Rapports du BST publiés récemment 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 www.bst.gc.ca.

Rapport final n° A07W0138 du BST — Perte de maîtrise et collision avec le relief

Le 23 juillet 2007, l’hélicoptère Aérospatiale AS350BA quitte une aire de transbordement au lac Johnson et se dirige vers Fort McMurray (Alb.), avec à son bord un pilote et quatre pompiers forestiers de l’équipe d’attaque initiale héliportée. Environ 20 minutes après le départ, alors que l’hélicoptère se trouve à environ 1 500 pi AGL, le pilote exécute une descente rapide jusqu’au-dessus de la cime des arbres, et il perd la maîtrise de l’hélicoptère en tentant de se mettre en palier. L’hélicoptère part en roulis à droite et se met en piqué. Il percute ensuite le relief marécageux avant de basculer sur le côté gauche. Un passager est mortellement blessé, et les autres occupants sont grièvement blessés. Un des passagers déclenche manuellement la radiobalise de repérage d’urgence, tandis qu’un autre passager communique avec le répartiteur radio de l’équipe forestière à l’aide de sa radio. Des hélicoptères de sauvetage sont immédiatement envoyés sur les lieux de l’accident, et ils y arrivent dans l’heure. L’accident s’est produit à environ 20 h, heure avancée des Rocheuses.

Perte de maîtrise et collision avec le relief

Autres renseignements de base

L’hélicoptère a d’abord monté à une altitude de croisière de 1 500 pi AGL. Environ 20 minutes plus tard, le pilote est descendu pour observer des animaux sauvages. Il n’a pas avisé le chef d’équipe ni demandé l’avis des passagers. Pour descendre, au lieu d’abaisser le collectif, le pilote a poussé le manche cyclique vers l’avant afin d’abaisser le nez de l’hélicoptère et accroître sa vitesse. Juste au-dessus de la cime des arbres, le pilote a tenté de se mettre en palier en relevant légèrement le collectif et en tirant le manche cyclique vers l’arrière. Toutefois, le manche cyclique n’a pas pu être déplacé. Alors que le pilote continuait de tirer sur le manche cyclique à deux mains, l’hélicoptère est parti en roulis à droite avant de se mettre en cabré puis de plonger vers le sol. Il s’est immobilisé sur le côté gauche. Le passager assis dans le siège arrière gauche a été éjecté de l’hélicoptère, car le point de fixation intérieur de sa ceinture de sécurité a cédé, et il a été coincé sous le fuselage.

Transparence des servocommandes 

Dans le cadre de sa formation initiale et périodique au sol portant sur les hélicoptères de la série AS350, le pilote a été mis au courant du phénomène de transparence des servocommandes hydrauliques et de la façon de reprendre l’appareil en main. On a signalé que le pilote avait déjà piloté de manière semblable dans le cadre d’autres vols entre des bases, c’est-à-dire qu’il avait exécuté des montées, des descentes et des remontées brusques. Certains passagers avaient été incommodés par ces manœuvres, mais personne n’avait adressé de plaintes à la direction du MADDR ou de PH-F.

Les termes « transparence des servocommandes », « réversibilité des servocommandes » ou « blocage du vérin » sont consacrés au phénomène qui se produit lorsque les forces aérodynamiques des pales du rotor peuvent dépasser la force de sortie des servocommandes hydrauliques qui servent à commander le pas des pales. Ce phénomène peut se produire dans tout hélicoptère équipé de servocommandes hydrauliques. Les facteurs qui peuvent avoir une incidence sur la transparence des servocommandes sont les suivants : grande vitesse, pas collectif accentué, masse brute élevée, force g élevée et haute altitude-densité. La force maximale produite par les servocommandes est constante, et elle dépend de la pression hydraulique, des caractéristiques des servocommandes et possiblement de la qualité de la maintenance du circuit. Une fois l’épave ramenée à Fort McMurray, tous les composants du circuit hydraulique, et plus particulièrement les servocommandes, ont été examinés. On n’a relevé aucune anomalie.

