Résumés de rapports finaux du BST

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. 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 no A10A0041 du BST — Perte de maîtrise et collision avec le relief

Le 23 avril 2010, un bombardier d'eau Grumman TBM-3E quitte l'aéroport de Miramichi (N.-B.) pour un exercice de largage d'eau vers 13 h 38, heure avancée de l'Atlantique (HAA). Environ 2 minutes plus tard, l'avion heurte le relief tout juste au sud de l'aéroport. Les intervenants d'urgence et les travailleurs des entreprises avoisinantes interviennent immédiatement. L'avion est détruit par la force de l'impact. Aucun signal de la radiobalise de repérage d'urgence n'est détecté. Un examen médical permet de déterminer que le pilote a subi une crise cardiaque avant que l'avion ne heurte le relief. Le BST a autorisé la publication du rapport le 4 juillet 2011.


Bombardier d'eau TBM

Analyse

Rien n'indique qu'il y ait eu défectuosité de la cellule ou d'un système avant ou durant le vol. Il a également été déterminé que les conditions météorologiques n'ont pas joué un rôle dans le présent événement. L'autopsie du pilote a permis de déterminer que ce dernier a subi une crise cardiaque, à la suite de quoi l'avion a quitté le vol stabilisé et a heurté le relief. Par conséquent, l'analyse sera axée sur les aspects médicaux de l'enquête.

L'état de santé du pilote était suivi par le même médecin de famille qui lui avait posé un diagnostic d'hypertension en 1998. Le pilote prenait des médicaments pour traiter son état. Cependant, ce renseignement n'a pas été indiqué sur le rapport d'examen médical de l'aviation civile avant 2008 parce que le pilote ne l'a pas révélé au médecin-examinateur de l'aviation civile (MEAC) et que le médecin de famille n'a pas rapporté les renseignements pertinents à Transports Canada (TC). La réglementation actuelle donne aux MEAC le pouvoir et les moyens d'obtenir tous les renseignements médicaux nécessaires leur permettant de déterminer si un pilote respecte les exigences médicales de leur licence. Cependant, sans justification pour le faire parce qu'un pilote n'a pas signalé de symptômes ou n'a pas indiqué son état de santé à son MEAC, il n'y a pas d'enquête médicale plus poussée. La non-divulgation de symptômes ou d'un état de santé particulier à un MEAC annule les avantages sur le plan de la sécurité que l'on peut tirer des examens et augmente le risque que des pilotes puissent voler alors que leur état de santé constitue un risque pour la sécurité.

De plus, même si le médecin de famille savait que le pilote était titulaire d'une licence de pilote, il ne savait pas qu'il devait déclarer à TC les états susceptibles de constituer un risque pour la sécurité aérienne. Les discussions du Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST) avec d'autres MEAC et médecins de famille reflètent cette réalité; les omnipraticiens canadiens ne connaissent peut-être pas l'obligation qu'ils ont de signaler les états susceptibles de compromettre la sécurité aérienne. Ainsi, il est possible qu'un MEAC n'ait pas tous les renseignements nécessaires pour déterminer avec précision l'aptitude au vol d'un pilote.

Les lignes directrices contenues dans la publication TP 13312 indiquent que si le risque sur 10 ans, déterminé à l'aide du système de quantification du risque, est de 20 % ou plus, il faudrait effectuer une évaluation cardiovasculaire. Lorsque le système de quantification du risque est utilisé, le risque sur 10 ans ne peut être déterminé avec précision que si le taux de cholestérol est connu. Cependant, l'évaluation du taux de cholestérol n'est pas exigée dans la norme actuelle, donc les taux ne sont fournis que sur une base volontaire, s'ils sont connus. Parce que la norme 424 du Règlement de l’aviation canadien (RAC) n'exige pas qu'un candidat fournisse les résultats d'une évaluation du taux de cholestérol, il se peut que les MEAC ne disposent pas des renseignements nécessaires pour déterminer avec précision le risque sur 10 ans qu'un candidat subisse un trouble cardiovasculaire

Le système de quantification du risque et le taux de cholestérol du pilote indiquent un risque de 16 %, soit un niveau de risque moyen qui ne nécessite pas une évaluation plus poussée. Si le pilote avait signalé ses taux élevés de glycémie à jeun et de triglycéride sérique au MEAC, selon les protocoles médicaux canadiens, il aurait fallu réévaluer le profil des facteurs de risque du pilote et effectuer des tests additionnels afin de s'assurer de son état de santé. D'autres tests, comme une épreuve d'effort sur tapis roulant, auraient probablement fourni des indications sur sa cardiopathie latente. Malgré les nombreux facteurs de risque de maladie cardiaque, l'ensemble du système de la Médecine aéronautique civile (MAC) [c.-à-d. le pilote, le médecin de famille, le MEAC et l'agent médical régional de l’aviation (AMRA)] n'a pas permis de détecter la maladie.

Dans le cas présent, ni le MEAC ni l'AMRA n'ont coché les cases sur le formulaire médical ou utilisé le système de quantification du risque contenu dans les lignes directrices pour regrouper les données et évaluer le niveau de risque du candidat. Étant donné que les lignes directrices de TC font référence au système de quantification du risque, il est raisonnable de s'attendre à ce que le formulaire du rapport d'examen médical de TC comprenne un tableau correspondant à ce qui est publié dans les lignes directrices et à ce que celles-ci indiquent comment utiliser ce tableau. Le rapport d'examen médical de l'aviation civile ne comprenant pas de tableau sur le système de quantification du risque, il est possible de ne pas consigner les renseignements de facteur de risque de maladie cardiovasculaire ou de ne pas les utiliser efficacement lorsqu'il faut déterminer le risque qu'un candidat subisse un ennui cardiovasculaire. Le risque est d'autant plus grand puisqu'il n'y a aucune instruction dans les lignes directrices sur l'utilisation du tableau.

Un profil des facteurs de risque complet du pilote aurait pris en compte son âge, son obésité, son indice de masse corporelle (IMC), son tabagisme, son hypertension, ses taux élevés de triglycérides et de glycémie, et il aurait justifié des enquêtes plus poussées afin de déterminer le risque de cardiopathie latente. Ces enquêtes détaillées auraient probablement permis d'établir qu'il présentait un haut risque de problème cardiovasculaire.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. La cardiopathie latente du pilote n'a pas été détectée malgré les mécanismes de défense prévus dans le système de la Médecine aéronautique civile.
  2. L'avion a quitté le vol stabilisé et a heurté le relief parce que le pilote a subi une crise cardiaque.

Faits établis quant aux risques

  1. Le manque de connaissances des omnipraticiens canadiens sur l'obligation de signaler les états susceptibles de constituer un risque pour la sécurité aérienne peut faire en sorte que TC ne dispose pas de tous les renseignements nécessaires pour déterminer avec précision l'aptitude au vol des pilotes.
  2. La non-divulgation de symptômes ou d'un état de santé particulier à un MEAC annule les avantages sur le plan de la sécurité que l'on peut tirer des examens et augmente le risque que des pilotes puissent voler alors que leur état de santé constitue un risque pour la sécurité.
  3. Les lignes directrices de TC que doivent suivre les MEAC n'évaluent ni ne documentent suffisamment bien tous les facteurs de risque de maladie cardiovasculaire des pilotes, ce qui augmente la probabilité que ces risques passent inaperçus.
  4. Les pilotes qui ne portent pas de ceinture-baudrier risquent davantage d'être blessés en vol.

Rapport final no A10H0004 du BST — Sortie en bout de piste

NDLR : L’enquête du BST sur cet accident a produit un rapport majeur, avec de nombreuses discussions et analyses sur des sujets tels que les pneus, les freins, le coefficient de freinage, les précipitations, les aires de sécurité d’extrémité de piste (RESA), l’entretien des pistes, la texture superficielle des pistes, l’état de la surface de la piste, la pente transversale de la piste, le rainurage des pistes, les opérations sur piste mouillée, l’hydroplanage (aussi appelé l’aquaplanage), etc.Nous ne présentons donc que le résumé, les faits établis et certaines des mesures de sécurité prises. Nous encourageons nos lecteurs à lire le rapport complet, qui est accessible par hyperlien dans le titre ci-dessus.

