Aconteceu em 2 de março de 1986: Acidente fatal com Antonov An-24 da Aeroflot perto de Bugulma, na Rússia

Em em 2 de março de 1986, o avião Antonov An-24B, prefixo CCCP-46423, da Aeroflot, operava o voo F-77, partindo  Aeroporto de Bykovo, em Moscou, com escala em Cheboksary, e destino final no Aeroporto de Bugulma, no Tartaristão, todas localidades da Rússia.

O An-24B com número de cauda 46423 (número de série 87304108) foi fabricado pela fábrica Antonov em 20 de fevereiro de 1968. Na época do acidente, o avião comercial havia acumulado um total de 31.570 horas de voo e 23.765 pousos.

Um An-24B da Aeroflot similar ao avião envolvido no acidente

A aeronave operava o voo F-77 de Moscou para Bugulma, com escala em Cheboksary. Era pilotada por uma tripulação do 61º Destacamento de Voo, composta pelo Capitão V.A. Pastukhov, o copiloto A.S. Cheprasov e o engenheiro de voo A.B. Shtein. A comissária de bordo N.A. Baskakova trabalhava na cabine. 

Às 02h02, horário de Moscou, o An-24 decolou do Aeroporto de Cheboksary e, após ganhar altitude, nivelou-se a uma altitude de cruzeiro de 4.500 metros. Havia 34 passageiros a bordo: 32 adultos e 2 crianças.

De acordo com a previsão meteorológica disponível para a tripulação, Bugulma deveria apresentar céu nublado com base das nuvens a 120 metros e teto a 3.000 metros, ventos frescos de sudeste (160° 5 m/s), forte queda de neve, neblina e visibilidade de 1.500 metros. 

Ocasionalmente, era esperada neblina seca, reduzindo a visibilidade horizontal para 800 metros e a vertical para 80 metros. O tempo real em Bugulma correspondeu quase exatamente à previsão, com visibilidade chegando a 4.000 metros — mais que o dobro do esperado. Essas condições meteorológicas estavam dentro do mínimo exigido pelo capitão.

Às 02h54, horário de Moscou (52 minutos de voo), quando a aeronave se aproximava de Bugulma, a tripulação, após receber autorização do despachante, desligou o piloto automático e iniciou a descida para a altitude de circuito de 400 metros, alcançada a 20 quilômetros do aeroporto de Bugulma.

Seguindo as instruções do despachante, a aproximação foi realizada com uma curva à direita, de acordo com o ILS , com um curso de pouso de 192°. A 16 quilômetros da cabeceira da pista, a tripulação realizou a quarta curva e alinhou-se para a aproximação final. Sem desvios do manual de operação, o trem de pouso e os flaps foram acionados a 15°. A velocidade de voo era de 230 km/h e a potência do motor foi inicialmente ajustada para 28-30° no indicador de posição da alavanca de potência. 

Às 03h04, horário de Moscou (63 minutos de voo), a tripulação estendeu os flaps para a posição de pouso (38°), conforme o manual. Devido ao aumento do arrasto aerodinâmico, a potência do motor foi aumentada para 40° no indicador de posição da alavanca de potência.

No entanto, um segundo após aumentar o modo, a uma velocidade de 225 km/h, o sistema de embandeiramento automático do motor esquerdo ativou-se espontaneamente, embandeirando a hélice esquerda. Isso causou um empuxo assimétrico, resultando em um momento de guinada para a direita, e a aeronave começou a inclinar-se para a esquerda, atingindo um ângulo de inclinação de 20° em 5 segundos, e desviou-se para a esquerda. 

A tripulação percebeu a falha da unidade de potência esquerda quase imediatamente e tentou contrariar a inclinação para a esquerda defletindo os ailerons para 19° para uma inclinação para a direita e pressionando o pedal do leme direito com força para virar o leme para a direita.

No entanto, ao pressionar o pedal direito, os pilotos apenas neutralizaram o leme, pois a aeronave começou a deslizar para a esquerda. As forças aplicadas ao pedal (15 kg) apenas mantiveram o leme em uma posição neutra, não conseguindo contrariar o momento de guinada. No entanto, através da deflexão dos ailerons, a tripulação conseguiu reduzir a inclinação para a esquerda para 9°.

Devido ao elevado ângulo de derrapagem lateral, a velocidade começou a diminuir, levando os pilotos a empurrar os manches para a frente, tentando aumentar a velocidade apontando o nariz para baixo.

No entanto, esta medida foi ineficaz, pelo que a tripulação colocou o motor direito, ainda operacional, no modo de descolagem, esquecendo-se de que, de acordo com o manual, deveriam primeiro nivelar a aeronave, retirando-a da inclinação para a esquerda e colocando-a na direita. Como resultado, a inclinação para a esquerda aumentou, ultrapassando os 50°, e os ângulos de derrapagem lateral e de arfagem também aumentaram. 

