Rapports du BST publiés récemment

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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. Pour de plus amples renseignements, communiquer avec le BST ou visiter son site Web à l’adresse www.tsb.gc.ca.

Rapport final A04Q0026 du BST — Séparation du rotor principal au point fixe

Le 8 mars 2004, un hélicoptère Schweizer 269C-1, avec un pilote à bord, fait l’objet d’essais au sol à la suite d’une inspection aux 100 heures et du remplacement de la boîte de transmission principale. Après le second essai pour vérifier l’absence de fuites et pour mesurer les vibrations du rotor de queue, le régime moteur est réduit et, au même moment, le pilote ainsi que le technicien au sol entendent un bruit. Un bruit identique est également entendu pendant le troisième essai. Le régime moteur est réduit, mais cette fois-ci, la boîte de transmission principale cesse soudainement de tourner et cause la séparation du rotor principal de son arbre. Le rotor principal monte jusqu’à 150 pi environ au-dessus du sol avant d’aller s’immobiliser sur l’aire de trafic de l’héliport à une centaine de pieds de l’hélicoptère. L’appareil demeure sur place et personne n’est blessé. L’accident se produit à 11 h 45, heure normale de l’Est.

Rapport final A04Q0026 du BST — Séparation du rotor principal au point fixe

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Le boîtier de roulement de l’arbre creux d’entrée n’était pas positionné conformément aux procédures décrites par le constructeur, ce qui a bloqué le passage de l’huile et causé la défaillance catastrophique des roulements de l’arbre creux d’entrée.
  2. Pendant l’inspection indépendante, on n’a pas décelé la mauvaise installation de la boîte de transmission principale.

Autres faits établis

  1. Il n’y avait aucun moyen mécanique d’éviter l’erreur d’installation du boîtier de roulement de l’arbre creux d’entrée.
  2. La force nécessaire pour cisailler l’arbre du rotor principal est plus élevée que celle requise pour cisailler les six boulons de fixation de la tête rotor. Le rotor peut donc se séparer de son arbre en cas d’arrêt soudain de la transmission, ce qui constitue un danger pour les occupants de l’hélicoptère et les personnes au sol.

Le rotor principal repose sur le sol après s’être séparé de l’aéronef.
Le rotor principal repose sur le sol après s’être séparé de l’aéronef.

Mesures de sécurité prises

À la fin d’une révision de la transmission principale ou d’une inspection après arrêt soudain de cette dernière, ou dans toute autre situation au cours de laquelle la bague de roulement doit être démontée, l’entreprise de réparation peindra des lignes de repérage rouges sur ces bagues et sur les boîtes de transmission pour que les orifices de lubrification puissent être alignés convenablement. L’entreprise fera également tourner la transmission pendant 15 min afin de vérifier qu’elle est effectivement lubrifiée et de s’assurer de l’absence de fuites au niveau du joint d’étanchéité et de la ligne de joint. Ces changements seront apportés aux fiches de travail de l’entreprise.



Rapport final A04Q0049 du BST — Sortie en bout de piste

Le 19 avril 2004, un Beechcraft A100 effectue un vol nolisé selon les règles de vol aux instruments (IFR) entre l’aéroport international de Québec/Jean-Lesage (Qc) et l’aéroport de Chibougamau/Chapais (Qc), avec deux pilotes et trois passagers à bord. Le copilote est aux commandes et effectue une approche de non-précision pour la piste 05. Le commandant de bord prend les commandes à moins d’un mille du seuil de la piste et aperçoit la piste une fois audessus du seuil. Vers 10 h 18, heure avancée de l’Est, les roues touchent le sol à environ 1 500 pi de l’extrémité de la piste 05. Le commandant constate que la distance d’atterrissage restante est insuffisante. Il demande au copilote de rentrer les volets et applique pleine puissance, sans toutefois annoncer ses intentions. Le copilote coupe la puissance, actionne les inverseurs de poussée et applique les freins au maximum. L’aéronef poursuit sa course en bout de piste, s’enlise dans le gravier et la neige avant de s’arrêter brutalement à environ 500 pi au-delà de l’extrémité de la piste. L’aéronef subit des dommages importants. Tous les occupants sortent indemnes de l’aéronef.

