Analiza zewnętrznych przyczyn awarii systemu napędowego

8.1. Wprowadzenie

Przedstawione wcześniej informacje odnoszące się do charakterystyki zespołu napędowego pokazują jak istotny jest to element dla układu pilot – samolot, w ujęciu możliwości wykonania zadania bojowego przez współczesnego pilota samolotu myśliwskiego. Uwarunkowania wykonywania zadań w powietrzu związane są z uzyskiwaniem ogromnych przeciążeń pionowych rzędu 9g, a dla elementów gorących silnika z pracą na zakresach powodujących przyspieszone ich zużywanie. Zgodnie z zasadami prowadzenia walki pilot nie może zastanawiać się nad ewentualnymi negatywnymi skutkami jego działalności dla silników samolotu, musi robić wszystko aby uzyskać i zachować przewagę taktyczną, a to wymaga wykorzystywania zespołu napędowego w pełnym zakresie eksploatacyjnym jego pracy. Dlatego też nie powinno być niczym niezwykłym to, że żywotność silników współczesnych samolotów bojowych jest relatywnie krótka, a ich niezwykle intensywna eksploatacja potrafi przysparzać problemów z utrzymaniem ich żywotności.

Będący przedmiotem rozważań zespół napędowy samolotu MiG-29, to system szczególnie skomplikowany, gdyż jego trzon tworzą dwa silniki RD-33. Wielokrotnie udowadniał w praktycznym działaniu swoją przewagę nad maszynami jednosilnikowymi, bo nawet, gdy silnik w tym samolocie zgaśnie, lądowanie na drugim, sprawnym silniku jest zjawiskiem normalnym i nie przysparza pilotowi problemów. Nie ma jednoznacznych dowodów na przewagę układu dwusilnikowego w działaniach wojennych. Można mniemać, że również na wojnie nawet w przypadku zniszczenia jednego silnika, drugi pozwoli doprowadzić samolot do miejsca lądowania.

Awarie i niesprawności zespołu napędowego mogą być powodowane przez szereg różnego rodzaju czynników, do których można zaliczyć:

 Środowisko eksploatacyjne (stan nawierzchni lotniskowych i związana z tym możliwość wystąpienia zjawisk typu FOD, obecność dzikiej zwierzyny na lotnisku, status występowania ptaków na lotnisku i w jego okolicach);

 Stopień wyeksploatowania elementów i podzespołów SP;

 Niesprawność bloków generujących sygnały mówiące o niesprawności;

 Błędy w technice pilotowania.

Tabela 5. Sygnały dotyczące niesprawności silnika i jego podzespołów

Nazwa tab. sygn. Znaczenie niesprawności

GBX FIRE POŻAR KSA

LH ENG FIRE POŻAR LEWEGO SILNIKA

RH ENG FIRE POŻAR PRAWEGO SILNIKA

REDUCE RPM LH ENG ZREDUKUJ OBROTY LEWEGO SILNIKA

REDUCE RPM RH ENG ZREDUKUJ OBROTY PRAWEGO SILNIKA

OIL PRESS LEFT CIŚNIENIE OLEJU LEWEGO SILNIKA

OIL PRESS RIGHT CIŚNIENIE OLEJU PRAWEGO SILNIKA OIL PRESS GBX CIŚNIENIE OLEJU KSA

W tabeli 5 powyżej przedstawiono podstawowe sytuacje szczególne związane z niesprawnością zespołu napędowego. Ze względu na ich istotne znaczenie dla funkcjonowania całego systemu wszystkie występują w kolorze czerwonym na pulpicie sygnałów awaryjnych, co oznacza, że pilot jest zobowiązany do natychmiastowej, adekwatnej reakcji w odniesieniu do tych awarii. Dodatkowych informacji o ich naturze bądź kolejności postępowania udziela informator głosowy i system EKRAN, a w samolotach po modyfikacji informacje o niesprawnościach pojawiają się na wyświetlaczu MFCD. W sytuacjach związanych z uszkodzeniem zespołu napędowego, które traktowane są jako priorytetowe na ekranie pojawia się automatycznie tzw. „CHECK LIST”, która jest swego rodzaju przewodnikiem prowadzącym pilota przez dany przypadek szczególny. Wygenerowane przez wcześniej wymienione czynniki niesprawności zespołu napędowego mogą mieć miejsce w całym procesie eksploatacji, począwszy od jego uruchomienia na ziemi,

