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° A04P0314 du BST — Collision avec un plan d’eau

Le 13 août 2004, un hélicoptère Robinson R-22 Beta effectuait de jour un vol VFR de courte durée entre Campbell River (C.-B.) et une bande d’atterrissage privée située près de McIvor Lake (C.-B.). Alors que l’hélicoptère s’approchait de McIvor Lake, le moteur a commencé à faire de plus en plus de bruit avec l’augmentation du régime. L’hélicoptère s’est mis en cabré, avant d’amorcer une descente abrupte. L’hélicoptère est demeuré stable en direction et latéralement pendant sa descente vers le lac, mais des bruits de craquement et d’explosion se sont fait entendre. Pendant les dernières étapes de la descente, la vitesse de déplacement vers l’avant de l’hélicoptère a diminué et son taux de descente verticale a augmenté. Il n’y a pas eu tentative apparente d’arrondi avant le contact avec la surface de l’eau, et l’hélicoptère a heurté la surface du lac à une vitesse verticale élevée alors que son rotor tournait à bas régime. L’hélicoptère a sombré dans quelque 30 pi d’eau. Le pilote, seul occupant à bord, a subi des blessures mortelles. L’accident est survenu vers 12 h 32, heure avancée du Pacifique (HAP).

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Après l’installation, les deux courroies d’entraînement en V ont rétréci sous l’effet d’une chaleur excessive. Toute modification de la longueur des courroies accroît le risque qu’elles se délogent des roues à gorge et désaccouplent ainsi le moteur de l’ensemble rotor.
  2. De la corrosion sur l’extrémité d’un fusible monté sur conducteur ainsi qu’une mauvaise connexion du porte-fusible ont augmenté la résistance à l’intérieur du circuit électrique relié au tendeur de courroie et ralenti le fonctionnement du servomoteur de tension de la courroie. Ce ralentissement aurait provoqué une augmentation du temps de tension et de la température de la courroie lors de l’embrayage/du débrayage, ce qui a probablement accéléré le rétrécissement de la courroie.
  3. Pendant les dernières étapes de l’autorotation, on a laissé le régime du rotor principal de l’hélicoptère chuter au-dessous des limites sécuritaires, ce qui s’est traduit par une énergie insuffisante du rotor pour pouvoir stopper la descente.

Faits établis quant aux risques

  1. L’utilisation d’une procédure d’embrayage du servomoteur (tapes sur le moteur) accroît les risques de défaillance des composants et, dans ce cas-ci, elle a masqué la cause réelle du problème d’embrayage.
  2. L’utilisation d’un fusible de 10 A au lieu du fusible requis de 1,5 A dans le circuit électrique relié au servomoteur de tension de la courroie a fait perdre toute utilité au dispositif de sécurité prévu et, aurait même pu, dans certaines circonstances, permettre au servomoteur de provoquer une tension excessive et d’endommager les courroies.

Rapport final n° A05O0112 du BST — Mauvais réglage des tabs du compensateur de profondeur

Le 2 juin 2005, un Raytheon 800XP effectue son premier vol après des travaux de peinture et de remontage par une entreprise de réparation d’aéronefs. L’avion décolle de Peterborough (Ont.) à destination de Buffalo (N.Y.) aux états-Unis. Pendant la montée initiale, alors que la vitesse indiquée avoisine les 190 kt (KIAS), l’équipage note un problème de compensation en piqué. La vitesse est maintenue au-dessous de 190 KIAS. L’équipage pilote manuellement et se déroute sur l’aéroport international Lester B. Pearson de Toronto (Ont.) pour pouvoir inspecter l’appareil. En approche sur Toronto, la gouverne de direction se met à vibrer puis se bloque. L’équipage déclare une situation d’urgence. L’avion se pose sans autre incident vers 13 h 48, heure avancée de l’Est (HAE). Une inspection révèle que les commandes du compensateur de profondeur sont mal réglées.