Le 16 juin 2010, un Embraer EMB-145LR, en provenance de l'aéroport international Washington Dulles, se pose sur la piste 07 de l'aéroport international Macdonald-Cartier d'Ottawa (Ont.) à 14 h 30, heure avancée de l'Est (HAE), et sort en bout de piste. L'aéronef s'immobilise à 550 pi au-delà de la fin de la piste 07 et à 220 pi à gauche de l'axe de la piste. Le nez et le poste de pilotage sont endommagés lorsque la roue avant s'affaisse. Il y a 33 passagers et 3 membres d'équipage à bord. Deux membres d'équipage et 1 passager subissent des blessures légères. Le BST a autorisé la publication du rapport le 17 avril 2013.


L'aéronef EMB-145LR après l'événement

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. L’équipage a calculé une vitesse d'approche visée (VAPP ) incorrecte et a effectué l’approche à une vitesse supérieure à celle recommandée.
  2. L’aéronef a franchi le seuil à une vitesse de 8 kt supérieure à la vitesse de référence d’atterrissage (VREF ), ce qui a entraîné un arrondi prolongé pour un atterrissage à 2 270 pi, soit 770 pi au-delà du point de toucher voulu de l’exploitant, qui se situe entre 800 et 1 500 pi, mais dans le premier tiers de la distance d’atterrissage disponible selon les procédures d’utilisation normalisées de l’exploitant.
  3. L’atterrissage en douceur sur une piste mouillée a engendré un hydroplanage visqueux, ce qui a entraîné un mauvais freinage et réduit la vitesse de décélération de l’aéronef, contribuant ainsi à la sortie en bout de piste.
  4. L’eau de pluie s’est accumulée sur la piste 07/25 en raison du vent de travers et de la conception de la pente transversale, ce qui a entraîné une diminution supplémentaire du coefficient de frottement pour le vol en question.
  5. L’équipage n’a pas choisi un réglage des volets à 45°, comme les procédures d’utilisation normalisées de l’exploitant l’encouragent pour un atterrissage sur une piste non rainurée mouillée, ce qui a entraîné une vitesse d’atterrissage plus élevée et une distance d’atterrissage plus longue.
  6. L’équipage n’a pas remis les gaz lorsque la VREF a été dépassée de plus de 5 kt la vitesse indiquée.
  7. Le dispositif de freinage antipatinage a fonctionné comme prévu en empêchant les pressions de freinage de monter aux valeurs commandées après le serrage des freins, et ce, afin d’empêcher le blocage des roues. En raison du freinage insuffisant pendant la course à l’atterrissage, l’aéronef est sorti en bout de piste.
  8. L’aéronef a dépassé le seuil et la bande de piste pour ensuite rencontrer une importante dépression, où le train avant s’est affaissé vers l’arrière, ce qui a causé des dommages considérables au nez de l’aéronef.


Marques de chauffage à la vapeur observées à l'extrémité départ de la piste 07

Mesures de sécurité prises

Bureau de la sécurité des transports du Canada

Le 2 mars 2011, le BST a envoyé à l’Administration de l’aéroport international d’Ottawa un avis de sécurité aérienne désignant la piste 07/25 de CYOW comme « glissante lorsque mouillée ». Cette lettre contenait un examen des exigences d’essais de frottement et les mesures à prendre subséquemment si les valeurs relevées sont inférieures aux limites prescrites. On y mentionne aussi que l’aéroport doit fournir une piste qui est « [traduction] construite de manière à fournir de bonnes caractéristiques de frottement lorsque cette piste est mouillée ». Cette exigence comprendrait un profil de piste approprié pour assurer « [traduction] un écoulement d’eau aussi rapide que possible ». Un examen du profil de la piste 07/25 en ce qui concerne la pente transversale a révélé que cette piste ne satisfaisait pas aux recommandations minimales de 1 % précisées dans la publication TP 312. En conclusion, l’avis suggérait à l’Administration de l’aéroport international d’Ottawa d’examiner ses procédures opérationnelles conjointement avec les directives contenues dans la publication TP 312 pour envisager de désigner la piste 07/25 comme « glissante lorsque mouillée ».

Administration de l’aéroport international d’Ottawa

L’Administration de l’aéroport international d’Ottawa a effectué des essais de frottement en avril 2011. Même si les essais révélaient des valeurs de frottement supérieures au niveau où des mesures correctives seraient requises, certaines valeurs le long de la piste 07/25 étaient rendues à un niveau à partir duquel des mesures d’entretien doivent être prises. En attendant l’enlèvement du caoutchouc de la piste 07/25 prévu en mai 2011, l’Administration de l’aéroport international d’Ottawa a envoyé un NOTAM indiquant qu’il se peut que la piste 07/25 soit glissante lorsqu’elle est mouillée. Ce NOTAM devait arriver à échéance le 15 juin 2011. L’Administration de l’aéroport international d’Ottawa effectue des essais de frottement tous les mois depuis avril 2011. Ces essais comprenaient non seulement l’exigence de la publication TP 312 d’une couche d’eau d’une profondeur de 0,5 mm, mais des essais ont aussi été effectués selon la norme internationale de 1 mm. En outre, des essais ont été effectués dans des conditions réelles de pluie. En raison des niveaux de frottement considérablement plus élevés obtenus après l’enlèvement du caoutchouc, le NOTAM a été annulé. L’enlèvement du caoutchouc a aussi été effectué à 2 reprises durant cette période. De plus, en octobre 2011, un appareil Skidabrader a été utilisé pour augmenter les niveaux de frottement des pistes 07/25 et 14/32.

En 2012, l’Administration de l’aéroport international d’Ottawa a repavé la piste 07/25 en plus d’en corriger le bombé et la pente transversale. En même temps, en tenant compte des pratiques recommandées de l’OACI, elle a construit une aire de sécurité d’extrémité de piste (RESA) de 300 m à chaque extrémité, le premier aéroport du Canada qui l’a fait.

Environnement Canada

Environnement Canada a publié la modification 18 de la 7e édition, du Manuel d’observations météorologiques de surface (MANOBS), entrant en vigueur en janvier 2013. Les critères de l’alinéa 10.3.5.6[c] du MANOBS pour l’émission d’une observation SPECI ont été modifiés pour exiger le signalement de changements d’intensité des précipitations (p. ex., de LGT [léger] à MDT [modéré] ou HVY [fort]; MDT ou HVY à LGT; MDT à HVY; ou HVY à MDT).

Transports Canada

Transports Canada a publié la Circulaire d’information (CI) n° 300-008 — Rainurage des pistes, en vigueur le 8 avril 2013. Ce document a pour objet de fournir des renseignements et des conseils concernant le rainurage des revêtements de piste.

Rapport final no A10O0125 du BST — Décrochage, vrille et collision avec le relief

Le 20 juin 2010, un Cessna 172K retourne à l'aéroport municipal de Toronto/Buttonville après un vol de publicité aérienne sous la forme d'un remorquage de banderole. Il effectue une approche basse parallèle à la piste 33, largue la banderole sur l'herbe et commence à remettre les gaz pour atterrir sur la piste 33. Peu après, l'avion décroche et s'écrase au sol en vrille. Le pilote périt dans l'accident et l'avion est détruit par l'impact et l'incendie qui suit. La radiobalise de repérage d'urgence fonctionne jusqu'à ce que le feu la détruise. L'accident se produit à 17 h 28 HAE. Le BST a autorisé la publication du rapport le 13 avril 2011.

Analyse

Les opérations à l'aéroport, les services de contrôle de la circulation aérienne et les conditions météorologiques ne sont pas en cause dans cet accident. Rien n'indique qu'il y a eu des difficultés de maîtrise de l'avion lorsqu'il remorquait la banderole et celle-ci a été larguée sans problème.