Rapport final A04Q0049 du BST — Sortie en bout de piste

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’aéronef était positionné au-dessus du seuil de la piste à une altitude qui ne permettait pas un atterrissage en début de piste, et cela, combiné à la composante vent arrière et à la surface de la piste mouillée, a eu pour conséquence la sortie en bout de piste.
  2. Les dérogations aux procédures d’utilisation normalisées (SOP) et le manque de coordination de l’équipage ont contribué à la confusion qui est survenue à l’atterrissage et qui a eu pour conséquence l’incapacité de l’équipage à interrompre l’atterrissage et à effectuer une approche interrompue.
  3. Le commandant de bord occupait plusieurs postes de gestion au sein de la compagnie et avait mainmise sur les politiques d’embauche et de congédiement des pilotes. Cette situation, combinée au niveau d’expérience du copilote comparativement à celui du commandant, a eu des effets sur la cohésion de l’équipage.

Faits établis quant aux risques

  1. Le commandant a décidé d’effectuer une approche sur la piste 05 sans d’abord s’assurer qu’il n’y avait pas de risque possible de collision avec l’autre aéronef (un autre Beechcraft 100 provenant de l’ouest).
  2. La réglementation qui exige d’adopter le circuit de circulation suivi par les autres aéronefs ou de s’en tenir à l’écart n’est pas explicite quant à la manière de se tenir à l’écart, autant en termes d’altitude que de distance, ce qui peut entraîner des risques de collision.
  3. La réglementation n’indique pas si le segment d’approche interrompue doit être considéré comme partie intégrante du circuit de circulation; cette situation peut amener les pilotes évoluant dans un espace aérien non contrôlé à croire qu’ils sont à l’écart d’un autre aéronef effectuant une approche aux instruments alors qu’en réalité il y a risque de collision.


Rapport final A04O0103 du BST — Décrochage lors d’une approche aux instruments

Le 22 avril 2004, un Raytheon B300 (Super King Air) effectue un vol de mise en place entre Earlton et Timmins (Ont.) avec à son bord l’équipage de conduite et un mécanicien. Vers 6 h 50, heure avancée de l’Est, l’équipage de conduite effectue une approche à l’aide du système d’atterrissage aux instruments (ILS) vers la piste 03 de Timmins. Le pilote automatique est embrayé. Il a été utilisé pendant tout le vol.

L’avion vole dans des conditions météorologiques de vol aux instruments (IMC) lorsqu’il rencontre des conditions de givrage. Les boudins de dégivrage et les autres dispositifs antigivrage sont en marche. L’avion vole en palier à 2 700 pi ASL, près du repère d’approche finale, train sorti et volets en position d’approche. L’avion se trouve au-dessus de la trajectoire de descente et vole à une vitesse indiquée d’environ 100 kt alors que la vitesse d’approche normale est d’environ 125 kt. L’avion décroche, et le pilote aux commandes prend aussitôt des mesures correctives. Il applique la puissance maximale et abaisse le nez de l’avion pour amorcer une sortie de décrochage. Pendant le décrochage, l’avion perd environ 850 pi d’altitude et atteint une altitude minimale d’environ 800 pi AGL. Après la sortie de décrochage, l’équipage fait une approche interrompue puis une autre approche ILS à une vitesse d’approche d’environ 140 kt. L’atterrissage se déroule sans autre incident. Après l’atterrissage, l’équipage de conduite observe la présence de un pouce à un pouce et demi de glace sur les ailettes et les « déperditeurs de potentiel » (static wicks) de l’avion ainsi qu’un peu de glace sur les fuseaux moteurs et sur le fuselage.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Pendant l’approche, l’équipage de conduite n’a pas surveillé la vitesse, qui a diminué jusqu’à ce que l’avion décroche.
  2. En raison d’une accumulation de glace sur les surfaces critiques de vol pendant l’approche, l’avion a décroché à une vitesse supérieure à la normale pour cette configuration.
  3. L’avertisseur de décrochage ne s’est pas déclenché, car il n’était pas conçu pour tenir compte de la dégradation aérodynamique causée par une accumulation de glace, ni pour régler son avertissement de façon à compenser la réduction de l’angle d’attaque de décrochage provoquée par la glace.
  4. Pendant l’approche, l’équipage n’a pas fait passer le pilote automatique du mode de maintien d’altitude au mode d’approche, et l’avion n’a pas intercepté la trajectoire de descente. Par conséquent, lorsque le pilote aux commandes a réduit la puissance en vue d’intercepter la trajectoire de descente, l’avion a décéléré et est demeuré en palier.
  5. Comme l’avion était en pilotage automatique, l’équipage de conduite n’a remarqué aucun signe de décrochage imminent ni aucun signe de réduction de la vitesse, comme une augmentation du cabré, des changements d’assiette, une augmentation de l’angle d’attaque et des commandes molles.
  6. L’équipage de conduite n’a pas considéré que la vitesse minimale de 140 kt dans des conditions soutenues de givrage s’appliquait à toutes les phases de vol, notamment l’approche. Par conséquent, l’équipage a décidé de faire l’approche à la vitesse normale d’approche de 125 kt.
  7. Comme l’équipage de conduite n’a pas jugé qu’il y avait des conditions de givrage fort, il n’a pas pris les précautions mentionnées dans le manuel de vol de l’avion concernant le vol dans des conditions de givrage fort, comme demander au contrôle de la circulation aérienne (ATC) d’être traité en priorité en vue de sortir de ces conditions de givrage ou débrayer le pilote automatique.
  8. L’équipage de conduite n’a pas fait une utilisation efficace des techniques de gestion des ressources en équipe (CRM) pendant l’approche : il n’y a eu aucune discussion sur les procédures à suivre pour effectuer l’approche dans des conditions de givrage, et certains paramètres de vol critiques n’ont pas été surveillés de façon efficace par les membres d’équipage.