Le constructeur a déclaré que, pour les hélicoptères de la série AS350, la transparence s’effectue en douceur et qu’il s’agit d’un phénomène transitoire, qui dure habituellement de deux à trois secondes. Les commandes sont entièrement fonctionnelles pendant l’événement. Toutefois, la force nécessaire pour déplacer les commandes augmente considérablement, à un point tel qu’elle peut donner à un pilote qui n’est pas au courant du phénomène l’impression que les commandes sont bloquées. Dans le cas des hélicoptères de la série AS350, lorsque la rotation du rotor principal se fait en sens horaire (vue d’en haut), la servocommande droite subit la charge la plus élevée. Par conséquent, la transparence des servocommandes entraînera un mouvement non sollicité du manche cyclique vers la droite et l’arrière; l’hélicoptère partira donc en roulis à droite et se mettra en cabré. La procédure normale de reprise en main consiste à abaisser le collectif afin de réduire la charge aérodynamique exercée sur le rotor principal. D’après les conditions atmosphériques, la masse et la vitesse de l’hélicoptère, le constructeur a calculé que la transparence des servocommandes peut se produire à une force g d’à peine 1,5 g.

Le 14 mai 2007, la Civil Aviation Safety Authority de l’Australie a diffusé un bulletin de navigabilité (AWB) 27-008 fondé sur le bulletin de navigabilité spécial (SAIB) SW-04-35 de la Federal Aviation Administration, qui a été publié le 19 décembre 2002. Ces bulletins donnent en référence les lettres de service 1648-29-03 pour la série Astar (AS350) et 1649-29-03 pour la série Colibri (EC120), qui ont été publiées par Eurocopter. Ils donnent des renseignements détaillés sur la transparence des servocommandes ainsi que des recommandations visant à atténuer les risques de faire face à un tel phénomène.

Analyse

Les conditions atmosphériques, la masse de l’hélicoptère et les manœuvres du pilote au moment de l’accident ont engendré la transparence des servocommandes, un phénomène que le pilote connaissait. Ce dernier avait d’ailleurs suivi une formation pour le reconnaître. Au moment de l’accident, il n’a pas été en mesure de transposer sa formation en un réflexe conditionné, qui consiste à abaisser le collectif au lieu de lutter contre le manche cyclique. Le pilote n’a pas eu le temps de se reprendre lorsqu’il a amorcé un cabré, à cause de l’altitude et des arbres à proximité de l’appareil. La transparence des servocommandes de la série AS350 est un phénomène bien connu. Les lettres de service et les bulletins de navigabilité récemment publiés à cet effet indiquent bien que les exploitants et les pilotes doivent être plus conscients des conditions à l’origine de ce phénomène et des procédures de reprise en main.

Les passagers n’ont pas été pesés, et les données relatives à la masse n’ont pas été consignées ni présentées au pilote. Ce dernier n’a pas produit de devis exact de masse et de centrage avant le départ. La masse et le centrage auraient donc pu ne pas respecter les limites prescrites, ce qui aurait pu avoir une incidence sur les performances de l’hélicoptère. La masse brute, un des facteurs pouvant être à l’origine de la transparence des servocommandes, doit être surveillée de près par le pilote.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Le pilote a amorcé une descente brusque à grande vitesse, et il a perdu la maîtrise de son appareil en raison de la transparence des servocommandes lorsqu’il a tenté de se mettre en palier, à la fin de la descente.
  2. En présence du phénomène de transparence des servocommandes, le pilote n’a pas suivi la bonne procédure de reprise en main et, à cause de la proximité des arbres, il n’a pas eu suffisamment de temps pour corriger sa manœuvre initiale.

Faits établis quant aux risques

  1. Le pilote avait déjà exécuté des montées brusques et des descentes à grande vitesse non conformes aux procédures d’utilisation normalisées. Ces manœuvres n’ont pas été signalées au ministère albertain du développement durable des ressources (MADDR) ni à l’exploitant de l’hélicoptère.
  2. Le pilote n’a pas produit de devis de masse et de centrage avant le départ. Par conséquent, le pilote ne pouvait pas confirmer si l’hélicoptère respectait les limites prescrites pour le vol en question.