Les dossiers indiquent que l'avion était certifié, équipé et entretenu conformément à la réglementation en vigueur et aux procédures approuvées. Il n'y a pas eu de communication du pilote indiquant des difficultés. Le pilote était certifié et qualifié pour effectuer le vol, conformément à la réglementation en vigueur. La fatigue n'a pas été considérée comme un facteur contributif.

Pour trouver une explication plausible du décrochage de l'avion et de sa vrille jusqu'au sol, plusieurs scénarios ont été étudiés :

  • les commandes étaient bloquées ou coincées;
  • l'avion n'avait pas la bonne configuration;
  • le pilote a éprouvé un malaise ou a perdu la capacité de maîtriser l'avion;
  • le siège du pilote n'était pas verrouillé en position et il a glissé sur les rails;
  • le pilote a tenté de retourner à la piste de toute urgence;
  • le pilote a cabré l'appareil pour une autre raison.

Les câbles de commandes de vol de l'épave étaient intacts et les gouvernes pouvaient bouger. Les manœuvres de l'avion durant l'approche basse, le largage de la banderole et la remise des gaz initiale étaient normales. Rien n'indique que les commandes étaient bloquées ou coincées au point de provoquer un cabré brusque de l'avion qu'il aurait été impossible de contrer.

Les volets étaient rentrés et la compensation en tangage était en position neutre, ce qui est normal pour le décollage, la séquence de largage de la banderole et la montée qui s'ensuit à la vitesse indiquée de montée habituelle. Dans une telle configuration et sans intervention du pilote, l'avion n'aurait pas pu adopter de lui-même l'assiette ou l'angle d'attaque qu'il a adopté dans le présent accident.

Dans le cas de certains aéronefs, y compris des appareils Cessna, il est arrivé qu'un siège mal fixé glisse vers l'arrière par inadvertance sur les rails à cause de la force d'accélération durant la partie initiale du décollage, ou parce que le pilote pousse sur les commandes pour contrer la compensation lorsque la puissance est appliquée pour une remise des gaz, volets sortis. Il n'y a pas de cas connu de sièges glissant vers l'arrière dans un avion Cessna équipé de fixations secondaires de siège de 2007. À cause de l'impact et de l'incendie qui a suivi, il a été impossible de déterminer avec certitude si le siège était bien verrouillé en place avant l'impact ou de déterminer sa position au moment de l'impact.

L'enquête a considéré la possibilité d'une panne de moteur ou d'une autre défaillance qui aurait poussé le pilote à tenter de retourner immédiatement au terrain d'aviation. Il a été déterminé que l'hélice tournait au moment de l'impact, mais pas à pleine puissance. L'examen du moteur, de ses composants et des commandes auxiliaires n'a pas révélé d'anomalies qui auraient empêché leur bon fonctionnement. Le scénario d'une panne moteur à la suite d'une panne d'alimentation causée par le choix inhabituel du réservoir droit a été jugé peu probable.

À la remise des gaz, l'avion était à la gauche de la piste. En cas de perte de puissance du moteur, il est peu probable que le pilote aurait viré à gauche, s'éloignant ainsi du terrain d'aviation; il aurait été plus logique de virer à droite. De plus, ayant été formé à Buttonville, le pilote aurait probablement connu les surfaces d'atterrissage convenables en cas d'urgence aux abords de l'extrémité départ de la piste 33.

Après avoir largué la banderole, le pilote aurait pu tenter de vérifier la zone de largage en regardant par la fenêtre arrière. Il aurait alors fallu délibérément cabrer l'avion et se retourner. En supposant que la main gauche du pilote était sur le manche et sa main droite sur la manette des gaz, son mouvement de torsion aurait causé une réduction de la puissance par inadvertance et une pression vers le bas sur le côté gauche du manche, inclinant ainsi l'appareil à gauche. On ne sait pas comment ce changement accidentel de puissance et d'assiette aurait pu se poursuivre aussi longtemps sans que le pilote le remarque et réagisse pour corriger la situation.

Aucun des scénarios n'a pu être validé.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Pour des raisons indéterminées, durant une remise des gaz intentionnelle, l'avion est parti en montée, s'est cabré abruptement avant de décrocher et de se mettre dans une vrille qui n'a pas pu être arrêtée.
  2. Personne n'aurait pu survivre à l'impact.

Rapport final no A10Q0132 du BST — Perte de repères visuels au sol, perte de la maîtrise de l'appareil et collision avec le relief

NDLR : L’enquête du BST sur cet accident a produit un rapport important, avec de nombreuses discussions et analyses sur des sujets tels que la compétence du pilote, le poids et centrage, la météo, la gestion de l’exploitation, la surveillance réglementaire, la désorientation spatiale, la prise de décision du pilote, la pression et bien plus. La rubrique de SA — N ne peut donc présenter que certains passages sélectionnés. Nous encourageons nos lecteurs à lire le rapport complet, qui est accessible par hyperlien dans le titre ci-dessus.

Le 17 août 2010, un hélicoptère Eurocopter AS350-BA effectue un vol selon les règles de vol à vue de Sept-Îles (Qc) à destination du Poste Montagnais (Qc), situé à quelque 100 NM au nord. Il décolle à 11 h 11, heure avancée de l'Est, et 50 min après le décollage, le système de suivi des vols par satellite de la compagnie indique que l'appareil se trouve à 22 NM au nord de Sept-Îles et qu'il ne se déplace pas. On effectue des recherches et l'épave est retrouvée sur un plateau. Aucun incendie ne s’est déclaré, mais l'appareil a été détruit par la force de l'impact. Le pilote ainsi que les 3 passagers ont péri. Aucun signal de détresse n'a été reçu de la radiobalise de repérage d'urgence. Le BST a autorisé la publication du rapport le 23 janvier 2013.


Photos du site de l'accident montrant l'épave et la trajectoire de désintégration

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Pour des raisons inconnues, le pilote n'a pas pris l'embranchement de la rivière Nipissis, mais a dû éventuellement rebrousser chemin en raison des nuages qui couvraient le relief. Ce prolongement du vol a réduit l'autonomie en carburant disponible pour se rendre à destination.
  2. Le pilote avait réduit la charge de carburant pour accommoder la quantité importante de bagages, réduisant ainsi son autonomie en cas d'imprévu pendant le vol. Cette autonomie réduite a probablement incité le pilote à prendre un raccourci en direction des montagnes pour regagner la route de vol initialement prévue.
  3. Le pilote a poursuivi le vol selon les règles de vol à vue en conditions météorologiques inférieures aux minimums des règles de vol à vue prescrits au Règlement de l'aviation canadien, ce qui a augmenté le risque de perdre ses références visuelles avec le terrain.
  4. Alors que l'appareil survolait le plateau en conditions météorologiques limites, le pilote a perdu le contact visuel avec le relief et, ensuite, la maîtrise de l'appareil, menant à l'impact avec le sol.

Faits établis quant aux risques

  1. Lorsqu'un client, grand utilisateur de services héliportés, demande un affrètement qui ne peut être effectué en conformité au Règlement de l'aviation canadien et que le transporteur l'accepte, le pilote est soumis à une pression tacite de décoller en surcharge.
  2. Les passagers d'un grand utilisateur de services héliportés qui se présentent avec un excédent de bagages exercent une pression implicite qui pourrait inciter le transporteur et le pilote à effectuer un vol en surcharge.
  3. Lorsque les bagages ne sont pas pesés, le calcul précis de la masse au décollage est impossible, et l'hélicoptère risque de décoller avec une masse supérieure à la limite autorisée, augmentant ainsi le risque d'accident lié au vol en surcharge.
  4. Lorsque des pilotes inexpérimentés sont confrontés aux pressions opérationnelles seuls et sans soutien particulier de la part de la compagnie, ils peuvent être influencés à prendre des décisions les mettant à risque ainsi que leurs passagers.
  5. Transports Canada fait peu de surveillance réglementaire des opérations héliportées sur le terrain, et le détail des charges transportées n'est pas consigné aux livres de bord. Il n'est donc pas possible d'être au fait des décollages en surcharge.
  6. Malgré son déclenchement, le système international de satellites pour les recherches et le sauvetage (COSPAS-SARSAT) n'a pas détecté le signal de la radiobalise de repérage d'urgence (ELT) sur la fréquence 406 MHz puisque l'antenne a été sectionnée. Par conséquent, les efforts de recherches et de sauvetage auraient pu être retardés et ainsi, avoir une influence sur la survie de ceux qui ont survécu à l'accident.
  7. Les pilotes commerciaux d'hélicoptères ne pratiquent pas régulièrement le vol aux instruments ni la façon de reprendre la maîtrise de l'hélicoptère en assiette inhabituelle, uniquement par vol aux instruments. Par conséquent, ils courent un plus grand risque de perdre la maîtrise de l'hélicoptère s'ils perdent le contact visuel avec le sol.