La zone encerclée met en évidence le volet compensateur avec la broche de réglage en place. Le volet compensateur devrait être au même niveau que la gouverne et non à 1/4 po en-dessous.

La zone encerclée met en évidence le volet compensateur avec la broche de réglage en place. Le volet compensateur devrait être au même niveau que la gouverne et non à 1/4 po en-dessous.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Les volets compensateurs de profondeur n’ont pas été réglés conformément au manuel de maintenance de l’avion, ce qui s’est traduit par un mauvais réglage et par un problème de compensation en piqué.
  2. La maintenance a été effectuée sans respecter les normes de navigabilité pertinentes et les exigences
    de l’article 571.02 du Règlement de l’aviation
    canadien
    (RAC).
  3. La vérification indépendante des commandes n’a pas été effectuée conformément aux normes décrites dans le RAC et dans l’avis de navigabilité, si bien que le mauvais réglage des commandes n’a pas été décelé.
  4. Des déclarations incorrectes de certification après maintenance ont été faites dans les documents de l’avion.

Mesures de sécurité prises

Le 10 juin 2005, Transports Canada a signifié à l’entreprise de réparation d’aéronefs un avis de suspension par mesure de prévention. Le 14 juin 2005, il a effectué une vérification spéciale de l’entreprise de réparation d’aéronefs. Le 21 juin 2005, il lui a signifié une suspension modifiée. Le 27 juin 2005, il a annulé l’avis de suspension par suite de la mise en œuvre de mesures correctives immédiates.

Le 22 août 2005, Transports Canada a reçu de l’entreprise de réparation d’aéronefs un plan de mesures correctives à long terme.

Après l’incident et la vérification effectuée par TransportsCanada, l’entreprise de réparation d’aéronefs a engagé un directeur de l’assurance de la qualité et l’a désigné comme étant la personne responsable de la maintenance (PRM). La compagnie a ensuite pris les mesures suivantes à l’égard de la maintenance des aéronefs:

  • elle a modifié son programme d’assurance de la qualité afin d’assurer une surveillance plus étroite de toutes les opérations de maintenance que ce qui était permis avec l’ancien programme;
  • elle a mis en œuvre un processus de discussions régulières sur le contrôle des procédés;
  • elle a mis en œuvre un processus de vérification du débattement complet des commandes avant démontage, et ce processus a révélé que le réglage des commandes de nombreux avions sur place pour subir des travaux ne se trouvait pas dans les limites prévues;
  • elle a mis en œuvre une formation additionnelle en facteurs humains, entraînant une amélioration du signalement des problèmes potentiels;
  • elle est en train de mettre en œuvre un système de gestion de la sécurité.

Rapport final n° A05O0115 du BST — Rupture d’une pale du rotor principal

Le 10 juin 2005, un hélicoptère Bell Textron 212 effectuait un vol de convoyage entre Bolton (Ont.) et Richmond(C.-B.). Aux commandes de cet appareil acheté récemment se trouvait le pilote en chef de la compagnie, accompagné de deux passagers. À 12 h 20, heure avancée de l’Est (HAE), l’hélicoptère volait à une altitude de 1500 pi au-dessus du niveau de la mer (ASL) et à une vitesse de 100 kt quand a retenti une série de violents bruits, immédiatement suivie de fortes vibrations de la cellule. Le pilote a eu du mal à maîtriser l’hélicoptère dans les 10 à 15 secondes qui ont suivi.

Le pilote a immédiatement abaissé le collectif, a tiré sur le cyclique et a réglé la poignée des gaz au ralenti. Il a repris la maîtrise de l’appareil, mais les bruits et les vibrations se sont poursuivis. À chaque fois qu’une des pales avançantes du rotor principal arrivait en avant, elle se soulevait de façon anormale au-dessus de son plan de rotation. Les vibrations et les bruits se sont intensifiés. Le pilote s’est dirigé vers un grand champ labouré pour y faire un atterrissage d’urgence. L’hélicoptère est devenu plus facile à maîtriser avec la baisse progressive de la vitesse, et l’atterrissage s’est bien passé. Personne n’a été blessé, mais l’hélicoptère a été lourdement endommagé à la suite des vibrations en vol.

