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北大荒通航BE300江西吉安坠机事故调查报告

文档来源：中国民用航空局		点击数：	更新时间： 2021年11月17日
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CAAC
民用航空器事件调查报告
失控坠机
北大荒通用航空有限公司
BE300/B-10GD 号机
江西省吉安市吉安县澧田镇上湖村
2021年3月1日
通用航空较大事故
报告编号：20210301TFS001 中国民用航空华东地区管理局航空安全委员会
2021年6月16日
报告编号：20210301TFSQ01
民用航空器事件调查报告
本报告依据《民用航空器事件调查规建》(CCAR-395R2 )编写。 民用航空器事件调查的目的是查明原因，提出安全建议,防止类似 事件再次发生。
ZWVWWWWWWWVWWWWWWXAZWWWWWWW'
当报告同时使用中英文编写时，如有任何文字表述的不一致， 则应以中丈版为准。
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民用航空器事件调查报告
报告编号：20210301TFSQ01
概述
2021年3月1日，北大荒通用航空有限公司（以下简称：北 大荒通航）BE300/B-10GD号机在江西省吉安市执行人工增雨作业 任务。14:40分（北京时，以下同），飞机从赣州黄金机场起飞。 14:46分，飞机转频至南昌区调。15:18分，飞机坠落在吉安市吉 安县澧田镇上湖村，飞机坠地后起火燃烧。机上共5名人员（其中 2名飞行员、3名气象作业人员）当场死亡，飞机烧毁。事件还导 致周边民房受损，地面1名村民轻伤。
事发后，民航华东地区管理局成立事故调查组，开展了现场勘 查、公司人员笔录、目击者访谈、视频监控调取、气象信息获取、 海事卫星数据获取、飞行数据译码分析等事故调查工作。
经调查，导致事故的原因是：事发飞机在实施人工增雨作业过 程中长时间在结冰条件下飞行，出现机翼和螺旋桨严重结冰，机组 未能对飞机结冰风险进行有效控制，进而飞机失速并进入螺旋，最 终坠地起火。根据人员伤亡和飞机受损情况，该事件构成一起机组 原因的通用航空较大事故。调查还发现事发飞机经过改装后相关 数据资料不全、机组螺旋改出操作动作不规范等问题。
调查组针对事故调查情况，对北大荒通航在公司安全管理能 力、手册管理、安全隐患排查、人员培训等方面提出了 4条安全建 议，对江西空管分局提出了提升管制人员特情处置能力的安全建 议。
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报告编号：20210301TFSQ01
民用航空器事件调查报告
1事实情况
1.1飞行经过
2021年3月1日，北大荒通航BE300/B-10GD号机在江西省吉 安市执行人工增雨作业任务。14:40分，事发飞机从赣州黄金机场 起飞，前往JA-10号作业区域|执行人工增雨任务。15:18分，飞 机坠毁在江西省吉安市吉安县澧田镇上湖村，机上5人（2名机 组，3名气象作业人员）全部死亡，地面1人烧伤。
14:22: 34,机组向赣州塔台申请放行,塔台通报使用07跑道， 修正海压1014hPa,温度24°C,能见度9999,地面风210°, 4米/ 秒。
14:40:24,飞机起飞离地。
14:46:20,机组首次联系南昌区调，高度3600米上升。
14:48:02,机组申请上升4800米，管制员同意。
14: 51: 00,飞机4800米高度保持，自动驾驶仪处于接通状态。
14:59:42,飞行数据记录器记录机组第一次接通除冰系统电 门，执行飞机翼面/舵面除冰，持续时间5秒，空速159海里/小 时，左发扭矩55%,右发扭矩57%。
15: 00: 57至15: 11: 51,机组共执行了 8次翼面/舵面除冰。
15:08:55,副驾驶描述飞机某个白色指示灯亮起。
15:12:47,机组申请航向100。，此时飞机航向9°,空速151 海里/小时，俯仰角4。。管制员同意后，机组讨论使用航向选择 模式右转，之后飞机转向100°。
15: 14: 16,飞行数据记录器记录机组最后一次翼面/舵面除冰,
1 N27°30'E114o10' ； N27°09'E115°24' ； N26O13'E114°48' ； N26°21,E114°03, ； N26°42'E113°57'等 5 点连线区域 内。
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民用航空器事件调查报告
报告编号：20210301TFSQ01
除冰持续时间5秒。后续，舱音记录器记录了副驾驶描述结冰严 重，但没有提及除冰设备的使用，也未有除冰记录,之后机长决定 上升高度到5100米，此时飞机俯仰角4.14°,空速145海里/小 时，左发扭矩73%,右发扭矩73%。
15:14:25,机组申请上升到5100米，管制员同意。
15:14:40,飞机开始上升，俯仰角开始逐步增加到大约6。。 期间，左发扭矩由73%上升到83%,涡轮级间温度（以下简称ITT） 820C（爬升最大限制值）;右发扭矩由73%上升到84%, ITT822°C, 一秒后扭矩下降至77%, ITT下降至808°Co
