University of Bielefeld -  Faculty of technology
Networks and distributed Systems
Research group of Prof. Peter B. Ladkin, Ph.D.
   
 


This Report prepared for the WWW by
Marco Grˆning and Peter Ladkin

from the German original supplied by the Deutsche Luftfahrtbundesamt


Bericht

der Direccion General de Aeronautica Civil

der Dominikanischen Republik

¸ber
die Untersuchung des Unfalles
mit dem Flugzeug Boeing B-757
am 06. Februar 1996
bei Puerto Plata

(Kein Datum)


1. Tatsachenermittlung

1. 1 Flugverlauf

Am 6. Februar 1996, gegen 03Uhr5 UTC, verungl¸ckte das Flugzeug Boeing-757, Kennzeichen TC-GEN, mit dem von der Firma Birgenair ein Charterflug f¸r die Fluggesellschaft Alas Nacionales durchgef¸hrt werden sollte, wenige Minuten nach dem Start von dem internationalen Verkehrsflughafen Gregorio LuperÛn in Puerto Plata, Dominikanische Republik. Laut Flugplan sollte ein Flug nach Instrumentenflugregeln (IFR) durchgef¸hrt werden. Das Flugzeug wurde zerstˆrt und alle 176 Passagiere sowie 13 Besatzungsmitglieder kamen ums Leben. Die Maschine sollte um 03Uhr40 mit dem Zielflughafen Frankfurt/M. starten. In Gander/Kanada und Berlin-Schˆnefeld waren Zwischenlandungen vorgesehen.

Ungef‰hr 2 l/2 Stunden vor dem Abflug teilte die Abteilung Betrieb der Besatzung mit, dafl aufgrund eines technischen Defektes, an der f¸r diesen Flug urspr¸nglich vorgesehenen Boeing-767, Flugzeug und Besatzung ausgetauscht werden muflten.

Die neue Besatzung meldete sich gegen 02Uhr15 am Flughafen. Es gab eine zus‰tzliche Verzˆgerung von mehr als einer Stunde. da eine der Stewardessen versp‰tet eintraf.

Die Maschine begann schlieflich gegen 03h42'11sec mit dem Startlauf. Kurz darauf kam vom Kopiloten die Standardansage ,,80 Knoten'' (80 kts), woraufhin der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer erkl‰rte, sein Fahrtmesser funktioniere nicht. Der Kopilot best‰tigte, dafl sein Fahrtmesser normal arbeite. Der verantwortliche Luftzeugf¸hrer gab dem Kopiloten daraufhin die Anweisung, ihm die einzelnen Geschwindigkeiten zur Fortsetzung des Startlaufes anzusagen.

Der Start verlief normal und um 03h42'27sec erkl‰rte der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer, dafl sein Fahrtmesser zu funktionieren beginne. Zu diesem Zeitpunkt befand sich das Flugzeug in einer Hˆhe von 576 Fufl und flog mit einer Geschwindigkeit ¸ber Grund (GS) von 121 Knoten. Um O3h44'07sec, in einer Hˆhe von 3500 Fufl und bei einer Geschwindigkeit ¸ber Grund von 273 Knoten ordnete der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer die Aufschaltung des Autopiloten an. In diesem Augenblick erschien die Anzeige f¸r die automatische Schubregelung (Auto-Throttle), mit eingeschalteten Vnav und Lnav- Funktionsmodi. Um 03h44'25sec meldete die EICAS-Anlage den Warnhinweis Rudder ratio/Mach Airspeed Trim. Kurz darauf, um 03h44'28sec, erkl‰rte der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer, dafl etwas ungewˆhnliches vor sich gehe, was er 15 Sekunden sp‰ter wiederholte. In diesem Augenblick bemerkte auch der Kopilot, dafl etwas nicht stimmte und sagte zum verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrer, sein Fahrtmesser zeige 200 Knoten an, weiterhin

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fallend. Das Flugzeug befand sich zu diesem Zeitpunkt in einer Hˆhe von 5344 Fufl, mit einer Geschwindigkeit ¸ber Grund von 327 Knoten und einem L‰ngsneigungswinkel (pitch attitude) von -15,1∞ also der verantworliche Luftfahrzeugf¸hrer erwiderte, dafl beide Geschwindigkeitsanzeigen keine korrekten Werte lieferten und fragte ,,was kˆnnen wir tun?'' w‰hrend er umgehend die ‹berpr¸fung einiger Sicherungen anordnte.

Um 03h45'04sec erkl‰rte der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer, dafl bei einem Flugzeug, welches eine Zeit lang am Boden gestanden hat, etwas wie eine Asymmetrie der Hˆhenruuder oder ‰hnliches normal sei. 7 Sekunden sp‰ter f¸gte er hinzu ,,denen glauben wir nicht`` (bezugnehmend auf die Warnhinweise des EICAS).

Um 03h45'28sec, in einer Hˆhe von 6688 Fufl, bei einer Geschwindigkeit ¸ber Grund von 352 Knoten und einem L‰ngsneigungswinkel von +15,1∞ setzte bei aufgeschaltetem Autopiloten die Warnung f¸r die ‹berschreitung der Hˆchstgeschwindigkeit ein, was der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer mit den Worten ,,das ist unwichtig'' kommentierte und die Anweisung gab, den Warnton abzuschalten.

In diesem Augenblick befand sich das Flugzeug in einer Hˆhe von 7040 Fufl. mit einer Geschwindigkeitsanzeige von 349 Knoten auf dem einen Anzeigeger‰t und einem L‰ngsneigungswinkel von +14,8∞.

Um 03h45'52sec setzte die Warnmeldung des Stick Shaker (Warnung f¸r Stromungsabrifl bei geringer Geschwindigkeit) ein, der Autopilot blieb noch aufgeschaltet, die automatische Schubregelung (auto-throttle) sowie Vnav. war dagegen abgeschaltet. In einer Hˆher von 7132 Fufl, mit einer angezeigten Geschwindigkeit ¸ber Grund von 323 Knoten und einem L‰ngsneigungwinkel von +18,3∞ liefen beide Triebwerke mit reduzierter Leistung (EPR L = 1.114, EPR R = 1.152). F¸nf Sekunden sp‰ter liefen die Triebwerke wieder mit voller Leistung (EPR L = 1.620, EPR R = 1.585), der L‰ngsneigungswinkel stieg auf +21,0∞ an und anschlieflend schaltete sich der Autopilot ab. Der Anstellwinkel variierte zwischen +21,0∞ und +5,0∞.

