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Rapports du BST publiés récemment

Icon - Rapports du BST publiés récemment

NDLR : Les résumés suivants sont extraits de rapports finaux publiés par le Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST). Ils ont été rendus anonymes et ne comportent que le sommaire du BST et des faits établis sélectionnés. Dans certains cas, quelques détails de l’analyse du BST sont inclus pour faciliter la compréhension des faits établis. Pour de plus amples renseignements, communiquer avec le BST ou visiter son site Web à l’adresse http://www.tsb.gc.ca/.

Rapport final n° A05W0059 du BST — Défaillance d’un composant (cornière de fixation de l’aile au fuselage)

Le 12 avril 2005, un Lockheed L382G Hercules quitte High Lake à destination de Yellowknife (T.N.-O.); à bord se trouvent quatre membres d’équipage. À 11 h 39, heure avancée des Rocheuses (HAR), soit quelque 10 min après le départ, l’avion passe 18 000 pi en montée quand l’équipage entend une violente détonation provenant de l’espace réservé au fret. En examinant le compartiment à fret, l’équipage entend un bruit d’air qui s’échappe du côté gauche de ce compartiment et découvre, dans la cornière de fixation gauche de l’aile au fuselage (cornière longitudinale), une crique dont la longueur est estimée à 24 po et la largeur à environ un demi-pouce.

Lorsque l’équipage de conduite apprend qu’il s’agit d’une défaillance structurale majeure, l’avion est mis en palier au niveau de vol 230 et dépressurisé. La vitesse est réduite à 180 KIAS (vitesse indiquée en nœuds), une situation d’urgence est déclarée et tous les membres d’équipage mettent leur masque à oxygène. L’avion reste en palier pendant environ 5 min puis descend au FL 220, compte tenu de la direction du vol, et y reste pendant quelque 35 min. Par la suite, l’équipage de conduite descend à 10 000 pi pour s’assurer de ne pas manquer d’oxygène. À ce moment-là, la crique n’est plus visible. À l’approche de Yellowknife, l’avion est ralenti à 140 KIAS (plutôt que 170 KIAS) au moment de la sortie du train d’atterrissage. L’avion se pose en toute sécurité à 13 h 12 HAR, volets rentrés. Le personnel et l’équipement des services de sauvetage et de lutte contre les incendies d’aéronefs sont en attente, prêts à intervenir. Personne n’est blessé.

Les flèches indiquent la crique dans la cornière de fixation

Les flèches indiquent la crique dans la cornière de fixation

Fait établi quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une crique de fatigue est apparue et s’est propagée dans l’arrondi de la cornière de fixation gauche, à la référence fuselage (FS) 577, ce qui a entraîné une défaillance de ce composant. La réparation de la cornière de fixation gauche de l’aile au fuselage qui avait été accomplie en 1987 à la FS 497 a prolongé la durée de vie en service de ce composant alors qu’il n’existait aucune méthode adaptée de détection des criques à la FS 577.

Faits établis quant aux risques

  1. Le bulletin de service (BS) 382-53-61/82-752, tant la version originale que les révisions 1 et 2, ne traite pas du remplacement des cornières déjà réparées, ce qui augmente les risques que les L-382 ou C-130 portant les numéros de série 4383 à 5305 qui sont exploités alors que leurs cornières ont été réparées, connaissent une défaillance en vol de leurs cornières de fixation à la FS 577.
  2. La réparation approuvée provenant d’un Designated Engineer Representative ou DER  (représentant technique désigné) et concernant la FS 497 a fait retrouver sa résistance originale à la cornière de fixation droite; toutefois, l’approbation de la réparation ne comprenait pas de programme suivi de maintenance portant sur la détection de criques à la FS 577, d’où une augmentation des risques d’apparition de criques dans la cornière de fixation à la FS 577 à cause de la prolongation de la durée de vie en service.

Autre fait établi

  1. Compte tenu de sa configuration et de son étalonnage, le dispositif de pesée constitué de bascules électroniques à tablier de type surbaissé ayant servi à peser l’avion n’était pas adapté à la pesée du Lockheed L382.