15:14:45,副驾驶提醒机长发动机ITT要超温。
15: 15: 31,左发扭矩开始下降，由83%下降到73%,右发扭矩 保持76%。
15: 15: 44,副驾驶提出飞机上升率过小，机长判断飞机速度减 小，积冰很严重，副驾驶提及“加温还都开着呢”，此时飞机空速141 海里/小时,俯仰角5. 7。,左发扭矩77%,ITT806°C,右发扭矩76%, ITT808°C,上升率80英尺/分钟。
15:16:18,上升率降低为0,飞机达到了本次飞行的最大高度 16112英尺，此时空速141海里/小时并开始减小，俯仰角6. 25°, 左发扭矩 73%, ITT790°C,右发扭矩 76%, ITT810°Co
15:16:45,机组申请右转航向205°,飞机空速下降至130海 里/小时并继续减小，俯仰角8.3°,下降率-330英尺/分钟，并伴 有左右3-5。坡度的横侧摇摆。
15:16:54,飞机自动驾驶仪断开，开始急剧左滚转并俯冲，进 入螺旋状态。此时飞机空速下降至122海里/小时，俯仰角9. 4。, 下降率-330英尺/分钟，右坡度6.17°,俯仰配平-7.633 （最大抬 头位置），升降舵10.85。。同时，机长要求副驾驶申请下降高度。
15: 16: 54至记录截止期间，飞机处于机头向下持续螺旋状态,
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报告编号：20210301TFSQ01
民用航空器事件调查报告
飞机横侧向左完成了两次完整的滚转，之后坡度伴有大幅度的左 右摇摆，最大达90°,航向多次旋转变化，旋转圈数为10圈，俯 仰角一直向下，最大值达到64.7。，垂直载荷最大值为3.91g,横 向载荷最大值为0. 66g,纵向载荷最大值为0. 43g,在此期间飞行 数据记录器记录飞机升降舵有较大抬头方向的偏转，发动机扭矩 持续上升，左发扭矩由72%±升至记录结束时的109%,右发扭矩 由76%上升至记录结束时的111%。
15:16:59,飞机出现“BANK ANGLE” （坡度过大）语音警告。
15: 17: 04,机组申请下降4000米。
15: 17: 05,飞机响起第一次失速警告，在断续响起后持续警报 至记录结束。
15:17:12,管制员指挥飞机下降3900米，机组回复。
15:17:24,管制雷达显示飞机高度4070米，随后高度显示变 为“INV”（雷达信号丢失预告）。
15:17:40,区域二次雷达显示标牌消失。
15: 17: 46,管制员呼叫飞机，机组回复需要一直下高度并处理 特情。
15: 18: 05,飞机出现“SINK RATE” （下降率）语音警告。
15: 18: 08,飞机出现“PULL UP” （拉起）和近地警告。
15:18:35,管制员提醒机组注意安全高度，注意保持3000米 以上，机组未回复。
15:19:01,管制员再次呼叫飞机，仍未收到机组回复。协调席 管制员通报井冈山机场事发飞机失联情况和位置，要求井冈山机 场停止起降，并协助呼叫联系。同时，提醒事发飞机可能在井冈山 机场降落。
此后，管制员切换不同频率（包括121.5Mhz）呼叫飞机，并 通过空中机组转呼，均未收到回复。同时，南昌区调通报相关其他
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民用航空器事件调查报告
报告编号：20210301TFSQ01
航空管制单位，均未发现该机动态。
15: 21: 02-15: 27: 00,南昌区调与北大荒通航及相关单位沟通, 请求协助联系该机。
15: 33: 00-15: 41: 00,南昌区调向民航各相关单位和江西省应 急管理部门进行通报。
15:55,南昌区调接井冈山机场塔台报告：井冈山市政府通报 发现飞机坠毁，坠毁地点吉安市吉安县澧田镇。
1.2人员伤亡情况
该事件造成机上5人死亡，其中2名为飞行机组，3名为气象 作业人员，另外造成1名当地居民体表10%以下烧伤，认定为轻 伤。
伤亡情况	机组	旅客	机上人员	其他
死亡	2		3	
重伤				
轻伤/未伤				1
1.3航空器损坏情况
航空器坠落后，撞击房屋，飞机解体燃烧，零部件散落在房屋 及巷内。
1.4其他损坏情况
航空器坠地后造成周围房屋不同程度受损，部分房屋有燃烧 痕迹。
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报告编号：20210301TFSQ01
民用航空器事件调查报告
1.5人员情况
1.5.1机组人员情况
左座机长，持有I类体检合格证，有效期至2022年2月12 日，签注限制：仅限CCAR-135/91部运行。2002年10月毕业于中 国飞龙飞行学院，2003年-2006年驾驶运11飞机，2007年-2014 年驾驶运12飞机，2014年-2016驾驶C90飞机，2017年至今驾驶 过大棕熊飞机和BE300型飞机。事发前三个月的飞行时间分别为： 18小时35分钟、12小时37分钟、17小时8分钟,均为BE300机 型。总飞行经历时间4353小时，其中BE300机型约564小时， 2020年6月完成BE300机型机长熟练检查，最近一次检查为单发 陆地机长仪表熟练检查，检查时间为2020年10月。
