Untersuchungsbericht über den Unfall des Luftfahrzeuges ... · ÜBERSICHT Seite Inhaltsverzeichnis 2 Einleitung 3

ÜBERSICHT

Seite

Inhaltsverzeichnis 2

Einleitung 3

Kapitel 1 4

UNTERSUCHUNG

Kapitel 2 10

BEURTEILUNG

Kapitel 3 11

VORSCHLÄGE

UNTERSUCHUNGSBERICHT

FLUGUNFALL MIT DEM HUBSCHRAUBER

TYPE EUROCOPTER EC 135 T1

am 1. Mai 2006, um ca. 10:15 Uhr UTC

am Unfallkrankenhaus Salzburg, Salzburg

GZ. BMVIT-85.109/0006-II/BAV/UUB/LF/2008

Unfalluntersuchungsstelle des Bundes Fachbereich Luftfahrt

Die Untersuchung erfolgte in Übereinstimmung mit dem Unfallun-tersuchungsgesetz, BGBI.Nr. 123/2005 in der geltenden Fassung. Zweck der Untersuchung ist ausschließlich die Feststellung der Ursache des Unfalles oder der schweren Störung zur Verhütung künftiger Unfälle oder schwerer Störungen. Die Untersuchung dient nicht der Feststellung des Verschuldens oder der Haftung. Zur weitgehenden Wahrung der Anonymität der an dem Unfall oder der schweren Störung beteiligten natürlichen oder juristischen Perso-nen unterliegt der Untersuchungsbericht inhaltlichen Einschrän-kungen. Wenn nicht anders angegeben sind Sicherheitsempfehlungen an die Stellen gerichtet, die für die in der Empfehlung angesproche-nen Belange zuständig sind. Die Entscheidung darüber, welche Maßnahmen tatsächlich zu treffen sind, liegt bei diesen Stellen. Alle in diesem Bericht angegebenen Zeiten sind in UTC angege-ben (Zeiten in UTC = Lokalzeit minus 2 Stunden).

Flugunfall vom 1.Mai 2006 Untersuchungsbericht Seite 2 von 48

Verkehrssicherheitsarbeit für Österreich http://versa.bmvit.gv.at

Bundesanstalt für Verkehr

Unfalluntersuchungsstelle des Bundes, Fachbereich Luftfahrt (UUB/LF) Postanschrift: Postfach 207, 1000 Wien

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INHALTSÜBERSICHT Abkürzungen…………………………………………………………………………………………………………….. 4 Einleitung………………………………………………………………………………………………………………… 5 1. Tatsachenermittlung………………………………………………………………………………………… 5

1.1 Flugverlauf…………………………………………………………………………………………………… 5 1.2 Personenschäden .............................................................................................................................. 6 1.3 Schaden am Luftfahrzeug.................................................................................................................. 6 1.4 Andere Schäden ................................................................................................................................ 6 1.5 Besatzung .......................................................................................................................................... 7 1.6 Luftfahrzeug ....................................................................................................................................... 7 1.7 Flugwetter........................................................................................................................................... 8

1.7.1 Vorhersage…………………………………………………………………………………………….. 8 1.7.2 Wettermeldungen…………………………………………………………………………………….. 9 1.7.3 Angaben betreffend Wind…………………………………………………………………………… 9 1.7.4 Natürliche Lichtverhältnisse………………………………………………………………………… 9

1.8 Navigationshilfen................................................................................................................................ 9 1.9 Flugfernmeldedienste....................................................................................................................... 10 1.10 Flugplatz........................................................................................................................................... 10

1.10.1 Allgemein……………………………………………………………………………………………… 10 1.10.2 Genehmigung………………………………………………………………………………………… 12 1.10.3 Zustand……………………………………………………………………………………………….. 13 1.10.4 Anflugverfahren………………………………………………………………………………………. 13

1.11 Flugschreiber.................................................................................................................................... 13 1.12 Angaben über Wrack und Aufprall ................................................................................................... 13

1.12.1 Unfallort……………………………………………………………………………………………….. 13 1.12.2 Verteilung und Zustand der Wrackteile……………………………………………………………. 14 1.12.3 Bodenspuren…………………………………………………………………………………………. 15 1.12.4 Konfiguration…………………………………………………………………………………………. 16 1.12.5 Cockpit………………………………………………………………………………………………… 16 1.12.6 Luftfahrzeug und Ausrüstung – Versagen, Funktionsstörungen……………………………….. 17

1.13 Medizinische und pathologische Angaben....................................................................................... 17 1.14 Brand................................................................................................................................................ 17 1.15 Überlebensaspekte .......................................................................................................................... 17

1.15.1 Evakuierung…………………………………………………………………………………………... 17 1.15.2 Verletzungsursachen………………………………………………………………………………… 17

1.16 Weiterführende Untersuchungen ..................................................................................................... 17 1.16.1 Navigationsgerät.…………………………………………………………………………………….. 17 1.16.2 Radardaten…………………………………………………………………………………………… 18 1.16.3 Untersuchungen am Hubschrauber………………………………………………………………... 18

1.17 Organisationen und deren Verfahren............................................................................................... 33 1.17.1 Anflugverfahren………………………………………………………………………………………. 33

1.18 Andere Angaben .............................................................................................................................. 34 1.19 Nützliche und effektive Untersuchungstechniken ............................................................................34

1.19.1 Untersuchung der CFK/GFK Heckrotorwelle………………………………………………………34 2. Analyse……………………………………………………………………………………………………… 34

2.1 Voraussetzungen für die Verwendung des Luftfahrzeuges: ............................................................ 34 2.2 Pilot .................................................................................................................................................. 34 2.3 Flugwetter......................................................................................................................................... 34 2.4 Unfallstelle........................................................................................................................................ 35 2.5 Dachlandefläche .............................................................................................................................. 35

2.5.1 Errichtung………………………………………………………………………………………………….. 35 2.5.2 Zustand, Ausrüstung……………………………………………………………………………………… 35 2.5.2.1 Zustand……………………………………………………………………………………………… 35 2.5.2.2 Ausrüstung………………………………………………………………………………………….. 35 2.5.2.3 Stahlrohrausleger…………………………………………………………………………………… 36

2.6 Anflug ............................................................................................................................................... 36 2.6.1 Aufzeichnungen über den Anflug…………………………………………………………………... 36 2.6.2 Verfahren für den Anflug……………………………………………………………………………. 36

2.8 Fluglage zum Kollisionszeitpunkt ..................................................................................................... 38 2.9 Zeugenaussagen ............................................................................................................................. 39 2.10 Untersuchungen am Hubschrauber ................................................................................................. 39



2.10.1 Sicht aus dem Cockpit………………………………………………………………………………. 39 2.10.2 Masse und Schwerpunkt……………………………………………………………………………. 40 2.10.3 Flugdatenschreiber………………………………………………………………………………….. 40 2.10.4 Hauptrotorblätter…………………………………………………………………………………….. 40 2.10.5 Energieaufnahme des Hubschraubers……………………………………………………………. 40 2.10.6. Getriebeöl…………………………………………………………………………………………….. 41 2.10.7. Treibstoff……………………………………………………………………………………………… 41 2.10.8. Triebwerke……………………………………………………………………………………………. 41 2.10.9. Heck des Hubschraubers…………………………………………………………………………… 41 2.10.10. Heckrotorwirksamkeit……………………………………………………………………………….. 41 2.10.11. Freiläufe………………………………………………………………………………………………. 42

2.11 Reihenfolge der Ereignisse .............................................................................................................. 42 3. Schlussfolgerungen………………………………………………………………………………………... 43

3.1 Befunde............................................................................................................................................ 43 3.2 Wahrscheinliche Ursachen .............................................................................................................. 45

4. Sicherheitsempfehlungen…………………………………………………………………………………. 45 Abkürzungen ABS Absatz JAR Joint Aviation Authorities AHE Above Heliport Elevation KIAS Knots Indicated Airspeed ALT Altitude KOH Kalilauge ASB Alert Service Bulletin kt Knoten Batt. Mstr. Battery Master LDP Landing Decision Point BauPolG Baupolizeigesetz LH Left Hand BMfV Bundesministerium für Ver-

kehr MSL Mean Sea Level, mittlerer Meeresspiegel

CAT A Category A NOSIG No Significant Change CFK/GFK Kohlefaser/Glasfaser R/D Rate of descent CVR Cockpit Voice Recorder RH Right Hand DECU Digital Engine Control Unit SE Sicherheitsempfehlung EASA European Aviation Safety

Agency SEMA Smart Electro-Mechanical Actuator

EC Eurocopter PPM Part Per Million ECET End of Civil Evening Twilight T Temperatur Eng Engine UKH Unfallkrankenhaus FDR Flight Data Recorder UUB/LF Unfalluntersuchungsstelle Bereich Luftfahrtft Fuss Var Variabel Gen Generator VFR Visual Flight Rules GPS Global Positioning System VTOL Vertical Take Off and Landing ICAO International Civil Aviation

Organisation WGS World Geodetic System 1984

IFR Instrument Flight Rules



Einleitung • Luftfahrzeughalter: Flugrettungsverein • Betriebsart: Rettungsflug • Flugzeughersteller: Eurocopter Deutschland GmbH/Deutschland • Musterbezeichnung: EC 135 T1 • Luftfahrzeugart: Hubschrauber • Staatszugehörigkeit: Österreich • Unfallort: Gelände des Betriebskindergartens des Unfallkranken- hauses Salzburg • Koordinaten: N 47° 47’ 59’’, O 013° 03’ 23’’ • Ortshöhe über Meer: 424 m • Datum und Zeitpunkt: 1. Mai 2006, 10:15 Uhr Kurzdarstellung: Der Hubschrauber befand sich im Rahmen eines Rettungsfluges mit einem schwer verletzten Motorradfahrer auf dem Weg vom Salzburgring zum Unfallkrankenhaus (UKH) Salzburg. Beim Anflug auf den Dachlandeplatz des UKH streifte der Hubschrauber die äußere Randeinfas-sung der Dachlandefläche und stürzte auf den unterhalb befindlichen Kinderspielplatz am Ge-lände des Betriebskindergartens des UKH. Der Pilot wurde schwer, drei andere an Bord be-findliche Personen leicht verletzt. Der Motorradfahrer erlitt angeblich keine weiteren Verlet-zungen. Das Luftfahrzeug wurde zerstört.

Der Bereitschaftsdienst der Flugunfalluntersuchungsstelle wurde am 1. Mai 2006 um 10:28 Uhr von der Such- und Rettungszentrale über den Vorfall informiert. Gemäß § 3 Abs. 3 Flugunfallun-tersuchungs-Gesetz 1999 wurde vom Untersuchungsleiter Martin Müller eine Untersuchung des Unfalles eingeleitet und die Sicherstellung der Beweismittel angeordnet. Als Untersuchungsorgane haben mitgewirkt: Harry Horvath Klaus Appenzeller Gemäß ICAO Annex 13 wurden die beteiligten Staaten Deutschland und Frankreich zur Entsen-dung von Beobachtern eingeladen. In diesen Funktionen nahmen an der Untersuchung teil: Klaus Büttner, Bundesstelle für Flugunfalluntersuchung, Accredited Representative, Deutschland Fa. Eurocopter, Deutschland Fa. Turbomeca, Frankreich Fa. WIWEB, Deutschland Fa. ZF, Deutschland 1 Tatsachenermittlung 1.1 Flugverlauf

Der Flugverlauf und der Unfallhergang wurden aufgrund der Aussagen von Zeugen, des Pi-loten und anderer Luftfahrzeuginsassen, der Auswertungen von Datenschreibern, eines



GPS und von Radardaten in Verbindung mit den Erhebungen der Polizei und der Mitarbei-ter der Unfalluntersuchungsstelle des Bundes Fachbereich Luftfahrt wie folgt rekonstruiert: Der Hubschrauber war am Stützpunkt des Flugrettungsvereins am Flughafen Salzburg sta-tioniert. Die in Bereitschaft befindliche Mannschaft wurde mittags durch den Pager des Ro-ten Kreuzes über einen schweren Motorradunfall am Salzburgring informiert. Das Luftfahrzeug startete zum Salzburgring. An Bord befanden sich der Pilot, die Notärztin, der Flugretter und der Notfallsanitäter. Es herrschten Sichtflugwetterbedingungen, der Wind war schwach. Der Flug dauerte etwa fünf Minuten. Nach der Landung in der Nocksteinkeh-re des Salzburgrings wurde der schwer verletzte Motorradfahrer durch die Notärztin und den Notfallsanitäter erstversorgt. Der Verletzte wurde auf einer Trage liegend im Hub-schrauber transportiert. Etwa 15 Minuten nach der Landung erfolgte der Start zum Rückflug. Bei der Landung auf der Dachlandefläche des Unfallkrankenhauses Salzburg (UKH) berührte der Hubschrauber die äußere Randeinfassung der Dachlandefläche, drehte anschließend plötzlich nach rechts und stürzte ca. 25 m auf den Spielplatz des Betriebskindergartens des UKH. Der Hubschrauber wurde zerstört. Der Pilot wurde schwer, die Notärztin, der Notfallsanitä-ter und der Flugretter wurden leicht verletzt. Der schwer verletzte Motorradfahrer erlitt durch den Flugunfall angeblich keine zusätzlichen Verletzungen.

