. Штурман экипажа погиб из-за повреждения парашютной системы осколками разрушающегося самолета. Самолет взорвался в воздухе, обломки упали в районе н.п.Зуя.
Причиной ЛП явилось нелокализованное усталостное разрушение в полете переднего рефлектора первой ступени турбины правого двигателя НК-25, что привело к возникновению пожара, выводу из строя управления самолетом, разрушение планера и его систем.

Из истории Бе-10...

В Акте по результатам Госиспытаний было отмечено, что: "самолет по технике пилотирования на эксплуатационных режимах затруднений не вызывает и может быть освоен летчиками средней квалификации, летающими на Ил-28 и Ту-16", скромно при этом умалчивая, что ни Ил-28, ни Ту-16 не были обязаны взлетать с воды и садиться на нее, такую непостоянную, непредсказуемую по форме и состоянию ВПП.

Летом 1959 г к переучиванию на Бе-10 приступила вторая эскадрилья 977-го отдельного морского дальнеразведывательного авиационного полка (ОМДРАП) авиации ЧФ, который был вооружен Бе-6. Оптимистический вывод летчиков, испытывавших Бе-10, о его простоте на проверку оказался не совсем корректным и в полной мере мог относиться только к пилотированию самолета в воздухе. Приведу мнение заслуженного летчика-испытателя СССР Н.И.Андриевского, который в конце 50-х гг. имел почти 20-летний опыт работы на гидросамолетах различных типов. Он полагал, что Бе-10 очень сложен на взлете и посадке, таит массу неожиданностей, и для его эксплуатации необходимы летчики высочайшего класса, которые должны подбираться индивидуально и любить гидросамолеты. Переучивание летчиков на Бе-10 затруднялось отсутствием второго управления и места для инструктора.

При нормальном взлетном весе скорость отрыва Бе-10 от воды составляла 300 км/ч! Это был своего рода рекорд, но рекорд с обратным знаком. За все новые достижения надо было чем-то расплачиваться.

Предварительная подготовка Бе-10 занимала 3 - 3,5 часа. На предполетную, без подвески средств поражения, затрачивалось в два раза меньше, но если она проводилась на плаву, то требовалось еще 30 минут. Буксировка самолета на перекатном шасси по аэродрому производилась носом или кормой вперед с помощью трактора с использованием троса длиною не менее 15 метров. Для спуска Бе-10 на воду применялись лебедка и трактор. После спуска три водолаза, затрачивая в среднем 10-12 мин, снимали шасси, и потом самолет за носовые утки или кормовой гак буксировался катером для постановки на бочку или донный якорь, Постановка на якорь могла производиться в районах с глубиной до 15-20 м., и выполнялась вручную или с помощью гидропривода. Эта процедура занимала 4-5 мин, на снятие с якоря и выбор троса затрачивалось до 12 мин. Причем в последнем случае требовались значительные физические усилия.

Во избежании помпажа запуск двигателей выполнялся против ветра, а их прогрев и проба, (если встречная волна не превышала 0,4 м) производились на прямой или на циркуляции. Руление на предварительный старт при скорости ветра до 5 м/с обеспечивалось под любым углом к его направлению. При большей скорости ветра для руления под углами к нему приходилось устанавливать разные обороты двигателей. При ветре до 3 м/с и ветровой волне до 0,4 м по ветру и против ветра самолет рулил устойчиво с включенным водяным рулем. В циркуляцию, радиус которой достигал 110 -120 м, Бе-10 вводился с усилием, причем создавались значительные нагрузки на педалях. Руление обычно выполнялось на малой скорости, а на большие расстояния - глиссированием на Скорости 150-170 км/ч.
Бе-10 имел герметичную кабину, и шумы на рабочих местах штурмана и летчика не превышали нормы, установленные ОТТ-58, чего нельзя сказать о кабине стрелка-радиста. В случае отказа двигателя определить это на слух летчик практически не мог, и для него первыми признаками инцидента становилось возникновение разворачивающего момента и опускание носа самолета.

В 1961г. 977-й ОМДРАП получил новое наименование - 318-й отдельный морской противолодочный авиаполк (ОМПЛАП), Очевидно, командование считало, что освоение нового самолета в части проходит достаточно успешно, и машину решили продемонстрировать широкой публике. Летом 1961 г. четверка Бе-10, пилотируемых летчиками-черноморцами: подп-ком Андриевским, м-рами Борисенко, Гордеевым и к-ном Пономаренко, была показана во время празднования Дня ВМФ в Ленинграде. В том же году 6-7 июля Бе-10 демонстрировались на воздушном параде в Тушино. Для базирования летающих лодок использовалось пресноводное Плещееве озеро (Переяславль Залесский). (Пребывание в пресной воде Плещеева озера преподнесло неприятный сюрприз - отслоение от днища антикоррозионного лакокрасочного покрытия).

Аварии и катастрофы....

29 июня 1960 г. на заводском гидроаэродроме потерпел аварию Бе-10, которым управлял экипаж военной приемки во главе с летчиком-испытателем подп-ком Ю.А.Цырулевым. В результате удара о воду машина была сильно повреждена. Экипаж, к счастью, остался жив, однако серьезно пострадал стрелок-радист старшина Н.А.Авдеенко, слишком рано освободившийся от привязных ремней.
25 мая 1961 г. при выполнении контрольного полета в Таганроге разбился Бе-10, который пилотировал летчик-испытатель завода Герой Советского Союза И.Д. Занин, Катастрофа произошла на взлете, при резком увеличении угла атаки на скорости ниже взлетной.
Еще один инцидент произошел с самолетом, которым управлял экипаж во главе с летчиком-испытателем военного представительства на заводе п-ком А.Г.Яковенко.
14 октября 1961 г., когда разбился Бе-10, пилотируемый участником московского воздушного парада Гордеевым. Из сохранившейся краткой справки об этом событии следует, что трагедия произошла из-за ошибки летчика.
22 мая 1962 г. произошла катастрофа Бе-10. пилотируемого ст. л-том Ю.Беловым, в качестве ее причины в документах значится ошибка в эксплуатации самолета.
16 августа 1963 г. разбилась еще одна машина. После этого события недоверие к самолету существенно возросло, и, судя по всему, полеты на Бе-10 в авиации ЧФ больше не производились. Машина так и не была принята на вооружение.