右座副驾驶，持有I类体检合格证，有效期至2022年2月12 日，签注限制：仅限CCAR-135/91部运行。2012年毕业于北大荒 通航，2013年-2014年驾驶运11飞机，2012年-2017年驾驶运12 飞机，2018年至今驾驶BE300型飞机。事发前三个月的飞行时间 分别为：18小时35分钟、12小时37分钟、17小时8分钟（两名 机组近三个月一直共同飞行）。总飞行经历时间1123小时，其中 BE300机型约527小时，最近一次检查为BE300机型机长资格实践 考试，检查时间为2020年4月。
查阅机长的培训记录，未发现接受过螺旋进入与改出的训练 记录。
1.5.2维修人员情况
维修人员1,持维修人员基础执照，类别：TA/PA;具有BE300 机型签署，有效期至2022年10月21日；具有BE300机型维修及
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民用航空器事件调查报告
报告编号：20210301TFSQ01
放行授权，授权有效期至2021年4月。
维修人员2,持维修人员基础执照，类别：TA/PA;具有BE300 机型签署，有效期至2022年12月23 0;具有BE300机型维修及 放行授权，授权有效期至2021年4月。
1.6航空器情况
1.6.1航空器基本情况
事发航空器概况见表1。
表1：航空器情况
国籍和登记标志	B-1OGD	航空器型号系列	KA350ER2
航空器出厂序号	FL1014	航空器出厂日期	2015.11.11
航空器制造厂家	美国毫克比奇	航空器制造厂址	美国
适航证	AC8215	适航证颁发日期	201 &amp;amp; 02.09
国籍登记证号	NR8079	国籍登记证颁发日期	201&amp;amp;5.10
电台执照号	N-2018-0985	电台执照颁发日期	201&amp;amp;05.16
航空器最大起飞重量	17500 磅	航空器最大着陆重量	15675 磅
航空器结构重量	12000 磅	航空器基本重量	9600 磅
航空器最大加油量	4611 磅	发动机制造厂家	普惠
航空器单发马力	1050马力	发动机装机型号	PT6A-60A
该机出厂日期为2015年11月11日，截止2021年3月1日 共计使用672小时27分钟/398飞行循环。螺旋桨无总寿命限制, 翻修间隔3000小时/5年，机上安装的螺旋桨为2020年11月1日 翻修后重新安装上飞机，翻修后使用小时数为74小时39分钟。
KA350ER为BE300机型的另一称谓。
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1.6.2飞机近期维修情况
查阅公司事发机型《飞机检查大纲》，该机型例行检查分日常 检查、定期检查，其中日常检查包括航前检查和航后检查，定期检 查包括阶段检查和特殊检查项目。阶段检查分为一、二、三、四阶 段定检，对应为200、400、600和800小时定检，特殊检查项目 按飞行时间、循环和日历时间等多种控制间隔，且相互组合。
维修记录显示，2020年11月1日该机完成了机身一、二阶段 检查，机体项目完成6个月、12个月定检和200H、400H、12个月 润滑定检，发动机完成200H、600H、600H/12个月定检。
该机自2020年11月1日完成定检工作至2021年3月1日， 共飞行74小时39分钟/28循环，除完成例行航线维修外，未发现 有不正常的故障记录，飞机没有故障保留记录。最近15日内，该 机在赣州机场起飞共飞行了 3个架次，具体为：2021年2月10 日、2月25日和2月26日，时间分别为2小时3分钟、3小时9 分钟和3小时6分钟。
检查公司近期15日内有三个日常检查(航前和航后)维修记 录，检查记录情况正常，未发现故障记录，日常检查及3月1日 航前工作单中包括失速警告传感器、机翼除冰带和失速带、起落架 防冰挡片、除冰带灯及螺旋桨除冰带检查内容，检查记录无不正常 情况。
该机2018年交付公司后，未收到任何针对该机型的适航指令 (AD/CAD ),接收该机型服务通告(SB )12份，其中不适用6份, 已完成6份。发动机服务通告48份，其中不适用42份，6份适 用，计划发动机大修时完成，符合规章要求。
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1.6.3飞机加油情况
查阅加油单、飞机《飞行记录本》和赣州机场监控视频，确认 该机共加注652升航空煤油，加油过程如下：
13: 30分，中航油江西分公司赣州供应站加油员收到北大荒通 航加油任务通知后，按机坪运行规定前往保障。
13: 50分，按加油作业规程开始加油作业，加油枪由机组人员 操作向油箱加油，加油员负责操作加油车阀门及控制流速。
14: 00分，加油结束，共加油652升，加油过程无异常。加油 员按规定检查排放油品，质量合格。
1.6.4载重平衡情况
本次飞行任务，机组2人、气象设备操作员3人，符合《KA350ER 型飞机B-10GD （FL1014架机）加改装ZGQKY-350-001型人工增雨 和大气探测设备方案》的要求。