Um 03h46'31sec, in einer Hˆhe von 5984 Fufl, einer Geschwindigkeit von 194 Knoten ¸ber Grund und einer L‰ngsneigung von +14,4∞, ging die Leistung beider Triebwerke wieder zur¸ck (EPR L = 1.162, EPR R = 1.146). Im Cockpit herrschte erhebliche Verwirrung, der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer sagte ,,Wir steigen nicht, was soll ich tun?`` w‰hrend die Triebwerke weiterhin mit reduzierter Leistung arbeiteten, woraufhin der Kopilot antwortete ,,Sie m¸ssen den Sinkflug stoppen, ich schalte den Hˆhenhaltemodus (altitude hold) ein``.

Einundzwanzig (21) Sekunden sp‰ter, um 03h46'52sec, fragte der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer die Leistungsdaten der Triebwerke ab und der Kopilot antwortete, beide

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Triebwerke seien gedrosselt. Daraufhin befahl der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer umgehend: ,,Leistung, Leistung, sie darf nicht zur¸ckgehen`` und der Kopilot antwortete ,,Okay, sie sind auf, sie sind auf``.

Um 03h46'57sec stieg die Triebwerkleistung wieder an (EPR L = 1.523, EPR R = 1.646). die Leistung des linken Triebwerks ging jedoch um 03h46'59sec wieder zur¸ck w‰hrend das rechte Triebwerk weiterhin mit maximaler Schubkraft arbeitete (EPR L = 1.251, EPR R= 1.622).

Um 03h47'03sec, in einer Hˆhe von 3520 Fufl, ohne Angabe der Geschwindigkeit ¸ber Grund, mit einer Langsneigung von -53.3∞, die bis auf -80∞ zunahm und einem Querlagewinkel von -99.8∞, blieb das Leistungsungleichgewicht praktisch unver‰ndert (EPR L = 1.089 EPR R= 1.626).

Um 03h47'09sec setzte die Bodenann‰herungswarnanlage (GPWS) (Ground Proximity Warning System) ,,Whoop, Whoop, Pull up`` in einer Hˆhe von 2368 Fufl, bei einer L‰ngsneigung von -17.8∞ und einer Querlage von -9,0∞ ein, wobei sich diese Werte bis zum Aufschlag auf den Atlantischen Ozean ungef‰hr 14 nm nordˆstlich von Puerto Plata, der mit einer L‰ngsneigung von -34.3∞ und einer Querlage von -34,6∞ erfolgte, noch ver‰nderten. (Zwei (2) Sekunden sp‰ter erfolgte der Aufprall auf dem Atlantischen Ozean 14 nm nordˆstlich von Puerto Plata, mit einer L‰ngsneigung von -34,3∞ und einer Querlage von -34.6∞.) S‰mtliche Insassen des Flugzeugs kamen ums Leben und die Maschine wurde infolge des Absturzes vollst‰ndig zerstˆrt.

1.2 Personensch‰den

Verletzungen Besatzung Passagiere Gesamt
tˆdlich 13 176 189
schwer 0 0 0
leicht 0 0 0
kein 0 0 0
Gesamt 13 176 189

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1.3 Schaden am Luftfahrzeug

Durch den Aufprall auf dem Wasser wurde das Flugzeug vollst‰ndig zerstˆrt.

1.4 Sachschaden Dritter

Es wurden keine weiteren Sch‰den durch den Aufprall verursacht.

1.5 Angaben zur Besatzung

Verantwortlicher Luftfahrzeugsf¸hrer:

Name Ahmet Erdem
Gesehlecht m‰nnlich
Geburtsdatum 12.3.1934
Alter 62
Nationalit‰t t¸rkisch
Art der Erlaubnis Erlaubnis f¸r Verkehrsflugzeugf¸hrer
Erlaubnis Nr. 312
Letzte Tauglichkeitsuntersuchung 12.3.95, g¸ltig bis zum 12.3.1996

Musterberechtigungen:

mehrmotorige Flugzeuge 11.3.1968
Instrrumentenflugberechtigung f¸r CAT II 12.04.1994
Muster Viscount 794 DC-9, B-707, B-727, DC-8, B-757-200
  B-767-200, B-737-300
Auf B-757-200 27.5.1992
Letzte Schulung 12.3.1995 United Airline Flight Training Center, Simulator B-757, B-767

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Flugerfahrung:

Gesamtflugstunden 24.750 Std.
Auf B-757 1.875 Std.
innerhalb der letzten 3 Monate Dez. 1995 59 Std, 25 Min
  Jan. 1996 69 Std, 00 Min
  Febr. 1996 00 Std, 00 Min
Einsatz vor dem Unfall kein Einsatz seit dem 27. Januar 1996

Dritter Luftfahrzeugf¸hrer (zur Ablˆsung):

Name Muhlis Evrenesoglu
Geschlecht m‰nnlich
Geburtsdatum 18.07.1944
Alter 51
Nationalit‰t t¸rkisch
Art der ErlaubnisErlaubnis f¸r Verkehrsflugzeugf¸hrer
Erlaubnis Nr. 754
Letzte Tauglichkeitsuntersuchung 29.11.1995. g¸ltig bis zum 29.11.1996

Musterberechtigungen:

mehrmotorige Flugzeuge 6.02.1978
Instrumentenflugberechtigung f¸r CAT II 13.04.1993
Muster C-47, C-160. PA-23, B-727, DC-9,
  B-737-4O0, A-310,
  B-757/767. A-300-B-4
Auf B-757 15.3.1995
Letzte Schulung 28.01.1996 Pan Am International Flight Academy Simulator B-757, B-767

Flugerfahrung:

Gesamtflugstunden 15.000 Std
Auf B-757 121 Std, 30 Min
Innerhalb der letzten 3 Monate Dez. 1995 48 Std, 30 Min

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  Jan. 1996 73 Std, 00 Min
  Febr. 1996 00 Std, 00 Min
Einsatz vor dem Unfall kein Einsatz seit dem 27. Januar 1996

Zweiter Luftfahrzeugf¸hrer:

Name Ayvkut Gergin
Geschlecht m‰nnlich
Geburtsdatum 4.04.1961
Alter 34
Nationalit‰t t¸rkisch
Art der Erlaubnis Erlaubnis f¸r Verkehrsflugzeugf¸hrer
Erlaubnis Nr. 2870
Letzte Tauglichkeitsuntersuchung 6.12 1995, g¸ltig bis zum 6.12.1996

Musterberechtigungen:

mehrmotorige Flugzeuge 9.09. 1993
Muster CE-500, AN-24, ATR 12, A-320,
  B-757/767, A-300
Auf B-757-200 16.03.1995
Letzte Schulung 28.01.1996 Pan Am Intemational Flight Academy, Simulator B-757, B-767

Flugerfahrung:

Gesamtflugstunden 3.500 Std
Auf B-757 71 Std, 45 min
Innerhalb der letzten 3 Monate 71 Std, 45 min
Einsatz vor dem Unfall kein Einsatz seit dem 27.Januar 1996

1.6 Angaben zum Luftfahrzeug

Flugzeug:
Kennzeichen TC-GEN
Muster B-757-225
Baujahr 1985

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Seriennummer SN 22206
Luftt¸chtigkeitszeugnis No. 980 DGAC der T¸rkei
Hˆchstzul‰ssige Startmasse 108.864 kg
Gesamtbetriebszeit des Rumpfs 29.269 Std
Gesamtanzahl der Uml‰ufe 13.499 Uml‰ufe
 
Triebwerke:
Baumuster RB211-535E4
Seriennummer 1.TW - 30511 2.TW - 30514
Gesamtbetriebszeit 1.TW - 22 567 Std 2.TW - 24 264 Std
Gesamtanzahl der Uml‰ufe 1.TW - 10 258 Uml. 2.TW- 10918 Uml.