Метеоусловия: облачность 4 балла, высота нижней границы облаков 1500 м, видимость 10 км.
Обстоятельства
Экипаж командира отряда майора Пирожкова., военного летчика 1-го класса, выполнял тренировочный полет днем в ПМУ по маршруту в боевом порядке полка на малых и предельно малых высотах в колонне отрядов с дистанцией 1000 м и превышением 20 м, отряды выполняли полет в строю «клин самолетов» с интервалом 50 м и дистанцией 60 м. Экипаж майора П. выполнял полет левым ведомым в седьмом отряде.
Через 1 ч 15 мин на конечном этапе полета на высоте 900 м и скорости 650 км/ч, находясь левым ведомым в строю отряда, командир корабля обнаружил разницу в выработке топлива, равную 2 т, между передними и задними фюзеляжными группами баков.
На левый двигатель остаток составлял 5 т, на правый - 7 т.
Через 1 ч 16 мин 40 с полета командир корабля доложил ведущему отряда: «Отказала топливная автоматика, лампочки желтые, иду на втором баке». За 77 с до происшествия экипаж вышел из строя, чтобы разобраться в отказе, по команде ведущего перешел на ручное управление выработкой топлива и продолжал полет с набором высоты, при этом скорость уменьшилась до 620 - 600 км/ч. На указанной скорости на высоте 900 м самолет непроизвольно и неожиданно для экипажа перешел в резкое кабрирование с покачиванием с крыла на крыло. Командир корабля полностью до упора отдал штурвал от себя, но самолет не управлялся.
Продолжая кабрировать, самолет сделал полупетлю, и сваливаясь на левое крыло, перешел в беспорядочное падение. Через 30 с самолет упал на лес на удалении 59 км юго-западнее г. Барановичи, взорвался и сгорел. Два члена экипажа катапультировались и благополучно приземлились, штурман корабля погиб.
По заявлению очевидцев, характеру разброса самолета при ударе о землю и срезу деревьев установлено, что самолет, вращаясь вокруг вертикальной оси, практически без поступательной скорости падал по траектории с углом наклона 75 - 80° и столкнулся с землей с небольшим левым креном и опережением на хвост.
Причины
Потеря устойчивости и управляемости самолета и неуправляемый выход его на кабрирование с перегрузкой более 4 с последующим сваливанием самолета.
Потеря устойчивости произошла из-за смещения центровки назад до значения 51% САХ (при допустимой 40% САХ) вследствие нарушения последовательности выработки топлива, вызванного отказом топливной автоматики.
Виновники
1. Ленинградский завод «Техприбор», который не провел эффективных мероприятий по повышению надежности автоматики расхода топлива.
2. ОКБ Туполева, не обеспечившее принятия эффективных мер по исключению сгорания предохранителей в цепи блоков автоматики БАС-52А при исправных блоках.

Экипаж: Заслуженный лётчик-испытатель СССР Герой Советского Союза Эдуард Ваганович Елян (КВС, но сидел в правом кресле - лётчик-испытатель ЖЛИиДБ, был командиром в первом полёте первого Ту-144 (31 декабря 1968 года, борт CCCP-68001);
Заслуженный лётчик-испытатель СССР Владислав Дмитриевич Попов (второй пилот, но сидел в левом кресле - лётчик-испытатель ГосНИИГА;
Виктор Владимирович Вязигин - штурман-испытатель ГосНИИГА;
О. А. Николаев - бортинженер-испытатель ЖЛИиДБ;
В. Л. Венедиктов - бортинженер-испытатель ГосНИИГА;
В. М. Кулеш - ведущий инженер по испытаниям ЖЛИиДБ;
В. А. Исаев - ведущий инженер по испытаниям ГосНИИГА;
В. Н. Столповский - ведущий инженер по силовой установке (ГосНИИГА).

Это первый серийный Ту-144Д с двигателями РД-36-51А выполнял 5 испытательный полёт.
Авиалайнеру предстояло совершить второй контрольно-приёмный полёт, в ходе которого сперва предстояло вывести самолёт на сверхзвуковую скорость (2 Маха), а затем, уменьшив скорость, выполнить на высоте 3000 метров запуск вспомогательной силовой установки (ВСУ). Комиссия установила, что на самолёте в процессе снижения с высоты крейсерского полёта до 3 000 м возникла течь топлива, приведшая к утечке из топливной системы около 8 тонн за время возникновения течи до приземления (около 37 минут). Топливо при утечке попадало в межканальные пространства задних частей воздухозаборников.
При запуске ВСУ топливо воспламенилось. Из зоны ВСУ пожар, в момент его возникновения, перебросился в зоны двигателя №3, ЗЧВЗ-1 и ЗЧВЗ-2, а также в центральное тело фюзеляжа.
Экипаж выполнил жёсткую аварийную посадку около с. Ильинский Погост недалеко от Егорьевска.
После приземления через форточку кабины экипажа покинули самолет командир экипажа В. Д. Попов, второй пилот Э. В. Елян и штурман В. В. Вязигин. Находившиеся в салоне инженеры В. М. Кулеш, В. А. Исаев, В. Н. Столповский покинули самолет через переднюю входную дверь.
Бортинженеры О. А. Николаев и В. Л. Венедиктов оказались зажатыми на рабочем месте деформировавшимися при посадке конструкциями и погибли. (Отклоненный носовой обтекатель коснулся грунта первым, сработал как нож бульдозера, набирая землю, и провернулся под живот, войдя в фюзеляж.)