本次飞行任务加油652升，总油量为2040升，符合该机型《飞 机飞行手册》的限制。
1.6.5飞机除防冰系统
该飞机除防冰系统主要由以下部件或系统组成：（1）发动机 进气道外缘加热；（2）发动机防冰（进气道排冰叶片）；（3）发 动机自动点火；（4）风挡防冰；（5）雨刷；（6）侧窗除雾；（7） 螺旋桨除冰；（8）热五项（左右燃油系统防冰，左右空速管加热， 失速警告加热）；（9）翼面/舵面除冰；（10）刹车除冰。与本次 事故有关的系统有（2） （7） （9）三项，简要介绍如下：
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1. 6. 5.1发动机防冰系统
《飞机飞行手册》中对发动机防冰系统描述如下图所示。
防冰
发动机进气道
发动机排气加温可对发动机进气道曲缘进行加温.加温的排气通过左排 气符内的 个进气口输送到进气道前缘.排气流流过进气道前缘从右排气符 排由。只要发动机在运转狀态该系统即可运行。
发动机防冰系统
惯性分离系统作为毎个发动机进气骨道的•部分町防止在卸冰条件卜水 汽进入发动机进气道増压室-系统包括双車致动器和操纵机构"该系统可通 过 L ENG ANTI-ICE 利 R ENG ANT1-1CE （绿色的）以及 L ENG ICE FAIL 和 R ENG ICE FAIL （琥珀色的）倍号指示器进行监测。L ENG ANTI-ICE和R ENG ANTMCE信W指示器燃壳表明系统已启动=L ENG ICE FAIL或R ENG TCE FAIT.信号指示器燃亮表⑷系统耒达到理想的状态L ENG ICE FAIL或R ENG ICE PAIL总即燃亮表明供电中断"延迟燃亮表明-个致动器不匸作「无 论是何种情况，备用致动器应启动。
图1：《飞机飞行手册》中发动机防冰系统原理
图2:发动机防冰系统原理图
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—ENGINE ANTI-ICE 一 LEFT	RIGHT
ACTUATORS STANDBY
图3:发动机防冰控制电门
若打开图3中的控制电门，发动机防冰系统接通，信号牌会 出现绿色L/R ENG ANTI-ICE信息灯，图2中的BYPASS DOOR活 门打开，避免冰或其他外来物进入发动机。BYPASS DOOR活门打开 后，由于会对进气量进行分流，所以发动机性能会变差。
1-6. 5・2螺漩桨除冰系统
螺旋桨除冰系统通过电加热螺旋桨内侧的除冰加热带来给螺 旋桨除冰，并依靠旋转离心力将热量带至除冰带未附着的叶面上, 来清除附着在螺旋桨上的积冰。螺旋桨除冰可通过调整桨距杆增 加螺旋桨转速来提高除冰效果。《飞机飞行手册》中对螺旋桨除冰 的描述如图4、5所示。
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螺旋桨电动除冰系统包括；电加温除冰带、滑动环和电刷组件、1个自动 除冰的眾时器、电流表、位十右侧操纵根对除冰控制电路起保护作用的斷路 器和位于驾驶员右副仪表板上的两个系统白动或手动控制的开关。
正驾右副控制板上有一个标为PROP-AUTO（螺旋桨-白动）的断路器开 关，用于触发系统定时器。定时器每90秒接通1次,每次系统m大约3分钟的 时间完成一个周期。
本机篇有一个手动的螺旋桨除哦系统件为H动系统的备份u正驾右副控 制板上有1个标为PROP-MANUAL （螺旋桨-于动）的控制开关，用于控制 手动的过栽継电器，芳选择手动位置的时候，两个懈旋桨的加热器同时接覺 供电。这个开关是短时开关，只允许放在乎动位置上大约9（）秒。当螺旋桨除 冰系纺伸用丰动模式抽时候.螺務奖際冰由帝表不梢示裁荷"们杲.当丰动 的螺旋桨除冰系统运转的时候，每个载荷表的载荷指示将有大约10%的增加。
图4：螺旋桨除冰系统原理
图5:螺旋桨除冰带位置及控制电门
1. 6. 5.3翼面/離面除冰系统
事发飞机大翼和尾翼前缘安装有黑色橡胶材质的除冰带，如 图6所示。通过为除冰带充气鼓胀来击破附着在这些部位的积冰。
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DEICE
BOOT
VACUUM REGULATOR
ENGINE P3 BLEED AIR SOURCE
I
DEICE' BOOT
DEICE BOOT
WING DEICE PRESSURE SENSOR SWITCH <350 ONLYl
PRESSURE OR「	]
VACUUM
DEICE BOOT
DEICE BOOT
ENGINE P3 BLEED AIR SOURCE
BLEED AIR FLOW CONTROL UNIT
DEICE BOOT
PRESSURE
PNEUMATIC SHUTOFF VALVES 八
WING DEICE PRESSURE SENSOR SWITCH 1350 ONLY)
PNEUMATIC i CONTROL I ASSEMBLY
BLEED AIR FLOW
CONTROL UNIT '

BRAKE DEICE VALVE
BRAKE DEICE VALVE
TAIL DEICE PRESSURE SENSOR SWITCH (350 ONLY!