Mesure de sécurité

Le ministère albertain du développement durable des ressources (MADDR) a modifié la procédure d’utilisation normalisée (SOP) portant sur les responsabilités de son représentant en y ajoutant plusieurs critères en regard du poids des passagers et du fret. (Pour plus de détails à ce sujet, veuillez consulter le rapport final sur le site Web du BST.)

Rapport final n° A07W0186 du BST — Panne moteur et collision avec le relief

Le 26 octobre 2007, un avion privé Piper Malibu PA46-310P quitte Salem (Ore.) à destination de Springbank (Alb.) en suivant un plan de vol aux instruments. En passant 17 000 pi en descente, à environ 55 NM au sud-ouest de Calgary, le pilote déclare une situation d’urgence au Centre de contrôle régional d’Edmonton en précisant que le moteur est tombé en panne. Le pilote tente d’effectuer un atterrissage d’urgence à l’aéroport de Fairmont Hot Springs (C.-B.), mais l’avion s’écrase de nuit, vers 19 h 12, heure avancée des Rocheuses, à 11 NM à l’est d’Invermere (C.-B.), dans un terrain boisé. Le pilote et les deux passagers sont blessés mortellement.

Panne moteur et collision avec le relief

L’avion était certifié, équipé et entretenu conformément à la réglementation en vigueur et aux procédures approuvées. Au cours de l’été ayant précédé l’accident, le moteur avait commencé à faire un bruit de cognement que l’on pouvait entendre lorsque la puissance était réduite pour l’atterrissage. Ce fait n’avait pas été consigné dans le livret ni signalé à une installation de maintenance. Le jour de l’accident, tous les vols ont été effectués sans que le bouchon de remplissage d’huile soit en place, car celui-ci a été retrouvé dans le hangar où l’avion était remisé. L’absence du bouchon de remplissage d’huile aurait pu provoquer une perte d’huile, mais aucune huile ne s’est écoulée par cette ouverture. Le tube du reniflard pour l’huile du carter moteur relie l’ouverture de la jauge au boîtier du reniflard. Il n’y avait aucun signe d’une accumulation d’huile à cet endroit ni dans la partie inférieure du capotage.

Deux alternateurs produisent de l’énergie électrique : un est entraîné par courroie et l’autre, par engrenage. L’alternateur entraîné par engrenage tire sa puissance d’une roue dentée qui est boulonnée au vilebrequin entre le palier de vilebrequin numéro quatre et le palier numéro cinq; cette roue dentée entraîne ensuite le coupleur de l’alternateur. Le coupleur est formé d’un manchon auquel est attachée une coupelle, et il est fixé à l’axe de l’alternateur. La coupelle est entraînée par un anneau profilé en caoutchouc qui se trouve sur la surface intérieure de la paroi externe de la coupelle; cet anneau est fixé à la roue dentée de l’axe de l’alternateur. Le mécanisme d’entraînement de l’alternateur est conçu de façon à glisser si un couple moteur anormal est nécessaire pour faire tourner l’axe de l’alternateur. On évite ainsi d’endommager le moteur ou de perdre de la puissance si l’alternateur est grippé.

Dans les mois qui ont précédé l’accident, l’alternateur entraîné par engrenage a fait l’objet de certains travaux de maintenance en raison d’une indication de panne d’alternateur. Le coupleur d’entraînement de l’alternateur avait été remplacé environ cinq heures de vol avant la tenue du vol en question. Il manquait beaucoup de caoutchouc sur les parties avant et arrière du coupleur qui a été déposé à ce moment-là. Par conséquent, le joint coulissant tournait sans s’encliqueter dans la coupelle comme il le devait. À l’intérieur de la coupelle se trouvait également une rondelle plate faite à la main et non approuvée, dont les bords étaient très rugueux et striés. Ce type d’alternateur n’est pas conçu pour être utilisé avec une telle rondelle, et cette dernière n’est pas approuvée aux fins de réparation et de maintien de la navigabilité du moteur.