Une inspection après vol a permis d’établir que l’une des pales du rotor principal avait été endommagée. Une petite partie du revêtement, près de l’extrémité de la pale, derrière le renfort de longeron, sur l’intrados de la pale de rotor, s’était décollée. Le revêtement s’était soulevé et recourbé, mais il ne s’était pas détaché de la pale (voir la photo, page suivante). La partie décollée du revêtement mesurait 25 po sur 2 et se trouvait entre les références voilure 263 et 288. Au début de 2005, cette même pale avait été endommagée pendant que l’hélicoptère était stationné dans un hangar. On l’avait ensuite expédiée à un atelier autorisé de réparation de pales de rotor. Pendant le décapage de la peinture de la pale de rotor en prévision de sa réparation, on a décelé d’importantes piqûres de corrosion sur le revêtement d’intrados, entre les références voilure 243 et 262, tout juste du côté intérieur par rapport à l’endroit où le décollement s’est produit par la suite pendant le vol dont il est question ici. Comme la forme des piqûres dépassait les limites acceptables, l’atelier de réparation a proposé à Bell Helicopter une procédure de réparation et a reçu l’approbation de l’effectuer. Cette procédure de réparation incluait la dépose du revêtement endommagé et son remplacement par un renfort extérieur collé. On a également remplacé le volet compensateur du bord de fuite. La procédure de collage du revêtement à la partie intérieure a nécessité l’utilisation d’un dispositif constitué d’une vessie et d’une couverture chauffante. Un tel dispositif assure un séchage approprié de l’adhésif grâce à l’application de chaleur et d’une certaine pression sur la partie réparée. On procède régulièrement à ce type de réparation pour réparer des pales de rotor endommagées. Le dispositif constitué d’une vessie et d’une couverture chauffante utilisé recouvrait la pale de rotor de son extrémité jusqu’à un point situé du côté intérieur par rapport à la partie réparée, ce qui englobait la partie qui s’est décollée pendant le vol du 10 juin. À la suite de cette réparation, la pale avait été en service pendant environ quatre heures de vol avant que le revêtement d’intrados au renfort de longeron ne se décolle entre les références voilure 263 et 288, pendant le vol dont il est question ici.

Revêtement d’intrados décollé de la pale du rotor et partie réparée (pale à l’envers)

Revêtement d’intrados décollé de la pale du rotor et partie réparée (pale à l’envers)

Fait établi quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une partie du revêtement d’intrados d’une pale du rotor principal s’est décollée en vol, d’où l’apparition de fortes vibrations de l’hélicoptère qui ont nécessité un atterrissage d’urgence.

Fait établi quant aux risques

  1. Les dommages trouvés ailleurs sur la pale sont probablement survenus au cours du processus de fabrication, mais sont passés inaperçus à ce moment-là. Il n’existe aucun renseignement permettant d’évaluer comment ce type de dommage nuit à l’intégrité d’une pale et quelles en sont les conséquences en cours d’utilisation.

Autre fait établi

  1. Bien que le décollement se soit produit dans la région où la vessie et la couverture chauffante avaient été utilisées, l’enquête n’a pu confirmer si le cycle de chauffage et de pression avait eu des effets néfastes sur la partie de la pale qui s’est décollée.

Rapport final n° A05W0127 du BST — Erreur de chargement et de centre de gravité (C de G)

Le 24 juin 2005 à Yellowknife (T.N.-O.), un de Havilland DHC-3T (Turbo) Otter circulait sur l’eau après avoir quitté le quai, en prévision d’un vol d’affrètement jusqu’au lac Blachford (T.N.-O.). À bord de l’hydravion se trouvaient deux membres d’équipage, sept passagers et 840 lb de fret. Avant de partir, le pilote avait donné un exposé prévol aux passagers au cours duquel il avait précisé l’emplacement des gilets de sauvetage et des issues de secours. Pendant la course au décollage, vers 19 h 12, heure avancée des Rocheuses (HAR), les performances de l’hydravion ont été normales. Il a décollé à environ 55 mi/h, vitesse inférieure à la vitesse normale de décollage qui est de 60 mi/h.

