Rapport d'enquête aéronautique A98H0003

Instruments de secours

  1. Indicateur d'assiette de secours
    1. Description
    2. Examen
    3. Conclusion
  2. Anémomètre/altimètre de secours
    1. Description
    2. Examen
    3. Conclusion
  3. Éclairage des instruments de secours
    1. Description
    2. Examen
    3. Conclusion
  4. Éclairage du compas de secours
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    2. Examen
    3. Conclusion

Indicateur d'assiette de secours

Description

L'indicateur d'assiette de secours (SAI) ou « horizon gyroscopique », installé sur l'avion immatriculé HB-IWF ayant subi l'accident, avait été fabriqué par Thomson-CSF Sextant (numéro de pièce H321BVM1). La boule d'affichage est divisée en deux couleurs : le bleu indique une assiette de montée, et le brun indique une assiette de piqué. L'alimentation électrique du SAI provient du bus batterie par l'intermédiaire du disjoncteur B1-865, situé en position C-01 sur le tableau de distribution supérieur. Le bus batterie est lui-même alimenté de façon redondante par les transformateurs-redresseurs (TR) 1, 2A, 2B, et 3.

À partir du disjoncteur B1-865, le fil B201-166-24 quitte la console supérieure et suit les chemins de câbles AMN, AMP, AMK, et AMH jusqu'à la broche N de P1/R5 329 située dans le tableau de coupure de l'alimentation avionique. Le fil B203-187-24 poursuit ensuite son chemin dans le compartiment avionique par les chemins de câbles ABC et RBP.

Le drapeau d'avertissement apparaît en cas de perte d'alimentation ou de chute de vitesse de rotation du rotor à moins de 18 000 tr/min. La vitesse de rotation du gyroscope du SAI est normalement de 23 000 tr/min ou plus. Le fabricant Sextant estime que le drapeau apparaît complètement en moins d'une seconde.

À 1 h 25 min 33 s, le copilote a fait allusion aux instruments de bord qui ne fonctionnaient plus de son côté, mentionnant qu'il devait consulter les instruments de secours. Le SAI est conçu pour fournir des renseignements fiables pendant les cinq à six minutes qui suivent une panne d'alimentation. Au bout de cinq à six minutes, le gyroscope commence à basculer avec une amplitude croissante. Après environ neuf minutes, le gyro peut se trouver dans n'importe quelle position, de sorte qu'il est impossible de savoir sa position finale.

Examen

Deux indicateurs d'assiette de secours (SAI) ont été repêchés : le SAI de rechange et le SAI installé. Le SAI de rechange faisait partie du lot de bord. Il a été identifié par son numéro de série, soit le numéro 9659, lequel correspond au numéro de série figurant dans l'inventaire des composants de l'avion (Aircraft Component Inventory) fourni par SR Technics. L'instrument était enveloppé dans un film à bulles d'air, et son connecteur électrique était recouvert d'un capuchon.

Même s'il manquait une partie de la plaque signalétique du SAI, certains éléments du numéro de pièce et du numéro de série étaient quand même lisibles : PN H321??? et SN 96??[1]. D'après les indications de l'inventaire des composants de l'avion, le SAI installé portait le numéro de série 9664. On a déterminé que le SAI portant le numéro de série 9664 avait totalisé 17 578 heures de vol, dont 5 269 depuis qu'il était passé au banc d'essai. Le SAI installé présentait des dommages dus à l'impact plus important que le SAI de rechange.

Le boîtier du SAI installé était extrêmement déformé; l'arrière du boîtier était enfoncé vers le bas à droite (vu de l'avant), de sorte que l'enveloppe constituant le boîtier était repliée quatre à cinq fois sur elle-même.

(Voir les photos « Boîtier du SAI - vue avant  » et
« Boîtier du SAI - vue latérale ».)