Cette rondelle a forcé l’anneau en caoutchouc à sortir plus qu’il ne devait de la coupelle et à toucher la denture de la roue dentée d’entraînement de l’alternateur du vilebrequin. Par conséquent, la partie en caoutchouc du coupleur a été détruite. Des particules en caoutchouc de diverses tailles se sont retrouvées dans le puisard du moteur (voir la photo 1.)

Photo 1. Dommage causé au caoutchouc de l'anneau
Photo 1. Dommage causé au caoutchouc de l'anneau

Le caoutchouc des particules trouvées dans le puisard du moteur correspondait au caoutchouc de l’ancien coupleur. En outre, plusieurs poussoirs contenaient des débris de caoutchouc, ce qui indique que le filtre à huile se trouvait en mode de dérivation, ce qui permettait aux débris de circuler dans le circuit. Le filtre à huile contenait également beaucoup de débris de caoutchouc et de métal. Lorsque le coupleur a été remplacé, l’huile et le filtre n’ont pas été remplacés, et le circuit d’huile moteur n’a pas été vidangé. Le manuel d’entretien du moteur recommande de vérifier la présence de particules de métal dans le filtre à huile pendant la vidange d’huile, mais il ne précise pas de vérifier la présence d’autres types de débris pendant d’autres activités de maintenance. En 1984, le motoriste a publié le Bulletin de service M84-5 pour traiter des défaillances de l’alternateur entraîné par engrenage des moteurs de la série 520. Il indiquait les étapes à suivre si l’on trouvait des contaminants en déposant l’alternateur : il fallait déposer le puisard d’huile, nettoyer ou remplacer le dispositif d’aspiration d’huile et, si l’on trouvait d’autres contaminants, communiquer avec un représentant des services techniques de Teledyne Continental. Le bulletin de service en question ne s’applique pas aux moteurs de la série 550, même si ces derniers sont équipés d’alternateurs entraînés par engrenage. La pratique normale de l’industrie consiste à vérifier les circuits d’huile lorsque n’importe quel type de contamination est trouvé ou connu, à vidanger le circuit et à déterminer la source de la contamination avant de remettre l’aéronef en service.

Sur le dessus du moteur, la partie centrale présentait un gros trou juste au-dessus de la bielle numéro deux. Le vilebrequin et la bielle numéro deux présentaient des signes de chaleur intense, lesquels se limitaient à cet endroit (voir les photos 2. et 3.) Le palier de vilebrequin numéro deux était brisé sur un côté en raison d’efforts oligocycliques de martèlement. Au fil du temps, le piston numéro deux avait fini par toucher sa culasse et ses soupapes.

Photo 2. Dommages à la bielle numéro deux causés par la chaleur et par contact
Photo 2. Dommages à la bielle numéro deux causés par la chaleur et par contact

Analyse

Un examen de la cellule de l’épave et de ses composants n’a révélé aucune défaillance mécanique qui aurait pu provoquer l’accident ou y contribuer.

En outre, les conditions météorologiques n’ont pas été considérées comme un facteur dans l’accident en question même si au sol, dans la vallée, l’obscurité a pu contribuer à empêcher le pilote de repérer un endroit convenant davantage à un atterrissage forcé. Le sillon laissé par l’épave et les indices associés à la force d’impact indiquent que l’avion s’est écrasé alors qu’il était en décrochage.

Une rondelle faite en atelier et non approuvée avait été posée dans le coupleur d’entraînement de l’alternateur, et elle a contribué à l’introduction de débris en caoutchouc dans le moteur. En outre, à cause de la présence de la rondelle dans le coupleur, le disque en caoutchouc a touché la roue à denture droite de l’alternateur fixé au vilebrequin, ce qui a fait entrer davantage de débris dans le puisard. Ces débris ont ensuite réduit l’écoulement d’huile dans la zone du moteur ayant subi une défaillance. La pratique courante de l’industrie consistant à vérifier les circuits d’huile lorsque la présence de contaminants est constatée ou connue n’a pas été exécutée. L’entreprise chargée de la maintenance n’a pas pu tirer profit des conseils publiés dans le Bulletin de service M84-5, car ce dernier ne traitait pas de la série du moteur en question, même si celui-ci avait un alternateur entraîné par engrenage.