poprzez wykołowanie, start i cały lot, do wyłączenia silników po zakołowania samolotu na stoisko. Z punktu widzenia bezpieczeństwa systemu i możliwości przeciwdziałania skutkom najłatwiej zapanować nad tymi, które mają miejsce na ziemi, gdyż generują hipotetycznie mniejsze zagrożenie dla operatora (pilota, technika samolotu przy wykonywaniu próby na ziemi). Hipotetyczność tego założenia wynika z faktu, że również na ziemi mogą zaistnieć bardzo niebezpieczne formy niesprawności zespołu napędowego lub jego elementów, czego potwierdzeniem była zaistniała w bieżącym roku eksplozja rozrusznika turbinowego podczas próby uruchomienia na ziemi przez personel SIL, zakończona spaleniem samolotu. Większość przypadków związanych z niesprawnością silników w locie pozwala na zakończenie lotu lądowaniem, dzięki układowi dwusilnikowemu. W trakcie praktycznego wykonywania zadań szkolenia lotniczego zdarzały się sytuacje niezamierzonego wyłączenia obu silników na samolocie szkolno – bojowym (MiG-29UBM). W jednym przypadku taka sytuacja miała miejsce w trakcie podejścia do lądowania i tylko dzięki bardzo dobrym właściwościom aerodynamicznym samolotu i utrzymywaniu zwiększonej w stosunku do nakazanej prędkości podejścia do lądowania, przez szkolonego pilota – zdarzenie zakończyło się lądowaniem bez następstw.

Niesprawności elementów zespołu napędowego bardzo trudno szereguje się do tych, które mogą wystąpić na ziemi i tych, które zdarzają się zasadniczo w powietrzu. Do tych, które zdarzają się wyłącznie na ziemi można zaliczyć niesprawności uniemożliwiające zakończenie procesu uruchomienia silników zgodnie z obowiązującymi zasadami. Są to:

 nie uruchomienie się jednego z silników w zakresie automatycznym lub ręcznym;

 nie zamknięcie się wlotu regulowanego w trakcie uruchomienia po osiągnięciu nakazanej prędkości obrotowej;

 niewłaściwa praca rozrusznika turbinowego;

 przekroczenie max dopuszczalna temperatury gazów za turbiną T4.

Każdorazowo przy zaistnieniu któregokolwiek z przytoczonych przypadków pilot lub technik zobowiązany jest przerwać proces uruchomienia poprzez przestawienie Dźwigni Sterowania Silnikami w położenie STOP. Teoretycznie do niesprawności

mogących się wydarzyć wyłącznie na ziemi można byłoby zaliczyć te związane z zasysaniem ciał obcych (FOD). Teoretycznie, ponieważ samolot MiG-29 posiada system poboru powietrza do silników, który zabezpiecza go przed skutkami działania ciał obcych w trakcie gazowym silnika. Mianowicie w trakcie uruchomienia po uzyskaniu prędkości obrotowej 34-36% klin wlotu powietrza do silnika zamyka się, a powietrze do silnika dostarczane jest poprzez górne wloty powietrza. W wyniku tego w trakcie uruchomienia, kołowania i początkowej fazy rozbiegu osiowe wloty powietrza, które dostarczają powietrze do silników w czasie lotu pozostają zamknięte, co chroni silnik przed zasysaniem ciał obcych. Niezwykle charakterystyczne zjawisko, które towarzyszy pracy silnika turboodrzutowego, zwłaszcza przy dużych wartościach obrotów może być obserwowane przy dużej wilgotności powietrza – powstaje wir pokazujący drogę zasysania powietrza (wilgoci) i nie tylko. Nie da się go zauważyć w przypadku samolotu MiG-29.