Mesures de sécurité prises
Le 9 mai 2005, le Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST) a envoyé un avis de sécurité aérienne (A050011-1) à Transports Canada afin de lui suggérer de faire connaître aux autres exploitants civils et militaires de L382/C-130 les circonstances de cet incident. Cet avis suggérait également aux instances de réglementation et à l’avionneur d’envisager de forcer les exploitants à remplacer les cornières de fixation réparées et à fixer un nombre de cycles ou une durée de vie en service pour les cornières de fixation des L382/C-130 construits avant l’appareil portant le numéro de série 5306.

Transports Canada a répondu à l’avis de sécurité aérienne le 29 septembre 2005. La lettre mentionnait que l’avion en cause est le seul exemplaire de la version civile de ce type immatriculé et exploité au Canada, et que l’exploitant s’est conformé à la mesure recommandant de remplacer les cornières de fixation. Cette lettre indiquait également que les renseignements fournis par le BST avaient été transmis à l’autorité responsable de la conception, la Federal Aviation Administration des états-Unis, ainsi qu’au ministère de la Défense nationale du Canada, lequel exploite des versions militaires de cet avion.

Après cet incident, l’exploitant a remplacé les cornières de fixation droite et gauche de l’avion en question.

À la suite de cet incident, Lockheed Martin a publié la révision 3 du BS 382-53-61/82-752 en date du 4 août 2005. Cette révision 3 indique spécifiquement qu’il faut procéder à une inspection visuelle des cornières de fixation de l’aile au fuselage des avions concernés, et ce, dans les 30 jours après réception du BS, le but étant de déterminer si des réparations ont été faites, et qu’il faut remplacer dans les 365 jours toute cornière de fixation déjà réparée.

Le bureau de la certification des aéronefs de la FAA à Atlanta évalue actuellement ce bulletin de service et l’historique du problème afin de déterminer si d’autres exigences réglementaires s’imposent.



Rapport final n° A05P0080 du BST — Incendie en vol

Le 22 avril 2005, un Piper PA-31-350 effectue un vol de transport de fret régulier entre Nanaimo (C. B.) et l’aérogare civile située du côté sud de la base aérienne de Comox (C. B.). Les membres de l’équipage établissent la communication avec la tour de Comox au moment où ils se trouvent à une altitude de quelque 2 000 pi à la verticale de l’île Hornby, à 12 NM au sud-est de Comox, et ils demandent l’autorisation d’effectuer un exercice d’approche alignement arrière à l’aide du radiophare d’alignement de piste vers la piste 30, suivi d’un virage pour atterrir sur la piste 18. L’autorisation est accordée et le vol en rapprochement se poursuit.

Au moment où l’avion se trouve à environ deux milles du seuil de la piste 30, l’équipage déclare une situation d’urgence reliée à l’incendie du moteur droit de l’avion. La tour met en alerte les équipes d’intervention d’urgence de l’aéroport et demande à l’équipage de lui fournir les renseignements standard à l’égard du nombre de personnes à bord et de la quantité de carburant restante. Moins de 30 secondes après le signalement initial de la situation d’urgence par l’équipage, l’avion est enveloppé par les flammes. Peu après, à 7 h 41, heure avancée du Pacifique (HAP) l’avion passe sur le dos et s’écrase au sol dans une assiette de piqué prononcé, avec l’aile gauche basse. L’appareil se désintègre et brûle. Les deux membres d’équipage sont mortellement blessés.

Piper PA-31-350

Analyse
Les traces laissées par l’incendie dans le compartiment des accessoires du moteur droit ainsi que l’inspection et les essais des composants touchés laissent croire qu’un joint de plaque de convertisseur du filtre à huile moteur s’est rompu, ce qui a permis à l’huile moteur sous pression de fuir et d’asperger le compartiment moteur. L’huile moteur s’est ensuite enflammée, sans doute au contact des composants chauds du turbocompresseur et du circuit d’échappement.