1.2 Personenschäden

Verletzungen Besatzung Passagiere Andere

Tödliche - - -

Schwere 1 - -

Leichte / Keine - 4 -

1.3 Schaden am Luftfahrzeug

Das Luftfahrzeug wurde zerstört.

1.4 Andere Schäden Dachlandefläche: Die äußere Randeinfassung der Dachlandefläche wurde teilweise beschädigt. Betriebskindergarten: Beschädigungen am und im Gebäude sowie an dessen Außeneinrichtungen. Weitere Schäden traten durch diverse umherfliegende Teile an PKW’s, Gebäuden und in Gärten auf:



1.5 Besatzung Pilot • Alter / Geschlecht: 33 Jahre, männlich • Art des Zivilluftfahrerscheines: Berufshubschrauberpilotenschein • Berechtigungen

Muster-/Typenberechtigung: Bell 206, AS 355, AS 350/350B3, EC 120, EC 135 Lehrberechtigung: Hubschrauberpiloten, Sicht- Nachtflug Sonstige Berechtigungen: Beschränkte Sprechfunkberechtigung, Sicht- Nachtflug

• Gültigkeit: Am Unfalltag gültig • Proficiency-Check: 4.4.2006 • Flugerfahrung (inkl. Unfallflug)

Gesamt: 2639:57 h bei 8119 Starts davon in den letzten 90 Tagen: 42:20 h bei 247 Starts davon in den letzten 24 Stunden: 0:23 h bei 2 Starts

• Flugerfahrung auf der Type (inkl. Unfallflug) Gesamt: 241:45 h bei 1200 Starts davon in den letzten 90 Tagen: 42:20 h bei 247 Starts davon in den letzten 24 Stunden: 0:23 h bei 2 Starts Ruhezeit (vor dem Unfallflug): Der Pilot flog am 30.4.06 zwei Einsätze mit 23 Minuten Flugzeit. Er gab an, in der dem Unfall vorange- gangenen Nacht, ca. zwischen 22:00 Uhr und 06:30 Uhr geschlafen zu haben.

1.6 Luftfahrzeug 1.6.1. Daten des Luftfahrzeuges:

• Luftfahrzeugart Hubschrauber • Hersteller: Eurocopter Deutschland GmbH • Werknummer / Baujahr: 0160/ 2001 • Gesamtbetriebsstunden: 1836 h • Starts: 10.381

• Triebwerke: • Type: Arrius 2B1A-1 • Hersteller: Turbomeca Triebwerk 1: • Werknummer / Baujahr: 30243 / 2000 • Gesamtbetriebsstunden: 1836 h Triebwerk 2: • Werknummer / Baujahr: 30239 / 2000 • Gesamtbetriebsstunden: 1836 h • Bordpapiere, Ordnungszahl 3469, ausgestellt von Austro Control GmbH. - Eintragungsschein Nr. 4, ausgestellt am 16. November 2005 - Lufttüchtigkeitszeugnis, ausgestellt am 31. Jänner 2001 - Verwendungsbescheinigung, ausgestellt am 8. September 2004



Gewerbsmäßige Beförderung, Gewerbsmäßige Vermietung, Zivilluftfahrerausbildung, Allgemeine Luftfahrt, Personenbeförderung, Ambulanzflüge, Arbeitsflüge, Flüge mit Luftfunkstelle, Nachtsicht-Platzflüge, Nachtsichtflüge.

- Nachprüfbescheinigung, ausgestellt am 1. Juli 2005, Zeitpunkt der nächsten periodi-schen Nachprüfung 4. April 2007

- Lärmzulässigkeitsbescheinigung, ausgestellt am 30.Mai 2003 • Bewilligung für eine Luftfahrzeugfunkstelle, ausgestellt am 24. Jänner 2001 vom Fern-

meldebüro für Wien, Niederösterreich und Burgenland, unbefristet gültig. • Nachweis der gesetzlich vorgeschriebenen Versicherungen:

Generali Versicherung AG, Pol. Nr. 2/82/71483328, ausgestellt am 29. September 2005, gültig bis 1.10.2006.

1.6.2. Masse und Schwerpunkt:

Der UUB/LF wurde nach dem Unfallflug eine Massen- und Schwerpunktberechnung vorge-legt. Darauf war angemerkt, dass CAT A VTOL bis zu einer Gesamtmasse von 2670 kg durchgeführt werden dürfen. Vom Betreiber werden die Berechnungen täglich vor den Einsätzen mit dem am Stützpunkt vorhandenen Computersystem berechnet. Als Grundlage diente der Wiegebericht des Luftfahrzeuges vom 30.6.2005. Gesamtmasse zum Unfallzeitpunkt: Leermasse 1702 kg Fixeinbauten 44 kg Treibstoff, (294,00 kg, abzüglich ca. 34 kg für die Flüge am Unfalltag vom Stützpunkt zum Einsatzort und zur Unfallstelle), ca. 260 kg Pilot, Arzt, Flugretter, Sanitäter, Patient, ca. 380 kg Fixe Rettungseinbauten 126 kg Mitgeführte Rettungsmaterialien 141 kg Gesamtmasse zum Unfallzeitpunkt, ca. 2653 kg Maximal zulässige Flugmasse 2720 kg

1.7 Flugwetter 1.7.1 Vorhersage

FXOS53 LOWS 010606 Flugwettervorhersage für den Raum Salzburg, gültig für den 1.5.2006. ECET Salzburg: 20 Uhr 55 Loc. Wetterlage und Entwicklung: Kaltfront über Ostösterreich zieht weiter ab, dahinter bei aufgelockerter Bewölkung wieder Erwärmung. Behinderungen für Sichtflüge anfangs durch Gebiete mit tiefen Stratus und ei-nige Morgennebel. Tagsüber bei aufgelockerter bis geringer Cumulusbewölkung ausrei-chende Bedingungen. Höhenwinde und Temperaturen in der freien Atmosphäre:



1500m NN: West bis Nord 20 bis 30 Km/h .T: 0 bis 5 Grad C. 3000m NN: Um West 30 Km/h .T: -10 bis -7 Grad C. Nullgradgrenze: 1500m NN, auf 2300 m ansteigend. Gefahren: Anfangs vielfach fehlende Erdsicht. Thermik: Schwache bis mäßige Thermik bei später Auslöse und tiefer Basis. Vorhersage für Morgen, den 2.5.2006: Störungsausläufer bringt stärkere Bewölkung, aber kaum Niederschlag.

1.7.2 Wettermeldungen METAR:

• Ort: Flughafen Salzburg Flughafen Salzburg • Zeitpunkt: 1.5.06 09:50 Uhr 1.5.06 10:20 Uhr • Wind: Var 3 Kt 300°/4 Kt • Sicht: > 10 km > 10 km • Wettererscheinungen: Keine Keine • Wolken / Vertikalsicht: Few 050, Bkn 300 Few 050, Bkn 300 • Temperatur / Taupunkt: +13°/-4° 13°/-3° • Luftdruck: 1013 hPa 1013 hPa • Nachwetter: Nosig Nosig

1.7.3 Angaben betreffend Wind

Der Pilot erhielt kurz vor der Landung vom zuständigen Flugverkehrskontrollor von Salz-burg Turm den aktuellen Wind des Flughafens Salzburg mit: „Variabel 5 Knoten“ mitgeteilt. Links und rechts der Dachlandefläche war jeweils ein Windsack am First des flachen Walmdaches des UKH angebracht. Der Pilot und ein an Bord befindlicher Zeuge gaben an, dass ein am Dach befindlicher Windsack keinen Wind anzeigte. Weder der Pilot, noch die an Bord befindlichen Zeugen, noch die Zeugen am Boden beo-bachteten oder machten betreffend den Unfallhergang Windeinfluss geltend. Es konnte eine Handyfilmaufnahme eines Unfallzeugen sichergestellt werden. Diese Auf-nahme mit geringer Qualität war kurz nach dem Unfall erstellt worden. Unter anderem wur-de dabei auch der westlich der Dachlandefläche angebrachte Windsack erfasst. Auf Grund der Stellung des Windsackes herrschte zu diesem Zeitpunkt leichter Südostwind vor.

1.7.4 Natürliche Lichtverhältnisse

Tageslicht. Sonnenstand: Azimut: 158° Höhe: 56°

1.8 Navigationshilfen Nicht betroffen.



1.9 Flugfernmeldedienste Nicht betroffen.

1.10 Flugplatz 1.10.1 Allgemein

Übersicht Dachlandefläche UKH Salzburg vor dem Unfall



Draufsicht Teilansicht Dachlandefläche nach dem Unfall Die Dachlandefläche des UKH hat eine Größe von ca. 18 x 16,5 m. Der Außenrand ist weiß sowie mittig mit dem nach magnetisch Nord ausgerichteten weißen „H“ in weißem Dreieck gekennzeichnet. Sie ist von einer äußeren Randeinfassung umgrenzt, die aus verzinkten Stahlrohrauslegern besteht, die unterhalb der Dachlandefläche angeschweißt sind und pfahlartig nach außen und oben ragen. Mithilfe dieser Ausleger werden rechteckige, an den Ecken abgerundete Stahlrohrrahmen gehalten, in die innen 50/50 mm Fanggitter einge-schweißt sind. Die obere Begrenzung der Stahlrohrausleger und Stahlrohrrahmen schließt nahezu eben mit der Dachlandefläche ab. Alle vier Ränder der betonierten Dachlandeflä-che werden für Nachtbetrieb von ca. 40 cm hohen Flutlichtleuchten ohne Bruchkupplungen überragt. Westlich und östlich der Dachlandefläche ist jeweils ein Windsack am First des flachen Walmdaches des UKH angeordnet.



Teilansicht der Dachlandefläche ca. in Richtung Osten

1.10.2 Genehmigung

Von der zuständigen Baubehörde des Magistrats Salzburg, Abteilung V/2 „Bau und Feuer-polizeiamt“ war am 21.11.1979 für die Dachlandefläche am UKH Salzburg die Kollaudie-rungsanzeige gemäß § 17 BauPolG für die „Errichtung einer Hubschrauberaußenlandestel-le für Notfälle“ erteilt worden. Darin wird angeführt, dass der (teilweise) fertig gestellte Bau gefahrlos benützbar sei und bezüglich der Sicherheit des Baus keine Bedenken bestehen. Für die Dachlandefläche des Unfallkrankenhauses Salzburg lag keine Genehmigung ent-sprechend der Zivilflugplatzverordnung 1972 idgF. als Hubschrauberflugplatz vor. Am 6.2.1981 fand eine Vorbegutachtung betreffend des zu genehmigenden Hubschrauber-landeplatzes entsprechend der Zivilflugplatzverordnung auf oder nahe des UKH im Beisein eines Vertreters des Bundesministeriums für Verkehr (BMfV) als Oberste Zivilluftfahrtbe-hörde statt. Von diesem wurden an der bestehenden Dachlandefläche verschiedene Män-gel festgestellt, die einer Genehmigung als Hubschrauberlandeplatz entgegenstehen wür-den. So wurde u.a. festgestellt, dass die Größe der Dachlandefläche den Mindestanforde-rungen der Zivilflugplatz-Verordnung 1972 nicht entspricht und die an den äußeren Rän-dern der betonierten Dachlandefläche angebrachten, ca. 40 cm hohen Flutlichtleuchten oh-ne Bruchkupplungen ausgeführt waren.