Rys. 43. Zdjęcia prezentujące fazy lotu: z lewej kołowanie - wloty osiowe zamknięte, z prawej start - wloty osiowe otwarte

W czasie rozbiegu wloty osiowe są zamknięte, rysunek 43, do uzyskania prędkości przyrządowej 108 kts (ok. 200 km/h), powyżej której następuje ich otwarcie, które pilot odczuwa na podstawie charakterystycznego pchnięcia będącego wynikiem przyrostu siły ciągu, po czym następuje podniesienie przedniego koła i w konsekwencji oderwanie samolotu od pasa startowego. W trakcie lądowania, gdy prędkość na dobiegu zmniejszy się poniżej 108 kts wloty osiowe zamykają się. Jeżeli

którykolwiek z nich się nie zamknie kołowanie do miejsca postoju samolotu jest zabronione i po skołowaniu z pasa pilot zobligowany jest wyłączyć silniki. Jeżeli wszystko jest w porządku to po wyłączeniu silników wloty się otwierają aby umożliwić personelowi technicznemu sprawdzenie traktu gazowego silnika po wykonanym locie. W teorii na tym można by zakończyć rozważania na temat uszkodzeń związanych z FOD, uznając je za nieistotne i niewpływające na sprawność funkcjonowania zespołu napędowego. Istnieją jednak przesłanki, z których wynika, iż nawet samolot tak zabezpieczony przed FOD może doznać awarii silników w wyniku zassania ciała obcego. Tego typu zjawisko może np. wystąpić na skutek niewystarczającej dbałości o stan nawierzchni roboczych lotniska, co może prowadzić do wykruszania szwów dylatacyjnych, których fragmenty w czasie poruszania się samolotu po lotnisku mogą przykleić się do zamkniętych klinów wlotów powietrza od strony napływającego powietrza, czyli od zewnątrz. Tego typu trudne do zauważenia obiekty, mogą następnie w wyniku otwarcia wlotów znaleźć się wewnątrz traktu gazowego (szczególnie niebezpieczne przy starcie), generując szkody w zespołach sprężarkowych silnika. Ponadto występuje niewielkie co prawda, ale jednak prawdopodobieństwo zdarzenia polegającego na tym, że w czasie od otwarcie się wlotów do podniesienia przedniego koła, niewielki nawet obiekt, który zostanie podbity przez unoszące się koło może również spowodować poważne uszkodzenia w trakcie gazowym silnika. Podobna sytuacja może zaistnieć przy lądowaniu zanim dojdzie do zamknięcia wlotów w wyniku zmniejszenia prędkości.

Niezwykle istotną sprawą w tym kontekście jest uświadomienie sobie, że górne wloty powietrza zasilające silnik w powietrze są mechanizmami ruchomymi, które mogą się zużywać, a w wyniku tego zużycia ich fragmenty mogą dostawać się do traktu gazowego, który oddziałuje destrukcyjnie na elementy silnika. Dodatkowym czynnikiem, który może wpływać na ich działanie jest tak zwana „kultura techniczna”.

Jeżeli się jej nie stosuje lub stosuje nieodpowiednio można doprowadzić do uszkodzenia ruchomych elementów wrażliwych do jakich niewątpliwie zaliczają się segmenty wlotów górnych.

Pozostałe zdarzenia odnoszące się do zespołu napędowego mogą mieć miejsce zarówno na ziemi jak i w powietrzu. Przedstawione w dalszej części rozdziału

przykładowe przypadki uszkodzeń i podjętych w ich wyniku działań odnoszą się do przedsięwzięć realizowanych po wystąpieniu zdarzenia, których celem jest opracowanie profilaktyki zmniejszającej do minimum ryzyko wystąpienia podobnych niesprawności w przyszłości.