Le joint rompu provenait d’un lot de joints défectueux qui était entré dans le système d’approvisionnement aéronautique en 1999. La mesure corrective visant à éliminer ces joints devait être exécutée avant le 1er  octobre 2003, conformément aux exigences de la consigne de navigabilité (CN) 2002-12-07. Toutefois, malgré l’intention de la CN et l’existence d’autres mesures de protection de nature réglementaire, le joint inapproprié est demeuré dans le moteur de l’avion en cause. Il a été impossible de déterminer la provenance du joint et la date de son installation.

Comme il n’y a pas de système d’alarme d’incendie moteur sur cet avion, l’équipage devait s’en remettre aux indications d’autres systèmes pour déterminer si un feu s’était déclaré. Le fait de devoir se fier à des indications secondaires de l’incendie a pour effet de retarder le moment où l’équipage peut identifier un incendie et prendre les mesures appropriées. Dans le cas présent, on peut supposer que les membres d’équipage ignoraient qu’un moteur était en feu au moment où ils ont demandé l’autorisation de faire un exercice d’approche, et qu’ils ne l’ont constaté que juste avant de déclarer la situation d’urgence.

Joint de plaque de convertisseur du moteur droit

Joint de plaque de convertisseur du moteur droit

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. À un certain moment après le 1er  avril 1999, un joint défectueux (réf. LW-13388) a été monté sur le moteur en cause.
  2. La mesure de la CN 2002-12-07 qui exigeait de s’assurer du remplacement des anciens joints de plaque de convertisseur par de nouvelles pièces n’a pas été exécutée sur le moteur en cause.
  3. Le joint inapproprié de la plaque de convertisseur du filtre à huile situé dans le compartiment du moteur droit s’est rompu, l’huile sous pression a donc aspergé le compartiment moteur et elle s’est ensuite enflammée au contact des composants chauds du turbocompresseur et du circuit d’échappement.
  4. Le robinet d’arrêt carburant de cloison pare-feu est demeuré en position ouverte, ce qui a permis aux pompes d’appoint de continuer à alimenter en carburant sous pression la pompe entraînée par moteur.
  5. La pompe carburant entraînée par moteur a été soumise à une chaleur intense provoquée par l’incendie initial alimenté par l’huile, ce qui a fait fondre le corps de la pompe et a permis au carburant sous pression d’alimenter l’incendie qui s’est intensifié.
  6. Les flammes ont pénétré à l’intérieur du réservoir de carburant principal, du côté intérieur du moteur, et l’avion a subséquemment été entièrement enveloppé par les flammes.

Faits établis quant aux risques

  1. On sait que des joints inappropriés de plaque de convertisseur, identifiés par le numéro de pièce LW-13388, sont demeurés dans le système aéronautique après la date finale d’exécution des mesures correctives stipulée dans la CN 2002-12-07.
  2. Les exigences de la CN 2002-12-07 ne sont pas toujours entièrement respectées, notamment en regard du vibro-matage de la plaque et des procédures de collage du joint.

Mesures de sécurité prises
Pendant le déroulement de l’enquête, Transports Canada a confirmé, après avoir consulté la Federal Aviation Administration (FAA) des états-Unis, que l’intention de la CN 2002-12-07 était bien d’inclure TOUS les moteurs remis à neuf ou révisés. En effet, l’intention était d’étendre l’applicabilité de la CN pour faire en sorte que tous les joints touchés (de l’ancien modèle) identifiés par la référence LW-13388 soient retirés du service, expurgés du système et remplacés par les nouveaux joints identifiés par la référence 06B23072, conformément à la partie II ou à la partie III du supplément 1 de Textron Lycoming au bulletin de service obligatoire (MSB) 543A.

Transports Canada a fait parvenir une Alerte de difficultés en service (AL-2005-08), en date du 17 octobre 2005, à tous les propriétaires, exploitants et ateliers de révision afin de porter à leur attention les dangers identifiés dans le présent rapport. Cette alerte avait pour objectif de s’assurer que tous les propriétaires/exploitants et ateliers de révision des moteurs concernés par la CN 2002-12-07 aient pris les mesures suivantes :

  • S’assurer de la conformité avec toutes les exigences stipulées dans la CN;
  • Intégrer la révision la plus récente du MSB 543 de Lycoming;
  • S’assurer que tous les joints de plaque de convertisseur, réf. LW-13388, soient éliminés des inventaires de pièces de rechange.