1 июня 1978 года Аэрофлот навсегда прекратил сверхзвуковые пассажирские рейсы.

Впоследствии Ту-144Д использовался только для грузовых перевозок между Москвой и Хабаровском. В общей сложности, Ту-144 совершил 102 рейса под флагом Аэрофлота, из них 55 - пассажирских (было перевезено 3 194 пассажира).

Экипаж, выполнявший рейс №8556, вылетел из а/п Сухуми в 10:20 мск. На борту находились 160 взрослых пассажиров и 14 детей. В 12:39 КВС начал предпосадочную подготовку перед снижением с эшелона 10 100 м, объявив экипажу, что посадка будет на правую ВПП с МК=100° по курсоглиссадной системе. При этом данная система с 21 мая была исключена из работы для проведения планового технического обслуживания и контрольной летной проверки, о чем было указано в листе предупреждений САИ, с которым экипаж не ознакомился.
В 12:45 экипаж начал снижение с эшелона и в 12:51 вышел на связь с диспетчером подхода, который разрешил снижение до 3 300 м, затем до 2 700 м и 1 800 м. При этом из информации АТИС за 12:30 экипаж узнал, что заход на посадку осуществляется по ОСП+РСП, но при изменении системы захода дополнительную предпосадочную подготовку в нарушение НПП ГА-85 не проводил. В соответствии с правилами экипаж должен был уточнить минимум погоды (120х1800), ВПР (120 м) и расчет вертикальной скорости снижения от точки входа в глиссаду (ТВГ) до ДПРМ (4,7 м/с) и после пролета ДПРМ (3,3 м/с). Также из АТИС экипаж получил данные о фактической погоде за 12:30 – облачность 5 октанов, кучево-дождевая высотой 1 000 м, видимость 10 км.
В 12:58 на высоте 1 800 м экипаж перешел на связь с диспетчером круга, сообщил, что заход будет осуществляться по приводам, но контроля по локатору не запросил. Диспетчер круга разрешил снижение до 900 м к третьему развороту, после выполнения которого дал экипажу разрешение на снижение до высоты круга 600 м. В процессе захода на посадку фактическая погода ухудшилась (за 13:00 – ливневый дождь, видимость 4 000 м, облачность 8/8 кучево-дождевая высотой 270 м). Данная информация об ухудшении фактической погоды, осложняющей заход на посадку, в нарушение приказа МГА на борт не передавалась.
В 13:02:10 экипаж вышел на связь с диспетчером посадки и сообщил ему о выполнении четвертого разворота на высоте 600 м. В 13:03:15 диспетчер сообщил «Удаление 13 км, правее курса 200 метров, подходите к глиссаде». Экипаж подтвердил. В13:03:48 на удалении 10,2 км от торца ВПП (вместо ТВГ на удалении 12,5 км) самолет был переведен в снижение. В 13:04:30 в процессе снижения на высоте 400 м и удалении 7 км при скорости по прибору 287 км/ч закрылки были довыпущены на 45° и через 5 сек. стабилизатор установлен в положении –5,5°. Средняя вертикальная скорость на участке снижения до ДПРМ составляла 4,5 м/с. После выполнения карты контрольных проверок в 13:04:47 на удалении 5 700 м КВС доложил о готовности к посадке. Диспетчер через 4 сек ответил: «удаление 5 км, на курсе, выше 10, посадку разрешаю». В 13:04:56 экипаж подтвердил разрешение на посадку и продолжил снижение.
ДПРМ был пройден в 13:05:08 на высоте 227 м. Полет проходил в условиях ливневого дождя. Экипаж имел визуальный контакт с наземными ориентирами и ВПП. После пролета ДПРМ экипаж увеличил вертикальную скорость снижения и самолет, снижаясь ниже глиссады, вышел за зону допустимых отклонений. В 13:05:26 на удалении 3 100 м штурман сообщил экипажу о высоте и скорости (150 м и 260 км/ч), но не дал команду «Оценка», как это установлено за 30 м до ВПР. КВС, в свою очередь, в момент пролета ВПР на удалении 2 900 м не сообщил экипажу свое решение. Вертикальная скорость снижения при этом составляла 7,5 м/с, что выходило за установленные РЛЭ ограничения и требовало ухода на второй круг. Второй пилот в нарушение своих обязанностей, при отсутствии решения КВС о посадке на ВПР уход на второй круг не выполнил, хотя параметры полета по высоте и вертикальной скорости достигли предельных значений и не имели тенденции к исправлению. В 13:05:28 был несколько увеличен режим работы двигателей, а штурвал отклонен «на себя». Этим к удалению 2 150 м вертикальная скорость уменьшилась до 2 м/с. Самолет находился ниже глиссады на 40-50 м. После уменьшения вертикальной скорости был установлен исходный режим работы двигателей и отдан «от себя» штурвал. В процессе снижения на удалении 1 950 м на вопрос штурмана «Оценка?» КВС ответил «Садимся». В это время фактическая высота полета составляла 60 м и самолет находился в снижении с вертикальной скоростью 2-4 м/с.
В 13:05:32 на пункте диспетчера посадки была произведена подмена диспетчеров, что повлекло потерю контроля за полетом самолета на участке от ДПРМ до БПРМ и являлось грубым нарушением нормативных документов, разрешающих производить подмену только во время отсутствия ВС на предпосадочной прямой. С момента приема дежурства и до катастрофы подменивший диспетчер радиообмен с экипажем не вел, снижение ВС ниже глиссады на 40 м на участке между ДПРМ и БПРМ не определил и экипаж не информировал.
Перед БПРМ экипаж, визуально оценив значительное снижение ниже заданной высоты, на высоте 40 м отреагировал резким (без команды) увеличением режима работы двигателей до 90% по КВД и взятием штурвала на себя от исходного положения -6° до -12…13°. Самолет с перегрузкой 1,2 ед перешел в набор высоты со скоростью 4 м/с, что сопровождалось значительной перебалансировкой самолета в продольном канале. БПРМ пройден в 13:05:53 на высоте 42 м. К 13:06:01 высота составляла 60 м. В условиях такой разбалансировки режима захода маневр должен был завершиться уходом на второй круг. Тем не менее, в процессе пролета БПРМ экипаж принял решение произвести посадку, для чего штурвал был отдан «от себя» на 10° и режим работы двигателей уменьшен до 66% по КВД. Вертикальная перегрузка а течение 10 сек. была 0,9 ед., что привело к плавному, не замеченному экипажем, нарастанию вертикальной скорости снижения. Скорость полета при этом уменьшилась с 280 км/ч до 250 км/ч. Максимальная вертикальная скорость снижения на удалении 150м до торца ВПП достигла 7 м/с, а минимальное значение угла тангажа - 4-5° на пикирование. При этом РЛЭ Ту-154 запрещает все вертикальные маневры после пролета БПРМ и не рекомендует изменение оборотов двигателей более чем на 5% при заходе на посадку. Повторная значительная перебалансировка самолета существенно сузила возможность его стабилизации на конечном участке захода на посадку, чему также могло способствовать влияние ливневого дождя на визуальную оценку пилотами положения самолета. За 2,5 сек до касания на высоте полета около 20 м при вертикальной скорости снижения 7 м/с экипаж, осознав опасность грубой посадки, взял штурвал полностью «на себя» (руль высоты отклонился на кабрирование до упора - 29°) практически одновременно с увеличением режима работы всех двигателей до взлетного режима (обороты к моменту касания возросли до 75% по КВД). Возникло положительное приращение вертикальной перегрузки, угол тангажа увеличился на 8° с угловой скоростью тангажа до 2,2°/с.
В 13:06:13 на приборной скорости 250 км/ч самолет приземлился на имеющую встречный уклон 3° отмостку КПБ практически без крена, с курсом 100°, с незначительным (около 1°) отрицательным углом тангажа относительно отмостки КПБ с вертикальной скоростью снижения до 7 м/с. Первое касание произошло передней стойкой шасси (за 6,3 м до ВПП), затем основными стойками шасси (за 9,9-13,2 м до ВПП). Вертикальная перегрузка при грубой посадке составила не менее 4,5 ед, что превышает разрушающую. Произошло разрушение фюзеляжа в его верхней части в районе 49-53 шпангоутов. Шасси подломились. Дальнейшее разрушение самолета произошло под действием нерасчетных нагрузок при его движении по бетонной ВПП и по земле. Фюзеляж разломился на три части. Хвостовая часть остановилась на ВПП развернутой вправо по направлению полета. Средняя часть фюзеляжа с центропланом и частично отделившейся пилотской кабиной остановилась на грунте в 80 м левее ВПП также с разворотом вправо. Пожара не возникло. 13 пассажиров, в том числе двое детей, погибли. КВС и 37 пассажиров получили различные травмы.