Weitere Schritte zur Erlangung einer Genehmigung als Hubschrauberlandeplatz entspre-chend der Zivilflugplatzverordnung wurden in der Folge offenbar nicht unternommen, die festgestellten Mängel wurden nicht behoben.

1.10.3 Zustand

Zum Unfallzeitpunkt war die Dachlandefläche trocken und hindernisfrei.

1.10.4 Anflugverfahren

Siehe 1.17.1.

1.11 Flugschreiber Nicht vorgeschrieben, nicht eingebaut.

1.12 Angaben über Wrack und Aufprall 1.12.1 Unfallort

Der Unfallort befand sich nördlich des Unfallkrankenhauses Salzburg auf dem Gelände des Kinderspielplatzes des Betriebskindergartens des UKH. Die Kollision mit der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche erfolgte in 449 m (1473 ft) MSL.



1.12.2 Verteilung und Zustand der Wrackteile

Wrack am Unfallort Seitenleitwerk und Fenestron waren nach rechts weggebrochen. Zwei Heckrotorblätter steckten im vorderen und unteren Quadranten des Fenestrongehäuses, das unten an sei-ner Außenseite schwer beschädigt war. Die beiden Horizontal Stabilizer waren teilweise weggebrochen. Die obere Abdeckung der Heckrotorwelle war abgetrennt. Der Heckausle-ger hinter dem Rumpf begann wegzubrechen. Der gesamte Rumpfbereich war gestaucht und an zahlreichen Stellen gebrochen, dadurch in sich deutlich verzogen. Der gesamte vordere Bereich der Zelle war zerstört, die stärksten Beschädigungen und Zerstörungen fanden sich vorne links unten. Die Bodenplatte war gebrochen, die Sitze dadurch geneigt. Die vorderen Fenster und Türen waren herausgebrochen. Der Instrumentenpilz war nach vorne und nach unten geklappt. Die Rotorblätter waren an mehreren Stellen gebrochen, in den äußeren Endbereichen aufgesplittert, die Spitzen abgeschlagen. Die Kufen waren ge-staucht und teilweise weggebrochen. Ein Teil der hinteren CFK/GFK- Heckrotorwelle fand sich lose einige Meter vom Wrack entfernt. Der hinterste Teil der Heckrotorwelle ist als CFK/GFK- Welle ausgeführt. In diesem Wellen-teil wurden zwei Brüche festgestellt. Der in diesem Bereich befindliche Wellenbock Nr. 6 war von der Wellenhalterung getrennt. Der vordere Teil dieses gebrochenen Wellenendes war noch mit der davor liegenden Welle, die zum Getriebe bzw. zum Triebwerk führt, ver-bunden.



Vorderer Teil des gebrochenen CFK/GFK Wellenendes

1.12.3 Bodenspuren

Spuren fanden sich auf drei nebeneinander befestigten Stahlrohrrahmen mit Fanggittern (Gitter „Ost“, „Mitte“ und „West“), die Teil der äußeren Randeinfassung der Dachlandeflä-che des UKH waren. Auf dem Gitter „Ost“, das nach der Kollision nach unten hing, wurden am Außenrand gelbe Lackanhaftungen festgestellt. An den Flutlichtlampen im Schadensbe-reich fanden sich keine Spuren oder Beschädigungen.

Beschädigte, äußere Randeinfassung der Dachlandefläche, Sicht von unten.



Auf dem angrenzenden Fanggitter „Mitte“, das nach dem Unfall mit dem zwischen diesem und dem Gitter „Ost“ befestigten Stahlrohrausleger unterhalb der Dachlandefläche aufge-funden wurde, konnten an seinem Außenrand ebenso wie an der äußeren Stirnfläche des grauen Stahlrohrauslegers gelbe Lackanhaftungen festgestellt werden.

Ansicht des herunter gebrochenen Fanggitters „Mitte“ mit Stahlrohrausleger Das Gitter „West“ war zum Gebäude gedrückt, an dessen oberem Außenrand wurde eine ca. 6 cm lange, metallisch glänzende Beschädigung in Form einer vertieften Kratzspur fest-gestellt. Auf der unterhalb der Dachlandefläche befindlichen Dachschräge ebenso wie im Umkreis von ca. 100 m von der Kollisionsstelle wurden Teile aufgefunden, die teilweise vom Hub-schrauber stammten oder andere Teile waren, die durch den Hubschrauber, vor allem durch den Hauptrotor weggeschleudert worden waren. Auf dem Baum nördlich der Endlage des Wracks, an dem das Heck des Hubschraubers abbrach, waren deutliche Einschläge des Hauptrotors sichtbar.

1.12.4 Konfiguration

Entfällt. 1.12.5 Cockpit

Rechter Sitz: Vertical Speed: -480 ft/sec Altimeter: 3970 ft Airspeed: 0 kt Linker Sitz: Vertical Speed: 0 ft/sec



Altimeter: 1410 ft Airspeed: 0 kt Gen I: Off Gen II: Off Batt. Mstr. Off Eng 1: Eng: Off Fadec: Off Eng 2: Eng: Idle Fadec: On Transponder: ALT

1.12.6 Luftfahrzeug und Ausrüstung – Versagen, Funktionsstörungen

Der Pilot gab an, dass das Luftfahrzeug kurz vor Erreichen und in einer Höhe von ca. 5 m über der Dachlandefläche plötzlich nach rechts zu drehen begonnen habe.

1.13 Medizinische und pathologische Angaben Es liegen keine Hinweise auf vorbestandene physische oder psychische Beeinträchtigun-gen des Piloten vor.

1.14 Brand Es brach kein Brand aus. Allerdings fanden sich Schwelspuren in der linksseitigen Trieb-werksverkleidung in der Nähe des Auspuffrohrs.

1.15 Überlebensaspekte 1.15.1 Evakuierung

Die an Bord befindliche Ärztin, der Flugretter und der Sanitäter konnten sich aus eigener Kraft aus dem Wrack befreien. Diese drei Passagiere bargen die Schwerverletzten aus dem Luftfahrzeug.

1.15.2 Verletzungsursachen

Die Verletzungen der an Bord befindlichen Personen traten beim Aufschlag des Hub-schraubers im Bereich der Endlage auf, der Motorradfahrer, der für den Transport auf einer Liege angeschnallt war, erlitt durch den Unfall angeblich keine weiteren Verletzungen.

1.16 Weiterführende Untersuchungen 1.16.1 Navigationsgerät:

An Bord befand sich ein GPS Navigationsgerät der Type Euronav III. Aus der Baugruppe RN5-2.9. dieses Gerätes konnten Positionsaufzeichnungen des Unfallfluges ausgelesen werden.



Das GPS Gerät zeichnet die gemessenen Positionsangaben in einem flüchtigen Rechen-speicher auf. Sobald dieser Speicher voll ist, werden die Daten in einen dauerhaften Da-tenspeicher transferiert, der auch nach dem Abschalten des Gerätes ausgelesen werden kann. Beim Ausschalten des Gerätes oder bei einer Unterbrechung der Stromversorgung gehen die, noch nicht in den dauerhaften Datenspeicher transferierten Daten verloren. Die letzte Positionsaufzeichnung zeigte das Luftfahrzeug mit einer Geschwindigkeit von ca. 125 kt in einer GPS- Höhe von ca. 2230 ft MSL in einer Entfernung von ca. 1900 m, nord-östlich der Dachlandefläche.

1.16.2 Radardaten: Die Radarstationen Salzburg und Feichtberg der Austro Control erfassten den mit Transponder ausgerüsteten Hubschrauber in einem Teil seines Fluges, wobei das Erfas-sungsintervall etwa 4 Sekunden betrug. Im letzten Teil des Fluges war die Erfassbarkeit durch die Abschattung der Radarimpulse u.a. durch den Mönchsberg nicht mehr gegeben. Die Auswertung der Daten ergab eine letzte Erfassung etwa 640 m ostnordöstlich vom Dachlandeplatz in einer Höhe von ca. 2000 ft MSL mit einer Geschwindigkeit von ca. 87,5 kt.

1.16.3 Untersuchungen am Hubschrauber: Die vier Hauptrotorblätter waren noch ordnungsgemäß mit dem Rotormast verbunden. Sie zeigten ähnliche Beschädigungsmuster. In den äußeren Endbereichen waren Aufsplitterun-gen aufgetreten.



Das Hauptgetriebe war leicht drehbar. Die Antriebswellen beider Triebwerke waren von den getriebeseitigen Eingangswellen ge-trennt. Der Dämpfungssitz des Piloten war bis zum unteren Anschlag gestaucht. Die Querstreben des Landegestells waren nach oben gebogen. Der Heckausleger war noch mit dem Rumpf verbunden, begann jedoch bereits im Bereich des verbindenden Ringflansches wegzubrechen. Die lange Heckrotorstahlwelle war zurückgezogen und gegenüber ihren 6 Lagern verscho-ben, die Lagerböcke 1-5 waren zum Großteil verbogen, aber noch an ihre Halterungskon-solen befestigt. Lager Nr. 6 wurde aus seiner Halterungskonsole gerissen. An den Bruchstellen fanden sich keine Reib- oder Oxidationsspuren. Im Bereich der Verbindung der Welle zur Rotorbremse waren die Köpfe der drei fixierenden Bolzen abgerissen, sodass der Flansch von den Bolzenschäften rutschen konnte. Die Lamellenkupplung zwischen der Heckrotorstahlwelle und der hinteren Kohlenfa-ser/Glasfaser (CFK/GFK)- Welle beschädigte den Metallschlauch des Flexballkabels ohne die Ansteuerung in seiner Bewegung zu behindern. Die hintere CFK/GFK- Welle brach an zwei Stellen. Ein Bruch erfolgte im Bereich des hinte-ren Ausgangs der Fenestrondurchführung, der zweite im Bereich der Vorderkante der Sei-tenflosse. Die Bruchstellen hatten unterschiedliches Aussehen. Bei der vorderen zeigte ei-ne Hälfte der Bruchfläche ausgefranste Faserstränge, die bei der hinteren Bruchfläche nicht festgestellt werden konnten. Das Heckrotorgetriebe war unbeschädigt und leicht drehbar. Der innere Teil des Gehäuses des Fenestrons wurde noch von den Statoren in Form gehal-ten. Die tiefen Schnitte in der Bienenwabenkonstruktion des vorderen, unteren Quadranten des Fenestron wurden, wie bereits an der Unfallstelle ersichtlich, durch Fenestronblätter verursacht. An vier Fenestronblättern wurden entsprechende, kreisförmig um den Drehmit-telpunkt verlaufende Markierungen gefunden. Der äußere Teil des Fenestrongehäuses war an seiner Unterseite schwer beschädigt. Die Beschädigungen traten unter anderem auf Grund des Wegbrechens des hinteren Teils des Heckauslegers auf. Auf der unteren Innenseite des Fenestron wurden deutliche Spuren, die aus zwei zueinan-der leicht versetzten, ca. kreisrunden, grauen Lackanhaftungen bestanden, festgestellt. (Siehe nachfolgendes Kapitel „Lackproben“). Unterhalb des Cockpitbodens waren starke Beschädigungen aufgetreten. Von den vertika-len Steuerstangen waren die der Lateralen und Vertikalen Steuerung im oberen Bereich gebrochen. Die Hydraulikaktuatoren, die Reservoire, die Mischereinheit und die Swashplate waren oh-ne sichtbare Beschädigungen. Von den vier rotierenden Pitch Links war das grüne gebro-chen, die anderen drei aus den Halterungen zum Hauptrotor herausgerissen. In der mit den Fußpedalen beginnenden Ansteuerung des Anstellwinkels der Fe-nestronblätter, in der Pedalsteuerung, den Control Rods, dem Ball Bearing Control Cable und in der SEMA- Steuerstange wurden mehrere Unterbrechungen festgestellt:. Das Ball Bearing Control Cable verläuft fast durch die gesamte Länge des Rumpfes und des Heck-auslegers. Es war im vorderen Bereich gebrochen, im hinteren Bereich war seine Umman-



telung durch die losgelöste Flexkupplung der hinteren Heckrotorwelle im Bereich des La-gers Nr. 6 beschädigt worden.