Rapport final n° A05C0109 du BST — Amerrissage dur et capotage

Le 18 juin 2005, de retour d’une excursion de pêche qui a débuté la veille, l’hydravion Stinson 108-1 se rend du lac Rock (Man.) jusqu’à l’hydrobase de Burntwood River située à Thompson (Man.). Les conditions météorologiques pour la région de Thompson sont inférieures aux limites permettant le vol selon les règles de vol à vue de jour et le vent souffle en rafales. Vers 15 h 30, heure avancée du Centre (HAC) le pilote effectue une approche afin d’amerrir en vent arrière et il se pose brutalement à la surface de l’eau. Au premier impact, l’hydravion rebondit, puis il remonte de quelque 30 pi dans les airs avant de capoter au moment du second toucher. Il s’immobilise à l’envers et subit des dommages importants. Les passagers tentent en vain de secourir le pilote, mais celui-ci subit des blessures mortelles. Les deux passagers subissent des blessures mineures, mais ils arrivent à évacuer l’avion à l’envers et à nager jusqu’au rivage.

Hydravion Stinson 108-1

Autres renseignements de base
L’approche finale à l’amerrissage s’est effectuée en direction du village de Thompson, à un cap de quelque 230°, directement en vent arrière. Amerrir en vent arrière augmente la vitesse et, par conséquent, les forces d’impact avec lesquelles l’avion entre en contact avec la surface d’amerrissage. La vitesse d’approche était de quelque 100 mi/h, bien supérieure à la vitesse d’approche normale de 75 mi/h. À l’amerrissage, il n’y a eu aucun arrondi perceptible avant le contact avec la surface de l’eau.

Analyse
L’amerrissage à une vitesse d’approche de quelque 100 mi/h et dans un vent arrière de 23 mi/h a presque doublé la vitesse normale de poser de l’avion et grandement augmenté les forces d’impact au contact avec la surface de l’eau, lesquelles forces d’impact ont dû être amplifiées davantage par les conditions d’eau agitée qui prévalaient au moment de l’accident. Les forces exercées lors de cet amerrissage en particulier étaient suffisantes pour provoquer la rupture en surcharge des ferrures de fixation des flotteurs.

Cet avion était exploité sans que l’on tienne dûment compte de plusieurs règlements et pratiques sécuritaires conçus pour assurer la sécurité de l’équipage, des passagers et des autres aéronefs. Les passagers n’étaient pas assis et attachés de façon sécuritaire; l’approche a été effectuée en vent arrière, ce qui a donné lieu à un amerrissage dur à vitesse élevée; les conditions météorologiques qui prévalaient étaient inférieures à celles requises pour un vol VFR dans une zone de contrôle; les intentions du pilote n’ont pas été transmises sur la fréquence radio obligatoire; et l’ATC ainsi que l’équipage d’un aéronef qui volait selon les règles de vol aux instruments ignoraient que le Stinson volait dans la zone de contrôle de Thompson.

En l’absence de témoin, de communication avec l’ATC et de signal d’ELT, il a fallu attendre près de trois heures avant que l’accident soit signalé.

Trajectoire de vol

Trajectoire de vol

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Le pilote a effectué l’approche à une vitesse élevée, dans un vent arrière soufflant à 23 mi/h, et il a amerri en eau agitée, ce qui s’est traduit par un amerrissage dur.
  2. Les forces d’impact à l’amerrissage ont provoqué la rupture des ferrures de fixation des flotteurs; les flotteurs de l’avion se sont enfoncés dans l’eau, et l’avion a capoté.