Комиссия однозначно не установила, кто из пилотов осуществлял активное пилотирование на заключительном этапе полета. По заявлению обоих летчиков, активное пилотирование осуществлял второй пилот с правого сиденья. КВС вмешивался в управление с целью исправления ошибок, допущенных вторым пилотом на участке с удаления от 2 000 м до 750 м от торца ВПП. На этом участке и произошла наиболее значительная разбалансировка самолета в продольном канале.
Возможными причинами более крутого снижения после пролета ДПРМ при отсутствии инструментальной информации о линии глиссады (заход по ОСП) могли быть:
а) неточный расчет потребной вертикальной скорости снижения или незнание пилотами ее величины, так как на записи МАРС-БМ не зафиксировано доклада штурмана о расчетной вертикальной скорости снижения, в то время как до ДПРМ такая информация была доведена до экипажа (сообщение штурмана «по 6 метров»);
б) зрительная иллюзия более высокого положения самолета относительно воображаемой линии глиссады или зоны посадочных знаков на ВПП при визуальном полете, вызванная преломлением световых лучей из-за наличия полосы ливневых осадков;
в) недостаточный навык второго пилота по пилотированию самолета при заходе на посадку по ОСП вследствие малого числа выполненных им заходов по этой системе и перерыва в работе, связанного с отпуском, а также возможное повышение уровня его нервно-эмоционального состояния, поскольку он рассматривался командованием отряда, как кандидат для ввода в строй командиром ВС;
г) снижение уровня работоспособности экипажа, связанное с ранним вылетом из Ленинграда (05:25).
Наиболее вероятными причинами несвоевременности принятия решения о производстве посадки являются:
а) отрицательный перенос навыка выполнения данной операции, обусловленной тем, что заход по ОСП (с ВПР=120м) на Ту-154 встречается относительно редко. Наиболее часто заходы на посадку производятся по курсоглиссадной системе (ВПР=60м);
б) отсутствие четких указаний КВС по уточнению параметров захода при принятии им решения о заходе по ОСП, а не по РСП+ОСП;
в) неудовлетворительное взаимодействие в экипаже в части выдерживания и контроля параметров захода на посадку, что связано с недостатками в комплектовании экипажа и его предварительной подготовкой к полетам.
Мотивами принятия ошибочного решения о выполнении «горки» для пролета БПРМ на установленной высоте при фактической на 20 м ниже, по-видимому, являются опасения членов экипажа получить порицание от командно-руководящего состава при обнаружении этого отклонения после контрольной расшифровки записей МСРП.
Ошибочное решение о производстве посадки на несбалансированном самолете вместо ухода на второй круг обусловлено следующими возможными причинами:
а) непониманием опасности выполнения неконтролируемого снижения на малой высоте;
б) стремлением экипажа выполнить посадку в что бы то ни стало с первого захода из-за ложного представления у летного состава о том, что уход на второй круг может дать повод для появления сомнений в их профессиональном мастерстве, а также стремлением к экономии времени (при фиксированной санитарной норме) и исключением перерасхода топлива, экономия которого в настоящее время ощутимо стимулируется материально;
в) психологической установкой, направляющей стремления экипажа на обязательное выполнение посадки после принятия решения в точке пролета ВПР.
При вылете из Сухуми экипажу была записана коммерческая нагрузка, меньшая фактической на 1 061 кг, что повлекло за собой неточность при расчете центровки (25,4% САХ при фактической 21% САХ). Хотя фактическая центровка не выходила за установленные РЛЭ пределы, если бы экипаж знал, что заход на посадку производится при центровке, близкой к предельно передней, это, возможно бы, повысило внимательность и ответственность в выдерживании и контроле параметров захода на посадку.