Das Ball Bearing Control Cable war trotz dieser Beschädigung, wenn auch erschwert, in seiner gesamten Länge frei beweglich. Zwischen dem gelben Fenestrongehäuse und dem schwarzen Control Rod, das ebenfalls die Eingaben zur Steuerung des Anstellwinkels der Fenestronblätter überträgt, wurde unfallbedingt Farbübertragung festgestellt, wie sie bei voll ausgetretenem, linken Seitenruderpedal auftritt. Treibstoff: An der Unfallstelle wurde aus dem Tank des Hubschrauberwracks eine Treibstoffprobe ent-nommen. Diese Probe wurde mittels Gaschromatographie mit Flammenionisationsdetektor (GC/FID) untersucht und mit dem Referenzchromatogramm von „JET A1“, das unter gleichen Bedin-gungen im selben Analysenvorgang aufgenommen wurde, verglichen. Das Chromatogramm der Probe war identisch mit dem Referenzchromatogramm von „JET A1“. Getriebeöl: Es wurde eine Ölprobe entnommen. Die Untersuchung ergab, dass ein übermäßiger Abbau der Antioxidantien nicht erkennbar war. Die Säurezahl lag mit einem Wert von <0,5 mg KOH/g im normalen Bereich. Der Wassergehalt betrug 1700 PPM. Der Wassergehalt bei neuen Vergleichsproben be-trägt ca. 500 PPM. Laut Angaben des Getriebeherstellers könnte erst ein Wassergehalt des Getriebeöls von über ca. 2000 PPM langfristig zu schwerwiegenden Betriebsstörungen führen. Zum Unfallzeitpunkt war keine periodische Überwachung des Wassergehalts des Getriebe-öls vorgeschrieben. Am 8.8.2007 wurde das Alert Service Bulletin (ASB) EC 135-63A-012



veröffentlicht, das, abgesehen von zahlreichen anderen Überprüfungen, auch eine periodi-sche Überwachung des Wassergehaltes des Getriebeöls nach jeweils 100 Flugstunden vorschreibt. Laut Angabe des Herstellers wurde dieses ASB nicht im Zusammenhang mit dem gegenständlichen Flugunfall veröffentlicht. Triebwerke: Die im Zuge des Aufpralls erfolgte Trennung der Antriebswellen beider Triebwerke von den getriebeseitigen Ausgangswellen hatte die Überdrehzahl der Triebwerke zur Folge. Beide Triebwerke erschienen von außen unbeschädigt, ohne Spuren von Feuer oder Flüs-sigkeitslecks. Innen wurde festgestellt, dass bei beiden Powerturbinen die Schaufeln ab-gebrochen waren wie dies bei Überdrehzahl eines Triebwerkes konstruktiv vorgesehen ist. Die weggebrochenen Turbinenschaufeln waren, ebenfalls wie konstruktiv vorgesehen, von der äußeren Turbinenhülle abgefangen worden und radial nicht nach außen gedrungen. Auch die weitere, detaillierte Untersuchung beider Triebwerke ergab keinerlei Hinweise auf vorbestandene Mängel. Digital Engine Control Units (DECU): Im Hubschrauber sind zwei unabhängig voneinander arbeitende Digital Engine Control Units (DECU) eingebaut, die auch triebwerksrelevante Daten während des Fluges spei-chern. Auf Grund der schweren Beschädigungen am verunfallten Hubschrauber war ein di-rektes Auswerten aber nicht mehr möglich. Da DECU’s nicht vorrangig zur Unfalluntersuchung konzipiert sind, war nicht klar, wie sie durch den Aufschlag beeinträchtigt bzw. ob Daten auslesbar waren. Die im Wrack befindlichen DECU’s wurden ausgebaut und in einen Hubschrauber gleicher Bauart eingebaut. Aus beiden konnten Daten ausgelesen werden. Beide zeigten als zeitgleiche, letzte Eintragungen 318 Sekunden nach dem Einschalten der Stromversorgung des verunfallten Hubschraubers drei gleich lautende Fehlermeldungen an. Jede dieser Fehlermeldungen kann im Zuge eines unfallbedingten Aufschlages auftre-ten. Antriebsstufen (LH/RH) aus dem Hauptgetriebe (Freiläufe): In Drehrichtung rechts (Uhrzeigersinn) schlossen die Freiläufe und trieben das Antriebsrit-zel an, in Drehrichtung links (gegen den Uhrzeigersinn) öffneten die Freiläufe und die An-triebsritzel standen. Beide Antriebsstufen (LH/RH) wurden anschließend aus dem FS 108 Hauptgetriebe P/N 4649001006, S/N 1026 ausgebaut und zur weiteren Untersuchung demontiert, begutachtet, vermessen und der Zustand fotografisch dokumentiert. Bei den durchgeführten Detailuntersuchungen der beiden Freiläufe wurde kein die Funktion beeinträchtigender Mangel festgestellt. In der Freilaufbahn der linken Freilaufwelle wurden Farbveränderungen festgestellt. Lackproben: Der gegenständliche Hubschrauber war hauptsächlich gelb, die äußere Randeinfassung der Dachlandefläche grau gefärbt. An Teilen des Hubschraubers wurden graue, an Teilen der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche gelbe Lackauftragungen festgestellt.



Es sollte der eindeutige Nachweis erbracht werden, das die Lackauftragungen am Hub-schrauber von der äußere Randeinfassung der Dachlandefläche und die Lackauftragungen an der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche vom Hubschrauber stammen. Lackprobe A: An der Innenseite des Fenestrons wurden zwei zueinander versetzte, runde und graue Farbstempelungen festgestellt. Von dieser Lackauftragung wurde eine kleine Probe abge-kratzt. Ein eindeutiger Nachweis der Zuordnung zum grauen Lack der äußeren Randein-fassung der Dachlandefläche gelang durch diese Probe aber nicht.

Ansicht Innenseite des Fenestron Lackprobe B: Auf der Außenseite des gelben Fenestrons wurden graue Lackanlagerungen festgestellt. Bei einer Probe aus diesem Bereich gelingt der Nachweis, dass der angelagerte graue Lack von der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche stammt. Lackprobe C: Gelbe Lackprobe des Hubschraubers als Grundlage der Vergleichsführung. Lackprobe D: Graues, ca. 70 cm langes Rohr, das aus dem Gitter 3 (West) geschnitten wurde. Der graue Lack ist identisch mit den grauen Lackanlagerungen auf der gelben Lackprobe B. Auf der



Lackprobe D wurde an dessen oberem Außenrand eine deutliche, metallisch glänzende Beschädigung festgestellt. Bei einer Detailuntersuchung dieser Beschädigung konnten kei-ne Fremdkörper festgestellt werden, wodurch keine Zuordnung zum schädigenden Material erfolgen konnte. Lackprobe E: Auf der Stirnseite des grauen Stahlrohrauslegers finden sich gelbe Lackanhaftungen. Diese gelben Lackanlagerungen sind identisch mit der gelben Lackprobe C des Hubschraubers.

Ansicht Stirnseite des Stahlrohrauslegers „Fenestron Actuator“:Die in den Fenestron Actuator hineinführenden Kabel wurden überprüft und es wurden kei-ne Unterbrechungen festgestellt. Sowohl der Stecker des „Fenestron Actuators“ als auch die unterhalb der Abdeckplatte befindlichen Kontakte wiesen keine Korrosion auf. CFK/GFK- Heckrotorwelle: Der hinterste Teil der Heckrotorantriebswelle wurde in drei Teile zerbrochen aufgefunden. Zu Vergleichszwecken wurden vom Hersteller der Welle eine vollständige, bereits ge-brauchte Welle sowie eine unlackierte, gebrochene Welle übergeben. a. Längenbestimmung: An der unbeschädigten Welle wurde eine Länge von 1010,3 mm gemessen.



Die Summe der Maße der zu untersuchenden Wellenbruchstücke entsprach etwa dieser Länge, insbesondere nach Berücksichtigung eines geringfügigen Materialverlustes im Be-reich der vorderen Bruchstelle. b. Analyse des Laminataufbaus: Vom Hersteller wurde der theoretische Aufbau der Welle bekannt gegeben. Über den gesamten Querschnitt wurden aus einem intakten Randbereich der Heckrotoran-triebswellen Proben entnommen, angeschliffen und mikroskopisch analysiert. Die Laminatlagenfolge der gebrochenen Heckrotorwelle und der Vergleichswelle stimmten mit der Lagenfolge nach den Angaben des Herstellers überein. Bei den makroskopischen Aufnahmen zur Analyse des Laminataufbaus wurden vor allem im Kreuzungsbereich der Lagen zwischen den Laminatlagen Poren festgestellt.

Querschnitte der gebrochenen Heckrotorwelle (links) und der gebrochenen Welle für Ver-gleichsuntersuchungen (rechts)



c. Bestimmung des Fasergehalts: Die Ergebnisse der Fasergehaltsbestimmungen zeigen keine Abweichungen zwischen der Heckrotorwelle und der Welle für Vergleichsuntersuchungen. d. Prüfung mittels Impuls-Thermografie: Alle drei Teile der verunfallten Welle wurden mit Impuls-Thermografie mit Blitzlampenanre-gung geprüft. Die Auswertung erfolgte in Form von Phasenbildern. Nachfolgend sind exemplarisch für eine Vielzahl von durchgeführten Untersuchungen Bil-der des Bereichs des vorderen Bruchs der Welle dargestellt. In diesem Bereich der Welle sind anhand der thermografischen Untersuchungen große delaminierte Bereiche zu erken-nen. Zur besseren Übersicht sind links neben den thermografischen Aufnahmen die ent-sprechenden Lichtbilder desselben Wellenbereichs dargestellt. Die zweite Bildkombination zeigt denselben Abschnitt des vorderen Bereichs der Welle, diese ist jedoch gegenüber der ersten Bildkombination um 90° entgegen dem Uhrzeigersinn gedreht.

Phasenbild im Bereich des vorderen Bruchs der Welle



Phasenbild im Bereich des vorderen Bruchs der Welle, gegenüber dem vorhergehenden Bild um 90° entgegen dem Uhrzeigersinn gedreht. Aus dem Bereich der im Rahmen dieser Untersuchungen festgestellten großflächigen De-laminationen wurden die Proben für die mikroskopischen Untersuchungen entnommen. e. Ultraschalluntersuchungen: Die zahlreichen an der verunfallten Welle durchgeführten Ultraschalluntersuchungen haben die großflächigen Delaminationsbereiche der thermografischen Untersuchungen bestätigt. f. Bruchanalyse: Da die unter den durchgeführten zerstörungsfreien Prüfungen „d. Prüfung mittels Impuls-Thermografie“ und „e. Ultraschalluntersuchungen“ festgestellten großflächigen Delaminati-onen auffielen, wurden aus diesem Bereich Proben entnommen und die delaminierten La-gen gänzlich getrennt, um diese für weiterführende rasterelektronenmikroskopische Unter-suchungen vorzubereiten.



Entnahme von zwei Proben „a“ und „b“ aus dem delaminierten Bereich des vorderen Bruchs der CFK/GFK-Welle.

Getrennte Lagen der Probe „a“



Getrennte Lagen der Probe „b“ Die getrennten Lagen wurden umfangreichen rasterelektronenmikroskopischen Untersu-chungen unterzogen. Die folgenden Bilder zeigen ausgewählte Aufnahmen der Lagen aus den Proben a und b. Das Aussehen der Bruchoberflächen aller untersuchten Lagen war sehr ähnlich. Hinweise auf ein Ermüdungsversagen wurden trotz umfangreicher Suche nicht gefunden. Probe a1: Das nachfolgende Bild zeigt in einer Übersichtsaufnahme einen Teil der Oberfläche dieser Probe. Zu erkennen sind die überwiegend unterschiedlich orientierten Faserlagen. An den Kreuzungspunkten einzelner Lagen werden eine Vielzahl von Poren sichtbar.

Übersichtsaufnahme der Oberfläche der Probe a1.