图6:事发飞机翼面/舵面防冰区域示意图
《飞机飞行手册》中关于翼面/舵面除冰系统的原理描述如图 7所示。
机翼和屋翼陈冰乘统
机翼和尾翼除冰系统沾理机翼和水平尾翼前缘的积冰。除冰是通过除冰 带交替地險胀和收缩实现的。调懈过圧力的发动机引气对除冰帯膨胀捉供压 力。由引气驷动的1个文氏排放管制造负压使除冰带收缩并且在不用吋压住它 们「为了确保I部发动机故障时系统有效运转，每部发动机的引气管线中都技 有-个单向阀以避免不工作的发动机的压气机造成压力损失。膨胀和收缩受
•个分配阀的控制。
I警告I
在环境温度低于零下4（1摄氏度的情况下便用机翼和尾
翼除冰系统可能对除冰带造成永久性损伤。
在正驾驶右副控制板上有-个标示为SURFACE DEICE - SINGLE - OFF -MANUAL （翼面除冰-单次■关闭-手动）的三位转换开关控制除冰系统工作。 此开关在SINGLE或MANUAL位置上受劃回到OFF位豐上的弹簧力的怡用. 当选抒SINGLE位的时候，分配阀打开使机翼除冰带膨胀。经过大约6秒的膨 胀吋间后，1个电子计时器打开分配器使机翼除冰带收缩，同时水平尾翼除冰 带膨胀并持续4秒。在这些除冰带膨胀和收缩后，周期结束。
当开关置于MANUAL位的吋候，所有的除冰带将同吋膨胀并且在松开 开关前保持膨胀的状态。半松开开关时，开关将回到OFF位置。周期结束后， 直到被开关再次服动前，除冰带将保持负压压紧状态。
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修订次；0 日期 J15/01/201S	KA350ER飞机飞行手册	
第七章系统说明		北大荒通航
可以通过机翼除冰（W1NGDE1CE）和尾翼除冰（TAILDEICE）信号器 监控本系统的运行。除冰带膨胀时信号器燃亮表明工作正常。
为了达到最高除冰效率，在开始除冰前允许形成1/2英寸（L27cm）的 冰层。非常薄的冰层可能不会脱离除冰带，而是断裂并贴住除冰带。接下来 的除冰带周期性工作可能会在前缘外形上形成冰壳，从而使除冰不起作用o
图7：飞机翼面/舵面除冰系
1. 6. 5.4起飞前除冰系统检查要求
《飞机飞行手册》中对起飞前除冰系统检查要求如下图8、9
所示。
	KA350ER飞机飞行手册	修订次：0 口期：15/01/2018
		
北大荒通航	第四章正常程序	
d.发动机防冰
.............................ON	（接通）
|LENGANTI-ICE| 和|RENG ANTI-ICE|字幕-燃壳
16•防冰设备（如果需要）........................检査
a.发动机自动点火...........................检査
1）	功率杆......................IDLE（慢车）
2）	发动机自动点火开关.................ARM（准备）
| L IGNITION ON |和| R IGNITION ON |字幕-燃亮
3）	功率杆...................推杆至超过17%扭矩
［LIGNmONON ］和［R IGNITION ON］字幕-熄灭
4）	功率杆........................IDLE（慢车）
［L IGNITION ON1 和［R IGNITION ON］字幕 _ 燃亮
5）	发动机自动点火开关..................OFF（切断）
［L IGNITION ON］和［R IGNITION ON］字幕-熄灭
b.	风挡防冰（同时检查正驾驶与副驾驶的风挡防冰）
1）	风挡防冰............................HI
（注意观察左和右载荷计上读数升）
2）	风挡防冰.........OFF, THEN NORMAL（切断，然后正常）
（注意观察左和右载荷讣上读数上升）
3）	风挡防冰.......................OFF（切断）
c.	电热螺旋桨除冰.........................检查
螺旋桨静态时不要进行螺旋桨除冰操作。
1）	自动螺旋桨除冰
2）	除冰电表..
..…ON（接通） 26至32安培
（监控90秒以便确保口动定时器工作）
3）	手动螺旋桨除冰...............保持在手动位置
a）	两个载荷计上小指针都偏离表示手动系统止在I：作。
b）	除冰电农......................0安培
4）	手动螺旋桨除冰.....................释放
5）	除冰电表....................26至32安培
6）自动螺旋桨除冰
..........................OFF（切断）
注
螺旋桨除冰电表上不记录手动（备份）系统的电流使用;但 是，系统接通时手动（备份）系统的电流使用会作为电气荷 载的一部分在载荷计上予以指示（约10 %）.
图8：起飞前除冰系统检查要求1
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民用航空器事件调查报告
报告编号：20210301TFSQ01
修订次：0 日期：15/01/2018	KA350ER飞机飞行手册	
第四章正常程序		北大荒通航
d.翼面除冰...............................
检查
1）	油门杆................HIGH	IDLE（高慢），如果需要
2）	冷气系统压力..........................检查
3）翼面除冰开关.. a）冷气系统压力
单通道和释放 .......瞬时减小
b）	［WING DEICEJ和［TAIL DEICE］字幕.燃亮然后熄灭
c）	除冰套..............可能时目视检査充气并固定住
d）充气时间........机翼处6秒之后水平安定面处4秒。
4）	翼面除冰开关....................手动和保持
a）	冷气系统压力....................瞬时减小
b）	［WING DEICE］和［TAIL DEICE］字幕.燃亮
c）	除冰套.................可能时目视检查充气
5）	翼面除冰开关.......................释放
a）	|WING DEICE］和［TAIL DEICE］字幕.....熄灭
b）	除冰套................可能时目视检查是否固定住
6）油门杆.......................LOW IDLE （低慢）
图9:起飞前除冰系统检查要求2
1.6.6失速及结冰条件下性能
1. 6. 6.1失速相关资料
《飞机飞行手册》中，关于失速相关描述如图10、11、12所
央速警告系统
飞机左机翼前缘装有升力传感器.它可以通过气动压力判断出攻角.当 失速即将来临的的时候将会激发音响失速警告。
本系统可以通过使用副驾驶左副控制板上的STALL WARN TEST - OFF -LDG GEAR WARN TEST （失速警告试验•关闭•起落架警告试验〉开关进行 飞行前检僭。将此开关豐于STALL WARN TEST （.失速警告试验）位将会触 发失速警告系统。
图10:失速警告系统

加热元件避免升力传感器的传感片和面板结冰。但是， 机翼结冰可能改变或干扰气流并妨碍系统准确的指示即 将到来的失速。记住当任何飞机有冰堆积的时候失速速 度都增大。
图11:结冰对失速系统的影响
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图12:失速速度与发动机功率关系
1. 6. 6. 2结冰条件下飞机性能及限制
《飞机飞行手册》中，关于结冰条件下飞机性能及限制相关描 述如图13、14、15所示。
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结冰条件下飞行
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1.	在除冰套前縁模拟阳着I： E行员启动除冰套N前可能堆积的冰（即1 英寸）・
2.	卜'列无煤护农面上，模m/HI4CFR25部附录C规定的结冰条件F持续 45分钟训能堆枳的冰：
a.	机头雷达天线罩
b.	无除冰箕保护的机買屮段
c.	无除冰穽保护的外翼
5-9
A	KA350ER飞机飞行手册	粧订次| 0
北人強通航	笫五章性陡	
d.	垂理女疋面和斥址体
e.	无陰冰套保护的水平安定面
~实际性能变坏号这里给出的值相比可能仝或多戒少.这取决于结冰的炎 也和吋间.