Le pilote a poussé sur le volant pour contrer la tendance au cabré, mais en vain. Il a alors compensé en piqué, mais l’hydravion a poursuivi son mouvement de cabré jusqu’à ce qu’il décroche, à une cinquantaine de pieds au-dessus de la surface de l’eau, et que l’aile gauche s’enfonce. L’hydravion s’est abîmé dans les eaux de la baie Est du Grand lac des Esclaves, en piqué à un angle d’inclinaison de 45° à gauche. Au moment de l’impact, l’aile gauche et le flotteur gauche se sont détachés, et l’hydravion s’est immobilisé sur le flanc gauche. L’équipage a réussi à faire évacuer les passagers avant que l’hydravion ne soit submergé, et des plaisanciers qui se trouvaient sur les lieux leur ont porté assistance. Personne n’a été blessé grièvement parmi l’équipage ou les passagers. L’hydravion a subi des dommages importants.

Vue de l’épave après l’opération de renflouage

Vue de l’épave après l’opération de renflouage

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’hydravion avait été chargé de façon telle que le CdeG se trouvait au-delà de sa limite arrière, ce qui s’est traduit par un dépassement des limites aérodynamiques des commandes en tangage de l’hydravion.
  2. Le pilote n’avait pas rempli de rapport de masse et centrage avant le départ, si bien qu’il n’était pas conscient de l’importance de l’éloignement du C de G vers l’arrière.

Fait établi quant aux risques

  1. À cause de l’utilisation des poids normalisés, la masse totale des passagers a été sous-estimée. Cet élément a augmenté les risques de surcharge inopinée de l’hydravion par rapport à sa masse maximale homologuée au décollage (MMHD).

Mesures de sécurité prises

L’exploitant a pris des mesures et apporté les modifications ci-dessous à sa politique pour répondre aux questions soulevées au cours de l’enquête :

  • Il n’utilisera plus le carburant comme lest pour ajuster la masse et le centrage d’un hydravion pendant son remorquage.
  • Il a renforcé sa surveillance opérationnelle et a donné des exposés à ses pilotes afin de s’assurer qu’ils calculent bien la masse et le centrage avant le départ.
  • Il a adopté et mis en œuvre une nouvelle procédure de calcul de la masse et du centrage.
  • Il a décidé d’ajuster les poids normalisés de Transports Canada. Les poids normalisés des passagers ne seront pas réduits en l’absence de bagages à main. Un homme adulte se verra assigner un poids normalisé de 200 lb en été et de 206 lb en hiver. Ces poids seront respectivement de 165 et de 171 lb dans le cas d’une femme adulte. Les bagages à main dont la présence n’est pas autorisée dans la cabine passagers seront pesés comme du fret et logés dans le compartiment à fret.

Rapport final n° A05O0125 du BST — Perte de puissance et collision avec le relief