Probe a4: Auf der delaminierten Fläche dieser Probe ist eine raue und zerklüftete Oberfläche zu er-kennen, die z.B. durch unvollkommen ausgebildete sogenannte „Hackles“, zwischen den Faserbetten gekennzeichnet ist. „Hackles“ sind ein typisches Merkmal von interlaminaren Gewaltbruchflächen, die unter Scherbelastung versagten. Unvollkommen ausgebildete „Hackles“ zwischen den Faserbetten Probe b3: Auf der nachfolgenden Übersichtsaufnahme der Probe b3 sind wiederum eine Vielzahl of-fener Poren im Kreuzungsbereich unterschiedlich orientierter Faserlagen erkennbar. Zwi-schen den Faserbetten lassen sich erneut „Hackles“ und matrixreiche Zonen erkennen, die eine Gewaltbruchstruktur aufweisen. Übersichtsaufnahme der Probe 3b



Analyse der Pedalsteuerung: Um die Bruchflächen der Pedalsteuerung untersuchen zu können, mussten diese von der Steuerung geschnitten werden. Dadurch entstanden in diesem Bereich drei Proben, „A“, „B“, und „C“. a. Analyse von Verfärbungen und Anlagerungen: Auf der Probe „C“ waren dunkle, bräunliche Verfärbungen, fasrige Anlagerungen und weiß-gelbliche Partikel festgestellt worden. Die Verfärbungen konnten als Eiweiße identifiziert werden und es handelt sich mit hoher Wahrscheinlichkeit um Blut. Die fasrige Anlagerung ist Zellulosebasiert und stellt wahr-scheinlich einen Pflanzenbestandteil oder Holz dar. Die weißgelblichen Partikel sind Quarz-sand (Staub). b. Rasterelektronenmikroskopische Analysen der Bruchoberflächen: Die Bruchflächen aller drei Proben zeigen die Spuren die typisch für die Auswirkungen ei-nes Gewaltbruches sind. Meist liegen dabei interkristalline Bruchstrukturen vor, die duktilen Anteile mit den dabei typischerweise auftretenden Waben sind gering.

Übersichtsaufnahme der Proben „A“ bis „C“ der Pedalsteuerung.



„Control Rod“:Die Bruchfläche des „Control Rod“ wurde einer rasterelektronenmikroskopischen Untersu-chung unterzogen.

„ Übersichtsaufnahme der Bruchstelle des „Control Rod“. Die Probe ist im Gewindebereich der Bohrung gebrochen. Auf beiden Bruchflächen finden sich ausschließlich duktile Gewaltbruchstrukturen in Form von Waben. Bruchbegünstigende Besonderheiten sind nicht festzustellen. SEMA- Steuerstange:

Die Bruchoberfläche der SEMA- Steuerstange wurde rasterelektronenmikroskopisch unter-sucht. Auf der Bruchfläche können ausschließlich duktile Gewaltbruchstrukturen in Form von Waben nachgewiesen werden. Bruchbegünstigende Besonderheiten liegen nicht vor.

Übersichtsaufnahme der Bruchstelle der SEMA- Steuerstange.



„Ball Bearing Control Cable“:Die Bruchoberfläche des „Ball Bearing Control Cable“ wurde rasterelektronenmikroskopisch untersucht. Auf der Bruchfläche können ausschließlich duktile Gewaltbruchstrukturen in Form von Waben nachgewiesen werden. Bruchbegünstigende Besonderheiten liegen nicht vor.

Übersichtsaufnahme der Bruchstelle des „Ball Bearing Control Cable“.

Stahlrohrausleger: Beim herunter gebrochenen Stahlrohrausleger der äußeren Randeinfassung der Dachlan-defläche wurde festgestellt, dass die vier Stahlbolzen die an seiner Grundplatte ange-schweißt waren und die Verbindung zur Dachlandefläche herstellen sollen, im Bereich der Schweißnähte teilweise durchgerostet waren.

Es war der UUB/LF nicht bekannt, ob Stahlbolzen die an anderen Stahl-rohrauslegern der äußeren Randeinfassung der Dach-landefläche angeschweißt sind ebenso durchgerostet waren. An Hand der Bruchstellen im Bereich der Schweiß-nähte der Stahlbolzen konnte festgestellt werden, dass der Stahlrohraus-leger durch eine Be-wegung von unten nach rechts oben wegbrach.

Grundplatte des Stahlrohrauslegers.



1.17 Organisationen und deren Verfahren 1.17.1 Anflugverfahren:

Von Piloten des Flugrettungsvereins sind Landungen auf Dachlandeflächen nach einem standardisierten Verfahren, dem so genannten „Cat A“ Anflugverfahren gemäß JAR 29.79 „Landing Category A“ durchzuführen. Der Anflug soll u.a. in folgender Art durchgeführt werden (Auszüge aus dem genehmigten Flight Manual EC 135 T1 (CDS), Kapitel C.4.3. „Elevated or restricted helipad and confined heliport- vertical landing“): ……….. Landing approach - Initiate 65 KIAS at 300 ft above Heli- port elevation (AHE) ……….. NOTE Approach airspeeds can be increased by half of the wind speed. After passing Landing Decision Point (LDP): Speed - Decrease slowly to arrive at a 4- ft hover above landing point Slow vertical descent - Initiate to touchdown APPROACH GUIDE POINTS (Anflugshilfspunkte):

POWER AS REQUIRED

Anflugprofil mit Anflugshilfspunkten



1.18 Andere Angaben Sicht aus dem Cockpit: Unter anderem wurde bei Vergleichsflügen mit Hubschraubern derselben Type festgestellt, dass die Sicht der Piloten vor allem nach vorne und nach unten durch den vorderen Instru-mentenpilz eingeschränkt ist. Abfangmanöver während der Landung verringern durch die notwendige Neigung der Rotorebene und damit des Hubschraubers die Sicht weiter. Andere Ereignisse durch Heckberührung: Die bauartbedingte geringe Bodenfreiheit des Fenestrons erfordert von den Piloten ein spe-zielles Landeverfahren, das auch Teil des Type Ratings bzw. Trainings ist. Der Hersteller und auch der Halter des Luftfahrzeuges haben darauf hingewiesen, dass bei der gegenständlichen Luftfahrzeugtype bereits zahlreiche andere Ereignisse durch Heckbe-rührungen auftraten.

1.19 Nützliche und effektive Untersuchungstechniken 1.19.1 Untersuchung der CFK/GFK Heckrotorwelle

Bei der Konstruktion der Heckrotorwelle des gegenständlichen Hubschraubers wurde eine neuartige Kohle/Glasfaserkonstruktion gewählt. Schadensbilder und Dokumentationen die-ser Konstruktion waren nur von Bruchversuchen aus dem Labor bekannt, nicht jedoch von tatsächlichen Schadensfällen an denen man sich bei einer Analyse orientieren hätte kön-nen. Die im Zuge dieses Flugunfalles durchgeführten Untersuchungen, Schadensbilder und Er-gebnisse der untersuchten CFK/GFK Heckrotorwelle sind daher von besonderem Interes-se.

2 Analyse 2.1 Voraussetzungen für die Verwendung des Luftfahrzeuges:

Die Vorraussetzungen für die Verwendung des Luftfahrzeuges im Fluge waren zum Unfall-zeitpunkt gegeben.

2.2 Pilot:

Der Pilot war im Besitz der zur Durchführung des Fluges erforderlichen Berechtigungen. Seine Flugerfahrung zur Durchführung des Fluges war ausreichend. Seine Entscheidung, nach dem Verlust der Heckrotorwirksamkeit und der plötzlichen Rechtsdrehung des Luftfahrzeuges den Collective Pitch nach unten zu drücken, war richtig. Diese Maßnahme reduzierte die auftretende Rechtsdrehung des Hubschraubers und gab ihm die Möglichkeit, vor dem Aufschlag am Boden des Kinderspielplatzes den Collective-Pitch wieder zu ziehen und damit den Aufprall deutlich zu dämpfen.

2.3 Flugwetter:

Es gibt keinerlei Hinweise, dass das Wetter das Unfallgeschehen nennenswert beeinfluss-te.



2.4 Unfallstelle:

Der Kinderspielplatz des Betriebskindergartens des UKH hatte am Unfalltag auf Grund des Feiertages (1.Mai) geschlossen.

2.5 Dachlandefläche:

2.5.1 Errichtung:

Von der zuständigen Baubehörde war die „Errichtung einer Hubschrauberaußenlandestelle für Notfälle“ genehmigt und am 21.11.1979 die Kollaudierungsanzeige ausgestellt worden. Darin wird angeführt, dass der (teilweise) fertig gestellte Bau gefahrlos benützbar sei und bezüglich der Sicherheit des Baus keine Bedenken bestehen. Für die Dachlandefläche des Unfallkrankenhauses Salzburg lag keine Genehmigung ent-sprechend der Zivilflugplatzverordnung 1972 als Hubschrauberflugplatz vor. Dachlandeflächen, die behördlich nicht als Hubschrauberflugplätze genehmigt wurden, kön-nen von Piloten trotzdem – wie bei jeder anderen Außenlandung auch - auf eigene Verant-wortung benützt werden. Am 6.2.1981 fand eine Vorbegutachtung des zu genehmigenden Hubschrauberlandeplat-zes auf oder nahe dem Unfallkrankenhaus Salzburg im Beisein eines Vertreters des Bun-desministeriums für Verkehr als Oberste Zivilluftfahrtbehörde statt. Bei dieser Vorbegutach-tung wurden vom Vertreter des BMfV verschiedene Mängel festgestellt, die einer Genehmi-gung als Hubschrauberlandeplatz entgegenstehen würden. So wurde u.a. festgestellt, dass das Ausmaß der Dachlandefläche den Mindestanforderungen der Zivilflugplatz-Verordnung 1972 nicht entspricht und die die betonierte Dachlandefläche um ca. 40 cm überragenden Flutlichtleuchten ohne Bruchkupplungen ausgeführt sind. Weshalb eine Dachlandefläche errichtet, geplant, gebaut und kollaudiert wird, um etwas mehr als ein Jahr später offiziell feststellen zu lassen, dass u.a. die Mindestgröße zur Ge-nehmigung als Hubschrauberlandeplatz unterschritten wurde, ist nicht bekannt. Die nicht genehmigte Dachlandefläche wies alle offensichtlichen Merkmale einer Hub-schrauberlandefläche auf, wie insbesondere die angebrachten Markierungen, Windsäcke und auch eine Befeuerung für Nachtbetrieb. Lande- und Dachlandeflächen von Krankenhäusern werden häufig, oft mehrmals täglich angeflogen und haben damit durchaus den Charakter eines Flugplatzes.

2.5.2 Zustand, Ausrüstung:

2.5.2.1 Zustand:

Die Dachlandefläche war zum Unfallzeitpunkt trocken und ohne Fremdkörper.

2.5.2.2 Ausrüstung:

Die Dachlandefläche ist ICAO- konform als Hubschrauberlandeplatz markiert. Gegen den Absturz von Personen von der Dachlandefläche ist sie von einer äußeren Randeinfassung umgrenzt. Die Ränder der betonierten Dachlandefläche werden von ca. 40 cm hohen Flut-lichtleuchten ohne Bruchkupplungen überragt, die für landende Hubschrauber ein Hindernis darstellen. Im Kollisionsfall können auf Grund der fehlenden Bruchkupplungen zusätzliche Schäden verursacht werden. Links und rechts der Dachlandefläche war jeweils ein Windsack am First des flachen Walmdaches des UKH angebracht. Eine Optimierung der Anordnung (z.B. an den Rand der



Dachfläche) würde die für den Piloten wichtigen Windverhältnisse im Anflugbereich vor der Landefläche eher anzeigen können. Boden- und Hindernisberührungen von Heckrotoren bzw. Heckauslegern von landenden Hubschraubern im Bereich der Landeflächen stellen häufig auftretende Zwischenfälle dar. Die äußere Randeinfassung der gegenständlichen Dachlandefläche war nicht durchgehend ausgebildet, d.h. es wechseln Stahlrohrrahmen samt Fanggitter mit Stahlrohrauslegern. Diese nicht durchgehende Konstruktion begünstigte, dass der Stahlrohrausleger in die Ver-kleidung des Fenestron eindringen und den Innenring deformieren konnte, der wiederum die Unterbrechung des Kraftflusses vom Triebwerk zum Heckrotor zur Folge hatte.