图13:结冰条件对飞机性能的影响
结冰条件
由于飞机的机翼翼型变形，前缘上一英寸的积冰会导致 爬升率损失每分钟5 0 0英尺，巡航速度降低最多可达 7 5节真空速，以及明显的抖振和失速速度提前（最多 增加指示空速1 5节）。即使除冰套循环工作后,除冰套 及飞机上未加保护区域上残留的积冰会导致很大的性能 损失。同样原因，声音失速警告系统可能会不精确，变 得不可信赖。但是，飞机上有积冰后，失速之前会出现明 显的空气动力抖振。要保持在飞机正常失速速度之上留 有相当的空速余量。为了使机翼未加保护的表面上残留 最少量的积冰，持续结冰条件下飞行期间要保持最低140 节的速度。如果风挡结冰，降低空速到2 2 6节或2 2 6节以下。在着陆进场之前，让除冰套循环工作将积冰 清除。
图14：结冰条件下飞行“警告”
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北大荒通航	第：章限制	
结冰限制
除冰套工作的最低坏境温度................-4相06祀500		•T 4 I T	Q	9 cm rs	6 Z				S	9 s m	6 e«*9	6刑509	^5583
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图25:速度、配平和俯仰角关系
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从现有证据来看，飞机以爬升功率进行爬升的过程中，姿态不 断增加，速度不断减小，高度无法上升，且呈下降趋势，说明此时 飞机结冰严重，对性能产生极大影响。虽然无法直接得知机组在发 出“要航向”和“下高度”指令的时间段内，给自动驾驶仪输入了 何种指令(FLC、VS或者ALT),但飞机状态各项参数符合自动驾 驶保持高度的逻辑，由此判断，机组在最后时刻极有可能使用了高 度保持模式(ALT)。
(2 )进入失速时失速警告未告警原因分析
失速警告探测装置位于左侧机翼前缘的靠近中间的部位。对 于失速警告未告警有两种可能：一是飞机最先失速的部位一般在 翼尖，而失速警告探测装置位于机翼中间部位，所以当飞机左翼尖 失速并向左滚转时，失速警告未响；二是飞机表面的积冰情况已经 非常严重，失速警告装置因此变得不可靠。
(3)未达到光洁失速速度进入失速及进入螺旋的分析
事发飞机起飞重量为16500磅左右，事发时，飞行时间为40 分钟左右，可以推算失速时飞机的重量在16000磅左右。通过查 阅机型手册性能图表，得出该重量下，光洁外形的失速速度在102 节左右，考虑积冰条件，失速速度为111节左右。但是手册给出的 数据是基于该机型的“正常积冰”条件，而实际的性能数据会因结 冰的类型和时间不同产生偏差。另外，此数据来源于原型机的性能 资料，改装后的飞机失速速度可能会进一步提高。
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2.4机组操作分析
2.4.1飞机失速前操作分析
飞机开始爬升时，左发扭矩持续增加至83%,右发扭矩先增加 后减小，逐渐降低至77%。此后双发扭矩保持差值上升，在飞机即 将到达16000英尺时，左发扭矩明显减少，右发扭矩产生波动。随 后右发扭矩保持稳定，左发扭矩逐渐降低至73%。如图26所示。 在这个过程中，飞机上升速度逐渐减小。
双发扭矩与ITT关系
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图26:扭矩和ITT关系
在爬升初始阶段，机组将双发油门同时推至扭矩82%-84%之间, 但是由于右发扭矩上升较快，ITT瞬时超温，副驾驶此时提醒机长 “（ITT）超了、超了” o机长随即收回右发油门杆以降低ITT温 度。然后让右发维持在扭矩77%, ITT温度810°C的状态。此时左 发ITT逐渐上升至820°C,并在仪表显示为警示性颜色，机长随即 收回左发油门杆，使左右两侧扭矩显示基本一致。因为操作时机长 是同时握持两个油门杆，所以右发扭矩也出现了 一个小幅波动。此 时双发扭矩数值基本一致。而因左发油门杆是从高功率位降回，在 扭矩的表现上具有一定的滞后性，所以左发扭矩继续下降并最终
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维持在73%左右，ITT降至785°C左右。综上所述，飞机此时还有 一定的剩余功率，在性能上与满功率飞行存在一定差距。
在自动驾驶断开前的5秒之内，飞机出现了坡度为正值（右 坡度）而航向数值却逐渐减小（机头左转）的与正常情况相矛盾的 现象。根据对此时飞机空速、姿态以及发动机扭矩的分析，可以判 定，此时飞机处于严重结冰且临界失速的状态，机翼上的升力已经 无法为飞机提供转弯向心力，左侧机翼首先进入临界迎角，升力减 小的同时，阻力增加，创造了飞机机头向左侧滚转的条件；而此时 飞机右发扭矩略大于左发扭矩3%-4%,不对称的扭矩加大了飞机机 头向左滚转的力矩，也为飞机随后失速进入左螺旋提供了一定的 触发条件。
飞机在严重结冰条件下大功率爬升过程中，出现姿态增大、空 速下降、横侧摇摆、高度损失等现象的时候，机长未能意识到飞机 处于临界失速状态，没有第一时间选择改变飞机姿态、下高度、增 加功率等改变飞机性能的动作，而是先让副驾驶要航向，继续作 业。另外，机长决定下高度时机偏晚，且指令不明确，在副驾驶向 管制员申请下高度时飞机已经失速。