La plaquette dans laquelle se trouvait l'éclairage intégré au sommet de l'indicateur était déplacée, et certaines de ses parties avaient disparu. Le reste de la plaquette était encore relié à l'indicateur par deux conducteurs. Il n'y avait aucune des lampes intégrées. Le drapeau d'avertissement de panne et le bouton d'érection rapide (normalement situé dans le coin inférieur droit) étaient absents. Bien que la plus grande partie de l'électro-aimant qui actionnait le drapeau d'avertissement de panne n'ait pas été retrouvée, un morceau de cet électro-aimant était encore attaché au coin supérieur gauche du châssis. La maquette de l'avion n'a pas été retrouvée.

La boule d'affichage était coincée en place par le châssis déformé.

(Voir la photo « Boule d'affichage - châssis déformé ».)

L'assiette de l'avion dans laquelle la boule d'affichage s'est figée à l'impact a été estimée à 110° d'inclinaison à droite et à 20° en piqué. La boule présentait une marque entre la ligne d'assiette longitudinale de zéro degré et celle de 45°.

La boule présentait également une empreinte rouge très distincte de 9 mm de longueur et de 3 mm de largeur dont le quartier supérieur gauche était arrondi le long de la ligne repère de zéro degré d'assiette longitudinale.

(Voir la photo « Boule d'affichage - empreinte rouge ».)

La forme et la couleur de l'empreinte étaient similaires à celles du drapeau d'avertissement fluorescent d'origine. L'empreinte rouge était orientée vers le haut et le coin gauche, à l'endroit où le support du drapeau est fixé à l'électro-aimant. La distance entre l'extrémité arrondie de l'empreinte rouge et les restes de l'électro-aimant était de 32 mm. D'après les renseignements fournis par Sextant, la longueur totale du support du drapeau était de 32,2 mm ± 0,3 mm. Les dimensions du drapeau sont de 13,8 mm sur 4,5 mm.

La zone brune de la boule déformée présentait un ensemble d'empreintes noires distinctes.

(Voir la photo « Boule d'affichage - empreintes sur l'arrière de l'indicateur d'assiette ».)

L'extrémité de l'empreinte la plus proche de la ligne d'assiette longitudinale de zéro degré avait une forme rectangulaire particulière et elle mesurait 1,5 mm de largeur. La longueur approximative des empreintes était d'environ 25 mm. D'après la société Sextant, la maquette de l'avion (34 mm), et son support (16 mm) ont ensemble une longueur et une largeur approximatives de 50 mm et 1,5 mm respectivement. Le point d'attache de cet ensemble se trouve du côté droit du boîtier.

La boule présentait également une série d'empreintes noires circulaires qui correspondaient à la forme de la couronne d'indication de roulis. Ces empreintes noires s'étendaient de la ligne repère de cinq degrés de cabré, du côté gauche à la ligne repère de 65° de piqué, du côté droit. Le repère de roulis se trouvait sur la gauche de la boule d'affichage, à environ 110° de la verticale. La partie bleue de la boule située à droite du repère de roulis présentait une petite tache noire ayant approximativement la même largeur que le support du repère de roulis.

La boule a été retirée de l'indicateur; sa surface du côté directement opposé à la surface visible de l'instrument lorsque la boule est dans le boîtier présentait des marques circulaires particulières avec, au centre, une indentation. Toutes les marques étaient nettes.

Le carter du rotor de gyro sortait partiellement sur le côté du boîtier de l'instrument.

(Voir la photo « Carter du rotor de gyro - défaillance en torsion ».)

Le carter du rotor de gyro était encore maintenu en place par l'une des quatre vis qui restaient. Le carter présentait des dommages importants; certaines de ses parties étaient fracturées ou manquantes.

(Voir la photo « Carter du rotor de gyro - défaillance en torsion
(vue rapprochée)
 ».)

Le rotor en nickel cuivrique était recouvert d'une légère couche de produits de corrosion. La masselotte usinée du rotor se composait d'un cylindre ayant un diamètre de deux pouces et une épaisseur d'environ un pouce, avec une bordure à biseau simple. Une extrémité de l'arbre du rotor s'était rompue. La surface de la fracture de cet arbre présentait des signes de défaillance due à une surcharge en torsion avec abrasion massive de surface. Le rotor présentait des rainures en queue de comète, voisines de la bordure plate et du biseau de la masselotte. La bordure plate voisine du couvercle présentait trois rainures distinctes le long de la circonférence sur une distance de 45 mm. Chacune de ces rainures était située à 2 mm du rebord.