Faits établis quant aux risques

  1. Les transmissions requises sur la fréquence obligatoire n’ont pas été effectuées, ce qui a engendré un risque de collision entre le Stinson et l’appareil qui volait selon les règles de vol aux instruments.
  2. L’avion volait dans une zone de contrôle où prévalaient des conditions météorologiques qui étaient inférieures aux limites admissibles pour un tel vol.
  3. L’avion volait dans une zone de contrôle sans avoir reçu de la part du contrôle de la circulation aérienne (ATC) l’autorisation spéciale requise pour voler selon les règles de vol à vue.
  4. Le pilote et le passager qui prenait place dans le siège avant ne portaient pas leur ceinture de sécurité, ce qui a augmenté les risques de blessures graves.
  5. Le passager qui prenait place à l’arrière ne disposait ni d’un siège ni d’un dispositif de retenue appropriés.

Autre fait établi

  1. L’absence d’une radiobalise de repérage d’urgence fonctionnelle à bord de l’avion et le fait que l’on ignorait que l’avion se trouvait dans la région de Thompson ont empêché l’ATC de prévenir les services d’urgence. Par conséquent, le personnel d’urgence n’a pas répondu à l’accident.


Rapport final n° A05C0153 du BST — Perte d’espacement

Le 9 août 2005, un Boeing 747-400 ayant à son bord 19 membres d’équipage et 364 passagers, en route de Francfort (Allemagne) à Vancouver (C.-B.), se trouve au niveau de vol 340 sur une trajectoire convergente avec un Airbus 340-500, ayant à son bord 8 membres d’équipage et 204 passagers, en route de Toronto (Ont.) à Hong Kong, et qui se trouve aussi au niveau de vol 340. Les deux avions se croisent vers 11 h 14, heure avancée des Rocheuses (HAR), selon un espacement de 10 min entre eux dans une région où l’espacement minimum entre deux appareils se trouvant sur des trajectoires convergentes à la même altitude est de 15 min.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une pénurie de contrôleurs au centre de contrôle régional d’Edmonton (ACC) a mené à des pratiques de confection d’horaires qui ont nui aux périodes de repos efficaces. Les trois contrôleurs en question étaient fort probablement fatigués à cause de ces pratiques.
  2. La fatigue des contrôleurs a probablement été un facteur qui les a empêchés de déceler les erreurs des plans de vol ainsi que le numéro de référence de repères (FRN) et les repères incorrects.
  3. Les repères et la route sur les fiches de progression de vol étaient présentés sous différents formats et sous une séquence de lecture différente. Cette situation, combinée aux différents formats des comptes rendus de position, a rendu plus difficile la détection du FRN et des repères incorrects.
  4. L’attribution d’un suffixe « M » à l’indicatif d’appel du Boeing 747 a probablement distrait les contrôleurs lors de la tâche de configuration du plan de vol et des comptes rendus de position subséquents. Cette distraction a réduit la capacité des contrôleurs à déceler le FRN et les repères erronés.
  5. Comme il n’existait aucune procédure de contre-vérification de l’exactitude des données pour l’activation du plan de vol, les contrôleurs étaient probablement plus susceptibles de s’en remettre à la vigilance normale des autres contrôleurs pour déceler les erreurs.

Faits établis quant aux risques

  1. Le manque de communication contrôleur-pilote directe et continue dans l’espace aérien du Nord du Canada contrôlé sans couverture radar se traduit par des retards dans les communications.
  2. Les périodes de repos minimales des contrôleurs sont régies par des conventions collectives et le Code canadien du travail; ces derniers permettent des périodes de repos occasionnelles d’à peine huit heures sans prévoir de temps additionnel pour les déplacements, les repas et l’hygiène personnelle. Cette situation augmente le risque de fatigue chez les contrôleurs découlant d’une période de sommeil totale réduite.

Autre fait établi

  1. L’écran d’affichage de situation du système d’affichage de l’espace aérien du Nord (NSiT) ne vérifie pas la conformité des routes ni n’alerte les contrôleurs si un avion suit une route qui n’a pas été programmée dans le NSiT.

Mesures de sécurité prises
Transports Canada a publié un modificatif à l’article 12.7.1.3 de la section RAC de son Manuel d’information aéronautique (AIM de TC) exigeant que les pilotes utilisent les coordonnées de latitude et de longitude réglementaires lorsqu’ils communiquent des comptes rendus de position si les points de compte rendu obligatoires ne sont pas nommés.