Faits établis quant aux risques

  1. Les deux membres d’équipage de conduite avaient reçu une formation CRM pendant leur formation sur type à la Flight Safety International, mais ils n’avaient pas suivi une formation CRM officielle récente. Comme le vol était effectué en vertu de la souspartie 604 du Règlement de l’aviation canadien (RAC), aucune formation CRM particulière n’était requise, comme c’est le cas pour les vols effectués en vertu de la sous-partie 704 du RAC.
  2. Pendant sa formation initiale sur type à la Flight Safety International, le copilote (le pilote non aux commandes ou PNF) n’avait reçu aucune formation spécifique sur le rôle et les tâches de PNF, et il n’existe aucune exigence réglementaire à cet égard.
  3. Habituellement, les membres d’équipage de conduite ne suivent qu’une formation limitée sur la reconnaissance du décrochage et sur la sortie de décrochage, qui est amorcée au premier signe de décrochage. Ce type de formation ne permet pas au pilote d’apprendre à reconnaître facilement les symptômes naturels du décrochage, comme le tremblement, ni d’apprendre à faire une sortie de décrochage en cas de décrochage aérodynamique total.
  4. Habituellement, la formation des équipages de conduite sur le vol dans des conditions de givrage se limite à la familiarisation avec l’équipement d’antigivrage et de dégivrage ainsi qu’à la formation sur simulateur, et la formation est limitée pour ce qui est de l’entraînement dans des conditions de givrage réelles.
  5. Des consignes inappropriées sur l’utilisation des boudins de dégivrage pneumatiques peuvent donner lieu à une utilisation inadéquate des boudins.
  6. Des consignes incohérentes sur l’utilisation du pilote automatique dans des conditions de givrage peuvent donner lieu à l’utilisation du pilote automatique dans des conditions où le pilotage manuel augmenterait les chances du pilote de reconnaître l’imminence du décrochage.
  7. Habituellement, les avions comme le Raytheon B300 ne sont pas équipés d’un dispositif avertisseur de basse vitesse.