Le 25 juin 2005, un avion amphibie SeaRey (appelé ci-après SR 1) de Progressive Aerodyne Inc. participait à la Canadian Aviation Expo, à l’aéroport d’Oshawa (Ont.). Le vol était prévu dans le cadre d’une démonstration à deux avions à laquelle participerait un autre SeaRey (SR 2). Le plan consistait à décoller en formation, avec SR 1 en tête, à monter jusqu’à 1 000 pi au-dessus du niveau du sol (AGL), à effectuer un virage à gauche et à rejoindre une étape vent arrière gauche vers la piste 30. Une fois au sud de l’aéroport, les avions devaient se séparer et exécuter une suite coordonnée de manœuvres non acrobatiques qui avaient fait l’objet d’un exposé et d’exercices. Avant le décollage, comme SR 1 a eu des ennuis radio, SR 2 a dirigé le décollage et SR 1 était en position d’ailier droit. Les avions ont reçu l’autorisation de décoller en formation de la piste 30 à partir de l’intersection de la piste 04/22. Après le décollage, l’avion de tête est monté dans le prolongement de l’axe de la piste. SR 1 a effectué un virage à gauche, comme s’il quittait la formation vers le sud-ouest, puis il a viré à droite pour de nouveau suivre l’avion de tête. SR 1 s’est ensuite mis en cabré et a semblé décrocher et se mettre en vrille vers la gauche. L’hélice a continué de tourner pendant la descente, et l’avion est resté dans un virage vers la gauche jusqu’à ce qu’il heurte le sol dans une zone de construction résidentielle. L’avion a été détruit et le pilote a subi des blessures mortelles. Aucun incendie après impact ne s’est déclaré.

Trajectoire au sol et en vol de l’aéronef illustrée dans le rapport final du BST

Trajectoire au sol et en vol de l’aéronef illustrée dans le rapport final du BST

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Il est fort probable que des anomalies du circuit carburant ont permis l’entrée d’air dans la conduite de carburant, ce qui aurait causé une perte partielle de puissance moteur.
  2. Pendant que le pilote retournait vers l’aéroport, les volets ont été rentrés, probablement par inadvertance, ce qui a augmenté le taux de descente si bien que le pilote ne disposait plus d’une altitude suffisante pour manœuvrer vers une zone dégagée afin d’atterrir.
  3. L’avion a heurté la partie proéminente d’un regard d’égout en béton, ce qui a provoqué une décélération importante ainsi qu’une surcharge du point de fixation commun de la ceinture de sécurité et de la bretelle. Par conséquent, le pilote a heurté le tableau de bord et il a subi des blessures mortelles.

Mesures de sécurité prises

Le distributeur canadien des avions SeaRey a pris les mesures de sécurité suivantes :

  • Des renseignements décrivant les dangers que comporte l’utilisation du manche de contrôle G205 de la Ray Allen Company pour actionner le compensateur et les volets ont été affichés sur le site Web technique de la firme SeaRey (site Web privé à partir duquel les propriétaires et les exploitants d’aéronefs SeaRey en Amérique du Nord, en Europe et en Australie peuvent obtenir de l’assistance technique relativement à la construction, à l’exploitation et à l’entretien de leurs aéronefs).
  • On a demandé au Réseau aéronefs amateur de mettre en garde ses membres quant à l’utilisation des manches de contrôle de la Ray AllenCompany et de communiquer avec cette dernière pour remédier au problème d’actionnement par inadvertance en incorporant des caches de sécurité de commutateur sur les manches de contrôle.
  • Il est recommandé, sur le site Web technique de la firme SeaRey, que des tubulures d’alimentation en carburant munies de conduites de carburant de retour au réservoir soient incorporées à l’intérieur de toutes les installations Rotax.
  • On a demandé au distributeur canadien des moteurs Rotax de demander à Bombardier-Rotax GmbH de configurer les nouveaux moteurs avec une tubulure d’alimentation en carburant munie de conduites de carburant de retour au réservoir.
  • Il est recommandé sur le site Web technique de la firme SeaRey, que des pompes carburant auxiliaires soient incorporées dans tous les cas où le moteur Rotax 912 est situé plus haut que le réservoir et ce, pour les motifs suivants :
    • Elles servent de pompes de secours pour alimenter les cuves du carburateur en cas de panne de la pompe entraînée par moteur.
    • Elles éliminent toute basse pression (aspiration) en amont de la pompe entraînée par moteur, elles peuvent empêcher l’air de pénétrer à l’intérieur de la conduite de carburant par un raccord desserré et elles peuvent empêcher la formation d’un bouchon de vapeur.
    • Elles fournissent un moyen de pressuriser les conduites de carburant avant le vol, ce qui permet de vérifier la présence de fuites carburant.