Uberpr¸fungen:

,,A``-Check 16.01.1996 nach 29 200 Std 50 Min und
(alle 400 Std) 16.01.1996 nach 29 200 Std 50 Min und
  13 476 Uml‰ufen
 
,,C``- Check
(alle 5000 Std o. 18 Monate) 30.05.1995. nach 27 012 Std 55 Min und
  12 613 Uml‰ufen
 
,,S4C``- Check
(alle 12 000 Uml‰ufe o. 18 Monate) 25.07.1990, nach 17.289 Std und
  8.689 Uml‰ufen
 
,,SA`` Check
(alle 300 Uml‰ufe) 5.01.1996, nach 29.090 Std 50 Min und
  13.451 Uml‰ufen
 
,,SC``-Check
(alle 18 Monate o. 3000 Uml‰ufe) 30.05.1995, nach 27.012 Std 55 Min und
  12.613 Uml‰ufen
 
Verwendeter Kraftstoff AV-JET

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1.7 Meteorologische Informationen

F¸r das Abfluggebiet von Puerto Plata wurde zwischen 2000 und 0200 Uhr Ortszeit ein Wind aus Ost bis S¸dwest mit 10 Knoten angegeben. Es herrschten gute Sichtbedingungen mit 1/8 bis 4/8 Wolken unterhalb von 1.800 Fufl und 4/8 bis 7/8 Wolken in ungef‰hr 7.000 Fufl. Um 2340 Uhr Ortszeit (0340 UTC) wurde leichter Niederschlag registriert, sowie einige st‰rkere Kondensationskerne in Richtung S¸den und Nordwesten ,,Im Norden von Sosua liegen sich weder Gewitterzellen noch Niederschlag beobachten``. Die Kondensationskerne bildeten sich ca. 10 km s¸dlich davon.

1.8 Navigationshilfen

Es gab keinen Hinweis auf eine Stˆrung der Funknavigationshilfen oder Radarger‰te.

1.9 Funkverkehr

Es gab keinen Hinweis auf eine Stˆrung des Funkverkehrs.

1.10 Angaben zum Flugplatz

Der internationale Verkehrsflughafen ,,Gral. Gregorio LuperÛn``, La UniÛn, Puerto Plata, Dominikanische Republik, liegt im Norden der Insel und hat folgende Koordinaten:

19∞ 45' 28.4"N und 070∞ 34'11.8"W.

Die Start-und Landebahn ist 3080 m lang, 46 m breit und liegt in Ost-West Richtung (08/26). Die Schwellenhˆhe betr‰gt l6.4 Fufl in Richtung 08 und 15,9 Fufl in Richtung 26. Es handelt sich um eine Betonbahn mit einem Vorfeld von von 41,325 m≤.

1.11 Flugschreiber

Das Flugzeug verf¸gt ¸ber eine Tonaufzeichnungsanlage (Cockpit Voice Recorder (CVR)) der Marke Fairchild, Modell A-100, Seriennummer 2304 und einen Flugdatenschreiber (Flight Data Recorder (FDR)) der Marke Allied Signal (Sundstrand), Modell UFDR, Seriennummer 6596. Beide Ger‰te waren im Heck der Maschine untergebracht.

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Beide Flugschreiber gingen mit dem Flugzeug unter und wurden in einer Tiefe von 7200 Fufl geortet. Am 28. Februar 1996 gelang es einem Team der US-Marine mit Hilfe eines Bergungsger‰tes, das per Glasfaserkabel ferngesteuert wurde und bis in eine Tiefe von 20.000 Fufl vordringen kann (CURV III), in einer ca. zweist¸ndigen Aktion beide Ger‰te zu bergen. die daraufhin umgehend zur Untersuchung zum National Transportation Safety Board (NTSB) nach Washington, D.C. gebracht wurden.

Auswertung der Flugschreiber:

Anhand der von den Flugschreibern aufgezeichneten Daten liefl sich feststellen, dafl das Aufzeichnungssystem normal arbeitete. Die Datensequenz des FDR setzt jedoch gegen 03h44'16sec f¸r eine Sekunde aus, daher kˆnnen die Werte f¸r die berechtigte Fluggeschwindigkeit (CAS) nicht mit den ¸brigen aufgezeichneten Parametern in Beziehung gesetzt werden und sind als ung¸ltig zu betrachten. Die Werte der berichtigten Fluggeschwindigkeit entsprechen jedoch einem ,,Totalausfall des Pitotrohrs des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers`` . Steigt ein Flugzeug mit einem ausgefallenen Pitotrohr, erhˆht sich ebenfalls seine angezeigte Fluggeschwindigkeit (IAS). Der Geschwindigkeitsmesser ¸bersteigt mˆglicherweise die maximale Betriebsgeschwindigkeit (IAS) und der betroffene Air Data Computer gibt eine Warnung f¸r die ‹berschreitung der maximalen Geschwindigkeit (overspeed warning) aus.

1.12 Angaben ¸ber Wrack und Aufprall

Die ‹berreste des durch den Aufprall vollst‰ndig zerstˆrten Flugzeugs versinken im Meer. Mithilfe von Unterwasserkameras konnten die Wrackteile geortet und eine Skizze vom Fundort angefertigt werden.

1.13 Medizinische und pathologische Angaben

Nach den Ergebnissen der vom Arzteteam durchgef¸hrten toxikologischen Untersuchungen gab es keinerlei Anzeichen daf¸r, dafl vor dem Eintritt des Todes giftige Verbrennungsgase oder Kohlenmonoxid eingeatmet wurden. Dies l‰flt den Schlufl zu, dafl es vor dem Absturz an Bord weder Feuer gegeben hat noch das Verbrennungsgase freigeworden sind, was die Mˆglichkeit eines Brandes oder einer Explosion vor dem Absturz ausschlieflt.

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1.14 Brand

Weder an den Wrackteilen noch an den geborgenen Leichen gab es Anzeichen f¸r einen Brand.