8.2. Stany awaryjne występujące podczas kołowania i obsługi naziemnej

Opiłki w oleju lewego silnika „CHIPS LH/RH ENGINE”: wypadek lotniczy MiG-29UB

Silniki zostały uruchomione w zakresie ręcznego wyboru kolejności, w układzie – lewy, następnie prawy. Po 6 minutach od uruchomienia silnika lewego pilot otrzymał komunikat w postaci zaświecenia lampki OIL PRESS LEFT. Dodatkowo informator głosowy podał informację CHIPS LH ENG. REDUCE RPM. Pilot natychmiast przestawił dźwignie sterowania silnikami w położenie STOP, wyłączając je.

Przedstawione w jednym z wcześniejszych rozdziałów algorytmy rozwiązywania problemów na szczeblu jednostki okazały się niewystarczające, dlatego też zdarzenie zostało przekazane do dalszych badań zespołowi wyższego szczebla.

Prowadzący stwierdzili, że:

 Działanie pilota było prawidłowe i realizował on właściwie postawione zadanie;

 Użytkowanie samolotu było prawidłowe;

 W dokumentacji technologicznej remontu obowiązującej w zakładzie brak jest nakazu odnotowywania w „Książce silnika” wypracowanego resursu łożyska 75-1000822BT22, w przypadku jego zabudowy w II kategorii (dotyczy to jedynie dokumentacji obiegowej remontu silnika). Sytuacja taka uniemożliwia, przy wykonywaniu remontu w zakładzie innym niż ten, w którym zabudowano łożysko, określenie, czy pozostały resurs gwarantuje resurs nadany silnikowi po remoncie;

 Przyczyną wystąpienia opiłków lewego silnika było uszkodzenie łożyska kulkowego, podpierającego koło zębate napędzające napędu głównego silnika. Łożysko uległo uszkodzeniu na skutek długotrwałej pracy w

warunkach systematycznie wzrastających oporów ruchu, co było spowodowane jego zmontowaniem z jedną kulką o średnicy większej o prawie 0,1 mm od pozostałych. Było to wynikiem błędnego doboru kulek łożyska w trakcie ich sortowania w zakładzie produkcyjnym. Ponadto konstrukcja łożyska uniemożliwiała kontrolę stanu technicznego kulek i bieżni w trakcie remontu silnika.

W wyniku analizy tego zdarzenia wprowadzono kilka zaleceń profilaktycznych tj.:

 wprowadzono obowiązek sprawdzenia i przemycia filtra instalacji olejowej silnika, na silnikach RD-33 w ramach „Przeglądów i sprawdzeń specjalnych”

po każdych 25±5 godzinach pracy silnika;

 uzupełniono w rosyjskiej instrukcji technicznej eksploatacji silnika algorytm postępowania po wystąpieniu sygnału „OPIŁKI W OLEJU” o nakaz przemycia benzyną ekstrakcyjną oraz przepłukania olejem napędu kątowego, zgodnie z instrukcją „Samolot MiG-29. Skrzynka napędu agregatów samolotu. Opis techniczny i eksploatacja”;

 wprowadzono zasadę, zgodnie z którą na lotniskach posiadających zestawy badania zużycia oleju, ich eksploatacją zajmowaliby się tylko przeszkoleni specjaliści grup obsługi technicznej, a „Karty wyników sprawdzeń oleju metodami tribologicznymi” prowadzone były dla silników, a nie dla samolotów;

 wprowadzono nakaz wpisywania w „Książkach silnikowych” silników remontowanych w zakładzie informacji o wypracowanym resursie łożyska, w przypadku zabudowy tego produktu w II kategorii.