Autre fait établi

  1. Les programmes de sensibilisation destinés aux passagers, quant aux conditions de vol permises par la réglementation, pourraient inciter ces derniers à questionner la décision du pilote à poursuivre un vol à vue sous les limites météorologiques prescrites par la réglementation.

Mesures de sécurité prises

Exploitant

Voici les mesures correctives ayant été instaurées chez l’exploitant depuis l'accident du 17 août 2010 :

  • Le directeur de maintenance, le technicien en avionique ainsi qu'une firme spécialisée travaillent sur un Limited Supplemental Type Certificate (LSTC) afin d'équiper toute la flotte d'instruments de vol (Horizon et DG) digitaux, plus fiables que les instruments mécaniques.
  • L'embauche de personnel de gestion supplémentaire a été réalisée afin d'augmenter l'encadrement des pilotes.
  • Un poste de gestionnaire du système de sécurité qui ne dépend pas du directeur des opérations a été créé.
  • La formation initiale des nouveaux pilotes est maintenant beaucoup plus poussée. Celle-ci comporte environ de 20 à 25 h de formation en double commande.
  • Une formation au sol et en vol a été établie afin de réduire les risques liés au vol en conditions de mauvaises conditions météorologiques.
  • Un cours de prise de décisions et d'évitement de CFIT a été mis sur pied. Celui-ci, d'une durée de 8 h, est dispensé par un pilote expérimenté.
  • L’exploitant a procédé à la construction d'une balance extérieure située sur l'aire d'envol afin de mieux contrôler le poids réel des marchandises embarquées.
  • Des balances portatives (de type peson à ressort) sont maintenant à bord de chaque appareil.
  • Des balances (de type pèse-personne) sont disponibles également à la demande des pilotes.
  • Plusieurs demandes ont été faites à la Société de protection des forêts contre le feu et à Hydro-Québec afin que ceux-ci installent des balances permanentes à leurs bases d'opérations.
  • Lors de la prise d'affrètement, l’exploitant essaie de cerner le mieux possible les besoins réels d'un client afin de lui recommander l'hélicoptère approprié.
  • La compagnie a mis à la disposition de ses pilotes divers outils afin de procéder aux calculs de masse et centrage, tels qu'une feuille de calcul Excel, le remboursement pour l'achat de iBal et d'AppVentive (applications spécifiques au calcul de masse et centrage).
  • La compagnie procède à des vérifications surprises afin de s'assurer que les pilotes effectuent et respectent les devis de masse et centrage et que les pilotes volent selon les normes de la compagnie.

Hydro-Québec

  • Le 10 novembre 2010, il y a resserrement de la surveillance et validation des heures d'expérience et du programme de formation spécifique des pilotes d'hélicoptères pour les missions d'affrètement d'Hydro-Québec.
  • Le 25 novembre 2010, lors de la rencontre annuelle des membres de l'Association québécoise du transport aérien (AQTA), Hydro-Québec a présenté à ses fournisseurs d'hélicoptères les éléments de son programme de sensibilisation de ses employés, « La sécurité aérienne passe par le respect de certaines limites », et a annoncé également des changements à ses exigences contractuelles pour obtenir l'engagement de ses fournisseurs face aux préoccupations soulevées par les derniers incidents de l'année 2010 :
    • vol par mauvais temps (limite VFR);
    • décollage en surcharge (limite de poids selon le manuel de vol de l'appareil);
    • vol à l'intérieur de la courbe hauteur-vélocité (altitude-vitesse);
    • exploitation à moins de 11 m de structures de lignes de transport et tours de communication.
  • En janvier 2011, Hydro-Québec ajoute à sa méthode d'évaluation de ses fournisseurs d'hélicoptères les éléments de préoccupation ciblés en matière de sécurité aérienne (limites opérationnelles à respecter).
  • Avril 2011 marque le début de la campagne de sensibilisation des employés d'Hydro-Québec. Jusqu'à présent, plus de 20 séances de sensibilisation ont été offertes aux principaux groupes d'utilisateurs à travers l'organisation.
  • En janvier 2012, Hydro-Québec ajoute à sa méthode d'évaluation de ses fournisseurs d'hélicoptères les visites de vérification qui seront effectuées « sans avis au préalable », notamment sur un site de travail, dans le cadre d'un affrètement et de s'assurer, entre autres, que la charge transportée respecte les limites de poids de l'aéronef. De plus, Hydro-Québec exige de ses fournisseurs qu'ils mettent en œuvre un système de gestion de la sécurité.
  • En juin 2012, Hydro-Québec lance son programme de surveillance sur le terrain en organisant des visites de vérification « surprises » lors des affrètements d'hélicoptères de l'entreprise en mettant l'accent sur les préoccupations ciblées.
  • On procède à la modification des clauses contractuelles pour s'assurer que les documents de poids et centrage sont complétés pour tous les vols effectués pour Hydro-Québec. Cette mesure est validée lors des visites d'audits sans avis au préalable.

Rapport final no A11C0152 du BST — Défectuosité de la roue libre durant un exercice d'atterrissage en autorotation

Le 13 septembre 2011, à bord d’un hélicoptère Bell 206B, un élève-pilote et un instructeur de vol effectuent un vol de formation local à l'aéroport international de Thunder Bay. L'équipage utilise le seuil de la piste d'atterrissage 30 comme zone d'atterrissage désignée. À environ 16 h 30 HAE, l'élève-pilote amorce un exercice d'autorotation à 180° avec reprise moteur planifiée. Le régime du rotor diminue dès que l'élève-pilote amorce la reprise moteur. L'instructeur prend les commandes et effectue une autorotation. L'avertisseur de bas régime rotor retentit et continue de retentir durant l'autorotation. L'hélicoptère atterrit durement, mais pas assez pour déclencher la radiobalise de repérage d'urgence. Le rotor heurte alors la poutre de queue et le mât se rompt tout juste en dessous de la tête du rotor. L'équipage coupe le moteur de l'hélicoptère et sort de l'aéronef indemne. Il n'y a pas eu d'incendie. L'accident s'est produit le jour dans des conditions météorologiques de vol à vue. Le BST a autorisé la publication du rapport le 12 décembre 2012.

Mast and pitch links
Mât et biellette de commande de pas

Analyse

L'équipage a réagi sans hésitation à une situation d'urgence durant une étape critique du vol à proximité du sol et a exécuté avec succès un atterrissage en autorotation. Aucun facteur environnemental ni opérationnel n'a eu d'incidence sur les événements ayant mené à l'événement. L'analyse portera sur les aspects techniques liés à la chaîne dynamique de l'hélicoptère.

Le bulletin technique 206-79-31 de Bell propose la pose d'un filtre à la sortie d'huile de la transmission afin d'empêcher la contamination du restricteur. Bien que le filtre ait été proposé à l'origine pour empêcher des particules de joints toriques coupés de contaminer le restricteur, il y a lieu de croire que le filtre pourrait également intercepter d'autres types de débris. Ce bulletin était facultatif et il n'a pas été incorporé dans la procédure, ce qui a accru le risque de contamination du restricteur. La réduction du débit d'huile qui en résulte peut entraîner des dommages à la roue libre.