另外，紧急情况时，飞机的通话和操作可以由机长一人完成， 来保证通信效率。失速前，机长仍然指挥副驾驶通信，且指令不明 确，客观上浪费了处置的时间，说明机长在失速前，一直未意识到 飞机当时积冰的严重程度及可能带来的危害。
在获得管制员改变高度的许可之前，且飞机状态不断恶化的 情况下，机长未能作出偏离管制指令而改善飞机状态的决策，也未 及时向管制员宣布紧急状况。
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2.4.2机组除防冰使用分析
飞行中，机组全程未通过改变螺旋桨转速来为螺旋桨除冰，共 进行10次翼面/舵面除冰操作。15:14:16,机组最后一次进行除 冰操作，2分33秒之后飞机失速。无证据表明飞机防除冰系统存 在故障，飞机因结冰造成的性能下降与机组在最后阶段未使用防 除冰系统有关。
2.4.3失速及螺旋的处置分析
飞机进入螺旋和自动驾驶断开初期，因为仰角很大，机组施加 给升降離的力使升降號角度变小，但是由于飞机迅速进入俯角状 态，升降舵角度又再次上升，之后升降舵角度处于波动状态，随后 飞机升降駝配平开始向低头力矩持续移动，升降舵角度先是持续 在最大值，后又持续波动，在坠毁前又回到最大值范围。具体见图 27所示。
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升降舵配平角度、俯仰角、升降舵角度关系图
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图27:飞机升降舵配平角度、俯仰角和升降舵角度关系
从飞机的滚转和副翼的角度关系可以看出，机组在螺旋阶段 一直在按照常规姿态的处置操作在努力控制飞机，即飞机向左滚
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转并带左坡度时，压右盘；飞机向右滚转并带右坡度时，压左盘。 如图28所示。
图28:飞机滚转和副翼角度对比图
在进入螺旋之后，升降舵角度变小有利于空速的增加，而每次 空速的增加，都伴随着升降舵角度的再次增加。如图29所示。
空速、升降舵角度、俯仰角关猱
图29:空速、升降舶和俯仰角关系图
从发动机数据看，整个螺旋过程中，发动机一直处于最大功率 运转，发动机扭矩不断上升，ITT持续小幅平稳下降，燃油流量持 续平稳上升，此现象符合油门杆位置不变，高度降低后，发动机参 数的变化规律。如图30。
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发动机数据变化
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图30:发动机数据变化情况
数据记录的最后时刻，右发ITT突然升高，燃油流量出现下 降，螺旋桨转速突然从1730转/分钟下降至415. 625转/分钟。
综上可以判断，机组在进入失速及螺旋状态后，未按照《飞机 飞行手册》推荐的螺旋改出操作动作进行改出。
2・4・4机组资源管理(CRM)分析
根据舱音记录和飞行数据记录，起飞前机组在明知本次飞行 会进入积冰条件的情况下，未执行除防冰系统的检查。机组在飞行 中观察到积冰严重的情况下，依然让气象人员继续作业。在飞机不 能上升高度时，未能识别出飞机性能严重变差的安全风险。在失速 螺旋处置期间，副驾驶忙于通讯，机长也未制止。机组在特情处置 过程中几乎没有任何的沟通，不能打破个体可能存在的注意力单 通道。机组既未宣布紧急状态(MAYDAY或PANPAN),也未向管制
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员报告具体所处恶劣状况，未能保障特情处置时的免受干扰和可 能的外部帮助。
综合分析，机组对于机组资源管理意识还较为薄弱，不能利用 科学的方法和手段，及时识别飞行中的威胁和差错，使安全风险处 于可控水平。
2. 5管制员操作分析
事发管制员未能识别出高度显示“INV”和雷达标牌消失，所 反映出飞机可能处于特情的情形，在机组声音变化和报告“处理一 下特情”时，仍在持续询问机组下高度意图。
在无法联系航空器后，管制员按应急预案与相关单位沟通，并 向民航各相关单位和江西省应急管理部门进行通报。
2. 6生存因素分析
根据飞行记录器译码数据，计算从飞机失速到记录结束，平均 下降率约1200英尺/分钟。
根据现场勘查及飞机残骸分布情况综合判断，飞机是以较大 俯角、高速撞击残骸主建筑物，现场发生起火，导致机上5人当场 死亡。
2. 7组织管理分析
2.7.1公司安全管理分析
经查，公司安委会对安全工作和问题未进行全面闭环管理，驻 外运行检查计划性不足，飞行前准备情况管控力度不够；接收事发
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飞机不规范，缺少BE300航空器的基本空重和平衡表等必要数据， 机务人员也未按照公司《飞行运行手册》12. 3. 3规定在起飞前进 行重心计算；实际使用任务书版式与《飞行运行手册》不相符，缺 少飞机载重平衡相关数据内容；相关手册未及时修订、更新和报 批；公司安全管理人员配备数量跟不上公司运营规模的发展，影响 了公司对于一线运行的安全风险和安全隐患的辨识和管控。
