Veja o que causou a queda do ATR 42 da PIA, vitimando as 47 pessoas a bordo em 2016

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Imagem: BEA / AAIB Paquistão

Na manhã de 07 de dezembro de 2016, após uma inspeção diária de rotina no Aeroporto Internacional Benazir Bhutto, em Islamabad, a aeronave ATR 42-500 registrada sob a matrícula AP-BHO, da Pakistan International Airlines (PIA), partiu e operou 5 voos sem incidentes.

No 6º e último voo daquele dia, entretanto, o turboélice decolou de Chitral com 42 passageiros e 5 tripulantes (3 pilotos e 2 tripulantes de cabine) a bordo para Islamabad, mas caiu após 42 minutos, a 24 milhas náuticas (44 quilômetros) ao norte de Islamabad, vitimando todas as 47 pessoas a bordo.

Imagem: BEA / AAIB Paquistão

Agora, após longas e detalhadas investigações, o relatório final é apresentado pelo Escritório de Investigação e Análise para Segurança da Aviação Civil da França (BEA), que, como representante do país de fabricação da aeronave ATR, auxiliou nas análises conduzidas pelo Conselho de Investigação de Acidentes Aeronáuticos (AAIB) do Paquistão.

Veja a seguir mais detalhes sobre como tudo aconteceu e sobre as prováveis causas do acidente.

O voo do acidente

A aeronave permaneceu no ar por cerca de 42 minutos antes do acidente (todos os horários são apresentados no horário universal UTC). Esses 42 minutos foram divididos em três fases de voo, descritas a seguir.

Estágio inicial

De 10:38 a 11:04 (aproximadamente 26 minutos), a velocidade que governa a acuracidade da hélice esquerda estava degradada e era evidente nos dados do Gravador Digital de Dados de Voo (DFDR), mas aparentemente não foi observada pela tripulação da cabine.

O voo se estabilizou em uma altitude de 13.500 pés e uma velocidade indicada de cruzeiro de 186 nós (em vez dos 230 nós esperados). Havia duas anomalias técnicas pré-existentes latentes na aeronave: uma lâmina fraturada/desalojada no estágio PT-1 da turbina do motor n° 1 (esquerdo) devido a um problema de qualidade conhecido, e um pino fraturado dentro do Governador de Sobrevelocidade de Hélice (OSG) do motor nº 1.

Também havia uma provável condição pré-existente latente (contaminação externa) dentro do Módulo da Válvula de Hélice (PVM) do motor nº 1. A análise do DFDR indica que o motor nº 1 tinha o desempenho degradado.

Estágio intermediário (série de avarias técnicas)

De 11h04 às 11h13 (~ 09 minutos), uma série de avisos e avarias técnicas ocorreu no motor nº 1 e seu sistema de controle da hélice. Isso incluiu indicações de falha do Controle Eletrônico da Hélice (PEC), seguida pela perda de potência do motor nº 1 e variação não controlada da velocidade da hélice e ângulo de inclinação das pás (operação anormal do sistema).

A velocidade de giro da hélice, que estava inicialmente em 82% (ajuste de cruzeiro), diminuiu gradualmente para 62% e mais tarde, no momento da perda de potência do motor, aumentou para 102% (e permaneceu nesse valor por cerca de 15 a 18 segundos).

Em seguida, os parâmetros foram para um estado chamado de Dados Não Computados (NCD). Neste ponto, (com base nos resultados da simulação), o ângulo de inclinação das pás da hélice aumentou (possivelmente perto da posição de embandeiramento, quando as pás ficam alinhadas com o vento para gerar menos arrasto).

Mais tarde, ao invés da continuidade da posição embandeirada, houve uma alteração e a velocidade da hélice aumentou para 120% a 125% (provavelmente devido a problemas técnicos incomuns) e permaneceu em torno desse valor por cerca de 40 a 45 segundos.

Finalmente, os dados mostram uma queda abrupta de volta para o estado de NCD. Neste ponto, com base nos resultados da simulação, o ângulo de inclinação das pás pode ter se estabilizado em um valor diferente do esperado para a hélice embandeirada.

Durante essa variação incomum da velocidade da hélice, houve variações drásticas no comportamento aerodinâmico e nos sons da aeronave.