После семилетнего простоя его восстановили. Установили двигатели. Выполнили доработки оборудования. Получил новую покраску.
И получил регистрационный номер UA-82060.

23 мая 2001 года были выданы сертификаты типа Авиационным регистром МАКа и Государственным департаментом авиационного транспорта Украины («Укравиатранс»), что позволило начать коммерческое использование самолёта. Самолёт, один из символов советского авиастроения, успешно эксплуатировался украинской авиакомпанией "Авиалинии Антонова", перевозя грузы по всему миру, до февраля 2022 года.

Экипаж 95 летного отряда 22 мая прибыл в а/п Смольное (Ленинград), выполнив рейс №141 из Кировограда. После нормального отдыха и ночевки в Ленинграде 23 мая экипаж приступил к выполнению четырех рейсов по маршруту Ленинград-Минск-Хмельницкий-Киев-Кировоград. Выполнив рейс Н-162 из Минска, экипаж произвел посадку в а/п Хмельницкий и в 21:09 мск приступил к взлету рейсом Н-166 в а/п Киев (Жуляны). Прогноз погоды по маршруту Хмельницкий-Киев с 20:30 до 24:00 предусматривал: облачность 6-9 баллов, слоисто-кучевая, кучево-дождевая, верхняя кромка 4-5 км, 5-10 баллов верхняя, средняя, умеренная болтанка, в облаках обледенение, грозовое положение. Прогноз погоды по пункту посадки с 21:00 до 24:00 предусматривал: облачность 7-10 баллов, кучево-дождевая, разорвано-дождевая высотой 90-140 м, верхняя кромка 4-5 км, дождь, дымка, туман, видимость 900-1400 м, в начале срока 1500-2000 м, ветер 70-90°, 6-9 м/с, умеренная болтанка, в облаках умеренное обледенение, грозовое положение. Фактическая погода за 20:25 – облачность 10 баллов, кучево-дождевая, разорвано-дождевая высотой 240 м, дождь, дымка, видимость 3 500 м, температура воздуха +10°С. Прогноз и фактическая погода позволяли экипажу принять решение на вылет и соответствовали его минимуму. В процессе полета опасных метеоявлений не было. После набора заданного эшелона 4 500 м в 21:24 экипаж установил связь с диспетчером РДП а/п Борисполь. Затем экипаж по согласованию с диспетчером занял эшелон 2 700 м и на этой высоте в облаках выполнял полет до рубежа снижения аэропорта Жуляны. В 22:00 диспетчер подхода а/п Борисполь дал разрешение на снижение до 1 500 м. При пересечении эшелона 1 800 м через 2 минуты он передал управление полетом диспетчеру круга а/п Жуляны. В 22:02:11 диспетчер круга на удалении 23 км дал указание взять курс 350° влево (выполнить третий разворот) и доложить снижение до 1 500 м, на что экипаж ответил: «1500 сию у меня». В 22:02:21 диспетчер дал указание снижаться до 400 м по давлению аэродрома 730 мм рт.ст. правым доворотом на 81° (четвертый разворот) и заход на посадку по СП-50. Экипаж подтвердил. При расшифровке записи радиообмена установлено, что в результате «накладки» в радиосвязи информация о давлении 730 мм рт.ст. не была принята. После кратковременного пропадания метки самолета на индикаторе радиолокатора на запрос диспетчера в 22:03:16 экипаж доложил о занятии высоты 500 м. Диспетчер, наблюдая за меткой, дал указание: «Выполняйте правый разворот, берите курс 100°, доложите 400 м». В 22:03:44 экипаж доложил: «Занял 400 м, 100°». По показаниям диспетчера круга метка самолета после пересечения линии посадки начала удаляться влево. Диспетчер дважды дал команду «с курсом 110° на четвертый разворот, на 11-й км», однако экипаж на эти указания не реагировал и на дальнейшие вызовы не отвечал. Метка самолета пропала. Вскоре разрушенный самолет был обнаружен на территории танкодрома близ села Гореничи Киево-Святошинского района в 16 км западнее а/п Жуляны. Все находившиеся на борту пассажиры (23 взрослых и 2 ребенка) и экипаж погибли. По показаниям очевидцев самолет летел на низкой высоте с работающими двигателями со снижением и небольшим правым креном. После первоначального касания земли с убранными шасси и закрылками, с практически нулевым углом тангажа и небольшим правым креном с МК=32°, вертикальной скоростью снижения 3 м/с и приборной скоростью около 420 км/ч, частично разрушилась правая плоскость. Появился длинный язык пламени. Далее самолет перевернулся и взорвался при столкновении с землей. Катастрофа произошла в 22:05 мск

В крови членов экипажа и пассажиров обнаружен карбоксигемоглобин в следующих количествах: КВС – 18,1%, второй пилот – 15,6%, бортмеханик – 22,4%, бортпроводник – 18,4%, пассажиры – от 7 до 16%. Пробы взяты через 14 часов после гибели, но по заключению института судебной медицины это не могло существенно повлиять на результаты. Налет экипажа в этот день составил 4 часа, а рабочее время – 10 часов. Источник выделения повышенной концентрации угарного газа (СО) в самолете не установлен. Ранее подобных случаев на самолетах Як-40 не зафиксировано. По заключению экспертизы пожара на борту в воздухе не было.