Rapport final n° A05P0184 du BST — Perte de maîtrise

Le 2 août 2005, l’hélicoptère MD500D a décollé de l’aéroport de Terrace (C.-B.) à 15 h 59, heure avancée du Pacifique (HAP), pour récupérer une équipe effectuant des levés géologiques sur une montagne située à 35NM au nord-ouest de l’aéroport de Terrace. Le point d’embarquement se trouvait sur une pente de 25°, à l’intérieur d’une dépression ressemblant à une cuvette, communément appelée cirque. En raison de l’inclinaison de la pente, le pilote de l’hélicoptère monté sur patins a dû se poser sur la pointe des patins au lieu d’embarquement, procédure pendant laquelle un violent bruit s’est fait entendre. L’hélicoptère a chuté dans une assiette en cabré pour ensuite amorcer un virage à droite intempestif et heurter le relief à 30 vg du point d’embarquement prévu, sur une pente descendante.

Les réservoirs carburant souples se sont rompus sous les forces d’impact, et un incendie s’est déclaré. L’équipe effectuant des levés géologiques a aidé le pilote à évacuer l’hélicoptère en flammes et lui a prodigué les premiers soins en attendant l’arrivée de l’ambulance aérienne, à 18h40. Le pilote, seul occupant à bord de l’hélicoptère, a subi des blessures graves. Les personnes au sol s’en sont tirées indemnes. L’hélicoptère a été détruit par les forces d’impact et le violent incendie qui s’est déclaré après l’écrasement.

Vue du rotor de queue lors de l’examen par les enquêteurs

Vue du rotor de queue lors de l’examen par les enquêteurs

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Il a été impossible d’établir la cause du changement d’assiette soudain (cabré) et de l’impact du rotor de queue qui en a découlé.
  2. Après que le rotor de queue a heurté le sol, son arbre d’entraînement a été cisaillé, et l’hélicoptère a amorcé un mouvement de lacet rapide en sens horaire. Lepilote a perdu la maîtrise de l’hélicoptère et, compte tenu du relief, il lui a été impossible de réussir un atterrissage d’urgence.
  3. Le réservoir carburant s’est rompu pendant l’écrasement. Le carburant a alors giclé dans le poste de pilotage et provoqué un violent incendie dans lequel le pilote a été gravement blessé et toute preuve matérielle, détruite.

Rapport final n° A05Q0208 du BST — Impact avec les arbres sans perte de contrôle

Le 5 novembre 2005, un Cessna 172M est nolisé par le ministère des Ressources naturelles et de la Faune du Québec pour effectuer un vol de surveillance de nuit des activités de braconnage. Le pilote et deux agents de protection de la faune sont à son bord. L’appareil décolle de l’aérodrome de Saint-Frédéric (Qc) vers 21 h 45, heure normale de l’Est (HNE), selon les règles de vol à vue (VFR). Peu de temps après le décollage, en raison de conditions brumeuses, le chef de l’opération à bord de l’appareil redéploie les équipes au sol vers un secteur situé plus au sud que la zone de surveillance prévue. L’appareil est porté manquant vers 23 h HNE. L’avion est retrouvé trois jours plus tard dans un bois situé à 7 NM au sud-ouest de l’aérodrome de Saint-Georges (Qc). Après avoir percuté la cime des arbres, l’avion s’est écrasé sur le dos et a pris feu. Les trois occupants de l’appareil ont perdu la vie dans l’accident.

Fait établi quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Le vol VFR de nuit s’est déroulé dans des conditions VFR marginales à une altitude inférieure à l’altitude minimale de franchissement d’obstacles (MOCA) pour le vol de nuit stipulée dans le Règlement de l’aviation canadien (RAC); l’appareil a percuté des arbres sans qu’il y ait eu perte de contrôle.