Le 27 juin 2006, l’ACC d’Edmonton a publié une directive à l’intention des sous-unités de l’espace aérien supérieur du Nord et l’espace aérien Shield exigeant que le contrôleur qui active le plan de vol du système d’affichage de l’espace aérien du Nord (NADS) vérifie le champ des repères par rapport à la route du plan de vol pour assurer que la configuration est exacte.

NAV CANADA a mis en œuvre les initiatives suivantes pour corriger les problèmes de dotation dans la sous-unité de l’espace aérien supérieur du Nord :

  • Le secteur Bison a été réattribué à une autre sous-unité pour permettre de réduire le nombre de secteurs dans la sous-unité de l’espace aérien supérieur du Nord;
  • Des contrôleurs ont été déployés à partir de sous-unités voisines dans la sous-unité de l’espace aérien supérieur du Nord pour que la disponibilité du personnel augmente en périodes de pointe;
  • De la formation au sein de la sous-unité est en cours;
  • Un processus de listes de volontaires en cas de temps supplémentaire a été mis en œuvre qui permet aux contrôleurs de se porter volontaires pour des quarts de travail vacants. S’il n’y a pas de volontaires, les quarts de travail en temps supplémentaire sont attribués conformément à la convention collective conclue entre NAV CANADA et l’Association canadienne de contrôle du trafic aérien (ACCTA);
  • Une équipe de confection des horaires a été créée dans la sous-unité de l’espace aérien supérieur du Nord qui examinera les horaires futurs et tiendra compte des intérêts de chaque contrôleur dans le processus de confection des horaires. Ce processus doit être conforme à la convention collective conclue entre NAV CANADA et l’ACCTA ainsi qu’aux exigences du Code canadien du travail, et il doit aussi tenir compte des besoins du personnel opérationnel.

Depuis l’événement, les communications directes contrôleur-pilote ont été améliorées dans les sous-unités de l’espace aérien supérieur du Nord et de l’espace aérien Shield de la façon suivante :

  • Douze nouvelles fréquences sont en service;
  • Deux fréquences ont été modifiées en fréquences à grande portée;
  • Deux nouvelles fréquences entreront en service en juillet 2008 sur l’île de Baffin, laquelle se trouve dans le voisinage de l’endroit où s’est produit l’événement.

NAV CANADA est en train de revoir le système de traitement des données de vol de l’espace aérien du Nord pour gagner certains avantages :

  • Le formatage des fiches de progression de vol tiendrait compte des estimations des pilotes, des suffixes d’équipement et uniquement des repères requis pour un secteur donné;
  • Il y aurait réduction de la charge de travail de coordination entre les sous-unités NADS actuelles et réduction du temps de formation pour les nouveaux contrôleurs en raison de la combinaison des sous-unités NADS;
  • L’information serait transférée du plan de vol au système, réduisant par le fait même les erreurs de configuration de plans de vol de la part des contrôleurs.


Rapport final n° A06Q0114 du BST — Perte de maîtrise et collision avec le relief

Le 8 juillet 2006, un Cessna U206F sur flotteurs effectue un vol selon les règles de vol à vue avec un pilote, un élève-pilote et un passager à son bord. Vers 11 h 25, heure avancée de l’Est (HAE), l’appareil décolle du lac du Pasteur (Qc) et poursuit sa course à basse altitude au-dessus de la surface de l’eau pendant quelques secondes. À une trentaine de pieds au-dessus de la surface du lac, l’appareil effectue un virage de 90º vers la gauche et se dirige directement vers le quai de départ où se trouvent ses propriétaires. À une centaine de pieds au-dessus du quai, l’aéronef est cabré et semble instable. Dans les mêmes instants, l’aile droite pointe vers le sol, puis l’avion se met en piqué et s’écrase dans les arbres quelque 300 pi plus au sud.