Depuis la pose de la roue libre en mars 2004, l'aéronef avait cumulé relativement peu d'heures de vol annuellement, en moyenne 145 heures entrecoupées de périodes d'inactivité. Le chapitre 10 du Manuel des pratiques standards de Bell fournit la procédure à suivre quant à la préservation en entreposage et à la remise en marche de l'aéronef. Cependant, rien n'indique que ces procédures aient été appliquées. La corrosion interne du raccord union du refroidisseur d'huile de la transmission, du tube et des éléments de la roue libre était antérieure à l'accident et révèle la présence d'eau dans le circuit d'huile de la transmission. La transmission, le refroidisseur d'huile et les conduites ont été installés en février 2002. Entre cette date et mars 2004, l'aéronef avait cumulé environ 722 heures de vol, de sorte que la corrosion s'est vraisemblablement développée ultérieurement. L'enquête n'a pu permettre de déterminer la source de la contamination par l'eau.

Il est vraisemblable que l'humidité présente dans la transmission et le circuit d'huile de la roue libre se soit développée par condensation durant les périodes d'inactivité. La présence d'humidité dans le circuit d'huile aurait entraîné le développement de corrosion dans la roue libre et les raccords du refroidisseur d'huile de la transmission. Ce fait est étayé par la présence d'un résidu pâteux d'oxyde de fer enduisant les composants internes de la roue libre et de piqûres sur les surfaces de l'embrayage, de même que de corrosion sur le raccord union d'entrée en aluminium et la conduite de sortie en magnésium reliés au refroidisseur d'huile de la transmission. L'alimentation d'huile comprimée entre la transmission du rotor principal et la roue libre était réduite à la hauteur du restricteur (numéro de pièce 206-040-254-001) en raison de la présence de débris consistant en des produits de corrosion d'aluminium et de magnésium issus du raccord union et de la conduite du refroidisseur d'huile de la transmission. Le débit d'huile vers la roue libre était considérablement réduit. Le fonctionnement sans lubrification appropriée a causé des dommages et une surchauffe des composants internes déjà corrodés.

La roue libre n'est pas entrée en prise lorsque l'équipage a mis les gaz durant une reprise moteur avec autorotation. Au moment de positionner l'hélicoptère à l'horizontale en tirant le manche cyclique vers l'arrière, le régime du rotor a commencé à diminuer même si le moteur commençait à accélérer. Les essais au banc du moteur ont indiqué qu'un régime N1 de 75 % (12 % supérieur au ralenti) était suffisant pour faire accélérer un train d'entrainement N2 non chargé à un régime N2 d'environ 104 %. La baisse du régime du rotor indique que la puissance du moteur n'était pas transmise au rotor. Lorsque l'embrayage à roue libre est soudainement entré en prise, l'inertie accumulée dans le train d'entrainement N2 s'est heurtée à la masse du rotor principal qui décélérait, provoquant ainsi la rupture du mât sous l'effet d'un effort excessif. L'accélération de la portion inférieure du mât a instantanément provoqué le contact entre les biellettes de commande de pas et la biellette d'entraînement du plateau oscillant et la rupture du collier du mât. La bague extérieure du plateau oscillant a été tirée par le rotor principal par l'intermédiaire des biellettes de commande de pas jusqu'à ce que la biellette d'entraînement s'enroule et se bloque contre la bague intérieure (fixée) du plateau oscillant. Le rotor principal a continué de décélérer, les bielles de commande de pas se sont enroulées sur le mât inférieur en mouvement et les pales du rotor ont été amenées à un pas négatif de près de 90° avant que le mât cède sous la tension. Lorsqu'il s'est arrêté, le rotor principal s'est renversé sur un côté et une pale a heurté la poutre de queue. Les particules métalliques trouvées dans la zone du support de roulement de mât inférieur de transmission étaient attribuables au frottement du mât inférieur contre le bout du mât supérieur. Le mât inférieur s'est arrêté lorsque l'équipage a coupé le moteur.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. À un certain moment, de l'humidité s'est infiltrée dans l'huile de la transmission, entraînant la contamination et la corrosion des composants internes de la roue libre et du circuit d'huile.
  2. L'obstruction du raccord du restricteur par des produits de corrosion dans la conduite d'alimentation d'huile a provoqué une réduction du débit d'huile.
  3. Le fonctionnement de la roue libre a été compromis par l'absence de lubrification appropriée qui a causé des dommages et une surchauffe.
  4. À défaut pour la roue libre de se mettre en prise, la puissance du moteur n'a pu être transmise au train d'engrenages du rotor lors d'une tentative de reprise moteur avec autorotation.
  5. Après la pose de l'aéronef, la roue libre est entrée en prise et la torsion excessive inhérente a provoqué la rupture du mât du rotor principal et endommagé en torsion tout le train d'entrainement.

Faits établis quant aux risques

  1. À défaut d'incorporer le bulletin technique facultatif 206-79-31 de Bell Helicopter, il existe un risque de contamination du restricteur. La réduction du débit d'huile qui s'ensuit peut entraîner des dommages à la roue libre.
  2. La non-observation des procédures énoncées au chapitre 10 du Manuel des pratiques standards de Bell entraîne un risque de développement de la corrosion dans les composants de l'aéronef durant les périodes d'inactivité.

Rapport final no A11W0144 du BST — Perte de maîtrise et collision avec un immeuble

Le 22 septembre 2011, un de Havilland DHC-6-300 Twin Otter monté sur flotteurs était en train d'amerrir à l'hydroaérodrome (CEN9) de Yellowknife (T.-N.-O.), le long de la côte ouest du Grand lac des Esclaves, près du secteur connu sous le nom d'Old Town. L'appareil avait à son bord 2 membres d'équipage et 7 passagers, et le copilote était le pilote aux commandes. À l'amerrissage, l'aéronef a rebondi, puis a marsouiné et a atterri brutalement sur le flotteur droit. L'équipage a alors remis les gaz; l'aéronef a décollé à basse vitesse dans une assiette de cabré prononcée, incliné à droite, et a amorcé un virage à droite en direction de la rive. Au cours du virage, l'aile droite de l'aéronef a heurté des lignes et des câbles électriques avant que la partie inférieure des flotteurs ne percute le côté d'un immeuble de bureaux. L'appareil a alors heurté le sol sur le nez et a fait la roue jusqu'au stationnement adjacent. Les deux membres d'équipage ont subi des blessures mortelles, 4 des passagers ont été grièvement blessés et les 3 autres ont subi des blessures mineures. L'aéronef a été gravement endommagé. La radiobalise de repérage d'urgence de 406 mégahertz s'est activée. Il n'y a pas eu d'incendie. L'accident s'est produit à 13 h 18, heure avancée des Rocheuses (HAR). Le BST a autorisé la publication du rapport le 12 décembre 2012.


Hydroaérodrome de Yellowknife

Analyse

Aucun élément n'indique que l'événement a pu être causé par une défaillance d'un système de l'aéronef. L'analyse portera principalement sur la coordination de l'équipage et sur la technique de pilotage durant l'amerrissage et la tentative de remise des gaz.

Lorsque les membres de l'équipage ont discuté de leur approche, ils étaient au courant des forts vents du sud qui produisaient des rouleaux sur le lac. Ils ont décidé d'adopter une vitesse d'approche supérieure à 80 kt, soit 10 kt au-dessus de la vitesse d'approche normale à pleins volets, afin de compenser les conditions de vent. La vitesse indiquée avant l'amerrissage était égale ou inférieure à 80 kt, comme l'indiquent les deux avertissements du commandant de bord. Les forts vents de l'ouest présents juste avant l'amerrissage ont créé des conditions de vent de travers et de cisaillement du vent dans la zone d'amerrissage prévue, conditions qui ont probablement été aggravées par la turbulence présente autour du secteur The RockNote de bas de page 1 immédiatement en amont de la zone d'amerrissage. Cette combinaison aurait produit des fluctuations de la vitesse indiquée et causé le premier amerrissage brutal et le premier rebond au moment où le copilote effectuait l'arrondi pour l'amerrissage.