Faits établis quant aux risques

  1. L’avion n’était pas équipé d’instruments qui auraient pu avertir le pilote avant l’impact que le Cessna se trouvait à proximité du sol; la réglementation en vigueur n’exige pas la présence à bord de tels dispositifs.
  2. Les exigences réglementaires relatives au suivi des vols ont été respectées, mais la compagnie ignorait l’heure de décollage de l’avion, son itinéraire de vol et son déroutement vers Saint-Georges.
  3. L’avion s’est dirigé vers Saint-Georges à l’insu de l’exploitant et des agents de protection de la faune au sol; en conséquence, les recherches ont été plus longues parce que l’avion s’est écrasé hors du territoire de surveillance convenu.
  4. Le RAC n’exige pas que l’horaire de travail du pilote qui agit comme instructeur soit consigné dans un registre. En conséquence, bien que le pilote ait mentionné être fatigué avant le vol, son état de fatigue n’a pu être évalué en raison d’un manque de données.

Autres faits établis

  1. Aucun signal de radiobalise de repérage d’urgence(ELT) n’a été capté parce que l’ELT a été détruite après l’impact. Si l’appareil avait été équipé d’un modèle d’ELT qui transmet sur la fréquence de 406MHz, le signal de détresse aurait été capté et relayé instantanément à une station terrestre.
  2. Le ministère des Ressources naturelles et de la Faune du Québec n’avait pas précisé de critères météorologiques ou opérationnels pour les opérations de surveillance aérienne de nuit des activités de braconnage; en conséquence, les agents de protection de la faune n’avaient pas de références météorologiques pour les aider à juger si la mission était réalisable.

Mesures de sécurité prises

À la suite de l’accident, l’exploitant a modifié le manuel d’opérations de la compagnie. Pour les vols de surveillance des activités de braconnage, l’altitude minimale est de 1000 pi au-dessus de l’indication d’élévation maximale (maximum elevation figure - MEF).

À la suite de l’accident, le ministre des Ressources naturelles et de la Faune du Québec a commandé une enquête administrative. Un plan d’action a été soumis; on y présente notamment les actions suivantes :

  • Une méthode de travail sûre permettant un meilleur encadrement des activités de surveillance aérienne a été déposée. Ce document définit la nature des risques associés et les mesures de sécurité à considérer pour ce type d’activité. Il précise également la formation requise pour les employés et prévoit les équipements et techniques d’intervention assurant la sécurité des travailleurs.
  • Le guide d’utilisation des aéronefs à la Société de la faune et des parcs du Québec est en voie de révision afin d’y inclure une section spécifique aux activités de surveillance aérienne réalisées par les agents de protection de la faune.
  • Des systèmes de communication permettant une localisation plus rapide d’un employé en détresse sont sous étude.
  • Une procédure opérationnelle provinciale visant à assurer un meilleur suivi des déplacements des employés dans le cadre de leurs interventions sur le terrain a été déposée.
  • Les plans d’opération pour les activités aériennes de lutte au braconnage seront dorénavant encadrés par une nouvelle procédure opérationnelle provinciale.
  • Le ministère des Ressources naturelles et de la Faune du Québec a procédé à une mise à jour de son guide de prévention pour le travail en milieu isolé, lequel inclut un plan d’urgence pour les employés en situation de détresse.

Rapport final n° A05O0258 du BST — Perte de maîtrise et impact avec le relief

Le 20 novembre 2005, le pilote de l’avion privé Ryan Aeronautical Navion B décolle de Burlington (Ont.) dans des conditions météorologiques de vol à vue (VMC) pour se rendre à un rassemblement d’aéronefs et un déjeuner à Brantford (Ont.) avec une escale à Guelph(Ont.) pour prendre un passager. Vers 12 h 30, heure normale de l’Est(HNE), le pilote et le passager montent à bord de l’avion pour effectuer le vol de retour à partir de Brantford. L’avion roule au sol puis décolle de la piste 23 à l’intersection de la voie de circulation Bravo et effectue la montée initiale sur le cap de la piste. Pendant la montée, le moteur tombe en panne, l’avion décroche et se met en vrille. Un seul appel Mayday est entendu sur la fréquence Unicom de Brantford. L’aile droite de l’avion touche le sol, l’avion fait la roue et finit sa course à 94 pi du point d’impact initial. Les occupants subissent des blessures mortelles. Aucun incendie ne se déclare après l’impact.