Photo 3. Partie surchauffée du vilebrequin
Photo 3. Partie surchauffée du vilebrequin

Il est fort probable que la panne moteur a été causée par l’obstruction partielle de l’écoulement d’huile alimentant le coussinet de maneton de la bielle et le palier de vilebrequin numéro deux; cette obstruction provenait des débris qui se trouvaient dans l’huile. Elle a entraîné une augmentation graduelle du dégagement à cet endroit; la course du piston a graduellement augmenté et le contact entre le piston et le cylindre et les soupapes s’est accru. Cette augmentation du dégagement a provoqué des forces de réaction répétées sur le palier de vilebrequin numéro deux; le martèlement continu a provoqué sa fissuration par fatigue, ce qui a fini par briser la coquille gauche du coussinet du maneton. La bielle a continué à surchauffer et à allonger cette partie du maneton jusqu’à ce que l’écrou borgne bas du chapeau de la bielle se détache. C’est alors que le moteur s’est grippé et qu’il est tombé en panne totale.

Le cognement du moteur qui avait été constaté au cours de l’été ayant précédé l’accident n’avait pas été consigné dans le carnet de route de l’avion ni signalé aux employés chargés de la maintenance. Si les pièces desserrées et surchauffées avaient été remarquées plus tôt, un entretien préventif aurait pu être fait.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une pièce non approuvée a été posée dans le coupleur de l’alternateur. Celle-ci a provoqué la formation de débris dans le coupleur et l’obstruction partielle de l’écoulement d’huile vers le coussinet de maneton de la bielle numéro deux. Ce faible écoulement d’huile a entraîné la surchauffe et la défaillance des coussinets, des écrous et des boulons du chapeau de la bielle, puis la panne moteur subséquente.
  2. La panne moteur s’est produite après le coucher du soleil, et les conditions de faible luminosité qui régnaient dans la vallée auraient rendu la tâche difficile au pilote qui tentait de trouver un terrain d’atterrissage convenable.
  3. Le cognement du moteur n’a pas été signalé aux employés chargés de la maintenance, et on a ainsi raté une occasion de découvrir que l’état du moteur se détériorait.

Fait établi quant aux risques

  1. Tous les vols effectués le jour de l’accident se sont déroulés sans que le bouchon de remplissage d’huile soit à sa place. L’absence du bouchon de remplissage d’huile aurait pu provoquer la perte de l’huile du moteur.

Autres faits établis

  1. Il n’y avait pas de cartes en route et d’approches IFR à jour dans l’avion pour le vol prévu.
  2. Le Bulletin de service M84-5 publié par Teledyne Continental Motors traitait seulement des moteurs de la série 520, et il ne visait pas d’autres moteurs équipés d’alternateurs entraînés par engrenage.

Mesure de sécurité prise

Teledyne Continental Motors signale que son Bulletin de service M84-5 sera modifié pour y ajouter les moteurs de la série 550. Les instructions de Teledyne Continental Motors relatives au maintien de la navigabilité seront également modifiées pour refléter les mises à jour périodiques apportées au Bulletin de service M84-5.

Rapport final n° A08C0124 du BST — Panne d’alimentation en carburant et atterrissage forcé

Le 13 juin 2008, un Cessna 337D revient à Buffalo Narrows (Sask.) après avoir déposé un passager à Stony Rapids (Sask.). À environ 14 mi au nord-est de l’aéroport, le pilote déclare une situation d’urgence en raison d’une perte de puissance des deux moteurs. Le pilote effectue un atterrissage forcé dans une zone marécageuse sur la rive est du lac Churchill (Sask.). L’avion est lourdement endommagé. Le pilote est transporté à l’hôpital d’Île-à-la-Crosse (Sask.), d’où il obtient son congé par la suite. Il a subi des blessures mineures. L’accident s’est produit vers 11 h 40, heure normale du Centre.