Deux autres rainures voisines du biseau avaient une apparence de fusion qui ne correspondait pas aux dommages mécaniques prévus ayant été causés au moment de l'impact. Le rotor de rechange repêché présentait le même type de rainures en surface. Selon Sextant, ces rainures se produisent lors du procédé d'équilibrage du rotor au moment de la fabrication. L'intérieur du carter de la masselotte du rotor présentait un certain nombre de zones d'éraflures légères et des marques de frottement dont un grand nombre avaient les caractéristiques des marques laissées par l'usinage de la circonférence externe de la masselotte. Le carter avait été usiné à partir d'un bloc massif d'aluminium et il présentait sur ses surfaces interne et externe des marques de machine-outil qui ressortaient à travers la peinture à l'aluminium. Ces marques de machine-outil étaient toutefois plus légères que celles qui étaient observées à la surface de la masselotte du rotor, et il était facile de distinguer les deux types de marque.

Le câblage électrique dans la zone de passage des fils du SAI avait été endommagé par l'incendie et la chaleur. Le fil B201-166-24, d'une longueur de 11 po, présentait des marques de suie mais aucune trace d'arc électrique. Quatre fils de calibre 24 AWG présentaient des marques d'arc électrique et de fusion. Un seul de ces fils a pu être identifié avec certitude comme provenant du circuit de détection incendie de la boucle A du moteur 2.

Conclusion

L'assiette de l'avion figée au moment de l'impact avec le plan d'eau a été estimée à 110° d'inclinaison à droite et à 20° en piqué. L'emprisonnement de la boule d'affichage et du repère de roulis par la structure environnante, ainsi que l'absence d'éléments indiquant que la boule et le repère s'étaient déplacés au cours de l'impact ou après celui-ci viennent appuyer la conclusion énoncée précédemment.

La surface de fracture de l'arbre du rotor présentait des signes de défaillance due à une surcharge en torsion. L'abrasion massive de surface observable sur l'arbre indique que la masselotte du rotor du gyroscope aurait continué à tourner après la rupture. Les rainures en queue de comète voisines de la bordure plate et du biseau de la masselotte correspondent aussi au maintien de cette rotation au moment de l'impact. Il n'a toutefois pas été possible de déterminer la vitesse de rotation.

La dernière vitesse anémométrique et la dernière altitude enregistrées par le FADEC du moteur 2 sont de 228 nœuds et 1 800 pi ASL respectivement. À une telle vitesse, le SAI aurait été écrasé en 50 ms de sorte que le drapeau n'aurait pas eu assez de temps pour passer de la position masquée à la position d'affichage. Comme le drapeau d'avertissement s'était figé en position d'affichage, on a déterminé qu'il se trouvait dans cette position avant l'impact. L'emplacement des empreintes rouges sur la boule appuient la conclusion que le drapeau était affiché avant l'impact.

Compte tenu de la présence d'empreintes sur la zone brune de la boule déformée et de leur emplacement, on a déterminé que ces empreintes avaient été laissées par la maquette fixe d'avion au moment de l'impact. On a également déterminé que les empreintes circulaires noires correspondant à la forme de la couronne d'indication de roulis provenaient de l'enfoncement de celle-ci dans la boule d'affichage. Les marques sur la zone bleue correspondent au déplacement du repère de roulis et de son support vers la gauche après son premier contact avec la surface de la boule.

On a déterminé que le cercle d'empreintes sur la surface de la boule provenait d'un contact avec les dents en forme de cloche du secteur denté avant de référence de tangage. L'indentation au centre des empreintes des dents d'engrenage correspondait à un contact avec le centre du secteur denté qui, lui aussi, a été poussé de force contre la boule. Compte tenu de l'aspect caractéristique des empreintes, on a déterminé que la boule s'était figée dans cette position au moment de l'impact.