1.15 ‹berlebensmˆglichkeiten

Aufgrund der Heftigkeit des Aufpralls geht man davon aus, dafl niemand den Absturz h‰tte ¸berleben kˆnnen.

1.16 Weiterf¸hrende Untersuchungen

In ‹bereinstimmung mit den vom Hersteller durchgef¸hrten Berechnungen, f¸hrte ein Ausfall des Pitotsystems w‰hrend des Steigflugs der Maschine zu einer Verringerung des statischen Druckes im System, was einen direkten proportionalen Anstieg der angezeigten Fluggeschwindigkeit (IAS) mit zunehmender Flughˆhe zur Folge hatte. Der vom Flugschreiber (FDR) angezeigte Anstieg stimmt mit den Berechnungen des Herstellers ¸berein. Auch bei den durchgef¸hrten Versuchen im Simulator (Simulation von Eis im Pitotrohr) kam es zu den gleichen Anzeigen wie in der verunfallten Maschine. In der durchgef¸hrten Simulation wurden die gleichen Einstellungen des Autopiloten zugrundegelegt und sowohl die ‹bergeschwindigkeitswarnung als auch die Warnung des Stick Shaker traten in der gleichen Form auf wie bei dem Ungl¸cksflug.

1.17 Information ¸ber Organisation und Verfahren

Die Operationsbasis der Firma Birgenair befindet sich in Istanbul, T¸rkei. Von dort aus werden Flugbetrieb, Vertriebsabteilung und Instandhaltungsbasis geleitet. Die Ungl¸cksmaschine stammt aus Puerto Plata und wird von der Firma Airline Services abgefertigt, die zu diesem Zweck einen entsprechenden Vertrag mit Birgenair besitzt. Die Schulung der Flugbesatzung erfolgte an verschiedenen Flugschulen oder privaten Lehranstalten, z.B. im United Airline Flight Training Center, an der Pan Am International Flight Academy, etc.

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1.18 Zus‰tzliche Informationen

Keine

1.19 Untersuchungstechniken

Durch den Einsatz von Spitzentechnologie konnten die beiden Flugschreiber des Flugzeugs geortet und geborgen sowie die Lage der Wrackteile festgestellt werden obwohl diese bis in eine Tiefe von 7200 Fufl gesunken waren. Siehe Zusatzbericht.

2. Auswertung

2.1 Allgemeines

Die Bodeneinrichtungen auf dem internationalen Flughafen Gregorio LuperÛn in Puerto Plata, Dominikanische Republik, die Flugverkehrsdienste und der Funkverkehr zwischen Luft und Boden arbeiteten vˆllig normal und trugen nicht zum Ungl¸ck bei.

Der Flug war als Transatlanticflug bei Nacht geplant, das Flugzeug war f¸r Fl¸ge nach Instrumentenflugregeln (IFR) ausger¸stet. Die vorherrschenden meteorologischen Bedingungen und die Wettervorhersage f¸r das betreffende Gebiet waren g¸nstig; folglich kann auch das nicht als beg¸nstigender Faktor f¸r den Unfall angesehen werden.

Die Abfertigungsverfahren f¸r das Flugzeug einschliefllich Masse und Schwerpunktlage sowie die Leistungsberechnung (performance) waren f¸r den Abflughafen geeignet und lagen innerhalb der Grenzwerte f¸r das Flugzeug. Aufgrund der geplanten Flugzeit f¸r die Flugstrecke bis zum Zielflughafen war ein drittes Flugbesatzungsmitglied erforderlich, das sich auch an Bord befand. Dies kann also auch nicht als beg¸nstigender Faktor f¸r den Unfall angesehen werden.

Die Leistung der Triebwerke entsprach den Konstruktionsangaben des Herstellers und der Zulassung der zust‰ndigen Luftfahrtbehˆrden. Die Struktur des Flugzeuges blieb, laut den gewonnenen Erkenntnissen, bis zum Aufprall auf dem Wasser intakt. Es gibt keine Anzeichen f¸r einen Brand, eine Explosion oder eine andere feindliche Aktion vor dem Aufprall.

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2.2 Betriebliche Faktoren

Die Flugbesatzung war entsprechend den internationalen Anforderungen f¸r die B-757 ausgebildet. Es wurde jedoch festgestellt, dafl die Besatzungsmitglieder keine Ausbildung hatten, um die auflergewˆhnliche Situation, die bei diesem Flug auftrat, zu erkennen, zu analysieren und angemessen darauf zu reagieren.

W‰hrend des Startlaufes sagte der Copilot, unter Bezugnahme auf seine Fahrtmesseranlage, ,,80 Knoten`` an. Der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer antwortete ihm mit ,,Gecheckt``, zwei (2) Sekunden sp‰ter sagte er jedoch ,,Mein Fahrtmesser arbeitet nicht``. W‰hrend die Maschine den Startlauf fortsetzte, pr¸fte der verantwortliche Luftfahrzeugsf¸hrer ob der Fahrtmesser des Copiloten funktionst¸chtig war und befahl ihm ,,Du sagst sie mir an``, womit er den Copiloten anwies, ihm die Geschwindigkeiten nach seinem (dem des Copiloten. A.d.‹.) Fahrtmesser anzusagen. Zwei (2) Sekunden sp‰ter sagte der Copilot ,,V1`` und ,,Rotation`` und vier(4) Sekunden sp‰ter hob das Flugzeug ab.

Ein Check bei 80 Knoten sollte u.a. durchgef¸hrt werden, um die Leistung der Triebwerke und der Fluginstrumente w‰hrend des Startlaufes zu ¸berpr¸fen. Die Untersuchungskommission kam zu dem Schlufl, dafl der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer den Ausfall des Fahrtmessers untersch‰tzte und entgegen den festgelegten betrieblichen Maflnahmen den Start fortsetzte.

Nach dem Unfall durchgef¸hrte Leistungsberechnungen ergaben, dafl das verunfallte Flugzeug nur eine Strecke von 2.280 Fufl der Bahn benˆtigt h‰tte, um bei 80 Knoten abzubremsen. Desweiteren wurde errechnet, dafl der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer bis ,,Vl`` beschleunigen konnte und den Start immer noch auf einer ausreichend langen Bahn h‰tte abbrechen kˆnnen.

Die Birgenair-Maschine B-757 verf¸gte ¸ber f¸nf (5) Geschwindigkeitsanzeigen, die folgendermaflen verteilt waren: Anzeige des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers, Anzeige des Copiloten, Stand-by Anzeige und zwei Anzeigen f¸r die Geschwindigkeit ¸ber Grund (GS) auf den EFIS Monitoren des verantwortlichen sowie des zweiten Luftfahrzeugf¸hrers. Der Flugdatenschreiber (FDR) zeichnet nur die angezeigte Geschwindigkeit (KIAS) des Flugrechners (AIR DATA COMPUTER) des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers auf. Die aufgezeichnete Geschwindigkeit ¸ber Grund wurde aus dem Tr‰gheitsnavigationssystem entnommen.