Rapport final A04P0142 du BST — Perte de puissance en vol

Le 28 avril 2004, un hélicoptère Bell 206L vole en croisière à une altitude d’environ 700 pi ASL lorsque le pilote entend soudainement un bruit inhabituel suivi d’une perte de puissance du moteur. Il abaisse le collectif et vérifie les instruments tout en balayant le secteur du regard pour trouver un endroit où se poser. Le moteur tourne toujours, mais la température sortie turbine grimpe très rapidement au-delà de la plage du cadran. Le pilote relève alors lentement le collectif, mais le rotor principal commence à s’affaisser. Il informe les deux passagers de la panne moteur, et il passe en autorotation. Au début de l’arrondi à l’atterrissage, le pilote relève le collectif et confirme que le moteur n’a plus aucune puissance motrice au moment où l’alarme de bas régime rotor retentit. L’hélicoptère atterrit sur un chemin d’exploitation près de Tasu Creek, dans les îles de la Reine-Charlotte (C.-B.), non loin de Sandspit, à 8 h 29, heure avancée du Pacifique. Le pilote coupe le moteur immédiatement après l’atterrissage. Personne n’a été blessé, et la cellule n’a subi aucun dommage.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Un criquage de fatigue de mode oligocyclique causé par un phénomène thermique a pris naissance radialement vers l’intérieur dans la région du congé de la plate-forme d’une aube mobile, puis il a progressé perpendiculairement à l’axe de cette aube dans un mode mégacyclique, ce qui a fini par provoquer une défaillance de l’aube mobile par rupture en surcharge quand la partie restante n’a plus été en mesure de supporter les charges qui lui étaient appliquées.

La flèche pointe vers la défaillance de l’aube mobile en raison d’un criquage de fatigue causé par un phénomène thermique.
La flèche pointe vers la défaillance de l’aube mobile en raison d’un criquage de fatigue causé par un phénomène thermique.

Faits établis quant aux risques

  1. L’instrumentation de cet hélicoptère n’enregistre pas les surchauffes au démarrage ni les périodes de puissance transitoire, et celles-ci risquent de ne pas être enregistrées avec précision par un exploitant, quand bien même elles seraient détectées. Il peut y avoir des défaillances de roue de turbine si des surchauffes au démarrage et des périodes de puissance transitoire passent inaperçues, ou si leurs effets ne font l’objet d’aucune vérification.
  2. La roue du premier étage de la turbine présentait de nombreuses criques de type A et environ quatre criques de type B sur la couronne des aubes mobiles, et des criques dans le rayon du congé des aubes mobiles peuvent mener à des défaillances de la turbine. Aucune inspection régulière n’est prescrite pour détecter de telles criques, mais une inspection spéciale de la turbine est recommandée en cas de dépassement des limites de température sortie turbine. Aucune crique n’est permise dans les aubes mobiles.

Autre fait établi

  1. Il manquait environ 25 % du joint sur le diamètre extérieur du support arrière, absence qui résultait du décollement causé par une rupture d’adhérence et qui avait probablement provoqué une légère diminution du rendement du moteur.


Rapport final A04A0148 du BST — Collision avec le relief

Le 5 décembre 2004, à 13 h 38, heure normale de Terre-Neuve, un Piper PA-28-140 ayant à son bord un pilote instructeur et un élève décolle de l’aéroport international de St. John’s (T.-N.-L.) pour effectuer un vol d’instruction dans les environs. L’avion monte jusqu’à 2 000 pi ASL, en direction sud-ouest. À 13 h 43, au cours de la dernière communication radio en provenance de l’avion, le pilote signale qu’il quitte la zone de contrôle. D’après les données du radar de contrôle de la circulation aérienne, l’avion descend ensuite progressivement en effectuant une série de virages à 90°. Pendant la descente, la vitesse sol de l’avion varie de 50 à 70 kt (la précision de toutes les vitesses mesurées au radar est de ± 5 kt). Après le quatrième virage, la vitesse sol de l’avion augmente jusqu’à 100 kt. Ensuite, à environ 600 pi ASL (200 pi AGL), l’avion disparaît de l’écran radar, pour réapparaître 37 secondes plus tard, à 700 pi ASL (environ 250 pi AGL) [la précision de toutes les altitudes mesurées au radar est de ± 50 pi]. L’avion amorce alors un virage serré à gauche puis, à 13 h 52 min 10, il disparaît définitivement de l’écran radar, alors qu’il vole en direction sud-ouest à une vitesse sol de 70 kt. La position du dernier écho radar coïncide avec le lieu de l’accident. L’élève-pilote meurt dans l’écrasement. L’instructeur subit des blessures graves, notamment des blessures à la tête accompagnées d’amnésie post-traumatique, et il n’est pas en mesure de fournir aux enquêteurs le moindre renseignement sur l’accident. Peu après l’accident, les occupants d’un véhicule qui passe par là repèrent l’épave de l’avion et, à 13 h 59 min 51, ils composent le 911. Il n’y a aucun témoin connu de l’accident.