O controle direcional foi mantido inicialmente pelo piloto automático. Enquanto isso, o relatório aponta que três ações incorretas do piloto contribuíram para o esgotamento da velocidade da aeronave: um avanço relativamente atrasado da potência do motor nº 2 após a perda de potência do motor nº 1, uma redução da potência do motor nº 2 por cerca de 15 segundos enquanto a rotação da hélice esquerda estava na faixa de 120% a 125% e mais uma redução de potência no final desta parte do voo.

O piloto automático foi então desativado. No final desta parte do voo, a aeronave estava voando perto da condição de estol (velocidade limite em que as asas param de gerar sustentação). O motor nº 1 agora já estava desligado e o motor nº 2 estava operando normalmente.

O avanço da potência do motor nº 2 foi acompanhado de um comando excessivo do leme para a direita (para combater a assimetria de potência e arrasto).

Nesse momento, a velocidade indicada estava em torno de 120 nós e a aeronave começou a ficar sem controle, rolando/virando à esquerda e descendo. O agitador do manche (que avisa os pilotos sobre o estol) e o comando de abaixar o nariz da aeronave foram ativados.

Como um efeito combinado das forças aerodinâmicas resultantes, a aeronave entrou em uma condição de voo estolado/não controlado, perdendo 5.100 pés de altitude, descendo de 13.450 pés para 8.350 pés.

Estágio Final

A etapa final do voo, das 11h13 às 11h20 (~ 07 minutos), iniciou com a aeronave se recuperando do voo não controlado.

Embora a posição do passo das pás não tenha sido registrada no DFDR (por característica de projeto), e não tenha sido possível calcular diretamente a partir dos dados disponíveis, uma série complexa de simulações e suposições estimou que o passo das pás da hélice esquerda pode ter se estabelecido em um ângulo em torno do passo baixo em voo enquanto girava a uma velocidade estimada de 5%.

Simulações indicaram que forças de arrasto adicionais estáveis ​​estavam presentes no lado esquerdo da aeronave neste momento e durante a parte restante do voo. Um arrasto alto inesperado.

O comportamento da aeronave era diferente daquele de uma situação típica de desligamento de motor (IFSD), quando o voo passa a ocorrer com um único motor. Nessa condição degradada, não foi possível para a aeronave manter um voo nivelado. No entanto, esse nível de arrasto não impedia o controle lateral da aeronave, se uma descida controlada fosse iniciada.

Mas, como o desempenho da aeronave estava fora do envelope de desempenho identificado, foi extremamente difícil para os pilotos compreender a situação e, portanto, possivelmente controlar a aeronave. A figura abaixo mostra os três diferentes estágios de voo.

Imagem: BEA / AAIB Paquistão

Situação desconhecida

Na PIA, houve casos de IFSD com voo monomotor de aeronaves ATR antes. No entanto, sendo um procedimento de emergência conhecido, os pilotos da empresa foram capazes de lidar com a situação com segurança seguindo as etapas fornecidas no Manual de referência rápida (QRH), Manual de operação da tripulação de voo (FCOM) e Manual de treinamento da tripulação de voo (FCTM), entre outros.

Neste IFSD monomotor em particular, juntamente com sua hélice ainda girando em torno de 5% da rotação (estimado) e possível posição incomum do ângulo das pás perto do limite de passo baixo, os pilotos se depararam com uma situação que não haviam experimentado antes, e nem era esperada.

Devido à redundância do sistema e probabilidade acumulada de falhas independentes, essa situação não foi considerada como uma condição a ser tratada pelo Fabricante da aeronave (ATR), portanto, não foi explicada em nenhuma publicação operacional.

Supervisão da Autoridade do Paquistão e Sistema de Gestão de Segurança da PIA

A Autoridade de Aviação Civil (CAA) do Paquistão como um órgão regulador é necessário para manter uma supervisão de todos os operadores. O objetivo principal da supervisão regulamentar de sua Diretoria de Aeronavegabilidade é o gerenciamento eficiente da manutenção pelos operadores, que deve estar de acordo com os procedimentos prescritos pelo Fabricante dos componentes.

A CAA Paquistão realiza auditorias anuais de todos os operadores no momento da renovação do Certificado Operacional. Os relatórios de auditoria da PIA para os anos de 2014 a 2018 foram examinados durante o curso da investigação e observou-se que existiam lacunas no monitoramento e avaliação no domínio da Aeronavegabilidade e Supervisão de Segurança pela CAA.

Com base nessas auditorias ou outras ferramentas de supervisão, a CAA Paquistão não foi capaz de demonstrar conclusões proporcionais, identificar as tendências e realizar intervenções proativas.