Die Aufzeichnungen der beiden Flugschreiber (CVR und FDR) best‰tigten die ƒuflerung

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des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers in ca. 500 Fufl und bei 120 KIAS: ,,Sie f‰ngt an zu arbeiten`` (die Fahrtmesseranlage, A.d.‹.)

Die Untersuchung ergab, dafl diese Anzeige das Ergebnis einer Kombination aus der Zunahme der Flughˆhe des Flugzeugs und der daraus resultierenden Verringerung des statischen Druckes in dem ausgefallenen Pitotrohr des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers war. Diese beiden Faktoren f¸hrten dazu, dafl der ADC einen Geschwindigkeitsanstieg anzeigte.

Die Untersuchungskommission kam zu dem Schlufl, dafl der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer den abweichenden Fluggeschwindigkeitswerten beim Start aufgrund einer scheinbar korrekten Anzeige in der Anfangsphase des Steigfluges nicht genug Bedeutung beigemessen hat. CVR und FDR zeigten an, dafl im Cockpit normale Verfahren durchgef¸hrt worden waren, d.h. die Landeklappen waren eingefahren, Standard-Funkverkehr beim Abflug wurde durchgef¸hrt, die Checkliste nach dem Start wurde abgearbeitet und die entsprechenden Modi des Autopiloten f¸r den weiteren Steigflug gew‰hlt.

Die Analyse des FDR ergab jedoch, dafl die L‰ngsneigung des Flugzeugs beim Steigflug langsam bis auf ca. 14∞ anstieg, w‰hrend es ungef‰hr 4300 Fufl und 300 KIAS erreichte. In diesem Augenbliek erschien auf dem EICAS-System die Warnmeldung Rudder Ratio/Mach Airspeed Trim. Der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer best‰tigte ,,etwas Ungewˆhnliches, es gibt einige Probleme`` und ,,okay, etwas funktioniert nicht, seht ihr das?`` Die Flugbesatzung versuchte allerdings nicht, den Ursachen f¸r die Warnsignale nachzugehen oder Korrekturmaflnahmen durchzuf¸hren.

Der Copilot best‰tigte ,,etwas funktioniert hier nicht, jetzt ist meine nur auf zweihundert (200) und f‰llt weiter, Effendi``. Die EFIS-Anzeige der Geschwindigkeit ¸ber Grund betrug zu diesem Zeitpunkt ca. 212 Knoten. Der Copilot sagte zweihundert (200), und die Untersuchungskommission schluflfolgerte daraus, dafl diese Geschwindigkeit korrekt war, denn eine Anzeige von 200 KIAS kam vom ADC f¸r den Copiloten und dessen Pitotsystem. Keines der Besatzungsmitglieder erw‰hnte den Stand-by Fahrtmesser im Cockpit oder die EFIS-Anzeige der Geschwindigkeit ¸ber Grund.

Die Untersuchungskommission kam zu dem Schlufl, dafl es im Anschlufl an diese Diskussion ein weiteres Miflverst‰ndnis zwischen den Besatzungsmitgliedern gab, dafl zu einem Zeitpunkt auftrat, als die Flugbesatzung mit der Analyse der unterschiedlichen Fluggeschwindigkeitswerte und der Wahl geeigneter Maflnahmen besch‰ftigt war. Der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer sagte ,,Beide funktionieren nicht richtig, was

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kˆnnen wir tun?`` und ,,Wir sollten die Sicherungen ¸berpr¸fen!``. Der Copilot antwortete mit ,,Ja``, aber der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer sagte ,,Anzeige eins funktioniert einwandfrei``. Die Untersuchungsf¸hrer kamen zu dem Schlufl, dafl sich diese Diskussion auf die Fluggeschwindigkeitsanzeige in der Mitte des Instrumentenbrettes bezog.

Obwohl die Aussagen des verantwortlichen und des zweiten Luftfahrzeugf¸hrers darauf hindeuten, dafl beide erkannt hatten, dafl die Stand-by Anzeige korrekte Werte lieferte, schienen sie die Bedeutung dieser Anzeige als Vergleichsgrundlage nicht zu erkennen. Keines der drei Besatzungsmitglieder schlug geeignete Maflnahmen vor, um die vorhandenen Anzeigen zu vergleichen oder auf ,,Alternate Source`` umzuschalten, um die Fluggeschwindigkeitswerte vom ADC des Copiloten und des zugehˆrigen Pitotsystems zu erhalten. Die Stand-by Anzeige h‰tte ebenfalls als Referenzgrˆfle der Fluggeschwindigkeit f¸r das Autopilot-System dienen kˆnnen. Das Unvermˆgen der Flugbesatzung, geeignete Maflnahmen zu ergreifen oder eine Erkl‰rung f¸r die sinkenden Fluggeschwindigkeitswerte auf den EFIS-Monitoren zu finden, deuten auf fehlende Kenntnisse bez¸glich der Flugzeugsysteme und der Cockpitumgebung hin. Der Flugbesatzung fehlten die Grundlagen des Crew Resource Management (CRM).

Anstatt konkrete Maflnahmen zur Bestimmung einer g¸ltigen Referenzgrˆfle f¸r die Fluggeschwindigkeit und zur Kontrolle des L‰ngsneigungswinkels durchzuf¸hren, begann der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer eine Diskussion, die dazu f¸hrte, dafl die Flugbesatzung das Problem der voneinander abweichenden Geschwindigkeitsanzeigen untersch‰tzte. Er beeinfluflte die ¸brigen Besatzungsmitglieder mit seinen ƒuflerungen, dafl ,,das so ¸blich sei`` da die Maschine nicht geflogen war und am Boden gestanden hatte, und ,,das glauben wir nicht``. Seine Einsch‰tzung setzte sich im Cockpit durch und daraufhin folgten neunzehn (19) Sekunden des Schweigens. Anschlieflend sagte das dritte Besatzungsmitglied ,,Soll ich die Sicherung ziehen, um zu sehen was passiert?``

Das Betriebshandbuch der Birgenair, Band 3, enth‰lt unter der ‹berschrift ,,Flug mit unzuverl‰ssiger Geschwindigkeitsanzeige`` Verfahrensanweisungen und Flugleistungsdaten und gibt Empfehlungen f¸r die L‰ngsneigung des Flugzeugs und die Schubeinstellungen der Triebwerke (normalerweise wird EPR in %, Nl, gefordert), um Werte zur Durchf¸hrung von Steigflug, Reiseflug und Landung zu erhalten. W‰hrend das verunfallte Flugzeug seinen Steigflug fortsetzte, sprachen die Besatzungsmitglieder nicht miteinander oder lieflen auf andere Weise erkennen, dafl ihnen anwendbare Verfahrensweisen bekannt waren. Keiner von ihnen ber¸cksichtigte die auflergewˆhnliche L‰ngsneigung, die die Maschine mittlerweile erreicht hatte oder die Ausweichanzeigen zur Angabe der Fluggeschwindigkeit, die im Cockpit mehrfach verf¸gbar waren.