Allan Chaulk, enquêteur des accidents d’aéronefs au BST, examine l’épave.
Allan Chaulk, enquêteur des accidents d’aéronefs au BST, examine l’épave.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’avion volait dans des conditions propices à un givrage intense du carburateur à tout régime moteur. Il est probable qu’il y a eu givrage du carburateur et réduction de la puissance moteur disponible à un point tel que l’avion ne pouvait plus continuer de voler en palier.
  2. Par la suite, l’avion a heurté le sol, peut-être en raison d’un décrochage.


Rapport final A04Q0199 du BST — Sortie de piste

Le 24 décembre 2004, un Beech King Air BE-A100 quitte Puvirnituq (Qc) pour effectuer, selon les règles de vol aux instruments (IFR), un vol régulier à destination de Kuujjuaq (Qc). À bord se trouvent deux membres d’équipage, quatre passagers et du fret. Un fort vent de travers et une surface de piste glissante avaient été signalés par le personnel de la station d’information de vol de Kuujjuaq. L’équipage effectue une approche vers la piste 07 à l’aide du système d’atterrissage aux instruments (ILS) dans des conditions météorologiques de vol aux instruments (IMC) et se pose à 19 h 43, heure normale de l’Est. Immédiatement après l’atterrissage, l’avion dérape vers la droite et sort de la surface d’atterrissage avant de s’immobiliser à 1 600 pi du seuil et à 40 pi à droite de la piste. L’avion est lourdement endommagé, mais ni l’équipage ni les passagers ne sont blessés.

Rapport final A04Q0199 du BST — Sortie de piste

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’équipage n’a pas assimilé les renseignements relatifs au vent et à l’état de la piste, et il a poursuivi une approche pour laquelle il n’y avait aucune véritable possibilité d’atterrissage.
  2. Le copilote ne s’attendait pas à un atterrissage sur la piste 07, ce qui fait que l’équipage n’a pas véritablement discuté des risques liés à un atterrissage par fort vent de travers sur une piste glissante.
  3. L’équipage de conduite n’a pas utilisé les tableaux des vents de travers, ni pendant la planification du vol, ni pendant la préparation de l’atterrissage à Kuujjuaq.
  4. Les procédures d’utilisation normalisées (SOP) de la compagnie ne donnent pas d’indication particulière quant au vent de travers maximal ou au coefficient canadien de frottement sur piste (CRFI) minimal.

Autre fait établi

  1. Comme c’était la veille de Noël et que le fret était essentiellement constitué de cadeaux de Noël destinés aux employés de la compagnie, il se peut que l’équipage ait ressenti une certaine forme de pression auto-induite le forçant à se poser à Kuujjuaq ce soir-là.

Mesures de sécurité prises

L’exploitant a publié un bulletin SOP portant sur les limites de vent de travers. Le bulletin précise une limite de vent de travers pour l’avion et insiste sur la nécessité de se référer à l’état de la surface de piste qui prévaut tant au moment de la planification du vol que pendant le vol même.



Rapport final A05P0038 du BST — Perte de puissance des deux moteurs et atterrissage dur

Le 24 février 2005, le pilote d’un hélicoptère Bell 212 effectue des opérations d’héliski dans la région de Blue River (C.-B.). Après avoir décollé du haut d’un glacier, à environ 8 000 pi ASL, le pilote effectue une approche vent arrière pour atterrir dans une aire d’embarquement au pied d’un autre glacier. Lorsque l’hélicoptère est à environ 150 pi AGL et qu’il a une vitesse de quelque 30 kt, le pilote augmente le pas collectif pour ralentir la vitesse de descente, mais les moteurs (Pratt &Whitney Canada PT6T-3DF) ne répondent pas. L’alarme de bas régime rotor se déclenche, et le régime du rotor continue de diminuer. Le pilote abaisse le levier de pas collectif et confirme que l’interrupteur de compensation pas-à-pas est relevé au maximum et que les poignées des gaz sont complètement ouvertes.