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Analyse

Le pilote n’a pas utilisé de carburant provenant des réservoirs auxiliaires avant que les réservoirs principaux soient vides. Cette procédure ne lui a pas permis de remettre les moteurs en marche et va à l’encontre des procédures du manuel d’utilisation du C-337D. Le non-respect des procédures prescrites et la mauvaise estimation de la quantité de carburant indiquent que le pilote n’avait pas une bonne connaissance du fonctionnement du circuit de carburant de l’avion.

Les sélecteurs des réservoirs de carburant se trouvent au plafond du poste de pilotage. Le pilote doit donc interrompre sa surveillance des renseignements de vol primaires pour modifier la position des sélecteurs. Dans une situation où la charge de travail est élevée, p. ex. lorsqu’il y a perte de puissance des deux moteurs, la configuration du poste de pilotage pourrait compliquer la gestion du circuit de carburant. L’emplacement des sélecteurs et leur disposition en tandem ainsi que la désignation de certains éléments du circuit, comme des pompes auxiliaires qui ne pompent pas de carburant des réservoirs auxiliaires, peuvent causer une certaine confusion chez les pilotes qui ne connaissent pas bien le fonctionnement du circuit de carburant du C-337.

Le taux de consommation de carburant élevé pendant le vol d’entraînement par rapport au taux de consommation à la puissance de croisière a contribué à l’épuisement du carburant restant dans les réservoirs principaux.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Le pilote a mal évalué la quantité de carburant restant dans les réservoirs principaux et la quantité de carburant requise pour effectuer le vol aller-retour à destination de Stony Rapids. Par conséquent, les deux moteurs se sont arrêtés lorsque le carburant dans les réservoirs principaux de l’avion a été épuisé.
  2. Le pilote n’avait pas une bonne connaissance du fonctionnement du circuit de carburant de l’avion et ne connaissait pas la marche à suivre pour utiliser le carburant des réservoirs de carburant auxiliaires de l’avion. Sa gestion du carburant a donc fait en sorte qu’il a été impossible d’utiliser le carburant dans les réservoirs auxiliaires après que le carburant dans les réservoirs principaux de l’avion a été épuisé et de remettre les moteurs en marche.
  3. Le programme de formation de l’exploitant sur le C-337D ne permettait pas de cerner ni d’évaluer les connaissances du pilote sur le fonctionnement du circuit de carburant du C-337D.

Fait établi quant aux risques

  1. La conception et la désignation des éléments du circuit de carburant du C-337D en compliquent le fonctionnement pendant les périodes de charge de travail élevée dans le poste de pilotage, ce qui augmente les risques de confusion.

Mesure de sécurité prise

L’exploitant a ajouté à son examen de formation sur le C-337D des questions sur le fonctionnement des sélecteurs des réservoirs de carburant, sur la gestion du carburant et sur les pompes de suralimentation des réservoirs auxiliaires.

Rapport final n° A09P0156 du BST — Perte de puissance moteur et atterrissage forcé

Le 12 juin 2009, un aéronef de construction amateur Glastar quitte Yellowknife (T.N.-O.) pour effectuer un vol de tourisme à destination de Kelowna (C.-B.) avec deux pilotes à son bord. Vers 14 h 01, heure avancée du Pacifique, tout juste après que l’avion survole Chetwynd (C.-B.), le groupe motopropulseur se met à vibrer fortement, puis il perd de la puissance. Le régime moteur est réduit à 1 000 tr/min, et une tentative d’atterrissage forcé dans un champ est engagée. En courte finale, l’avion heurte une ligne électrique. Il dévie de sa trajectoire vers la droite où il entre en collision avec des arbres et le relief ascendant. Le pilote occupant le siège gauche est blessé, mais sa vie n’est pas mise en danger. Le pilote assis dans le siège droit est blessé mortellement. La radiobalise n’émet aucun signal, et aucun incendie ne se déclare. L’interrupteur de la radiobalise est retrouvé en position « OFF ».