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W‰hrend der letzten zwei (2) Flugminuten h‰tten noch geeignete Maflnahmen seitens der Flugbesatzung getroffen werden kˆnnen, um die Lage des Flugzeugs zu korrigieren und den Kontrollverlust zu vermeiden. Die Wiederholung des Fluges in einem Flugsimulator ermˆglichte der Untersuchungskommission die ‹berpr¸fung von Alternativmaflnahmen.

Um 3h45'28sec zeichneten CVR und FDR die Warnung f¸r die ‹berschreitung der maximalen Geschwindigkeit auf, die im ADC des verantwortlichen Flugzeugf¸hrers bei angezeigten 353 KIAS ausgelˆst wurde und neun (9) Sekunden dauerte. Zu diesem Zeitpunkt betrug die Geschwindigkeit ¸ber Grund 199 Knoten, die Hˆhe 6700 Fufl und der L‰ngsneigungswinkel 15∞. Das Flugzeug befand sich im stabilen Flugzustand und w‰re vollst‰ndig steuerbar gewesen, wenn der L‰ngsneigungswinkel verringert worden w‰re.

Um 3h45'28sec zeigte der FDR an, dafl die Flugbesatzung den VNAV-Modus des Autopiloten abgeschaltet und auf VS (Vertical Speed) umgeschaltet hatte. Der L‰ngsneigungswinkel begann auf mehr als 15∞ anzusteigen. Einige Sekunden sp‰ter schaltete die Flugbesatzung die automatische Leistungsregelung f¸r die Triebwerke (auto-throttle) ab und die EPR-Werte begannen zu sinken. Die Untersuchungskommission schlofl daraus, dafl die Besatzung die Schubhebel zur¸cknahm, und den Hˆhenruderausschlag durch Ziehen vergrˆflerte.

Um 3h45'52sec zeigte der FDR an, dafl die L‰ngsneigung einen Winkel von +18∞ erreicht hatte und der CVR zeichnete das Warnsignal des Stick Shaker auf. Die EPR-Werte stiegen nach der Aktivierung des Stick Shaker wieder auf 1.6 (vorheriges Niveau) an. Eine Sekunde sp‰ter schaltete sich der Autopilot ab, da die Grenzwerte f¸r das Autopilot-System ¸berschritten waren. Nach dem Abschalten des Autopiloten befand sich das Flugzeug f¸r die Dauer von ca. einer (1) Minute in einer Fluglage mit positiver L‰ngsneigung (Bug nach oben).

Das Flugzeug schwankte abwechselnd nach rechts und links und sank bis auf ungef‰hr 5OOO Fufl. W‰hrend dieser Phase sank die Geschwindigkeit ¸ber Grund laut EFIS bis auf ca. 140 Knoten. Die L‰ngsneigung nahm schlagartig negative Werte an (Bug nach unten).

W‰hrend einer dem Ungl¸cksflug ‰hnelnden Simulation im Flugsimulator gelang es den Mitgliedern der Untersuchungskommission, die eine Musterberechtigung f¸r die B-757 besaflen, ‰hnliche Flugsituationen zu meistern, indem sie maximalen Schub gaben und die Steuerung des Flugzeugs so bet‰tigten, dafl die Maschine beim Eintritt in den ¸berzogenen Flugzustand abgefangen werden konnte. Die Firma Boeing teilte der Untersuchungskommission mit, dafl ihre Ingenieure mit einem Flugzeug, das sich in der Entwicklungsphase befand, auf einem Testflug, aus Versehen in eine ‰hnliche Situation geraten war, sie jedoch in der Lage waren, durch ein Abfangmanˆver beim Eintritt in den ¸berzogenen Flugzu-

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stand die Kontrolle ¸ber das Flugzeug wiederzuerlangen.

Anhand der Daten der Tonaufzeichnungslage im Cockpit (CVR) und des Flugdatenschreibers (FDR) l‰flt sich feststellen, dafl die Flugbesatzung des verunfallten Flugzeugs nach der Aktivierung des Stick Shaker um 3h45'52sec keinen Versuch unternahm um das Flugzeug aus dem ¸berzogenen Flugzustand wieder unter Kontrolle zu bringen. Im Gegensatz dazu herrschte Verwirrung im Cockpit. Zweimal (2) sagte der dritte Luftfahrzeugf¸hrer ,,ADI`` (Fluglageanzeiger). Die Untersuchungskommission geht davon aus, dafl dieser Luftfahrzeugf¸hrer der Besatzung damit vorschlagen wollte, das Flugzeug in den erforderlichen Flugzustand (geringerer Anstellwinkel) zu manˆvrieren. Die Besatzung diskutierte ¸ber die Erhˆhung oder Verringerung der Triebwerkleistung. W‰hrend dieser Zeit sagte der Copilot ,,Bug nach unten``, ,,vielleicht gleicht das aus, ich schalte um auf Hˆhenhaltung, Effendi``. Um 3h46'47sec sagte der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer ,,Select, select`` (,,schalten, schalten``).

Nach den Aufzeichnungen des Flugdatenschreibers (FDR) war der Autopilot bereits abgeschaltet und daher der Hˆhenhaltemodus nicht funktionsf‰hig. Die Untersuchungskommission schluflfolgerte. dafl unter der Flugbesatzung weiterhin Verwirrung herrschte w‰hrend das Flugzeug unkontrolliert ins Meer st¸tzte.

W‰hrend des Sinkflugs schaltete sich die Bodenann‰herungswarnanlage (GPWS) ein, was f¸r die Flugbesatzung jedoch aufgrund des vorherigen Kontrollverlustes keine Bedeutung hatte. Die Aufzeichnung der Daten endet um 03h47'17sec.

Hinsichtlich der Flugbesatzung kam die Untersuchungskommission zu dem Schlufl, dafl sich die unter den Besatzungsmitgliedern herrschende Verwirrung auf die Unkenntnis der Flugzeugsysteme und die fehlende Disziplin bei der Vorgehensweise zur¸ckf¸hren liefl. Der endg¸ltige Kontrollverlust trat ein als die Besatzung die Aktivierung des Stick Shaker nicht als unmittelbare Warnung vor dem Eintritt in den ¸berzogenen Flugzustand erkannte, da sie keine Maflnahmen zum Abfangen des Flugzeugs durchf¸hrte.