Rys. 44. Przesunięcie pierścienia zabezpieczającego w stosunku do nakrętki

Rys. 45. Uszkodzenia koszyczka łożyska

Rys. 46. Opiłki na filtrze głównego napędu silnika

Uszkodzenie silnika w MiG – 29 (rys. 44, 45, 46)

Po zakończonym uruchomieniu obu silników pilot zauważył na tablicy sygnałów awaryjnych zaświecenie lampki OIL PRESS RIGHT oraz usłyszał komendę systemu informacji głosowej CHIPS RIGHT ENGINE, REDUCE RPM (opiłki w prawym silniku, zmniejsz obroty). W tym czasie oba silniki pracowały na zakresie IDLE (mały gaz). Pilot poinformował technika o niesprawności, a następnie wyłączył silniki – odpowiednio prawy, a następnie lewy. W wyniku przeprowadzonych badań i ekspertyz komisja prowadząca zdarzenie ustaliła, że pojawienie się opiłków w instalacji olejowej prawego silnika spowodowane było niesprawnością prawego napędu kątowego, co z kolei było wynikiem niewłaściwie wykonanego remontu tego napędu w zakładach remontowych kontrahenta zagranicznego (niesprawność tego typu wystąpiła po raz pierwszy w trakcie eksploatacji samolotów MiG-29, w polskim lotnictwie wojskowym).

W ujęciu technicznym przyczyna zdarzenia lotniczego było uszkodzenie powierzchni wewnętrznej ogniwa osłony rurowej, spowodowane tarciem kółka ustalającego, wysuniętego i zakleszczonego w czaszy półsprzęgła napędu kątowego. Z wynikami prac komisji zapoznano zakład kontrahenta zagranicznego, który przeprowadzał remont. W odpowiedzi na pismo z ustaleniami zakład ukraiński przedstawił swoją opinię oraz rekomendacje do dalszej eksploatacji i postępowania w przypadku

wystąpienia zjawisko opiłkowania takich zespołów jak: skrzynka napędu agregatów samolotu (KSA), skrzynka napędu agregatów silnika (KDA) oraz napędy kątowe.

Wartym podkreślenia jest to, że przedstawiony przez Ukraińców algorytm postępowania w zdecydowany sposób odbiegał od procedur w zawartych w obowiązującej dokumentacji technicznej, które nakazywały w takich przypadkach demontaż silnika.

Uszkodzenie silnika prawego, tarczy wirnika wentylatora

Po uzyskaniu zgody od kontrolera lotniska, pilot wkołował na drogę startową, wykonał przewidziane przepisami czynności przedstartowe, a następnie przestawił dźwignie sterowania silnikami w położenie odpowiadające obrotom maksymalnym. Z przebiegu zarejestrowanych parametrów wynika, że 12 min i 16 s od uruchomienia, po osiągnięciu przez silniki obrotów ponad 90%, nastąpił gwałtowny spadek prędkości obrotowej prawego silnika. Pilot usłyszał huk w prawej tylnej części samolotu, na co zareagował przestawieniem DSS w położenie IDLE (obroty minimalne – mały gaz).

Ponadto nastąpił wzrost wibracji silnika prawego, który po przekroczeniu wartości 30 mm/s spowodował wystąpienie przez 2 s sygnału „REDUCE RPM RH ENG”

(zmniejsz obroty silnika prawego). Pilot zgłosił problem kontrolerowi, otrzymując jednocześnie informację od pilota samolotu stojącego za nim przed pasem, o iskrach wydobywających się z dyszy wylotowej prawego silnika. W tej sytuacji podjął jedyną słuszną decyzję o przerwaniu zadania, następnie wyłączył silniki i wszystkie instalacje pokładowe samolotu. Po wyjściu z kabiny pilot i żołnierze wchodzący w skład Grupy Ratownictwa Lotniskowego dostrzegli opiłki metalu w dyszy wylotowej silnika i metalowe elementy leżące na nawierzchni DS. za samolotem.