Вероятной причиной катастрофы может быть потеря работоспособности экипажа из-за воздействия угарного газа и других токсичных компонентов. Это привело к невыполнению ряда операций при снижении, в том числе неустановку барометрического давления аэродрома, чему также способствовала «накладка» при ведении связи диспетчера с экипажем. В результате произошло преждевременное снижение самолета и его столкновение с землей.

Метеоусловия: облачность 7 баллов, высота нижней границы облаков 2100 м, видимость 10 км, ветер справа под 40 град, 5-7 м/с.

Экипаж командира подполковника Малышева, военного летчика 1-го класса, выполнял перелет с аэродрома Барановичи на аэродром Озерное. В 15 ч 08 мин 18 с экипаж начал взлет. На 23-й секунде разбега при скорости около 320 км/ч на удалении 1740 м от начала ВПП в гермокабине возник пожар, создавший аварийную обстановку.
При отсчете штурманом скорости 300 км/ч летчик приступил к созданию взлетного угла, через 2 с после отсчета 300 командир корабля, получив доклад от штурмана: «Пожар у нас, командир, пожар!..», прекратил взлет на скорости примерно 350 км/ч. Убрав РУД обоих двигателей и принудительно опустив переднее колесо, летчик приступил к торможению основными тормозами и доложил руководителю: «Прекратил, убрал, машину», требуя пожарную машину к месту остановки самолета.
В последующем командир корабля, видя неизбежность выкатывания на грунт, выключил двигатели и экипаж обесточил самолет.
При сходе на грунт самолет получил продольную раскачку, и результате чего за 30 м до железнодорожной насыпи подломилась передняя стойка шасси и самолет опустился на нос.
На скорости 200 - 220 км/ч самолет столкнулся с железнодорожной насыпью, находящейся на расстоянии 408 м от торца ВПП, перескочил на другую сторону железной дороги, взорвался и сгорел.
Экипаж в составе трёх человек погиб: командир полка Георгий Малышев, старший штурман Эдуард Карташов и начальник связи полка Николай Елифанов

Причина
Пожар в кабине самолета. После столкновения самолета с препятствием большинство элементов конструкции и оборудования гермокабины сгорело, точное место очага пожара установить не представлялось возможным.
Наиболее вероятным местом возникновения очага пожара мог быть район левого борта кабины, между сиденьями штурмана и командира корабля.
Причинами пожара могли быть:
- возгорание масла АМГ-10 при его попадании в блоки радиоэлектронного оборудования и разъемы коробки электросети, размещенные между сиденьями штурмана и командира корабля (блок системы посадки ГРП-2Л1, блоки системы ближней навигации РСБН-2СВ — измерения дальности, азимута и отработки СРП;
разъемная коробка штурвала);
— попадание масла АМГ-10 в блоки и коробки могло произойти в результате возникшей в процессе руления и взлета негерметичности трубопроводов (трещины, разрушения ниппельных соединений) линии слива системы торможения колес шасси (давление в трубопроводах 1—3 кг/см2);
- возгорание с обильным выделением дыма из блоков радиоэлектронного и авиационного оборудования (силовые трансформаторы), размешенных в районе рабочих мест штурмана и командира корабля (блоки БИА, БД, БОСРП, аппаратура РСБН, ГРП-2М системы посадки, УТС-54Б-42 топливомера ТАЦ-2-1Б, РУБ автопилота АП-7МЦ, электронная часть 48А звездно-солнечного ориентатора БЦ-63А, автотрансформатор АТ-11 системы обогрева стекол);
- возгорание из-за короткого замыкания электроприводов в разъемных коробках электросетей и панелей АЗС, размещенных в районе рабочих мест штурмана и командира корабля (РК штурвала, РК триммирования, панель АЗС летчика, панель АЗС штурмана).

Ранее такие полеты выполнялись на самолётах МС-21-300 с двигателями PW1400G, сейчас версия программного обеспечения системы автоматического управления адаптирована под двигатели ПД-14 в полном объёме.
Категория IIIа означает, что допускается посадка при дальности видимости на ВПП не менее 200 метров и высоте принятия решения не менее 30 метров. Самолёт, претендующий на получение категории IIIA, должен обеспечивать автоматическое снижение и предпосадочное выравнивание.
Автоматический режим посадки был задействован до касания взлётно-посадочной полосы.
В составе экипажа были: лётчик-испытатель ПАО «Яковлев», Герой России Роман Таскаев и лётчик-испытатель ГосНИИГА Игорь Чернов, а также бортоператоры Олег Березин и Павел Сокут.

Категория IIIс ICAO является наивысшей, она допускает посадку при любых условиях видимости без ограничений вплоть до её полного отсутствия по горизонтали и вертикали. Самолёт, оборудованный в соответствии с категорией IIIс, должен обеспечивать автоматическое снижение, выравнивание, посадку и пробег по ВПП, используя автопилот и приборы, установленные на аэродроме.


Экипаж МС-21 (73051) после приземления: Олег Березин, Роман Таскаев, Игорь Чернов, Павел Сокут.