Além disso, a Gestão de Segurança e Qualidade da PIA é responsável por ter um forte mecanismo interno para garantir o cumprimento dos procedimentos exigidos e atender aos padrões de segurança esperados. O Sistema de Gestão de Segurança da PIA não identificou e implementou medidas corretivas adequadas.

Algumas observações importantes são as seguintes:

(i) A P&W Canadá, fabricante do motor, identificou que a confiabilidade dos motores da série PW127 da PIA é menor do que toda a frota operando no resto do mundo. O mecanismo de supervisão estabelecido pela CAA Paquistão foi considerado inadequado para identificar e monitorar indicadores de desempenho que poderiam refletir tais conclusões. Além disso, o mecanismo para uma intervenção pró-ativa em tais descobertas foi ineficaz.

(ii) A PIA estabeleceu um centro de Manutenção, Reparo e Revisão (MRO) para a manutenção de motores da série PW127. Tal instalação está autorizada para manutenção de acordo com as condições e requisitos prescritos pelo Fabricante do motor.

Durante uma pesquisa do local da referida instalação de MRO da PIA pela P&WC em abril de 2017, poucas anomalias (desvios dos requisitos dados pela P&WC) foram observadas, mas que não foram registradas / documentadas pela Aeronavegabilidade da CAA Paquistão durante as auditorias. Portanto, o mecanismo de supervisão da CAA Paquistão (Diretoria de Aeronavegabilidade) foi inadequado/ineficaz para identificar essas deficiências.

(iii) A não implementação de um boletim de serviço (SB-21878) emitido pelo Fabricante do motor, que se relaciona à correção de falhas verificadas no motor durante o acidente, não foi identificada pelo Sistema de Gestão de Qualidade e Segurança da PIA, nem pelo sistema de supervisão de aeronavegabilidade da CAA.

(iv) Uma série de casos de IFSD foram registrados em aeronaves ATR na PIA de 2008 a 2016 (ou seja, antes do acidente). Esses casos e todas as outras ocorrências / incidentes são obrigatoriamente relatados à CAA Paquistão. O Sistema de Gestão de Qualidade e Segurança da PIA e a CAA Paquistão não foram capazes de identificar as tendências e realizar qualquer intervenção proativa.

Causas prováveis do acidente

As causas definidas pela equipe de investigação como as mais prováveis que levaram ao acidente do ATR 42 da PIA foram:

(a) O deslocamento/fratura de uma lâmina do estágio PT-1 da turbina do motor nº 1 desencadeou uma cadeia de eventos. A combinação incomum de lâmina da PT-1 fraturada/deslocada com mais dois fatores latentes prejudicou o desempenho do projeto da aeronave e resultou no acidente;

(b) O deslocamento/fratura da lâmina da PT-1 do motor nº 1 ocorreu após a omissão pela Engenharia da PIA da atualização do Manual de Manutenção do Motor pelo SB-21878 durante uma manutenção não programada realizada no motor em novembro de 2016, na qual as lâminas da PT-1 atendiam aos critérios que obrigavam sua substituição, mas não foram substituídas;

(c) A fratura/deslocamento da lâmina da PT-1 no motor nº 1, devido a um problema de qualidade conhecido, após acumular um tempo de voo ligeiramente maior do que a vida útil de 10.000 horas. Este aspecto já foi tratado pelo redesenho das lâminas da PT-1 pela Fabricante do motor.

Fatores contribuintes

Além das causas prováveis, o relatório aponta os seguintes fatores como prováveis contribuintes para o acidente:

(a) Um pino fraturado (e contaminação dentro do Governador de Sobrevelocidade) contribuiu para uma combinação complexa de defeitos técnicos. O pino fraturou devido à remontagem inadequada durante alguma atividade de manutenção não autorizada / não documentada. Não foi possível determinar a hora e o local exatos quando e onde essa remontagem inadequada pode ter ocorrido;

(b) Contaminação/detritos encontrados na linha de controle de sobrevelocidade do Módulo da Válvula de Hélice (PVM) do motor nº 1 contribuíram para o desembandeiramento da hélice. Não foi possível determinar a hora e o local exatos quando e onde essa contaminação foi introduzida.

Informações do BEA / AAIB Paquistão

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Murilo Bassetohttp://www.aeroin.net
Formado em Engenharia Mecânica e Pós-Graduando em Engenharia de Manutenção Aeronáutica, possui mais de 6 anos de experiência na área controle técnico de manutenção aeronáutica.

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