L’examen de l’épave a révélé que la culasse du cylindre n° 2 s’était détachée de la base (voir la photo 1) et que le vilebrequin s’était rompu à la bride de l’hélice. Lorsque la défaillance s’est produite, le moteur totalisait 212 heures de vol depuis sa mise en service initiale.

Photo 1 : Culasse du cylindre n° 2
Photo 1 : Culasse du cylindre n° 2

Le vilebrequin du moteur s’est cisaillé au moyeu de l’hélice, et l’hélice a été retrouvée enchâssée dans un arbre sur le lieu de l’accident (voir la photo 2). L’hélice portait des traces d’indentations et d’éraflures qui correspondent aux dommages causés par la collision avec la ligne électrique sectionnée.

Le moteur Aero Sport Power O-360-A2A est assemblé par Aero Sport Power à Kamloops (C.-B.). Ces moteurs sont construits au moyen de pièces achetées de divers fournisseurs qui sont titulaires d’une parts manufacturing authority (PMA), délivrée par la Federal Aviation Administration (FAA) des États-Unis. Le moteur Aero Sport Power O-360-A2A peut être décrit comme un clone sans certificat du moteur Avco Lycoming O-360-A2A, pour lequel la FAA a délivré le certificat de type n° E-286.

Les pièces des PMA peuvent être vendues avec une certification à des fins de pose dans des moteurs pour lesquels un certificat de type a été délivré. Le moteur Aero Sport Power O-360-A2A est vendu aux constructeurs d’aéronefs amateurs à titre de moteur expérimental, et Transports Canada n’exige aucune certification pour la catégorie en question.

Photo 2 : Hélice du Glastar
Photo 2 : Hélice du Glastar

Aero Sport Power utilise des cylindres fabriqués par Engine Components Inc. (ECi). Au moment de l’assemblage du moteur, Aero Sport Power a posé des pistons qui ont augmenté le taux de compression de 8.5:1 à 9.2:1.

Le cylindre ayant subi une défaillance a été envoyé au laboratoire technique du BST aux fins d’examen. Une analyse du faciès de rupture du cylindre n° 2 et du vilebrequin cisaillé a été effectuée. La bride d’hélice reliée au vilebrequin montrait des signes d’une légère fragilisation par l’hydrogène. On a déterminé que le vilebrequin s’était rompu à cause de la surcharge provoquée par l’impact. La légère fragilisation par l’hydrogène n’a pas causé l’accident en question.

À l’automne 2008, la FAA a publié la consigne de navigabilité (CN) n° 2008-19-05 qui traitait des cylindres fabriqués par ECi et posés dans les moteurs Lycoming. La CN faisait état d’un défaut de fabrication qui causait la séparation de la culasse du cylindre de sa base. Toutefois, elle ne traitait pas des moteurs ayant des taux de compression accrus. Les moteurs pour lesquels un certificat de type n’a pas été délivré, comme le moteur Aero Sport Power, n’étaient pas mentionnés dans la CN en question. Le faciès de rupture de la culasse du cylindre ayant subi une défaillance correspondait à celui habituellement provoqué par une défaillance attribuable à la fatigue, ce dont traitait la CN susmentionnée.

Avant la publication de la CN n° 2008-19-05, ECi avait diffusé le bulletin de service obligatoire (BSO) n° 08-1. Le bulletin en question prescrivait d’inspecter et de remplacer tout cylindre défectueux dans les 350 heures de vol à compter de la mise en service initiale.

Le 29 avril 2009, Aero Sport Power a avisé par courriel les propriétaires de l’avion accidenté que trois des cylindres de leur moteur étaient visés par le BSO d’ECi. Le propriétaire/pilote survivant n’était pas au courant de la CN n° 2008-19-05 ni du BSO concernant les cylindres défectueux. En outre, il n’avait pas participé à la construction de l’avion. Le propriétaire/pilote décédé avait construit l’avion. Les dossiers de l’avion n’indiquaient pas la conformité à la CN ni au BSO. Toutefois, les dossiers indiquaient que les vérifications de la pression différentielle prescrites par la CN avaient été effectuées. Aucune des vérifications de la pression différentielle n’a donné des valeurs qui auraient commandé la tenue d’une inspection ou de mesures plus poussées conformément à la CN. Ces vérifications ont été exécutées 22 heures avant la défaillance dans le cadre des derniers travaux d’inspection et d’entretien annuels.