On a démonté la boule de l'indicateur de rechange en vue d'obtenir une indication plus précise de l'assiette en tangage. La couronne d'indication de roulis du SAI installé a été placée sur la boule d'affichage de l'indicateur de rechange. Le côté gauche de la couronne d'indication de roulis s'alignait sur l'indication de cabré de 5° et, au milieu de la couronne d'indication de roulis, on estimait l'indication de piqué à 20°. Le SAI installé a également été comparé à un indicateur intact sur lequel le drapeau d'avertissement était complètement visible. Les résultats de cette comparaison ont confirmé la conclusion selon laquelle le drapeau d'avertissement était complètement visible au moment de l'impact.

(Voir la photo « Face avant d'un SAI intact - drapeau d'avertissement visible ».)

Bien qu'on ait déterminé que le drapeau d'avertissement était visible au moment de l'impact, il n'a pas été possible de déterminer à quel moment l'alimentation du SAI avait été coupée. Même si le rotor du gyroscope tournait à haute vitesse au moment de l'impact, il n'a pas été possible de déterminer de façon concluante que l'assiette indiquée représentait l'assiette réelle de l'avion au moment de l'impact.

Anémomètre/altimètre de secours

Description

L'ensemble anémomètre/altimètre de secours portant le numéro de pièce WL10AMS5 et le numéro de série AF768 avait été fabriqué par Smith Industries Aerospace et installé le 3 juillet 1997.

Examen

La roue graduée de l'anémomètre de secours est la seule partie qui a été récupérée de l'ensemble anémomètre/altimètre de secours. Cette roue graduée, un cylindre en aluminium, était considérablement déformée. On pouvait y observer deux indentations espacées d'environ 20 mm, aux marques de graduation de 80 nœuds et de 120 nœuds.

(Voir la photo « Anémomètre de secours - roue graduée ».)

Conclusion

En comparant la roue graduée de l'anémomètre récupérée et celle d'un anémomètre intact, on a déterminé que le cylindre passait directement devant deux montants de soutien espacés de 20 mm.

(Voir les photos « Anémomètre de secours de référence » et « Anémomètre de secours - montants de soutien ».)

En plaçant le cylindre de l'anémomètre de façon que les marques de graduation de 80 nœuds et de 120 nœuds soient alignées sur les montants de soutien, la marque de 300 nœuds se trouvait vis-à-vis le repère d'indication de vitesse.

Éclairage des instruments de secours

Description

Le même circuit électrique alimente l'éclairage intégral du SAI et celui de l'ensemble anémomètre/altimètre.

Dans des conditions normales, la tension de 115 V c.a. phase B du bus 1 est fournie par l'intermédiaire du disjoncteur B-523, libellé MAIN AND PED INSTR PNL LTG, en position A-13 sur le tableau de distribution principal inférieur. À partir du disjoncteur, le fil est acheminé à la prise/fiche P1/R5-490 du tableau de distribution principal inférieur. À partir de R5-490, le fil passe ensuite à R5/P1-433 dans le compartiment avionique. Le fil quitte ensuite le P1-433 pour se rendre à R5/P1-318 dans la console du commandant de bord. De R5-318, le fil se rend à la borne HV du contrôleur principal d'éclairage d'instruments dans la console de gauche. Ce fil alimente le contrôleur. Un deuxième fil part de la borne HV et aboutit au relais R2-211 du dispositif d'éclairage éclairage des instruments de secours. Ce relais est alimenté tant qu'une tension de 115 V c.a. est fournie par le bus 1 par l'intermédiaire du disjoncteur A-13.

Un transformateur dans le contrôleur d'éclairage abaisse la tension du courant qui passe par le disjoncteur B1-532 monté sur le panneau P1. À partir de ce disjoncteur, le fil, tout en demeurant à l'intérieur de la console de gauche, est acheminé au bornier S3-785. Un fil partant du bornier S3-785 est acheminé au contact A1 normalement ouvert du relais R2-211. Du contact commun A2 du relais R2-211, le fil est acheminé à R5/P1-337 dans la console du commandant de bord. Le fil quitte ensuite P1-337 pour se rendre au bornier S3-866 où il est remplacé par deux fils qui alimentent les deux dispositifs d'éclairage des instruments de secours.