2.5.2.3 Stahlrohrausleger:

Beim herunter gebrochenen Stahlrohrausleger der Randeinfassung der Dachlandefläche wurde festgestellt, dass an den Schweißnähten die vier Stahlbolzen, die die Verbindung zur Dachlandefläche bilden, teilweise durchgerostet waren. An Hand der Bruchstellen im Be-reich der Schweißnähte konnte festgestellt werden, dass der Stahlrohrausleger durch eine Bewegung nach rechts oben wegbrach. Dieses Bruchbild stimmt mit der rekonstruierten Kollisionsrichtung des Hubschraubers und der daraus zu erwartenden Bewegung des Stahlrohrauslegers nach dem Kollisionszeitpunkt überein. Die teilweise durchgerosteten Stahlbolzen erleichterten bei der gegenständlichen Kollision des Hubschraubers mit der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche das Wegbre-chen des Stahlrohrauslegers. Es ist sehr wahrscheinlich, dass die Schäden am Hub-schrauber dadurch geringer ausfielen und das Unfallgeschehen positiv beeinflusst wurde. Vor allem hätte ein mögliches Wegbrechen größerer Teile des Hubschrauberhecks dessen Schwerpunkt kopflastiger, das Abfangen in Bodennähe dadurch erschwert oder unmöglich gemacht, und den Aufschlag massiver ausfallen lassen. Ob dieser Stahlrohrausleger auf Grund der teilweise durchgerosteten Schweißnähten seine Aufgabe zur Verhinderung des Absturzes von Personen von der Dachlandefläche erfüllen hätte können, wurde nicht untersucht.

2.6 Anflug:

2.6.1 Aufzeichnungen über den Anflug:

Die vom eingebauten GPS- Navigationsgerät zwischen der letzten Aufzeichnung und der Dachlandefläche gemachten Positionsaufzeichnungen waren auf der Festplatte des Gerä-tes nicht enthalten. Die Daten wurden aus dem flüchtigen Pufferspeicher des Geräts durch die im Zuge des Aufpralls am Boden auftretende Unterbrechung der Stromversorgung gelöscht. Wegen der nicht mehr gegebenen quasioptischen Sicht von der Radarstation Feichtberg zum Hubschrauber konnte der letzte Teil des Fluges nicht mehr erfasst werden. Die Erfas-sung endet um 10:14:34.18 UTC in ca. 2230 ft MSL. Die aufgezeichneten Radar- und GPS- Punkte unterscheiden sich sowohl lateral als auch in der Höhe geringfügig, bewegen sich aber innerhalb der zu erwartenden Messtoleranzen.

2.6.2 Verfahren für den Anflug:

Gemäß Operation Manual sind Piloten bei Landungen auf Dachlandeflächen angewiesen das „Cat A“ Anflugverfahren durchzuführen.



Der Anflug soll entsprechend dem Flight Manual EC 135 T1 (CDS), Kapitel C.4.3. „Elevated or restricted helipad and confined helipad- vertical landing“ durchgeführt werden. Auf Grund des geringen Windes war die Anfluggeschwindigkeit nicht zu erhöhen. Entsprechend der unter 1.17.1 dargestellten Grafik, hätte der Anflug in 300 ft über der Dachlandefläche der Anflug mit 65 kt begonnen werden sollen. Beim letzten aufgezeichneten Radarpunkt in ca. 527 ft über der Dachlandefläche wurde ei-ne Geschwindigkeit von ca. 87,5 kt festgestellt, das Luftfahrzeug befand sich dabei 640 m von der Dachlandefläche. Diese Entfernung war zu gering, um den Anflug wie im Manual vorgesehen zu beenden. Die hohe Geschwindigkeit erforderte starke Steuereingaben und Leistungsänderungen. Zu der dadurch zusätzlich notwendigen Geschwindigkeitsreduktion musste der Pilot die Haupt-rotorebene und damit den Hubschrauber neigen, was wiederum die Sicht nach vorne und nach unten verschlechterte. Im oben angeführten Manual ist angeführt: “Speed -Decrease slowly to arrive at a 4- ft hover above landing point. Slow vertical descent - Initiate to touchdown”. Dem Piloten war es nicht möglich, einen langsamen vertikalen Sinkflug über der Landeflä-che durchzuführen, da er noch mit dem Geschwindigkeitsabbau beschäftigt war. Diese Annahme ergibt sich durch die aufgrund der Spuren an der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche und am Heckausleger rekonstruierte Fluglage des Hubschraubers zum Kollisionszeitpunkt (siehe Seite 39), die den Hubschrauber mit starker Anstellung der Hauptrotorebene zeigt. Um Vorwärtsfahrt abzubauen, ist es nötig die Hauptrotorebene nach hinten zu neigen (Flare). Je stärker diese Anstellung ist, desto schneller wird Vor-wärtsfahrt abgebaut. Zusammenfassend kann festgestellt werden, dass die Entfernung des Hubschraubers im Verhältnis zur Geschwindigkeit deutlich zu gering war, um den Anflug wie im Manual vor-gesehen zu beenden. In dem oben angeführten Manual ist keinerlei Entfernungsangabe der Anflugshilfpunkte an-geführt. Das dargestellte Anflugverfahren ist nicht maßstabsgetreu sondern verzerrt darge-stellt. Da die beiden ersten Anflugshilfspunkte unverhältnismäßig nahe zum dritten darge-stellt sind, könnte dies Piloten verleiten, die empfohlenen Anflugshilfspunkte zu nahe der Landefläche anzusetzen und dadurch die Geschwindigkeit im Endteil nicht mehr abbauen zu können.

2.7 Spuren: Die auf den drei sichergestellten Gittern, dem Stahlrohrausleger und am Hubschrauber festgestellten und untersuchten Spuren haben die Kollision des Hubschraubers mit der äu-ßeren Randeinfassung der Dachlandefläche bestätigt. Mit Hilfe dieser Spuren konnte auch die Fluglage zum Unfallzeitpunkt rekonstruiert werden. Am oberen Außenrand des Gitters „West“ wurde eine ca. 6 cm lange, metallisch glänzende Beschädigung in Form einer vertieften Kratzspur festgestellt. Ein zum Unfallzeitpunkt beim westlichen Seiteneingang des Schlosses Arenberg befindlicher Zeuge sagte aus, dass der Hubschrauber beim Wegkippen nach rechts mit einem Hauptrotorblatt die Randeingren-zung der Dachlandefläche streifte. Einige der an Bord befindlichen Personen wollen nach der erfolgten Drehung des Hubschraubers ebenfalls eine Kollision des Hubschraubers mit



der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche bemerkt haben. Bei der durchgeführten Untersuchung konnten in dieser Vertiefung keine Fremdkörper festgestellt werden, wodurch der Kollisionspartner nicht identifiziert werden konnte. Richtung und Form dieser Beschädi-gung lassen es aber als möglich erscheinen, dass sie durch ein Rotorblatt verursacht wur-de.

2.8 Fluglage zum Kollisionszeitpunkt:

Auf Grund aller erhobenen Fakten, Spuren und Zeugenaussagen konnte zum Kollisions-zeitpunkt eine Flugrichtung des Hubschraubers von ca. 232° sowie folgende Fluglage re-konstruiert werden:

Seitenansicht der rekonstruierten Fluglage des Hubschraubers zum Kollisionszeitpunkt



Draufsicht der rekonstruierten Fluglage des Hubschraubers zum Kollisionszeitpunkt Zum Unfallzeitpunkt war eine direkte Blendung des Piloten durch den Stand der Sonne nicht gegeben.

2.9 Zeugenaussagen:

Den Zeugenaussagen konnte weitgehend gefolgt werden. Zum Großteil haben sie die auf Grund der Spuren, technischen Untersuchungen, Radaraufzeichnungen etc. erkennbaren Vorgänge bestätigt. Laut dem Piloten begann die Rechtsdrehung des Hubschraubers noch vor Erreichen der Dachlandefläche in ca. 5 m Flughöhe über der Dachlandefläche. Dieser Aussage konnte nicht gefolgt werden, da weder die Aussagen anderer Zeugen, noch die festgestellten Spu-ren an der Dachlandefläche oder am Hubschrauber, noch die Detailuntersuchungen einen Hinweis auf eine Drehung des Hubschraubers vor dem Erreichen der Dachlandefläche ga-ben. Möglich wäre, dass durch die stark geneigte Rotorebene zum Zeitpunkt der Berührung mit der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche beim Piloten tatsächlich der Ein-druck entstand, dass sich das Luftfahrzeug in größerer Höhe und noch vor der Dachlande-fläche befand.

2.10 Untersuchungen am Hubschrauber:

2.10.1 Sicht aus dem Cockpit:

Die Sicht der Piloten ist trotz der großzügigen Verglasung des Cockpits vor allem nach vor-ne und nach unten durch den vorderen Instrumentenpilz eingeschränkt. Abfangmanöver während der Landung verringern durch die notwendige Neigung der Rotorebene die Sicht



weiter. Vor allem bei kleinen und engen Landeflächen, wie sie Dachlandeflächen darstellen, ist möglichst gute Sicht nach vorne und unten besonders wichtig. Eine der Hauptursachen für Flugunfälle mit Hubschraubern sind Kollisionen mit Hindernis-sen, die wiederum vor allem während des Starts und der Landung auftreten. Bei den Sichteinschränkungen aus dem Cockpit handelt es sich um ein grundsätzliches Problem vergleichbarer, zweimotoriger Hubschrauber das durch die überbordenden In-strumentpilze entstanden ist.

2.10.2 Masse und Schwerpunkt:

Der Schwerpunkt lag während des gesamten Unfallfluges im zulässigen Bereich. Unter den herrschenden Bedingungen hätte der Hubschrauber bis zu seiner maximalen Flugmasse von 2720 kg außerhalb des Bodeneffektes schweben können. Da zum Unfall-zeitpunkt die rekonstruierte Gesamtmasse 2653 kg betrug, waren die Leistungsreserven des Hubschraubers zum Unfallzeitpunkt gering. Das Betreiben eines Hubschraubers an seiner Leistungsgrenze kann schnell zu Problemen führen. Flugunfälle von Hubschraubern bei denen fehlende Leistungsreserve Ursache oder Faktor war, wurden z.B. in folgenden Unfallberichten der UUB/LF bzw. FUS behandelt: • Flugunfall mit einer Bell 205 am 13. November 1986 Zl.174.218/2-I/71/88 • Flugunfall mit einer Bell 206B am 2. Oktober 1999, GZ. 85.001/8-FUS/2001 • Flugunfall mit einer AB 206A am 4. Mai 2002, GZ. BMVIT-85.038/0001-II- /BAV/UUB/LF/2006 • Flugunfall mit einer Bell 205 A1 am 24. Juni 2004 GZ. BMVIT-85.078/0021- II/BAV/UUB/LF/2007.

2.10.3 Flugdatenschreiber:

Für das gegenständliche Luftfahrzeug war weder der Einbau eines Flugdatenschreibers (FDR) noch eines Cockpit- Voice Recorder (CVR) vorgeschrieben. Bei der Untersuchung des gegenständlichen Flugunfalles konnten das GPS und einige Da-ten betreffend den Betrieb der Triebwerke ausgelesen werden. Informationen eines FDR hätten die Untersuchung dieses Flugunfalles erleichtert und be-schleunigt.

2.10.4 Hauptrotorblätter:

Die in den äußeren Endbereichen aufgetretenen Aufsplitterungen der Hauptrotorblätter (Rovings) lassen auf hohe kinetische Energie während des Einschlages schließen, was als Zeichen hoher (bzw. normaler) Rotordrehzahl zu werten ist. Das Aufplatzen über weite Be-reiche der Hinterkante der einzelnen Blätter ist ein Zeichen für hohe Torsionsmomente. Solch hohe Momente können durch den Konuswinkel der Hauptrotorblätter beim Einschlag erklärt werden, der sich beim Ziehen des Kollektivhebels einstellt. Solch hohe Momente können z.B. als Auswirkung des gezogenen Pitch auftreten. Dies bestätigt die Aussage des Piloten über den Versuch des Abfangens des Hubschraubers in Bodennähe.