Le pilote dirige l’hélicoptère vers un lac gelé recouvert de neige. Il ne peut réduire la vitesse d’enfoncement, car le régime du rotor est toujours trop bas. L’hélicoptère effectue un atterrissage dur, prend un mouvement de lacet d’environ 90º vers la droite et demeure à l’horizontale. La neige épaisse absorbe une partie de la force d’impact, mais l’hélicoptère est lourdement endommagé. Après l’atterrissage, le régime du rotor semble accélérer, et le pilote coupe immédiatement les moteurs. Le pilote, qui est seul à bord, n’est pas blessé.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’installation d’un régulateur de couple non standard a nécessité un réglage inhabituel des régulateurs Nf des moteurs. Le réglage non approuvé a amplifié l’usure normale des régulateurs. Les régulateurs ne fonctionnaient pas correctement, et les moteurs n’ont pu fournir la puissance nécessaire demandée par le pilote.
  2. Le régime et les oscillations de couple ont probablement aggravé la faiblesse attribuable à l’usure du régulateur de couple du moteur opposé et causé la défaillance.
  3. La perte de puissance des deux moteurs s’est produite à un moment critique du vol, ce qui a entraîné l’atterrissage dur.

Fait établi quant aux risques

  1. L’usure en service a provoqué la défaillance des régulateurs avant que leur durée de vie moyenne avant révision de 4 500 heures ne soit atteinte; leur nombre moyen d’heures en service avant réparation est d’environ 1 600 heures.


Rapport final A05P0262 du BST — Basculement d’un hélicoptère sur un plan d’eau miroitant

Le 26 octobre 2005, après être parti de Chilliwack (C.-B.) avec à son bord un pilote et deux employés d’Environnement Canada, un hélicoptère Bell 206B équipé d’un train d’atterrissage à flotteurs fixes effectue une opération de prélèvement d’échantillons d’eau de lac pour le compte d’Environnement Canada. La mission consiste à se poser sur des lacs au nord des basses-terres continentales de Vancouver (C.-B.) afin d’y prélever des échantillons d’eau. Après s’être posé sur huit lacs différents où le vent était léger et variable, le pilote tente un amerrissage sur le lac Devils, où le vent est calme. Le plan d’eau est passablement miroitant et abrité du soleil par les montagnes. Le pilote fait une approche sous un angle peu prononcé depuis le sud jusqu’au milieu du lac, en prenant comme références le rivage situé à une distance de 200 à 400 m et les vaguelettes à la surface de l’eau. L’hélicoptère entre en contact avec la surface du lac plus tôt que ne le prévoit le pilote et se renverse sur le dos. Ses flotteurs lui permettent de ne pas couler, mais la cabine est submergée. Le passager assis en place arrière et le pilote réussissent à sortir de l’épave, mais la passagère assise en place avant gauche est inconsciente. Le passager qui est sorti de l’épave dégage la passagère assise en place avant, mais celle-ci succombe à ses blessures environ six jours après l’accident. L’hélicoptère est lourdement endommagé. L’accident s’est produit vers 13 h, heure avancée du Pacifique.

Rapport final A05P0262 du BST — Basculement d’un hélicoptère sur un plan d’eau miroitant

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. La présence d’un plan d’eau miroitant a nui à la capacité du pilote de juger la hauteur de l’hélicoptère au-dessus du lac. Au cours de l’amerrissage, les flotteurs de l’hélicoptère sont entrés en contact avec l’eau plus tôt que ne l’avait prévu le pilote, ils se sont enfoncés dans l’eau et l’hélicoptère a capoté.
  2. L’une des pales du rotor principal de l’hélicoptère s’est brisée au moment de son contact avec l’eau et a pénétré dans la partie avant de l’hélicoptère. Des débris de l’épave ont frappé le pilote et la passagère avant à la tête.

Autres faits établis

  1. Le pilote portait un casque, ce qui l’a protégé de graves blessures à la tête.
  2. Une formation en techniques d’évacuation sous l’eau suivie récemment a contribué au fait qu’un passager a pu sortir en toute sécurité de l’hélicoptère et dégager la passagère qui était demeurée dans l’épave submergée.
  3. La présence d’un téléphone satellite a contribué à une intervention rapide sur les lieux de l’accident.

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