En cas de panne de courant au bus 1 de 115 V c.a. ou de déclenchement du disjoncteur A-13, les dispositifs d'éclairage sont alimentés par le courant du bus d'urgence de 115 V c.a. de gauche qui passe par le disjoncteur B1-399, libellé STBY HORIZON ALTIM LTS BACK-UP et situé dans le tableau de distribution supérieur à la position C-1. À partir du disjoncteur C-1, le fil se rend jusqu'au panneau de commutation supérieur P1/R5-327, situé au-dessus du tableau de distribution avionique inférieur et au-dessus du poste de l'observateur. De R5-327, le fil se rend jusqu'à P1/R5-414 du compartiment avionique, dans la baie auxiliaire. À partir de R5-414, le fil parvient à P1/R5-318 dans la console du commandant de bord. De R5-318, le fil aboutit à la borne latérale T1-189 du transformateur abaisseur. Le fil provenant de l'autre borne latérale du transformateur se rend jusqu'au contact A3 normalement fermé du relais R2-211. Le bus de secours de gauche de 115 V c.a. alimente automatiquement l'éclairage des instruments de secours en cas de perte d'alimentation électrique au relais R2-211.

Le circuit d'alimentation normal de l'éclairage des instruments de secours est situé sous le plancher. Le tableau de distribution inférieur est situé sur la paroi arrière du poste de pilotage.

Examen

Comme le passage des fils ne se trouve pas dans une zone endommagée par l'incendie, il n'y a pas lieu de croire qu'il y ait eu panne d'alimentation électrique des dispositifs d'éclairage intégré.

Conclusion

Le drapeau d'avertissement était affiché avant l'impact et fort probablement éclairé par l'éclairage intégré. Les indications des instruments de secours auraient dû être visibles à moins que l'épaisseur de la fumée ait obscurci les instruments.

Éclairage du compas de secours

Description

Le compas de secours est situé au sommet du pare-brise, du côté gauche du montant central. Ce compas doit être abaissé pour pouvoir être consulté. L'éclairage du compas s'allume au moyen de l'interrupteur STBY COMP, situé sur le tableau supérieur de commande d'éclairage, directement au-dessus du compas. Cet interrupteur reçoit une tension de 28 V c.c. du bus 1 par l'intermédiaire du disjoncteur B1-736 situé en position D-13 sur le tableau de distribution inférieur.

Le fil B114-13-22 passe dans le chemin de câbles AFW, du disjoncteur jusqu'à P1-497/R5-497 situé sur le tableau de distribution principal inférieur. À partir de R5-497, le fil B102-508-22 passe par le chemin de câbles AAC jusqu'à R5/P1-424 du tableau supérieur de coupure d'alimentation, situé au-dessus du poste de l'observateur. Le fil B203-46-22 passe dans les chemins de câbles AMJ et AMK jusqu'au bornier S3-613 du tableau de commutation supérieur, et de là, jusqu'à R5/P1-204 (situé lui aussi sur le tableau de commutation supérieur) et, finalement, jusqu'à la broche 9 de l'interrupteur STBY COMP. Quand l'interrupteur STBY COMP est sélectionné, la broche 11 alimente l'éclairage du compas par l'intermédiaire de PI-204 et du bornier S3-613.

Examen

Certaines parties des fils du circuit d'alimentation de l'éclairage du compas passent par des zones endommagées par la chaleur, notamment derrière le tableau de distribution avionique, à proximité du tableau de commutation supérieur.

Conclusion

Il n'a pas été possible de déterminer si l'éclairage du compas de secours fonctionnait au moment de l'impact.


[1]    Les points d'interrogation (?) servent à indiquer les chiffres ou les lettres d'identification qui sont illisibles.