Morceaux du vilebrequin (1) et de la boîte de réduction reliant le moteur à l’hélice (2, 3 et 4). La défaillance, qui se trouve au congé de raccordement avant du coussinet de la bielle numéro six, est indiquée par la petite flèche.

Morceaux du vilebrequin (1) et de la boîte de réduction reliant le moteur à l’hélice (2, 3 et 4). La défaillance, qui se trouve au congé de raccordement avant du coussinet de la bielle numéro six, est indiquée par la petite flèche.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Une crique de fatigue s’est propagée dans le vilebrequin du moteur en raison de la présence de piqûres de corrosion et de l’absence d’une couche de cémentation sur le congé de raccordement du coussinet de la bielle numéro six. La rupture en fatigue de cette partie du vilebrequin a donné lieu à une perte complète de puissance.
  2. Il y a eu perte de maîtrise pendant la perte de puissance, et la vitesse de l’avion est devenue inférieure à la vitesse de sécurité. L’avion a décroché et s’est mis en vrille à une hauteur qui ne permettait pas une sortie de vrille.

Faits établis quant aux risques

  1. Le contact de l’hélice avec le sol lors d’un incident antérieur n’est pas consigné dans le carnet de bord de l’avion ni dans les livrets techniques, et rien n’indique que l’avion ait fait l’objet d’une inspection pour déterminer sa navigabilité.
  2. Après l’installation de l’hélice révisée sur l’avion, cinq vols ont été effectués alors qu’une certification après maintenance n’avait pas été délivrée pour l’avion. Tant que la certification après maintenance n’a pas été délivrée, il y a plus de risques que l’avion ne soit pas apte au vol.
  3. Les exigences actuelles de mise à jour des connaissances des pilotes établies par Transports Canada permettent aux pilotes de passer de longues périodes sans avoir à exercer leurs compétences de vol jugées essentielles. La dégradation progressive des compétences de vol réduit la capacité de réaction du pilote à faire face à une situation d’urgence.
  4. Le robinet sélecteur de carburant présentait une fuite interne qui a été décelée lors d’un essai après l’accident. Bien que cela n’ait pas contribué à l’accident, l’utilisation continue d’un composant dont le fabricant a recommandé le remplacement compromet la sécurité de l’aéronef.

Préoccupations liées à la sécurité

À l’heure actuelle, les exigences réglementaires de mise à jour des connaissances des pilotes au Canada permettent aux pilotes exécutant des vols récréatifs de continuer à exercer les privilèges de leur licence sans avoir à démontrer régulièrement leurs compétences à une personne qualifiée. Ainsi, un pilote peut continuer à voler pendant des années sans faire les exercices nécessaires pour améliorer les compétences considérées comme essentielles pour l’obtention initiale de la licence (par exemple, comment réagir à une panne moteur, atterrir par vent de travers).

Dans le cas présent, l’activité aéronautique du pilote et sa présence aux ateliers sur la sécurité offerts par Transports Canada dépassaient les exigences minimales des articles 401.05 et 421.05 du Règlement de l’aviation canadien (RAC). Toutefois, il est peu probable que le pilote ait fait des exercices pour maintenir à jour ses compétences de vol jugées essentielles et se soit entraîné aux procédures d’urgence depuis la délivrance de sa licence de pilote en 1974. À noter que l’absence de mise à jour des connaissances du pilote d’un autre avion accidenté figure dans un autre rapport du BST (rapport n° A05O0147).

Le Bureau s’inquiète du fait qu’il n’y a aucune exigence obligeant un pilote privé à participer à une formation périodique de maintien des compétences, comme une épreuve en vol aux deux ans. De ce fait, les pilotes risquent de ne pas être suffisamment préparés pour intervenir dans certaines situations critiques ou inhabituelles en vol.


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