Opisana sytuacja przedstawia pierwsze z dwóch tego typu zdarzeń, które miały miejsce w końcowej części 2013r. Tym nowym problemem, który pojawił się w ostatnim czasie w Siłach Zbrojnych RP podczas eksploatacji samolotów MiG-29, są uszkodzenia tarcz wirników wentylatorów silników RD-33. Pod koniec 2013 roku na dwóch różnych samolotach MiG-29 miały miejsce zdarzenia lotnicze, które badała Komisja Badania Wypadków Lotniczych Lotnictwa Państwowego (KBWL LP). Na podstawie ustaleń, wynikających z przeprowadzonych badań stwierdzono, że

przyczyną uszkodzenia obydwu badanych silników było wyczerpanie trwałości zmęczeniowej tarczy IV stopnia wentylatora, w wyniku czego uległa ona pęknięciu (Rys. 47).

Rys. 47. Przykład pęknięcia zmęczeniowego tarczy IV stopnia wentylatora w silniku RD-33: z lewej widok całego wirnika, a z prawej widoczne pęknięcie

Pozostałe uszkodzenia silników, w pierwszym przypadku były wynikiem ocierania labiryntu tarczy IV stopnia wentylatora o labirynt jego aparatu kierującego, w drugim zaś zostały spowodowane przez łopatkę wentylatora, przemieszczającą się traktem gazowym silnika. Na podstawie dokumentacji remontowej oraz wyników komisyjnego demontażu stwierdzono, że na przedmiotowych silnikach zabudowane były wentylatory typu 330118220, których resurs całkowity został zwiększony z 1200 do 1600 godz. podczas remontów wykonanych w zakładzie producenta - w Rosji. Warto odnotować, iż silniki te miały zwiększany resurs techniczny do 1600 godzin w momencie, gdy ich użytkownikiem były Niemieckie Siły Powietrzne. KBWL LP ustaliła także, że w silnikach RD-33 występują trzy niżej wymienione typy wirników wentylatora:

 zespół 330118140 - najstarszy;

 zespół 330118220 - montowany na silnikach od 01.04.1986 r.;

 zespół 330118280 montowany na silnikach od numeru 870882972104 - posiada wzmocnione tarcze I-IV stopnia.

W momencie badania przedmiotowych zdarzeń lotniczych niepokój wzbudził także fakt, że oba uszkodzone silniki miały podobny czas pracy od początku eksploatacji wynoszący ok. 1320 godzin, co wskazywałoby na powtarzalność zdarzenia. W celu zapobiegnięcia kolejnym wypadkom lotniczym spowodowanym pękaniem wirnika wentylatora, na samolotach MiG-29 wprowadzono natychmiastową profilaktykę polegającą na wprowadzeniu rygorystycznego i jednoznacznego ustalenia wielkości resursu technicznego wirnika wentylatora. Ustalono, że silniki RD-33 należy eksploatować do wypracowania przez wirniki wentylatorów następujących wartości resursu od początku eksploatacji:

 z wirnikiem wentylatora typu 330118140 – 1000 godz.;

 z wirnikiem wentylatora typu 330118220 – 1200 godz.;

 z wirnikiem wentylatora typu 330118280 – 1600 godz..

Analiza typów wirników zabudowanych na silnikach RD-33 znajdujących się w Siłach Zbrojnych RP wskazała, że niestety część silników należało natychmiast odsunąć od eksploatacji, w związku z przekroczeniem nowoprzyjętych resursów technicznych.

Wdrożona została profilaktyka mówiąca o realizacji okresowych sprawdzeń profilaktycznych silników RD-33. Polegała ona na tym, że co 50±5 godz. Pracy silnika należy wykonać przegląd endoskopowy wpustów zamkowych tarczy wirnika IV stopnia wentylatora od strony krawędzi pływu łopatek, pod kątem występowania pęknięć tarczy (w zakresie widzialności aparatury endoskopowej oraz dostępności do wyżej wymienionej strefy).