Après le premier rebond, l'aéronef se serait alors trouvé en vol lent. Le fort vent de travers de droite ainsi que la compensation aux ailerons qu'a effectuée le pilote ont probablement causé la prise de contact du flotteur droit avec l'eau avant le flotteur gauche lorsque l'aéronef a touché l'eau une deuxième fois. L'aéronef a alors fait un mouvement de lacet vers la droite et a piqué du nez. La commande de profondeur vers l'arrière a été utilisée pour corriger le mouvement en piqué et remettre les gaz. Cette manœuvre, combinée à l'effet de cabré produit par le passage en puissance maximale, a fait décoller l'aéronef de la surface de l'eau dans une assiette de cabré prononcée, incliné à droite. Les volets étant complètement sortis et les deux ailes se trouvant en décrochage ou en quasi-décrochage, l'aéronef n'a pas pu accélérer ni reprendre de l'altitude pour le reste du vol. Étant donné que le commandant de bord a pris les commandes sans déclarer qu'il était aux commandes, il est possible que les deux pilotes aient manipulé les commandes durant la remise des gaz.

Du fait que les pilotes ont relevé le nez de l'aéronef, ou ont laissé l'aéronef prendre cette assiette en cabré au moment de remettre les gaz à pleine puissance, la vitesse indiquée n'a pas pu augmenter. Ceci a provoqué le décrochage des ailes et la perte de maîtrise.


Le DHC-6 survolant les quais durant la remise des gaz

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Les fluctuations de la vitesse indiquée au contact de l'eau, combinées aux vents en rafales, ont provoqué un rebond à l'amerrissage.
  2. Les techniques de remise des gaz inadéquates employées durant la sortie du rebond à l'amerrissage ont provoqué une perte de maîtrise.
  3. Il est possible que la confusion dans la coordination entre les membres de l'équipage durant la tentative de remise des gaz ait contribué à la perte de maîtrise.

Rapport final no A10W0155 du BST — Perte de maîtrise et collision au sol

Le 24 septembre 2010, un aéronef privé Cirrus Design Corporation SR22 effectue un vol aller-retour sans escale à vue en provenance de l'aéroport de Calgary/Springbank (Alb.) à destination de la région de Sundre (Alb.) avec à son bord 3 personnes. À environ 5 NM au nord-ouest de Sundre, l'aéronef amorce une descente avec virage serré à partir d'une altitude approximative de 1 600 pi au-dessus du sol et il percute ce dernier dans un champ à 13 h 47, heure avancée des Rocheuses. L'aéronef est détruit par la force de l'impact et l'important incendie qui s'ensuit. Aucun signal de radiobalise de repérage d’urgence n'est détecté. Les 3 occupants sont mortellement blessés. Le BST a autorisé la publication du rapport le 24 novembre 2011.

Déroulement du vol

L'aéronef a quitté Springbank (CYBW) à 13 h 19, pour un vol d'une durée prévue de 1,5 h. L'aéronef s'est dirigé vers le nord-ouest, à destination de l'aéroport de Sundre (CFN7), à 40 NM au nord de Springbank, à une altitude maximale de 6 500 pi ASL, et à une vitesse sol maximale de 160 kt.

L'aéronef a survolé CFN7 et a effectué un circuit à droite, suivi d'un posé-décollé sur la piste 32 à 13 h 41. Après le posé-décollé, alors que l'aéronef franchissait l'extrémité de départ de la piste, il a oscillé légèrement en tangage.

L'aéronef a ensuite grimpé jusqu'à environ 5 600 pi ASL, en cap nord-ouest, à une vitesse indiquée se situant entre 105 kt et 109 kt (KIAS). À 13 h 43 min 50 s, l'aéronef a tourné vers la gauche, à un cap variant entre 220° et 227° magnétique (M). L'aéronef a maintenu une assiette relativement stable, son angle d'inclinaison variant entre 5° à gauche et à droite, et un angle de cabré d'environ 5°. À 13 h 44 min 21 s, l'aéronef a commencé à tanguer jusqu'à un angle maximal de 15° en cabré, sans augmentation de la vitesse verticale ou de l'accélération normale, et il est graduellement descendu à 5 500 pi ASL, ou 1 650 AGL. Durant ce temps, la vitesse indiquée a baissé graduellement de 130 kt à 67 kt.

À 13 h 45 min 35 s, l'aéronef a entamé un virage par la droite qui a augmenté à une cadence maximale de 11° par seconde. La vitesse indiquée est passée à 98 kt, accompagnée d'un angle de piqué de 80° et d'un taux de descente augmentant à une cadence rapide. Les caractéristiques de ce virage laissent croire qu'il s'agissait des premiers stades d'une vrille. Lorsque le virage a atteint 329° M à 1 100 pi AGL, l'aéronef est entré dans un mouvement de roulis à gauche. À 13 h 45 min 48 s, la qualité des enregistrements de bord s'est détériorée en raison d'assiettes extrêmes; cela a entraîné la perte de données valides sur le tangage et le roulis.

À ce moment, le cap diminuait en passant par 120° M, la vitesse indiquée était de 103 kt et l'aéronef affichait un taux de descente verticale de plus de 5 000 pi par minute (pi/min), les charges positives dans l'axe vertical étant alors de 2,4 g. À 13 h 45 min 51 s, les dernières données enregistrées indiquaient que l'aéronef se trouvait à 160 pi, sur le plan latéral, du point d'impact. La vitesse indiquée augmentait à 132 kt tandis que le taux de descente verticale augmentait à 6 900 pi/min et l'accélération verticale atteignait approximativement 3,5 g. Le moteur tournait tout au long de la descente vers le sol.


Carte des neuf dernières minutes de vol

Renseignements sur le pilote et les passagers

Le pilote aux commandes, qui occupait le siège avant gauche, avait reçu un permis de pilote privé au début de 2005, à la suite d'une formation à bord du Cessna 172. Il était titulaire d'une qualification de vol aux instruments du groupe 3 valide, ainsi que des annotations multimoteurs et vol de nuit. Les dossiers disponibles indiquent qu'au moment de l'événement le pilote avait à son actif environ 567 h de vol au total, dont 448 h à bord du Cirrus Design Corporation SR22. Avant de recevoir le SR22 en 2005, il était inscrit à un programme de formation de transition sur le SR22, qui comprend normalement de 7 à 10 h d'instruction au sol et de 10 à 15 h d'instruction en vol. Après 5,5 h d'instruction au sol et 3,9 h d'instruction en vol, il a fallu mettre fin à la formation en raison des conditions météorologiques. Il a reçu par la suite au moins 50 h d'instruction double sur son aéronef et, plus tard, il a volé avec l'instructeur pendant environ 150 h pour améliorer ses aptitudes et se tenir à jour. Le pilote était reconnu pour sa compétence et son approche fondée sur la prudence en vol.

Les 2 autres occupants étaient des pilotes qui avaient acheté l’aéronef le matin de l'accident. L'un était titulaire d'un permis de pilote privé pour les aéronefs à voilure fixe depuis 1985 et d'un permis de pilote de planeur depuis 1984. Son temps de vol total à bord d'aéronefs motorisés était d'environ 165 h; il n'avait à son actif aucune heure à bord du SR22. L'autre était un élève-pilote d'aéronefs à voilure fixe. Il avait fait la majeure partie du programme de formation de pilote privé et avait, à son actif, 63 h de vol au total. Son expérience à bord du SR22 se limitait à un vol de 2 h au cours duquel il avait accompagné le propriétaire de l'appareil, soit un vol aller-retour Springbank-Edmonton, ainsi qu'à un vol de familiarisation de 1 h avec un instructeur à Springbank. Le BST n'a pas été en mesure de déterminer quel occupant était assis dans le siège avant droit au moment de l'accident.