Un témoin accourt jusqu’au site de l’écrasement. De la fumée émane de l’épave. Quelques minutes plus tard, des flammes apparaissent à l’emplanture de l’aile droite. L’incendie qui ne peut être maîtrisé avec un extincteur se propage à la cabine et au reste de l’appareil. Les trois occupants perdent la vie dans l’accident.

Carte topographique du lac du Pasteur indiquant la trajectoire de l’aéronef avant l’accident

Carte topographique du lac du Pasteur indiquant la trajectoire de l’aéronef avant l’accident

Analyse
L’examen de l’épave n’a permis de découvrir aucune anomalie ou défaillance du moteur ou des systèmes de l’appareil. Rien n’indique qu’il y ait eu une situation d’urgence ou que l’appareil ait présenté des problèmes avant l’impact. Les dommages observés sur l’épave correspondent à une perte de contrôle à la suite d’un décrochage. Le décrochage s’est produit à une centaine de pieds au-dessus du sol, une altitude trop basse pour permettre un redressement.

La trajectoire de décollage choisie était plus courte que la trajectoire privilégiée par les pilotes locaux. Ainsi, la trajectoire de montée initiale avant le franchissement des obstacles était moins longue. En conséquence, à un point donné, l’appareil était moins haut au-dessus des obstacles que s’il avait amorcé sa course à l’extrémité du lac. L’enquête n’a pas permis de déterminer pourquoi le pilote n’a pas suivi la trajectoire de décollage suggérée par le propriétaire du quai.

Normalement, après avoir pris son envol, l’appareil aurait dû effectuer un virage de 60° vers la gauche pour se diriger vers l’ensellement au sud du lac afin de poursuivre sa montée au-dessus du relief le moins élevé. Toutefois, l’hydravion n’a pas interrompu son virage lorsqu’il était vis-à-vis l’ensellement; il a poursuivi son virage jusqu’à ce qu’il fasse face au quai de départ qu’il a survolé quelques instants plus tard. À la lumière de ces faits, il est raisonnable de penser que le pilote aux commandes a exécuté cette manœuvre afin de survoler le quai qu’il venait de quitter.

Le virage à gauche a placé l’appareil en vent arrière, à basse altitude, face à un relief plus haut que s’il s’était dirigé vers l’ensellement. Il est possible que ces conditions aient incité le pilote aux commandes à augmenter l’assiette de l’avion, diminuant ainsi par inadvertance la vitesse. Le décrochage peut donc être attribué à la combinaison de ces facteurs qui ont éliminé l’écart entre la vitesse de l’avion et la vitesse de décrochage dans des conditions favorables aux illusions d’optique créées par la dérive et associées au vol face à un relief ascendant.

Après avoir viré en vent arrière, la vitesse sol a augmenté, réduisant ainsi l’angle de montée et allongeant la trajectoire de montée. En conséquence, les performances de montée étaient diminuées. L’hydravion a survolé le quai à une hauteur qui ne permettait pas de franchir le relief. Il est possible qu’à cause de son manque de familiarité avec les lieux, le pilote aux commandes a sous-estimé les distances et les effets du vent sur les performances de l’appareil.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. La trajectoire de vol en direction du quai a placé l’appareil en vent arrière face à un versant de montagne dont la hauteur dépassait les performances de montée de l’hydravion.
  2. L’appareil a décroché dans des conditions favorables aux illusions d’optique créées par la dérive et associées au vol face à un relief ascendant; l’altitude était trop basse pour permettre un redressement.


Rapport final n° A06W0111 du BST — Perte de maîtrise et collision au sol

Le 11 juillet 2006, un Piper PA-34-200T Seneca II privé quitte l’aéroport du centre-ville d’Edmonton, en Alberta, à 11 h 31, heure avancée des Rocheuses (HAR), pour un vol à destination de Prince George (C.-B.). Alors que l’avion vole en croisière dans le voisinage de Hinton (Alb.), le moteur droit (Teledyne Continental LTSIO-360-EB, numéro de série 266232-R) perd de la puissance. Le pilote déclare une situation d’urgence et tente une approche et un atterrissage sur un seul moteur à l’aéroport d’Edson. En courte finale pour la piste 25, il perd la maîtrise de l’avion, et ce dernier heurte la clôture de l’aéroport pour venir s’immobiliser tout juste avant le seuil de piste. Le pilote est grièvement blessé, et les trois passagers subissent des blessures légères.