2.10.5 Adsorption der Aufschlagenergie des Hubschraubers:

Die Dämpfungskonstruktion am Pilotensitz war bis zum unteren Anschlag gestaucht. Die nach oben gebogen Querstreben des Landegestells zeigten ebenfalls Energieaufnahme an. Auch die tragende Konstruktion des Hubschraubers nahm beim Versagen hohe Auf-schlagkräfte auf, sodass der Unfall insgesamt überlebbar war.



2.10.6. Getriebeöl:

Die Untersuchung ergab normale Werte betreffend der Antioxidantien und dem Säurewert. Der festgestellte Wassergehalt war mit 1700 PPM hoch, war aber nicht unfallrelevant. Ver-gleichbares Frischöl enthält ca. 500 PPM. Eine Erklärung für den hohen Wert sind die in der Regel kurzen Einsatzflüge des Rettungs-hubschraubers, wodurch nur geringe Betriebstemperaturen erreicht werden und im Öl ge-löstes Wasser nicht verdunsten kann. Laut Angaben des Getriebeherstellers könnte erst ein Wassergehalt des Getriebeöls von über ca. 2000 PPM langfristig zu schwerwiegenden Betriebsstörungen führen. Zum Unfallzeitpunkt war keine periodische Überwachung des Wassergehalts des Getriebe-öls vorgeschrieben. Das am 8.8.2007 veröffentlichte ASB schreibt auch eine periodische Überwachung des Wassergehaltes des Getriebeöls nach jeweils 100 Flugstunden vor.

2.10.7. Treibstoff:

Das Gaschromatogramm der Probe aus dem Tank des Hubschrauberwracks war identisch mit dem Referenzchromatogramm von „JET A1“.

2.10.8. Triebwerke:

Die in beiden Triebwerken des Luftfahrzeuges eingebauten DECU’s waren unbeschädigt und die darin gespeicherten Daten konnten ausgelesen werden. Sie enthielten Fehlermel-dungen des Unfallfluges. In beiden DECU’s wurden zur selben Zeit, nämlich 318 Sekunden nach dem letzten Einschalten der Stromversorgung, drei gleich lautende Fehlermeldungen aufgezeichnet. Jede dieser Fehlermeldungen kann als typische Folge eines Aufschlages erklärt werden. Ihr gleichzeitiges Auftreten ist ein weiterer Hinweis auf den erfolgten Auf-schlag. Die zwischen dem Hochfahren der Stromversorgung am Salzburgring, dem durchgeführten Flug zum UKH und dem Aufschlag aufgezeichnete Zeitdauer korreliert gut mit einem durchgeführten Vergleichsflug vom Außenabflug zur Absturzstelle. Die Trennung der Antriebswellen beider Triebwerke von den getriebeseitigen Ausgangswel-len ist durch eine aufschlagsbedingte, deutliche Bewegung des Hauptrotormastes erklär-bar. Dadurch, dass die von den Turbinen erzeugte Leistung nicht mehr auf den Rotor über-tragen werden konnte, überdrehten in kürzester Zeit beide Triebwerke. Dies ging mit den dadurch zu erwartenden Hitzeschäden und dem Brechen der Triebwerksschaufeln einher. An beiden Triebwerken konnten keinerlei Hinweise auf vorbestandene technische Mängel festgestellt werden.

2.10.9. Heck des Hubschraubers:

Auf Grund der bauartbedingten geringen Bodenfreiheit des Hecks ist von den Piloten ein spezielles Landeverfahren durchzuführen, das auch während des Type Ratings bzw. Re-current Trainings geschult wird. Trotzdem haben sowohl der Hersteller als auch der Halter des Luftfahrzeuges darauf hingewiesen, dass bei der gegenständlichen Luftfahrzeugtype bereits zahlreiche andere Ereignisse durch Heckberührungen auftraten.

2.10.10.Heckrotorwirksamkeit:

Der Pilot, die an Bord befindlichen Personen sowie alle Zeugen haben während der Lan-dung des Hubschraubers eine plötzliche Drehbewegung nach rechts (bei Sicht aus dem



Cockpit) beobachtet. Der Pilot gab an, dass der Hubschrauber nach dem Auftreten der Stö-rung um die Hochachse nicht mehr steuerbar war. Sowohl ein aufgetretener Mangel oder eine Unterbrechung der Heckrotorsteuerung zwi-schen den Pedalen und dem Heckrotor als auch eine Unterbrechung des Kraftflusses zwi-schen dem Triebwerk und dem Heckrotor hätte die vom Piloten beschriebene Unmöglich-keit von Steuereingaben zur Folge gehabt. Im Bereich der Heckrotorsteuerung wurden Unterbrechungen in der Pedalsteuerung, im „Control Rod“, im vorderen Ende des „Ball bearing Control Cables“ und in der SEMA- Steu-erstange festgestellt. Bei diesen Bruchstellen handelte es sich eindeutig um Gewaltbrüche. Im Fenestron Actuator konnte kein Mangel festgestellt werden. Im Antriebsstrang zwischen Triebwerk und Heckrotor wurden im hintersten Teil der Heckro-torwelle zwei Brüche in der CFK/GFK Welle festgestellt, Hinweise auf ein Ermüdungsver-sagen wurden trotz umfangreicher Suche nicht gefunden. Diese Brüche können auf Grund der durchgeführten Untersuchungen, der Aussagen von Zeugen, der festgestellten Spuren am Hubschrauber und an der äußeren Einfassung der Dachlandefläche nur durch die Kolli-sion des Hubschraubers mit dieser erklärt werden. Die an einigen Spitzen der Fe-nestronblättern gefundenen, kreisförmig um den Drehmittelpunkt verlaufende Markierungen zeigen, ebenso wie die über bis zu 120° weit verlaufenden Einschnitte der Blätter im Ge-häuse, dass sich die Blätter bei der Berührung mit dem Fenestrongehäuse drehten. Im Heckrotorgetriebe wurde kein Mangel festgestellt.

2.10.11.Freiläufe:

Die beiden Antriebsstufen aus dem Hauptgetriebe (Freiläufe) funktionierten korrekt. Bei den durchgeführten Detailuntersuchungen wurden auf der linken Freilaufwelle Farbver-änderungen sowie geringe Abweichungen des Durchmessers von ca. 2 µm gemessen. Die Farbveränderungen und geringen Maßabweichungen sind durch das Unfallgeschehen er-klärbar, waren in dieser Art zu erwarten und beweisen, dass das Triebwerk bis zum Auf-schlag lief. Diese Maßabweichungen bewegen sich nicht mehr innerhalb der zulässigen In-Service Toleranzen. Die durchgeführten Untersuchungen ergaben somit keinerlei Hinweise auf Freilaufschäden oder ein Freilaufversagen, die einen direkten oder indirekten Einfluss auf das Unfallge-schehen hatten.

2.10.12.Vorbestandene Mängel:

Zusammenfassend kann festgestellt werden, dass am Hubschrauber keine vorbestandenen Mängel festgestellt werden konnten.

2.11 Reihenfolge der Ereignisse:

Auf Grund der Zeugenaussagen, der durchgeführten Detailuntersuchungen und der festge-stellten Spuren konnte folgende Reihenfolge der Ereignisse rekonstruiert werden: Das Luftfahrzeug näherte sich der Dachlandefläche mit hoher Fluggeschwindigkeit. Der Pi-lot entschloss sich dennoch den Anflug fortzusetzen, wodurch er starke Fluglageänderun-gen durchführen musste. Seine Sicht zur Dachlandefläche war dadurch, weiters durch die geringe Größe der Dachlandefläche sowie die Größe des Instrumentenpilzes einge-schränkt. Der Hubschrauber erreichte nicht, wie im vorgeschriebenen Cat. A Anflug vorge-sehen die Dachlandefläche im Horizontalflug, sondern mit einer starken Neigung der Ro-



torebene. Kurz vor dem Aufsetzen auf der Dachlandefläche des UKH berührte der Hub-schrauber mit dem äußeren Fenestrongehäuse die Randeinfassung der Dachlandefläche, wo dieses so lange am Gitter „Ost“ seitlich entlang schliff, bis ein Stahlrohrausleger der Randeinfassung der Dachlandefläche das Fenestrongehäuse durchdrang und sich zweimal an dessen Innenseite abdrückte. Dabei verformte sich das durch den Schaden bereits nicht mehr ausreichend steife Fenestrongehäuse so stark, dass die drehenden Heckrotorblätter in das Fenestrongehäuse eindrangen und nach dem Versagen der Heckrotorwelle dort ste-cken blieben. Die gesamte Heckrotorwelle war dabei so stark abgebremst worden, dass die hintere CFK/GFK- Welle seitlich ausknickte und unter Biegung brach, wodurch die Unter-brechung des Kraftflusses zwischen dem Triebwerk und dem Heckrotor auftrat. Durch das dadurch verursachte schlagartige Fehlen des Momentenausgleichs des Hauptrotors, drehte der Hubschrauber abrupt um ca. 110° nach rechts. Das nunmehr lose vom Triebwerk kommende Ende der Heckrotorwelle wurde weiterhin angetrieben, schlug dabei an der Innenseite des Fenestrongehäuses an und brach schließ-lich ein zweites Mal. Durch diese schlagende Bewegungen entstanden u.a. die Schäden am Lager Nr. 6 der Heckrotorwelle. Der Pilot trat, wie zu erwarten, bis zum Aufschlag auf dem Boden instinktiv das linke Pedal entgegen der Drehrichtung des Hubschraubers voll aus, ohne dadurch aber die Drehung reduzieren zu können. Auch senkte er den collective Pitch, wodurch die Drehbewegung stark reduziert und die Drehzahl der Hauptrotorblätter bis zum eigentlichen Aufschlag in Bodennähe erhalten wurde. In Bodennähe zog er den Collective Pitch, reduzierte dadurch die Sinkgeschwindigkeit deutlich, die Drehbewegung nach rechts setzte aber wieder ein. Gleichzeitig kollidierten die Rotorblätter mit einem Baum, wodurch die Sinkgeschwindigkeit kurz über dem Boden wie-der zunahm. Der anschließende heftige Aufschlag wurde zum Großteil vom Kufengestell und der Zelle aufgenommen. Alle Brüche im Bereich der Fußansteuerung des Anstellwinkels der Heckrotorblätter traten bei voll ausgetretenem linken Fußpedal im Zuge des Aufschlags am Boden auf. Durch den Aufschlag erfolgte eine deutliche Bewegung des Hauptrotormastes nach vorne, der die Trennung der Antriebswellen beider Triebwerke von den getriebeseitigen Ausgangswellen zur Folge hatte. Durch diese Trennung überdrehten die Triebwerke, was den vorgesehenen Bruch der Turbinenschaufeln zur Folge hatte.

3 Schlussfolgerungen 3.1 Befunde

• Die Voraussetzungen für die Verwendung des Luftfahrzeuges im Fluge waren zum Unfall-zeitpunkt gegeben.

• Schwerpunkt und Gesamtmasse lagen während des gesamten Unfallfluges im zulässigen Bereich.

• Zum Unfallzeitpunkt lag die rekonstruierte Gesamtmasse nahe der maximal zulässigen. Die Leistungsreserven des Hubschraubers zum Unfallzeitpunkt waren daher gering.

• Der Pilot war im Besitz der zur Durchführung des Rettungsfluges erforderlichen Berechti-gungen. Seine Flugerfahrung war ausreichend.

• Es gibt keinerlei Hinweise, dass das Wetter das Unfallgeschehen nennenswert beeinfluss-te.



• Der Sonnenstand zum Unfallzeitpunkt betrug: Sonnenazimut ca. 158°, die Höhe ca. 56°. Zum Kollisionszeitpunkt flog das Luftfahrzeug ca. in Richtung 232°.

• Von der zuständigen Baubehörde des Magistrats Salzburg war am 21.11.1979 die Kollau-dierungsanzeige erteilt worden.

• Die Dachlandefläche des Unfallkrankenhauses Salzburg war luftfahrtbehördlich als Hub-schrauberflugplatz nicht genehmigt.

• Dachlandeflächen die behördlich nicht als Hubschrauberflugplätze genehmigt wurden, kön-nen von Piloten trotzdem – wie bei jeder anderen Außenlandung - auf eigene Verantwor-tung benützt werden.