Poste de pilotage et commandes de vol d'un SR22

Commandes de vol

Le SR22 est pourvu de commandes doubles qui se composent de manches simples ressortant des extrémités gauche et droite du tableau de bord. Pour la commande en tangage, il faut pousser et tirer le manche du tableau. Pour la commande en roulis, il faut déplacer le manche d'un côté à l'autre. Les forces de rappel exercées dans le système centralisent le manche en position neutre pour la commande en tangage et en roulis, et compensent les forces de réaction accrues auxquelles est soumis le pilote alors que la vitesse indiquée augmente. Les principes de commande sont semblables à ceux de la plupart des autres aéronefs de l'aviation générale légère. Toutefois, compte tenu de certaines différences au chapitre des forces d'action et de réaction, les nouveaux pilotes ont habituellement besoin d'une courte période de familiarisation.

Analyse

La décélération du SR22 après son virage vers le sud-ouest, accompagnée d'une légère descente, laisse croire que le moteur fonctionnait à puissance réduite, et que le pilote a tenté de maintenir une altitude plus ou moins constante. La légère perte d'altitude et la variation du cap font supposer que le pilote automatique n'était pas activé.

La vitesse indiquée s'est détériorée jusqu'à ce que survienne un décrochage aérodynamique, lequel a été suivi d'une entrée dans une vrille à droite avec un changement de cap de 90°. Le comportement de l'aéronef au cours de la descente continue indique un redressement excessif de l'appareil, qui a entraîné un piqué en spirale dans le sens opposé, lequel se caractérisait par une rotation rapide, un accroissement de la vitesse et une augmentation de la charge g verticale positive. L'altitude restante était insuffisante pour la sortie. Les débris et les traces d'impact au sol indiquent que la rotation s'était, en grande partie, arrêtée, et qu'une remontée avait été amorcée immédiatement avant que l'aéronef percute le sol à vitesse élevée, en piqué, l'aile gauche légèrement basse.

Manœuvre de l'aéronef par un passager/pilote

Comme il avait à son actif près de 500 h de vol à bord du SR22, le pilote qui occupait le siège gauche, considéré comme le pilote aux commandes, aurait été au fait du fonctionnement et des caractéristiques de manœuvre du SR22. Les passagers, qui étaient également pilotes, ne connaissaient pas bien la façon dont fonctionnaient les systèmes d'affichage et de commande de l'aéronef. En plus, ils avaient à leur actif peu ou pas d'expérience en pilotage au siège droit. Comme le type et l'emplacement des instruments de vol et des commandes de vol à manche latéral étaient différents de ce à quoi les propriétaires potentiels étaient habitués, le maintien d'une maîtrise précise de l'aéronef depuis le siège droit aurait présenté des difficultés. Comme le vol avait vraisemblablement pour objet de permettre aux nouveaux propriétaires de se familiariser avec leur aéronef, il est raisonnable de supposer que l'occupant du siège droit était autorisé à manipuler les commandes. Le comportement de l'aéronef durant le départ, à la suite du posé-décollé à CFN7, laisse croire que le pilote éprouvait de la difficulté à maîtriser l'aéronef de manière précise dans l'axe de tangage. Cela suggérerait que l'un des acheteurs, qui occupait le siège droit, était aux commandes à ce moment. La décélération graduelle pendant le maintien d'une altitude constante laisse penser que l'aéronef s'est engagé dans un vol lent. Comme la vitesse indiquée s'est détériorée au point d'atteindre la vitesse de décrochage, une mauvaise manipulation des commandes a pu causer un engagement en roulis et une perte de maîtrise du vol.

Non-déploiement du CAPS

La reconnaissance précoce des situations justifiant le recours au Cirrus Airframe Parachute System (CAPS) et son activation subséquente ont été très efficaces dans la réduction de la gravité des blessures et de l'endommagement de l'aéronef. Lorsque le SR22 est entré dans la vrille initiale à au moins 1 600 pi AGL, l'altitude était suffisante pour déployer avec succès le parachute, comme le démontrent les recherches menées par Cirrus et les événements passés. Dans cet événement, l'état du support de la poignée en T ainsi que l'emplacement et l'état du parachute déployé au site de l'épave indiquent que l'activation du système n'a eu lieu qu'au moment de l'impact avec le sol. Il n'a pas été possible de déterminer la raison pour laquelle l'activation du système n'a pas eu lieu.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Pour des raisons indéterminées, l'aéronef a décéléré au point où un décrochage aérodynamique s'est produit, suivi d'une entrée dans une vrille.
  2. L'aéronef est sorti de la vrille initiale et est entré dans un piqué en spirale, dont il n'a pu sortir avant l'impact avec le sol.
  3. Pour des raisons indéterminées, l'activation du CAPS n'a pas eu lieu après la perte de maîtrise de l'aéronef.

Fait établi quant aux risques

  1. La liste des consignes de navigabilité figurant dans le SWIMN de TC qui s'appliquent aux aéronefs SR22 immatriculés au Canada renfermait des références incomplètes aux bulletins de service. Ainsi, la liste des consignes de navigabilité applicables au SR22 était, par conséquent, elle aussi incomplète. Même si ce site ne représente pas la source officielle de listes de consignes de navigabilité, il est possible que les propriétaires aient été induits en erreur par lui en ce qui concerne les exigences courantes en matière d'entretien.

Autres faits établis

  1. Le SR22 avait été récemment piloté dans des conditions de vol aux instruments et en « espace aérien à usage obligatoire du transpondeur », alors que les activités d'entretien qui avaient été effectuées étaient incomplètes.
  2. Une consigne de navigabilité qui s'appliquait aux commandes de vol n'a pas été observée à bord du SR22. Bien que l'on n'ait pas déterminé que cela a joué un rôle dans l'accident, la sécurité n'a pas été assurée.
  3. Il n'a pas été possible de déterminer qui pilotait l'aéronef au moment de la perte de maîtrise.

Mesures de sécurité prises

Après cet événement, Transports Canada a révisé la liste des consignes de navigabilité applicables aux SR20/SR22 et a inclus les références aux bulletins de service Cirrus pour refléter de manière précise l'information à jour figurant dans le SWIMN.

Rapport final no A11P0149 du BST — Perte de maîtrise et collision au sol

Le 27 octobre 2011, un Beechcraft King Air 100 décolle de l’aéroport international de Vancouver en direction de Kelowna (C.-B.), avec à son bord 7 passagers et 2 pilotes. Environ 15 min après le décollage, l’appareil fait demi-tour pour revenir à Vancouver en raison d’une fuite d’huile. Aucune urgence n’est déclarée. À 16 h 11, heure avancée du Pacifique (HAP), alors qu’il est à environ 300 pi au-dessus du sol et à environ 0,5 SM de la piste, l’aéronef s’incline brusquement sur la gauche et pique du nez. L’aéronef heurte le sol et prend feu avant de s’immobiliser sur la chaussée juste à l’extérieur de la clôture de l’aéroport. Des passants aident à l’évacuation de 6 passagers, tandis que le personnel du service de sauvetage et de lutte contre les incendies vient au secours de l’autre passager et des pilotes. L’aéronef est détruit, et tous les passagers sont grièvement blessés. Les deux pilotes succombent à leurs blessures à l’hôpital. La radiobalise de repérage d’urgence avait été retirée de l’aéronef. Le BST a autorisé la publication du rapport le 17 avril 2013.


Représentation agrandie de la trajectoire de l'approche finale

Déroulement du vol

L’aéronef avait été entreposé dans le hangar pendant la nuit, où il a été inspecté par le personnel de maintenance de l’exploitant. Un litre d’huile a été ajouté au moteur gauche, et on a indiqué que tous les éléments de l’inspection avaient été vérifiés.

Le commandant de bord s’est présenté au hangar vers 14 h 20, a passé environ 2 min près de l’aéronef, puis a sorti l’aéronef du hangar pour le ravitailler en carburant. Le copilote a rejoint le commandant de bord devant le hangar pendant le ravitaillement de l’aéronef. Une inspection pré-vol complète de l’aéronef n’a pas été effectuée.