总体上，公司安全管理存在系统性、规范性不足的问题，与一 线运行安全风险管控有脱节现象。
2.7.2人工增雨作业风险及隐患管理分析
在该事件中飞行机组为了满足人工增雨作业气象人员的环境 目标需求，在结冰条件下较长时间飞行，减小了作业飞行时的安全 裕度，增加了此类作业的安全风险。
经对公司相关手册的查阅，发现公司未制定事发机型有关人 工增雨作业的作业规程或风险管控措施，导致该机型人工增雨作 业过程中，机组没有有效的风险管控措施可以遵循。
说明公司未能针对事发机型人工增雨这一特定作业开展有效 的风险评估，属于公司在该风险管控的缺失，构成安全隐患，公司 也未能及时识别和消除该隐患。
2.7.3公司手册管理分析
北大荒通航《91部运行规范》航空器清单中包含了事发航空 器，但《91部运行规范》D003 “航空器维修管理与实施”中和E001 “重量与平衡控制程序”均未包含该机型。
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北大荒通航接收飞机后至事发当日，缺少事发航空器的基本 空重和平衡表等必要数据，特别是缺少加装设备后的飞机重量和 重心等的准确数据，飞行员依照非准确数据进行载重平衡及性能 计算存在运行风险。
公司接收航空器至事发当日已超3年，《运行规范》《飞行运 行手册》和《KA350ER飞机飞行手册》多处关键内容长期缺失，调 查组访谈时了解到，北大荒通航未对手册进行有效评审。
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3.结论
3.1调查发现
(1)	人员资质符合要求。
(2)	事发前赣州机场天气适航。
(3)	事发飞机"三证”齐全，有效。
(4 )事发飞机于2018年5月25日取得补充型号合格证。
(5 )没有证据表明机组事发前存在饮酒或使用违禁药物情况。
(6)	没有证据表明，事发前飞机存在机械故障。
(7)	气象分析表明，事发前飞行区域及附近云层均匀，为层 状云，温度约T1.7C。，存在积冰可能性大值区。
(8)	事发前，机务人员未根据公司《飞行运行手册》要求计 算出重心位置，并在航空器履历本中做好记录。
(9)	事发前，机组未执行除防冰系统的检查。
(10)	飞机巡航阶段出现结冰，机组实施10次除冰操作。
(11)	飞机机翼和螺旋桨出现严重结冰后，失速进入螺旋状态。
(12)	坠机前3分钟，机组未实施除冰操作。
(13 )飞机进入螺旋后，机组未按照事发飞机飞行手册推荐的 螺旋改出操作动作进行改出。
(14)飞机坠地后发生起火爆炸。
(15 )机上5人遇难，地面1人轻伤。
(16 )未发现当事机长接受过螺旋的进入与改出的训练记录。
(17 )北大荒通航接收事发飞机时，未从原托管方获得改装后 航空器的载重平衡等数据文件。
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(18)北大荒通航安委会对安全工作和问题未进行全面闭环 管理，驻外运行检查计划性不足，飞行前准备情况管控力度不够。
(19 )北大荒通航的«KA350ER飞机飞行手册》，缺少基本空 重和平衡表等必要数据。
(20)	公司未能针对事发机型人工增雨这一特定作业开展有 效的风险评估，构成此风险管控安全管理方面的安全隐患，公司也 未能及时识别和消除该隐患。
(21)	北大荒通航未对《运行规范》、《飞行运行手册》和 《KA350ER飞机飞行手册》等手册进行有效评审。
3. 2调查结论
经调查，导致该事故的原因是：事发飞机在实施人工增雨作业 过程中长时间在结冰条件下飞行，出现机翼和螺旋桨严重结冰，机 组未能对飞机结冰风险进行有效控制，进而飞机失速并进入螺旋, 最终坠地起火。根据人员伤亡和飞机受损情况，该事件构成一起机 组原因的通用航空较大事故。调查还发现事发飞机经过改装后相 关数据资料不全、机组螺旋改出操作动作不规范等问题。
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4.安全建议
4.1对北大荒通航
(1)建议公司结合三年专项整治方案，完善公司安全管理制 度，加强安全管理人员力量，全方位提升公司安全管理、风险识别 和隐患排查能力水。
(2 )建议公司进一步开展包括人工增雨作业在内的特种作业 的风险识别、风险评估，根据人工增雨作业的特点，制定有关人工 增雨作业的标准操作程序，及时和消除此作业相关的安全隐患。
(3)建议公司加强手册管理的规范性，及时完善更新《运行 规范》《飞行运行手册》其他相关手册。
(4 )建议公司依据《航空器驾驶员训练指南-复杂状态预防和 改出训练»(AC-91-30)文件要求，加强复杂状态预防及改出训练， 尤其在避免深度失速和进入螺旋方面，开展相应的特情训练。
4. 2对江西空管分局
建议中国民用航空华东地区空中交通管理局江西分局对南昌 区调管制员进行空中航空器特情相关知识的培训，提高管制员特 情处置的管制服务水平。
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