• Am 6.2.1981 fand eine Vorbegutachtung für das Luftfahrtverfahren betreffend eines Hub-schrauberlandeplatzes auf oder nahe des Unfallkrankenhauses Salzburg im Beisein eines Vertreters des Bundesministeriums für Verkehr als Oberste Zivilluftfahrtbehörde statt.

• Die festgestellten Mängel im Bereich der vorhandenen Dachlandefläche am UKH Salzburg betreffend einer möglichen Genehmigung entsprechend der Zivilflugplatzverordnung 1972 als Hubschrauberflugplatz wurden nie behoben.

• Beim herunter gebrochenen Stahlrohrausleger der Randeinfassung der Dachlandefläche wurde festgestellt, dass die vier Stahlbolzen, welche die Verbindung zur Dachlandefläche bilden, an den Schweißnähten teilweise durchgerostet waren.

• Die äußere Einfassung der Dachlandefläche war nicht durchgehend ausgebildet. • Bei der letzten Radarerfassung befand sich das Luftfahrzeug ca. 640 m von, und in einer

Flughöhe von ca. 527 ft über der Dachlandefläche. Die Geschwindigkeit betrug ca. 87,5 kt. • Beim Unfallflug wurden die Vorgaben eines Cat A Anfluges nicht eingehalten. • Die Entscheidung des Piloten nach dem Verlust der Heckrotorwirksamkeit und der plötzli-

chen Rechtsdrehung des Luftfahrzeuges den Collective Pitch nach unten zu drücken war richtig.

• Die Antriebswellen beider Triebwerke waren von den getriebeseitigen Ausgangswellen ge-trennt.

• Die Untersuchungen der Lackanhaftungen bestätigten die von Zeugen beobachtete Berüh-rung des Hubschraubers mit der seitlichen Einfassung der Dachlandefläche.

• Die untersuchte Treibstoffprobe stimmte mit der Referenzprobe überein. • Der Wert des Wassergehaltes des Getriebeöls war hoch, aber nicht unfallrelevant. • Beim Fenestron Actuator und dem Heckrotorgetriebe wurden keine vorbestandenen Män-

gel festgestellt. • Hinweise auf ein Ermüdungsversagen der gebrochenen CFK- Heckrotorwelle wurden trotz

umfangreicher Suche nicht gefunden. • Auf den Bruchoberflächen in der Pedalsteuerung, im „Control Rod“, in der SEMA- Steuer-

stange und im „Ball Bearing Control Cable“ konnten nur Gewaltbrüche festgestellt werden. • Bei den durchgeführten Detailuntersuchungen der beiden Freiläufe wurden keine die Funk-

tion beeinträchtigende Mängel festgestellt. • Zusammenfassend kann festgestellt werden, dass die Untersuchung des Hubschraubers

und der Triebwerke keine Hinweise auf vorbestandene technische Mängel ergaben.



3.2 Wahrscheinliche Ursachen Unstabilisierter Anflug- Geschwindigkeit hoch Durchstartmanöver- nicht durchgeführt Starke Neigung der Rotorebene- Eingeschränkte Sicht aus dem Cockpit Kollision mit der äußeren Randeinfassung der Dachlandefläche Verlust der Heckrotorwirksamkeit Kollision mit Baum Harte Landung

4 Sicherheitsempfehlungen A. Sofortmaßnahmen: 1. Stahlrohrausleger: Die Verwaltung des UKH Salzburg wurde von der UUB/LF informiert, dass bei dem von der Randeinfassung der Dachlandefläche des UKH weggebrochenen Stahlrohrauslegers die vier Stahlbolzen an der Schweißnaht teilweise durchgerostet waren und es der UUB/LF nicht bekannt ist, ob dies bei weiteren Stahlrohrauslegern auch der Fall ist. In ihrer Stellungnahme hat die Verwaltung des UKH Salzburg mitgeteilt, dass zwischenzeit-lich alle Stahlrohrausleger überprüft und für in Ordnung befunden wurden. Es sei jedoch auch beabsichtigt im Zuge von geplanten Adaptierungsmaßnahmen die Ausleger komplett zu erneuern bzw. eine Alternativkonstruktion umzusetzen. 2. Windsäcke: Der Verwaltung des UKH Salzburg wurde mitgeteilt, dass die Anordnung der Windsäcke am First des flachen Walmdaches optimiert werden sollte. Dem wurde zwischenzeitlich durch die Montage eines weiteren, erhöht angebrachten Wind-sackes im Bereich des Liftes Rechnung getragen. 3. Baumaßnahmen, Ausrüstung: Entsprechend der Stellungnahme der Verwaltung des UKH Salzburg soll die Landefläche bautechnisch adaptiert werden und zeitgleich die behördliche Bewilligung als Hubschrau-berlandeplatz, eingeschränkt auf Rettungsflugbetrieb, beantragt werden. Bei der zuständi-gen Behörde wurde bereits um Baubewilligung angesucht. Im Zuge dieser Adaptierungsmaßnahmen sollen auch die am Rande der Dachlandefläche angebrachten Flutlichtleuchten mit Bruchkupplungen ausgestattet werden. Mit der Fertig-stellung der Bauarbeiten sei im Herbst 2009 zu rechnen. B. Sicherheitsempfehlungen: EASA, Luftfahrtbehörde BMVIT: SE/UUB/LF/1/2009: Erweiterung der Mindestausrüstung: Die Mindestausrüstung von Hubschraubern, die für Rettungs-, Ambulanzflüge u.ä. einge-setzt werden, sollten in Hinblick auf eine Verbesserung der Ursachenfindung im Zuge der Untersuchung von Unfällen und schweren Störungen zumindest einfache Flugdatenaufzei-chungsgeräte umfassen.



EASA, Luftfahrzeughersteller: SE/UUB/LF/2/2009: Verbesserung der Sichtverhältnisse in Cockpits: Sichteinschränkungen aus dem Cockpit sollten durch weiter optimierte Anordnung von Schaltern, Instrumenten, Anzeigegeräten etc. (z.B. in Mittel-, Seiten- oder Deckenkonsolen, Verwendung von Head up Displays, verschieb-, verdreh- oder versenkbare Instrumenten-pilzteile o.a.) verringert werden. Luftfahrtbehörde BMVIT: SE/UUB/LF/3/2009: Schaffung von Hubschrauberflugplätzen bei Krankenanstalten u.ä.: Die Luftfahrtbehörde BMVIT sollte durch Veranlassung einer Änderung der § 9 und § 10 des Luftfahrtgesetzes (LFG) Außenlandungen und -abflüge auf Lande- und Dachlandeflä-chen von Krankenanstalten u.ä. grundsätzlich untersagen. Landungen und Abflüge mit Hubschraubern auf Lande- und Dachlandeflächen von Krankenanstalten u.ä. sollten nur auf luftfahrtbehördlich bewilligten Hubschrauberflugplätzen zulässig sein. Aufsichtsbehörde: SE/UUB/LF/4/2009: Mindestentfernungen der Anflughilfspunkte: In Flight Manuals von Hubschraubern sollten als Hilfestellung für die Piloten Mindestentfer-nungen der Anflughilfspunkte (z.B. bei Windstille) von der Landefläche angeführt sein. SE/UUB/LF/5/2009: Ausbildung der äußeren Randeinfassungen von Hubschrauberflugplätzen: Die äußeren Randeinfassungen von Hubschrauberflugplätzen auf Dachflächen sollten durchgehend ausgebildet werden, um bei Berührungen mit Luftfahrzeugteilen die Möglich-keit zusätzlicher Beschädigungen am Luftfahrzeug durch Hängen bleiben, Eindringen von Teilen der Randeinfassungen etc. hintanzuhalten. SE/UUB/LF/6/2009: Änderung der Aus- und Weiterbildung von Hubschrauberpiloten: Die Aufsichtbehörde sollte bei der Aus- und Weiterbildung von Hubschrauberpiloten ver-stärkt die Methodik zur Entscheidungsfindung im Hinblick auf die Durchführung von Fehlan-flugverfahren bei Außenlandungen einbeziehen.

Wien, am 12.2.2009

Der Untersuchungsleiter: Martin Müller



Anhang: Stellungnahmeverfahren: Entsprechend Abs (2) § 14 Unfalluntersuchungsgesetz, BGBI.Nr. 123/2005 in der geltenden Fas-sung ist für den Bereich Luftfahrt vor Abschluss eines Untersuchungsberichtes dem Halter des Luftfahrzeuges, dem Hersteller des Luftfahrzeuges und seiner Teile, der Flugbesatzung, der für die Flugsicherung zuständigen Stelle, dem Instandhaltungsbetrieb des Luftfahrzeuges, den für die Zivilluftfahrt und den Flugplatzbetrieb zuständigen Behörden und Unternehmen sowie den Beob-achtern nach §21 Abs 2 Gelegenheit zu geben, sich zu den für den Vorfall maßgeblichen Tatsa-chen und Schlussfolgerungen schriftlich zu äußern. Zu diesem Zweck ist der Entwurf des Untersu-chungsberichtes zu versenden. Entsprechend Abs. (3) sind begründete Stellungnahmen, die von den in Abs. 1 und 2 genannten Personen binnen der vom Untersuchungsleiter festzusetzenden Frist, die vier Wochen nicht unter-schreiten darf, übermittelt werden, sind im Untersuchungsbericht zu berücksichtigen und als An-hang beizufügen. Bei gegenständlichem Flugunfall wurde der Entwurf des Unfallberichtes an den Halter, den War-tungsbetrieb, den Hersteller des Luftfahrzeuges, dem Hersteller der Triebwerke, dem Hersteller der Freiläufe, der Deutschen Bundesstelle für Flugunfalluntersuchung (BFU), der Französischen Bureau d\'Enquêtes et d'Analyses pour la Sécurité de l'Aviation Civile (BEA), dem Unfallkranken-haus Salzburg, der Austro Control mbH. und der Obersten Zivilluftfahrtbehörde im Bundesministe-rium für Verkehr, Innovation und Technologie übermittelt. Von der Austro Control mbH., dem Hersteller der Freiläufe und dem Triebwerkshersteller langten keine Stellungnahmen ein. Die Stellungnahmen des Halters, der Deutschen Bundesstelle für Flugunfalluntersuchung, der Französischen Bureau d\'Enquêtes et d'Analyses pour la Sécurité de l'Aviation Civile, des Unfall-krankenhauses Salzburg und des Wartungsbetriebes wurden in den abschließenden Unfallbericht eingearbeitet. Die mündliche Stellungnahme der Obersten Zivilluftfahrtbehörde im Bundesministerium für Ver-kehr, Innovation und Technologie wurde in den abschließenden Unfallbericht eingearbeitet. Die Stellungnahme des Herstellers des Luftfahrzeuges wurden zum Großteil in den abschließen-den Unfallbericht eingearbeitet. Die begründeten Teile der Stellungnahmen denen die UUB/LF nicht, oder nur teilweise folgen konnte, finden sich in den anschließenden „Nicht berücksichtigten Stellungnahmen“. Nicht berücksichtigte Stellungnahmen (sind kursiv und grün dargestellt): Hersteller des Luftfahrzeuges: „(Seite 41)… Bei korrekter Anwendung des Kategorie A Landeverfahrens ist, wie aus Kapitel 9.1 des Flughandbuches ersichtlich, die Landefläche zwischen den Pedalen gut sichtbar.“



„Seite 41: Kapitel 2.10.2 Masse und Schwerpunkt: Hierzu ist unsere Meinung wie folgt: Der Hubschrauber befand sich innerhalb der vorgegebenen Werte und somit bestand keinerlei Einschränkung bezüglich der Manövrierbarkeit des Hubschrau-bers im normalen Bereich. Insofern ist unserer Meinung nach diese Bemerkung nicht relevant bzw. irreführend, da kein Zusammenhang mit dem Unfall selbst besteht. Man könnte diese Aussage auch so verstehen, dass der Unfall bei größerer Leistungsreserve nicht passiert wäre. Dies ist aber reine Spekulation. Außerdem bezieht er sich auf HOGE. In unserem Fall befinden wir uns aber über dem Helipad bzw. im Anflug auf selbiges mit erwähnenswerter Vorwärtsfahrt.“

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