При разведывательном облёте авианосца USS Essex (CV-9) в Норвежском море гибнет развороте на предельно-малой высоте, самолёт зацепил крылом воду. Тела трёх найденных членов экипажа были подняты американцами и переданы советским представителям.

Экипаж выполнял полет из Жданова (Мариуполь) в Ворошиловград (Луганск) с единственным пассажиром на борту - Юрия Михайловича Марченко, начальника ВВВАУШ, генерал-майора авиации и заслуженного военного лётчика СССР..
Полёт проходил на высоте 4200 м. Неожиданно над Донецком самолёт начал падать, на высоте 2750 м стал разрушаться и упал в одном из районов Донецка, по счастью, в его лесистой части. Все 7 человек на борту погибли.


Расследование показало, что причиной катастрофы стал сбой в работе электрооборудования из-за ошибки, допущенной во время выполнения техобслуживания на авиаремонтном заводе в Челябинске пятью годами ранее. Рабочие типа перепутали провода.
Но самолёт пять лет летал....
Не официальная версия - самолёт попал в зону грозовой деятельности.

Экипаж выполнял чартерный рейс по перевозке испанских военнослужащих, проходивших службу в составе международного контингента вооруженных сил в Афганистане, и в 03:35 установил связь с диспетчером подхода а/п Трабзон, получив условия захода на посадку на ВПП 11. Затем экипаж перешел на связь с диспетчером зоны УВД Анкара и по его разрешению приступил к снижению, находясь над морем севернее аэропорта. В процессе снижения изменилось направление ветра и рабочей ВПП стала ВПП 29. Фактическая погода была следующей: ветер 260° 11 м/с, видимость более 10 км, высота рассеянной облачности 600 м. В 03:50 экипаж вновь вышел на связь с диспетчером подхода, сообщив ему удаление 45 км от азимутального радиомаяка аэропорта (VOR) и снижение до высоты 3 300 м. Диспетчер дал указание на пролет радиомаяка VOR на высоте 1 800 м и указание готовиться к заходу на посадку на ВПП 29 по азимутально-дальномерной системе VOR/DME. В 04:02 экипаж приступил к заходу на посадку с курсом на радиомаяк VOR, но самолет вышел за пределы установленной схемы захода, и через 3 минуты экипаж передал об уходе на второй круг. Диспетчер дал указание выполнять разворот для повторного захода на ВПП 29. Экипаж с некоторой задержкой ответил, что будет продолжать заход на посадку. После пролета VOR самолет продолжал снижение над горным районом юго-западнее аэропорта. Минимальная высота снижения для данного сектора установлена 3 500 м. В 04:12 самолет в облаках столкнулся со склоном горы на высоте 1 400 м в 23 км юго-западнее радиомаяка VOR аэропорта Трабзон.

Погибли все находившиеся на борту 75 человек: 62 пассажира (40 военнослужащих сапёрного подразделения элитной бронетанковой дивизии «Брунете», 21 военнослужащий ВВС Испании, обслуживающих испанскую авиагруппу в Афганистане), 12 членов экипажа, являвшихся гражданами Украины, и 1 флайт-менеджер, гражданин Белоруссии.

Причиной катастрофы является столкновение самолета с землей в управляемом полете, вызванное потерей экипажем понимания текущей ситуации, нарушением требований, установленных РЛЭ самолета и схемой захода на посадку, выполнением неточного захода на посадку, неправильным использованием автоматизированных систем управления полетом, отсутствием должного уровня подготовки и снижением ниже установленной высоты снижения для данного района.

Доставив 9,5 тонн специального груза из аэропорта Быково в Челябинск, самолет перегонялся без груза в Пермь.
Через минуту после взлета экипаж запросил разрешение на возврат в аэропорт по причине задымления в кабине.
Получив разрешение, экипаж приступил к выполнению маневра захода на посадку левым кругом на ВПП 09 (курсом взлета). В процессе захода на посадку самолет находился в облаках, задымление кабины усиливалось, происходил последовательный отказ части оборудования и систем самолета, их нештатная работа и прохождение ложных сигналов об отказах. При завершении третьего разворота с левым креном около 15° на скорости около 335 км/ч произошло самопроизвольное выключение обоих левых двигателей с флюгированием воздушных винтов.
Экипаж устранил крен отклонением элеронов и руля направления и увеличением режима работы двигателя №4. Затем экипаж приступил к выполнению четвертого разворота, в процессе которого, через 40-45 сек. после выключения двигателей, левый крен стал быстро нарастать.
В этот момент самолет находился в 11 км от ВПП правее посадочного курса. Ан-12 перешел в снижение с уклонением вправо и потерпел катастрофу недалеко от пос. Рощино через 8 минут после взлета.
Задев провода ЛЭП, с левым креном более 60° самолет упал на вспаханное поле, полностью разрушился и сгорел.
Погода - облачность (нижняя кромка 100 м), видимость 2 300 м, небольшой дождь.

Расследованием установлено, что авиационное происшествие с самолетом Ан-12 RA 12957 произошло в результате его столкновения с землей, ставшего следствием потери самолетом управляемости по крену из-за разрушения проводки управления элеронами при выполнении внеочередного захода на посадку на аэродром вылета Челябинск по причине задымления грузовой кабины.
Разрушение проводки управления элеронами произошло, предположительно, в зоне 23…25 шпангоутов грузовой кабины самолета. Причиной разрушения проводки, наиболее вероятно, явился значительный нагрев расположенной в этой зоне тяги управления, выполненной из сплава Д16-Т, и ее последующий разрыв под действием растягивающей эксплуатационной нагрузки.
Нагрев указанной тяги управления мог явиться следствием возгорания в полете расположенных в непосредственной близости от нее жгутов проводов бортовой электросети самолета, о котором свидетельствовали - задымление грузовой кабины самолета, нештатное срабатывание различных систем сигнализации, отказы оборудования самолета, самовыключение двух его двигателей.
Электрожгуты, распределительные устройства, блоки и агрегаты авиационного оборудования, размещенные в зоне 15…25 шпангоутов (потолочная часть грузовой кабины) подверглись интенсивному воздействию пожара, возникшего при столкновении самолета с землей, в результате чего точно определить место и причину первичного возгорания электрожгутов не представилось возможным.