2.3 Instandhaltung

Das Flugzeug war ordnungsgem‰fl zum internationalen Luftverkehr zugelassen. Die gem‰fl den internationalen Luftt¸chtigkeitsforderungen vorgeschriebenen Inspektionen wurden durchgef¸hrt. Es wurde jedoch festgestellt, dafl an dem Flugzeug am Boden in Puerto Plata nicht die empfohlenen Wartungsmaflnahmen durchgef¸hrt worden waren.

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W‰hrend der Zeit, in der sich das Flugzeug am Boden befand, wurde es zwanzig (20) Tage lang nicht geflogen. W‰hrend dieser Zeit wurde eine Inspektion der Triebwerke durchgef¸hrt, was einen Triebwerktest am Boden vor dem Start erforderlich machte. Die Untersuchungskommission geht davon aus, dafl die Triebwerkabdeckung und die Abdeckungen der Pitotrohre vor bzw. nach dem Triebwerktest am Boden nicht installiert waren.

Die Auswertung der Tonaufzeichnungsanlage im Cockpit (CVR) und des Flugdatenschreibers (FDR) ergab, dafl dem verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrer w‰hrend des Startlaufes keine Fluggeschwindigkeit angezeigt wurde und, dafl die Anzeige w‰hrend des Steigfluges inkorrekt war. Die Fluggeschwindigkeitswerte, die w‰hrend des Steigfluges auf der Fahrtmesseranlage des verantwortlichen Luftfahrzeugf¸hrers angezeigt wurden, resultierten aus einer Fehlfunktion, die durch den Ausfall des linken oberen Pitotrohres hervorgerufen worden war. Das Flugzeug st¸rzte ins Meer, die Tr¸mmer wurden nicht geborgen. Aus diesem Grund konnte die genaue Ursache f¸r den Ausfall des Pitotrohres nicht ermittelt werden.

Die Untersuchungsbehˆrden kamen jedoch zu dem Schlufl, dafl die wahrscheinlichste Ursache f¸r den Ausfall des Pitotrohres Schmutz und/oder Reste eines Insektennestes waren, die in das Pitotrohr gelangten als sich das Flugzeug in Puerto Plata am Boden befand.

Abgesehen davon, dafl sich das Flugzeug bis zu dem Ungl¸cksflug w‰hrend eines Zeitraumes von zwanzig (20) Tagen am Boden befand und nicht geflogen wurde, wurde es auch ohne die in den Wartungsanweisungen des Herstellers empfohlene ‹berpr¸fung des statischen Drucksystems wieder im Flugbetrieb eingesetzt. W‰re diese ‹berpr¸fung am Boden im Rahmen der Wiederaufnahme des Flugbetriebs durchgef¸hrt worden, w‰re das ausgefallene Pitotrohr entdeckt worden und h‰tte vor Beginn des Fluges repariert werden kˆnnen. Die Untersuchungskommission ist zu dem Schlufl gekommen, dafl der Ausfall des Pitotrohrs nicht die wahrscheinliche Ursache f¸r den Absturz war, aber dennoch ein Faktor, der dazu beigetragen hat.

2.4 Flugbesatzung

Die drei (3) Mitglieder der Flugbesatzung verf¸gten ¸ber ein aktuelles Tauglichkeitszeugnis, mit dem ihre Eignung f¸r den Flugdienst nachgewiesen wurde. Der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer war bereits 62 Jahre alt, was ihn in einigen L‰ndern bereits von der T‰tigkeit als verantwortlicher Luftfahrzeugf¸hrer ausgeschlossen h‰tte.

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Im Rahmen der Untersuchung konnte nicht ermittelt werden, welchen Aktivit‰ten die Flugbesatzungsmitglieder auflerhalb ihrer Dienstzeit bis zu ihrer Einteilung f¸r den Ungl¸cksflug nachgegangen sind. Einsch‰tzungen post mortem waren nicht mˆglich. Aus diesem Grund konnte die Einsatzf‰higkeit der Flugbesatzung nicht ¸berpr¸ft werden.

2.5 Verwaltung der Fluggesellschaft

Die Umst‰nde dieses Ungl¸cks deuten darauf hin, dafl zwar in die externe Schulung der Flugbesatzung investiert wurde, die auch den erforderlichen Anforderungen entsprach, dafl die Schulungsmaflnahmen von der Flugbesatzung jedoch nicht wie gew¸nscht oder erwartet umgesetzt wurden. Die Flugbesatzungsmitglieder wurden in ,,Rekordzeit`` ausgebildet, verf¸gten jedoch weder ¸ber ausreichende grundlegende Fliegerische F‰higkeiten noch ¸ber Kenntnisse zu den Flugzeugsystemen, zu Vorgehensweise und Disziplin, um anhand der Fluggeschwindigkeitsanzeige (pilot flying) oder des Autopilot-Systems zuverl‰ssige Geschwindigkeitsdaten zu erhalten und zu ¸berpr¸fen.

Die Flugbesatzung ber¸cksichtigte weder den Abschnitt ,,Flug mit unzuverl‰ssiger Geschwindigkeitsanzeige`` im Betriebshandbuch der B-757, noch war sie in der Lage, den ‹bergang in den ¸berzogenen Flugzustand zu erkennen und diesem entgegenzusteuern. Desweiteren herrschte vˆllige Unkenntnis ¸ber das Strategie- und Verhaltenskonzept (Crew Resource Management) zur Bew‰ltigung von auflergewˆhnlichem Situationen im Fluge.

Die Untersuchungskommission ist der Auffassung, dafl dieses Ungl¸ck ein Zeichen daf¸r ist, dafl die Anforderungen, die weltweit an die Schulung von Flugbesatzungsmitgliedern gestellt werden, nicht mit dem Wachstum und der Modernisierung der Luftverkehrsindustrie und der Flugzeugentwicklung Schritt gehalten haben. Desweiteren ist man der Meinung, dafl einzelne Luftfahrtbehˆrden ihre Ausbildungsanforderungen einer Revision unterziehen sollten, um die maximale Leistungsf‰higkeit der Flugbesatzungen bei der Ausbildung st‰rker in den Mittelpunkt zu r¸cken.

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3. Schluflfolgerungen

Die wahrscheinliche Ungl¸cksursache lag in dem Unvermˆgen der Flugbesatzung, die Aktivierung des Stick Shaker als unmittelbare Warnung f¸r den ‹bergang in den ¸berzogenen Flugzustand zu erkennen und die Unf‰higkeit, die entsprechenden Verfahren zur Behebung dieses Flugzustandes durchzuf¸hren. Vor der Warnung durch den Stick Shaker hatten eine fehlerhafte Anzeige des Anstiegs der Fluggeschwindigkeit und die Warnung f¸r die ‹berschreitung der maximalen Geschwindigkeit zur Verwirrung der Besatzung gef¸hrt.