Rys. 48. Procentowy podział silników RD-33 na poszczególne typy wirnika wentylatora w Siłach Zbrojnych RP (stan na dzień 10.01.2016 r.)

Profilaktyką po tych zdarzeniach objęty został także zakład remontowy, gdzie wprowadzono zmiany do procesu remontu, nakazujące przeprowadzenie badań nieniszczących tarcz wszystkich stopni wentylatora. Wcześniej obowiązująca dokumentacja producenta polecała kontrolę metodami nieniszczącymi tylko tarczy I-go stopnia. Na obecną chwilę w Siłach Zbrojnych RP procentowy podział silników RD-33 na poszczególne typy wirnika wentylatora przedstawiono na rysunku 48.

Wykres ten pokazuje, że ok 30% silników RD-33 eksploatowanych w Siłach Zbrojnych RP posiada wirniki starszego typu. Aby móc w pełni wykorzystywać ich resurs techniczny oraz mieć pewność, że podobne zdarzenia lotnicze nie pojawią się już na samolotach MiG-29, należy podczas realizacji remontów i usprawnień silników RD-33 stopniowo eliminować wentylatory typu 330118140 oraz 330118220 i zastępować je zdecydowanie bardziej niezawodnymi typu 330118280.

8.3. Stany awaryjne występujące podczas lotu Wibracja lewego silnika

W czasie lotu pilot usłyszał pojedynczą komendę z informatora głosowego

„VIBRATION LEFT”, jednocześnie nie zauważył informacji o wibracji silnika na

Typ wirnika wentylatora 330118140

Typ wirnika wentylatora 330118220

Typ wirnika wentylatora 330118280

Brak danych typu

sygnalizatorze uszkodzeń – EKRAN. Parametry pracy i temperatury gazów obu silników były zgodne z warunkami technicznymi. Podczas wyłączania silników po wylądowaniu technik samolotu usłyszał „nietypowe odgłosy pracy” lewego silnika.

Dokonując sprawdzenia sprężarki lewego silnika stwierdził pęknięcie osłony obudowy komory olejowej przedniej podpory lewego silnika o długości około 100 mm oraz ślady oleju w miejscu pęknięcia. Analiza materiałów obiektywnej kontroli lotów pochodzących z samolotu MiG-29 jednoznacznie wskazuje, że wystąpienie zjawiska znacznego podwyższenia poziomu wibracji silnika (z 15 mm/s do 25 mm/s i amplitudzie pulsacji ok. 20 mm/s) rozpoczęło się na przedmiotowym samolocie 15 wylotów wstecz. Zjawisko to, pomimo iż poziom wibracji mieścił się w zakresie dopuszczalnych warunków technicznych, należy łączyć z początkiem procesu uszkadzania się łopatek wirnika turbiny wysokiego ciśnienia we wcześniejszych lotach. Przegląd zapisów urządzenia TESTER-U3-Ł z ostatnich lotów samolotu MiG-29, na którym doszło do zdarzenia, nie wykazał żadnych odstępstw wartości parametrów pracy silnika od warunków technicznych (WT). Szczególną uwagę zwrócono na zapis temperatury gazów wylotowych T4, których wartość w czasie trwania całego lotu nie przekroczyła wartości dopuszczalnych. Pomimo braku przekroczeń norm eksploatacyjnych (dla obrotów i temperatury gazów wylotowych T4) podczas eksploatacji silników RD-33 w tzw. „reżimie bojowym” istnieje bardzo duże prawdopodobieństwo ich uszkodzenia ze skutkiem jak w przedmiotowym zdarzeniu lotniczym (rys. 49).

Rys. 49. Uszkodzone łopatki wirnika turbiny

Przyczyną wystąpienia wibracji silnika lewego była utrata odśrodkowego wyważenia

Przyczyną wystąpienia wibracji silnika lewego była utrata odśrodkowego wyważenia