Piper PA-34- 200T

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une crique superficielle sur le vilebrequin, qui aurait dû être décelée par contrôle magnétoscopique, est passée inaperçue lors de deux inspections distinctes.
  2. Le vilebrequin s’est rompu à la suite de la prolongation en surcharge d’une crique ayant pris naissance en un point sous la surface et allant au congé de raccordement entre le palier lisse du maneton n° 1 et la joue du maneton n° 2, ce qui a causé une perte de puissance complète du moteur droit.
  3. Le pilote a tenté d’exécuter une approche sur un seul moteur d’une manière semblable à celle à laquelle il s’était récemment exercé alors qu’il pilotait un jet d’entraînement monomoteur hautes performances de type militaire. L’écart par rapport aux procédures du manuel de vol et aux exercices courants d’approche sur un seul moteur a causé la perte de maîtrise et la collision avec le sol.

Fait établi quant aux risques

  1. La personne responsable de la maintenance, qui n’était pas titulaire d’une certification d’essais non destructifs (END) de niveau 2, a effectué sans surveillance le contrôle magnétoscopique à la suite de l’impact d’hélice.

Rupture du vilebrequin du moteur LTSIO-360

Rupture du vilebrequin du moteur LTSIO-360

Mesure de sécurité prise
L’atelier de révision a effectué une revue interne de l’assurance qualité de ses procédures, de ses techniques et de son matériel d’END pour assurer qu’il était conforme aux normes en vigueur.



Rapport final n° A06W0139 du BST — Perte de maîtrise et collision avec le relief

Le 16 août 2006, un Cessna 337C effectue un vol en vertu de la sous-partie 703 du Règlement de l’aviation canadien. Il décolle de Fort Good Hope (T.N.-O.) à 12 h 50, heure avancée des Rocheuses (HAR), pour effectuer un vol à vue à destination de Norman Wells (T.N.-O.). À 14 h 35, la compagnie signale à la station d’information de vol de Norman Wells que l’avion est en retard, et des recherches aériennes et par radio sont entreprises. L’épave est localisée à 16 h 16, à 23 NM environ à l’est de Fort Good Hope. Le pilote et les cinq passagers ont subi des blessures mortelles et l’avion a été détruit. Il n’y a pas eu d’incendie après impact.

épave du Cessna 337

Analyse
Les conditions météorologiques dans la région comprise entre Fort Good Hope et Norman Wells et les conditions rencontrées par le pilote au cours de son récent vol à destination de Fort Good Hope indiquent qu’il a probablement rencontré des conditions météorologiques de vol aux instruments (IMC) peu après le décollage de Fort Good Hope. On n’a pu déterminer si la descente de l’avion à partir de 3 500 pi ASL était due à des actions du pilote ou à des conditions environnementales externes. Avant d’atteindre 2 000 pi ASL, l’avion s’est mis en cabré, ce qui s’est traduit par une perte de vitesse. La courte traînée de l’épave, les dommages importants dans le plan vertical et l’angle de la trajectoire de vol à travers les arbres sont compatibles avec un décrochage aérodynamique de l’avion.

Fait établi quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Pour des raisons indéterminées, l’avion est descendu de son altitude en route, il a effectué un décrochage aérodynamique et il a percuté le sol.

Autres faits établis

  1. Les enquêteurs n’ont pu déterminer pour quelles raisons l’avion était sorti de la plage de vol contrôlé. L’avion n’était pas équipé d’un enregistreur de vol, lequel aurait pu permettre aux enquêteurs de reconstituer les circonstances qui ont mené à l’accident.
  2. L’avion n’était pas équipé d’un système d’avertissement et d’alarme d’impact, et la réglementation n’exigeait pas qu’il en soit équipé. Ce système aurait pu fournir des renseignements supplémentaires concernant les positions verticale et latérale de l’avion par rapport au relief environnant.
Date de modification :
2010-05-30