Analyse

La défaillance de la culasse du cylindre s’est produite à 212 heures de vol depuis sa mise en service initiale, bien avant la limite de 350 heures indiquée dans la CN. Les vérifications de la compression effectuées 22 heures avant l’accident en question n’ont pas permis de déceler un problème. Ce fait n’est pas inhabituel, car les vérifications de compression ne détecteront pas nécessairement une défaillance imminente. Il est possible que la défaillance prématurée du cylindre ait été causée par le taux de compression accru du moteur.

Le propriétaire/pilote survivant n’était pas au courant de la publication d’une CN critique visant le moteur. Son partenaire décédé avait été avisé par courriel du BSO, lequel est mentionné dans la CN, et il avait effectué les vérifications de pression différentielle requises. Il restait beaucoup d’heures de vol à la culasse avant qu’elle n’atteigne la limite de 350 heures de vol.

Transports Canada ne publie pas de CN pour les aéronefs, les hélices, les moteurs et l’équipement pour lesquels aucun certificat de type n’a été délivré. Il n’avise pas non plus les propriétaires de ces aéronefs que des CN pouvant les toucher ont été publiées.

Le nombre d’aéronefs de construction amateur entretenus par les propriétaires et d’avions ultra-légers augmente d’année en année. Il incombe aux propriétaires de s’assurer de la navigabilité de leur aéronef. Sans des mesures de protection supplémentaires, il y a un plus grand risque que ces aéronefs ne soient pas bien construits et entretenus.

Ces aéronefs sont souvent utilisés à proximité de zones densément peuplées, ce qui augmente les risques encourus par le public et les biens.

Photographie de l'épave de l'avion

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. La défaillance du cylindre n° 2 a provoqué la perte de puissance moteur.
  2. Pendant la tentative d’atterrissage forcé, l’avion a heurté une ligne électrique; il y a eu perte de maîtrise de l’avion, et ce dernier a heurté des arbres et le relief.

Fait établi quant aux risques

  1. Les propriétaires d’aéronefs pour lesquels aucun certificat de type n’a été délivré ne sont pas avisés des CN pouvant être très importantes pour la sécurité aérienne, et ils ne sont pas tenus de se conformer aux consignes en question. Il y a donc un plus grand risque que la collectivité des propriétaires d’aéronefs de construction amateur ne traite pas d’importantes questions de navigabilité.

Autres faits établis

  1. Le nombre d’aéronefs de construction amateur entretenus par leurs propriétaires et d’avions ultra-légers ne cesse de croître. Le public et les biens courent donc un plus grand risque si ces appareils sont mal conçus, construits et entretenus.
  2. Des traces d’une légère fragilisation par l’hydrogène ont été relevées dans le vilebrequin. Bien qu’il ne s’agisse pas d’un facteur contributif dans le présent accident, ce problème accroît le risque de défaillance avec le temps.

Mesures de sécurité prises

Aero Sport Power

Aero Sport Power a avisé tous les propriétaires de moteurs potentiellement visés par la CN n° 2008-19-05 ainsi que ceux qui ont augmenté le taux de compression de leurs moteurs.

Réseau aéronefs amateur Canada

Le Réseau aéronefs amateur Canada a publié un avis à ses membres au sujet de la CN n° 2008-19-05 et des effets possibles causés par l’augmentation du taux de compression du moteur. L’avis en question rappelle également aux membres la façon d’effectuer une recherche au moyen de l’immatriculation d’un aéronef dans le site Web du Système Web d’information sur le maintien de la navigabilité (SWIMN) de Transports Canada.

Danbury Aerospace

Danbury Aerospace, la société mère d’Engine Components Inc. (ECi), a choisi de limiter le taux de compression des cylindres fournis dans ses moteurs prêt-à-monter. 

Air mites
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