Eine Reihe von Faktoren f¸hrte zu dem Ungl¸ck

Disziplin der Flugbesatzung, Anwendung des Cockpit Resource Management, Durchf¸hrung von Verfahren und grundlegende fliegerische F‰higkeiten.

Geringe Kenntnisse ¸ber das Flugzeug seitens der Flugbesatzung: Flugzeugsysteme, Fluggeschwindigkeitsanzeigen, Autopilot, Verfahren des Flugzeugs, Auswahl eines Ausweichinstruments, Flug mit unzuverl‰ssiger Geschwindigkeitsanzeige.

Durchf¸hrung von Instandhaltungsarbeiten - mangelhafte Durchf¸hrung der Wartungsarbeiten durch das Nichtanbringen der Abdeckungen f¸r das Pitotsystem als sich das Flugzeug am Boden befand, fehlende Kontrolle des Pitotsystems vor dem erneuten Einsatz der Maschine nachdem das Flugzeug l‰ngere Zeit am Boden gestanden hatte.

Zus‰tzliche Faktoren: Mˆglicherweise befand sich die Besatzung in einem Zustand kˆrperlicher und geistiger Erm¸dung und war auf den Flug nicht vorbereitet, da der Einsatz unerwartet und innerhalb der Freizeit der Besatzung erholte.

Der verantwortliche Luftfahrzeugf¸hrer w‰re aufgrund seines Alters (62 Jahre) in einigen L‰ndern bereits von einer T‰tigkeit als verantwortlicher Luftfahrzeugf¸hrer ausgeschlossen gewesen.

Die Ausbildung der Firma Birgenair umfaflte kein Crew Resource Management und bestand aus einer Kombination von Schulungsmaflnahmen auflerhalb des Unternehmens, die nicht kontinuierlich durchgef¸hrt wurden und deren Inhalte nicht auf die maximale Lei-

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stungsf‰higkeit der Flugbesatzung ausgerichtet waren.

Das Betriebshandbuch der Boeing-757/767 enth‰lt keine detaillierten Angaben f¸r den Umgang der Flugbesatzung mit entsprechenden Checklisten um Abweichungen zwischen den Fluggeschwindigkeitsanzeigen, die gleichzeitige Aktivierung der Mach/Airspeed Trim Warnung und die Verbindung zu den EICAS Systemen, Warnmeldungen und einen Flug mit unzuverl‰ssiger Fluggeschwindigkeitsanzeige zu erkennen.

Das EICAS-System der Boeing 757/767 enth‰lt keine Warnmeldung wie ,,Vorsicht`` oder ,,Achtung``, wenn es Anzeichen f¸r eine fehlerhafte Fluggeschwindigkeitsanzeige gibt.

4. Empfehlungen

Als Ergebnis der Untersuchung erteilt die Flugunfalluntersuchungsstelle (Junta Investigadora de Accidentes Aereos (JIAA)) der dominikanischen Luftfahrtbehˆrde (DirecciÛn General de Aeron·utica Civil) folgende Sicherheitsempfehlungen:

An die internationale Organisation f¸r Zivilluftfahrt (ICAO):

Herausgabe einer Luftt¸chtigkeitsanweisung in der die ‹berarbeitung des Betriebshandbuches der Boeing 757/767 gefordert wird, um die Luftfahrzeugf¸hrer darauf hinzuweisen, dafl das gleichzeitige Auftreten der Warnmeldungen ,,Mach/SPD Trim`` und ,,Rudder Ratio`` ein Hinweis auf Abweichungen bei den Anzeigeinstrumenten ist (Fahrtmesser).

Aufforderung an die Firma Boeing (Boeing Commercial Airplane Group), das Alarmsystem f¸r die Flugbesatzung bei der Boeing 757/767 dahingehend zu ver‰ndern, dafl ein Warnhinweis erscheint (CAUTION ALERT) sobald eine fehlerhafte Geschwindigkeitsanzeige festgestellt wird.

Aufforderung an die Firma Boeing (Boeing Commercial Airpl~ane Group), das Betriebshandbuch der Boeing 757/767 im Abschnitt ¸ber Notverfahren durch ausf¸hrliche Verfahrensanweisungen zur ,,Feststellung und Beseitigung einer fehlerhaften Geschwindigkeitsanzeige`` zu erg‰nzen.

Herausgabe eines Flight Standard Information Bulletin f¸r die Flugbetriebspr¸fer, damit diese sicherstellen kˆnnen, dafl die Betriebshandb¸cher der Luftfahrtunternehmen f¸r die Boeing 757/767 ausf¸hrliche Verfahrensanweisungen zur ,,Feststellung und Beseitigung

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einer fehlerhaften Geschwindigkeitsanzeige`` enthalten.

Herausgabe eines Informationsbulletin f¸r die Flugbetriebspr¸fer mit Hintergrundformationen ¸ber die Umst‰nde, die zu diesem Ungl¸ck gef¸hrt haben, damit diese sicherstellen kˆnnen, dafl das Erkennen einer Fehlfunktion der Geschwindigkeitsanzeige w‰hrend des Startlaufes bei der Ausbildung schwerpunktm‰flig ber¸cksichtigt wird.

Sicherstellung, dafl bei s‰mtlichen Schulungen auf der Boeing 757/767 im Flugsimulator ein Ausbildungsprogramm vorhanden ist, mit dem ein Luftfahrzeugf¸hrer geschult wird, auf den ,,Ausfall eines Pitotrohres`` angemessen zu reagieren.

Jedes Luftfahrtunternehmen mufl ¸ber ein eigenes Schulungshandbuch verf¸gen, dafl auf die Art des Flugbetriebes abgestimmt ist, den das Unternehmen durchf¸hrt, ungeachtet der allgemeinen Ausbildung, die Flugbesatzungsmitglieder in Schulungseinrichtungen erhalten, die Ausbildungsmaflnahmen gegen Entgelt anbieten (private Lehranstalten, Schulen, etc.).

Aufforderung an s‰mtliche Unternehmen des gewerblichen Luftverkehrs, die Schulung der Flugbesatzungsmitglieder in der ,,Anwendung des Crew Resource Management Trainings (CRM)`` in ihr Ausbildungsprogramm aufzunehmen.

‹berpr¸fung der bestehenden Ausbildungsanforderungen mit dem Ziel, die Leistungsf‰higkeit der Flugbesatzungen zu verbessern.

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Peter B. Ladkin, 1999-02-08
  Last modification on 1999-06-15
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