O arrasto aerodinâmico aumentou 1,5 vezes, causando a queda de velocidade. A tripulação tentou corrigir a inclinação com deflexão total dos ailerons e do leme, mas estas medidas foram tardias. A esta altura, o avião estava a voar a uma velocidade de 155 km/h com um ângulo de derrapagem lateral de 18-21° e tinha desviado 50° do percurso de aterragem (para 142°).

A uma velocidade de 140 km/h, o An-24 entrou em estol e seu ângulo de inclinação atingiu rapidamente 110°. Vinte e cinco segundos após o desligamento do motor esquerdo, a aeronave, com um ângulo de nariz para baixo de 40° e uma inclinação para a esquerda de 3°, voando a uma proa de 15°, atingiu o solo a uma velocidade horizontal de 320 km/h e uma velocidade vertical de 40 m/s, a 8 quilômetros da cabeceira da pista, em um azimute de 15° (500 metros do eixo da pista).

O avião foi completamente destruído com o impacto e os destroços se espalharam por uma área de 136 por 40 metros, mas não houve incêndio. Todas as 38 pessoas a bordo morreram. 

De acordo com os dados do gravador de voo, quando a tripulação aumentou a potência do motor após estender os flaps às 03h04, a bomba de embandeiramento do motor esquerdo foi ativada, levando ao embandeiramento da unidade de potência esquerda. Assim, o desligamento do motor e o embandeiramento da hélice ocorreram não devido a uma falha do motor, mas devido a um sinal elétrico, sem que nenhum reverso de empuxo fosse aplicado durante o voo.

A comissão determinou que esse sinal elétrico foi causado por uma falha no sensor de embandeiramento automático do motor esquerdo, DAF-24, devido ao fechamento dos contatos do microinterruptor KV-9-1 causado pelo desgaste da mola de batente e de contato. O microinterruptor KV-9-1, em condições reais de operação no DAF-24, não era confiável contra cargas de vibração e, de 1981 a 1985, ocorreram 22 casos de falhas desse tipo. 

No An-24 CCCP-46423 acidentado, também houve dois casos anteriores de embandeiramento automático da hélice do motor esquerdo: em 28 de janeiro de 1985, em voo nivelado a uma altitude de 6.000 metros, e em 21 de fevereiro de 1986 (nove dias antes do acidente), no solo, durante a preparação para a decolagem. 

Cabine de comando do An-24 (Foto: Rodion Kuznetsov)

A causa deste último caso não foi identificada nem corrigida. Durante as inspeções periódicas do DAF-24, realizadas a cada 300±30 horas, foi impossível detectar todos os casos de desgaste do microinterruptor KV-9-1, e as falhas não foram eliminadas mesmo após a indústria ter implementado medidas especiais.

Em relação às ações da tripulação, os resultados da simulação indicaram que, se a tripulação tivesse intervido no controle de guinada nos primeiros oito segundos da situação de emergência (desligamento do motor) e contrabalançado o momento de guinada defletindo o leme a 10°, enquanto defletia os ailerons pela metade, a aeronave teria inclinado para a direita e mantido o voo reto na trajetória de descida definida. As ações recomendadas no manual para a tripulação durante uma falha de motor na aproximação final estavam corretas.

Com base nos resultados da investigação, foram feitas as seguintes conclusões:

• O desligamento espontâneo do motor esquerdo e o embandeiramento das pás da hélice ocorreram devido à falha do sensor automático de embandeiramento DAF-24, causada pelo desgaste dos componentes do microinterruptor KV-9-1. O defeito foi estrutural.
• A transição da aeronave para ângulos de derrapagem lateral elevados e a subsequente perda de sustentação foram causadas pelas seguintes ações errôneas da tripulação:

• Não defletir o leme para contrabalançar a guinada após falha do motor e deflexão insuficiente do leme após aumentar a potência do motor direito para o modo de decolagem sem antes criar uma inclinação em direção ao motor em funcionamento;
• Contra-ataque descoordenado do momento de guinada após falha do motor (utilizando apenas os ailerons);
• Deflexão insuficiente do manche de controle dianteiro para contrabalançar o momento de inclinação para cima causado pela derrapagem lateral, resultando em perda de velocidade

• A tripulação teve a oportunidade de defletir o leme a tempo (tanto em termos de esforço quanto de tempo) para contrabalançar a guinada após a falha do motor e recuperar a aeronave da inclinação lateral, restaurando a velocidade e a direção de voo originais.
• As características de estabilidade e controlabilidade da aeronave após a falha do motor permitiram a recuperação da inclinação lateral e da derrapagem, bem como o restabelecimento da velocidade de voo original.

Conclusão: "À noite, em meio a nuvens, na aproximação final com flaps e trem de pouso totalmente estendidos, ocorreu o embandeiramento espontâneo da hélice e o desligamento da unidade de potência esquerda. Nessa situação, a tripulação cometeu erros de pilotagem, levando à perda de velocidade e à perda de sustentação, seguida da colisão da aeronave com o solo."

Por Jorge Tadeu da Silva (Site Desastres Aéreos) com WIkipédia