Самолет Ил-62М 210 летного отряда, выполнявший международный рейс Москва-Гавана, после посадки во Франкфурте-на-Майне прибыл в Лиссабон.
После смены экипажа взлет был произведен в 03:32 по Гринвичу.
На борту находились 59 пассажиров (28 граждан СССР, в том числе 8 детей, 8 граждан Кубы, в том числе двое детей, а также 12 граждан Великобритании, 3 - Швеции, по 2 - Австралии, ФРГ и Гвинеи-Бисау и по одному Нидерландов и Мексики).
При подходе к зоне РДС Гаваны командир корабля при выполнении предпосадочной подготовки сообщил экипажу неверную информацию о давлении на уровне моря (QNH) – 1 025 мб (762 мм рт.ст.), в то время как ранее на борт было передано давление 1 010 мб. Ни один из пунктов пролета в течение всего полета (9 ч 20 мин) не давал таких данных о давлении. При входе в зону РДС Гаваны экипаж получил разрешение снижаться с эшелона 35 000 футов до эшелона 15 000 футов и далее до 3 000 футов.
Диспетчер сообщил условия посадки: МКпос = 52°, заход на посадку по варианту № 2, который предусматривал после пролета БПРМ с курсом 272° выполнять полет в течение 2 минут, затем выполнить разворот на посадочный курс 52° (точка входа в глиссаду 10,5 км от ВПП), и передал фактическую погоду аэропорта им Хосе Марти: видимость 8 км, ясно, температура воздуха +21°С, QNH 758 мм рт.ст. Данное значение давления на уровне моря было передано трижды в процессе снижения и захода на посадку и подтверждалось экипажем.
Управление полетом осуществлялось с диспетчерского пункта подхода (ДПП) путем контроля информации, сообщаемой экипажем.
КДП осуществлял контроль посредством визуального наблюдения в бинокль и по данным экипажа.
Всё радиотехническое оборудование аэропорта и средства связи работали нормально.
После пролета БПРМ полет выполнялся с курсом 275° в течение 1 мин 23 сек вместо 2 мин. Затем был выполнен левый разворот сначала с креном 20°, а на расстоянии 12 км от ВПП и 4 км от ее оси - с креном до 30° и снижением до 450 м по давлению 758 мм рт.ст.
Самолет вышел на ось ВПП на расстоянии около 9 км вместо 14-15 км по схеме захода.
После выхода на предпосадочную прямую экипаж выполнял снижение с вертикальной скоростью 4,5-5 м/с. Выдерживая высоту по давлению на уровне моря 758 мм рт.ст., экипаж не осуществлял ее контроль по радиовысотомеру, сигнализатор которого не был установлен на высоту принятия решения (ВПР) 150 м.
При встрече в районе БПРМ с местным туманом высотой 30-40 м и, не видя ВПП, на расстоянии от нее 3 км экипаж продолжил снижение ниже ВПР 150 м, равной минимуму погоды для самолетов Ил-62 с курсом посадки 52°. Вертикальная скорость снижения составляла 7 м/с. Давление аэродрома посадки (QFE) 752 мм рт.ст. экипажем не было установлено на высотомерах, что привело к тому, что траектория снижения самолета на предпосадочной прямой проходила ниже установленной на 64 м (на высоту превышения аэродрома относительно уровня моря), что явилось причиной преждевременного снижения самолета. В 08:45:31 местного времени (12:45:31 по Гринвичу) на предпосадочной прямой на расстоянии 1 820 м от торца ВПП на скорости 280 км/ч самолет в посадочной конфигурации столкнулся с проводами ЛЭП на высоте 23-25 м.
За 2,5 сек до столкновения с ЛЭП штурвал был резко взят на себя. Проводами был срезан стабилизатор самолета по задний лонжерон киля и повреждено правое крыло (отрыв части внешнего закрылка).
В результате повреждения закрылка стремительно начал развиваться правый крен, достигший 70° в течение трех секунд. Курс изменился за 5 секунд на 40° вправо. После столкновения с проводами самолет пролетел между двух опор ЛЭП высотой 28 м, имея боковое уклонение от оси ВПП вправо на 60 м и оборвал 4 верхних провода.
При дальнейшем движении он срезал верхушки 22 пальм, высаженных вдоль небольшого, проходящего поперек посадочного курса канала, и одну пальму свалил.
Через 5,5 сек после столкновения с ЛЭП самолет на расстоянии 1 270 м от торца ВПП и в 121 м от ее оси столкнулся с землей на пустыре, полностью разрушился и сгорел (за исключением хвостовой части от 78 шпангоута). Первоначальный удар о землю произошел правым крылом и носовой частью. Разброс обломков составил 130х70 м. Выжили два пассажира, находившиеся в третьем салоне и получившие ранения средней тяжести – мужчина – гражданин СССР, и женщина – гражданка ФРГ.
Контрольный замер погоды на аэродроме за 09:00 был следующим: тихо, видимость 10 км, облачность 1/8 баллов кучевая высотой 600 м, температура воздуха +25°С, давление 758,5 мм рт.ст. на уровне моря. По результатам опороса очевидцев установлено, что в полосе захода на посадку был туман с видимостью до 60 м и высотой 30-40 м от уровня аэродрома. Наблюдения за фактической погодой в а/п Гавана на момент происшествия не проводились.