Les moteurs de l’aéronef ont été démarrés, et l’aéronef a roulé jusqu’à l’autre concessionnaire de services aéronautiques afin de faire monter les passagers. Pendant que les passagers montaient à bord, une petite flaque d’huile sous le moteur gauche a été signalée aux pilotes. Le commandant de bord a confirmé la présence de l’huile, mais aucune autre mesure n’a été prise. Le copilote a présenté l’exposé sur les mesures de sécurité à l’intention des passagers, qui comprenait une démonstration du fonctionnement de la porte principale. L’avion a quitté le concessionnaire de services aéronautiques vers 15 h 35.

L’aéronef a décollé de CYVR à 15 h 41 en direction de Kelowna (C.-B.), en vertu d’un plan de vol selon les règles de vol aux instruments (IFR). Le commandant de bord était le pilote aux commandes. Le vol s’est déroulé sans incident au départ et durant la montée jusqu’à une altitude d’environ 16 000 pi ASL. Environ 15 minutes après le décollage, l’équipage a constaté qu’il y avait un problème d’huile, puisque de l’huile s’échappait du moteur gauche. Le copilote a communiqué avec le contrôle de la circulation aérienne (ATC) et a reçu l’autorisation de retourner à CYVR. Le commandant de bord a amorcé un virage vers CYVR et a réduit la puissance pour la descente. Environ 5 min après le virage, la liste de vérifications en situation anormale liée à une faible pression d’huile a été consultée.

Les pilotes ont décidé d’effectuer l’approche normalement, à moins que la pression d’huile chute sous les 40 lb/po2; le cas échéant, ils suivraient la liste de vérifications en cas d’urgence ainsi que les procédures de vol sur un seul moteur. Ces procédures exigent notamment d’augmenter la vitesse VREF de 10 kt et de mettre l’hélice en drapeau.

L’équipage a reçu l’autorisation d’effectuer une approche à vue sur la piste 26 gauche (26L) par l’interception du radiophare d’alignement de piste. À environ 7 NM de la piste, à 1500 pi ASL, l’ATC a interrogé l’équipage sur la nécessité de déployer les services d’urgence. L’équipage a refusé l’offre de déploiement, en précisant que tout allait bien pour le moment. À 3,8 NM, avec la piste en vue, l’équipage a reçu l’autorisation d’atterrir.

Le vol s’est déroulé sans incident durant l’approche initiale. Les appels standards ont été effectués, y compris la mention de la vitesse VREF de 99 kt. À 3 NM de la zone de toucher des roues, les volets ont été abaissés à 30 %. Par la suite, le train d’atterrissage a été abaissé en position sortie et verrouillée. Environ 45 s avant la perte de maîtrise, l’équipage s’est activé. Les volets ont été abaissés à 60 %. Le système d’avertissement de proximité du sol (GPWS) a signalé que l’altitude au-dessus du sol en pieds était de « 500 ».

La vitesse signalée était de 105 kt, puis de VREF (99 kt), puis enfin de VREF moins 5. Le bruit de l’hélice a changé, ce qui a immédiatement été suivi d’une perte de maîtrise de l’appareil. L’aéronef a fait un mouvement de lacet vers la gauche, a effectué un mouvement de roulis d’environ 80° vers la gauche, puis a piqué du nez à un angle d’environ 50°. Alors que l’aéronef plongeait vers le sol, les ailes sont revenues à l’horizontale et le nez s’est relevé, réduisant l’angle de piqué à 30°. C’est à ce moment que l’aéronef a heurté le sol. 

Poussée asymétrique

Sur les bimoteurs où les deux moteurs tournent dans le sens horaire, comme le Beechcraft King Air 100, le moteur gauche est considéré comme le moteur critiqueNote de bas de page 2. Lorsqu’un moteur tombe en panne, un effet de lacet se produit. L’effet de lacet varie selon la distance latérale entre l’axe central de l’aéronef et le vecteur poussée du moteur qui fonctionne. Cet effet est accentué par la poussée produite par le moteur qui fonctionne. En raison du facteur P, le vecteur poussée du moteur droit est plus éloigné de l’axe central de l’aéronef que celui du moteur gauche. En conséquence, si le moteur gauche tombe en panne, l’effet de lacet causé par le moteur droit qui fonctionne sera plus important.

Figure 6. Airplane Flying Handbook, FAA-H-8083-3A [US Government Printing Office, Washington DC: 2004], page 12−28. Modifications by TSB.)
 

Poussée asymétrique : adaptation de la figure 12-19,
Airplane Flying Handbook, FAA-H-8083-3A (US Government Printing Office, Washington D.C., 2004), page 12-28.
Modifications apportées par le BST

Maîtrise avec un seul moteur

Lorsque la poussée des moteurs, décentrés par rapport à l’axe central d’un aéronef, diffère l’un de l’autre, la maîtrise de l’effet de lacet repose principalement sur le stabilisateur vertical et la gouverne de direction de la queue et, dans une moindre mesure, les ailerons. L’efficacité de ces surfaces augmente avec la vitesse.

La plupart des aéronefs multimoteurs à voilure fixe ont une vitesse minimale de contrôle (VMC), qui est la vitesse minimale à laquelle la direction de l’aéronef peut être maîtrisée lorsque le moteur critique est en panne. Si la vitesse est inférieure à la VMC, le pilote risque de ne pas pouvoir maîtriser l’appareil. La VMC de l’aéronef en cause était de 85 kt, compte tenu de l’hélice du moteur en panne qui tournait en moulinet, d’une inclinaison latérale de 5° vers le moteur en marche, de la puissance de décollage du moteur en marche, du train d’atterrissage rentré, des volets en position de décollage et d’un centre de gravité vers la limite arrière.

Les renseignements sur la vitesse minimale à laquelle la direction peut être assurée lorsque les hélices ne sont pas mises en drapeau et qu’elles tournent à régime normal ne sont pas normalement fournis aux équipages de conduite. Toutefois, le fabricant de l’hélice a calculé que la traînée produite par l’hélice à 4 pales de l’appareil, tournant à environ 1 900 rpm, était d’environ 300 lb.

L’application d’une poussée asymétrique à basse vitesse lorsque les deux moteurs fonctionnent peut entraîner une perte de maîtrise directionnelle.

En août 2012, AvioConsult, une entreprise spécialisée dans les essais expérimentaux en vol, a publié une étude et a formulé des recommandations en vue d’améliorer l’Airplane Flying Handbook de la FAA (FAA-H-8083-3A). L’étude aborde particulièrement le chapitre 12 (« Transition to Multiengine Airplanes ») et recommande de fournir aux pilotes des renseignements plus complets pour les aider à comprendre les risques liés à la poussée asymétrique qui peuvent entraîner une perte de maîtrise. Les publications canadiennes sont également dépourvues de ces précieux renseignements.

Décrochage aérodynamique

Un décrochage aérodynamique survient lorsque l’angle d’attaque de l’aile excède l’angle critique où l’écoulement de l’air commence à se décoller. Lorsqu’il y a décrochage de l’aile, l’écoulement de l’air décolle de l’extrados, et la portance diminue au point de ne plus supporter l’aéronef. Même si le décrochage survient à angle d’attaque précis, il peut se produire à toutes les vitesses. Toutefois, ces vitesses peuvent être estimées pour des conditions données.

Selon les renseignements extraits des données radars de l’ATC et de l’enregistreur de la parole dans le poste du pilotage (CVR), l’aéronef volait à environ 20 kt au-dessus de la vitesse de décrochage, ce qui était d’environ 72 kt compte tenu des facteurs de charge. De plus, puisque la perte de maîtrise a été accompagnée, semble-t-il, d’une augmentation de puissance, il a été déterminé que le décrochage n’a pas été l’événement déclencheur.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Durant la maintenance habituelle, il est probable que le bouchon du réservoir d’huile du moteur gauche n’a pas été verrouillé.
  2. L’aéronef n’a pas été soumis à une inspection pré-vol complète; par conséquent, le bouchon non verrouillé du réservoir d’huile moteur n’a pas été détecté, et une quantité importante d’huile s’est échappée du moteur gauche pendant le vol.
  3. Une modification non obligatoire visant à limiter la perte d’huile lorsque le bouchon d’huile du moteur n’est pas verrouillé n’avait pas été effectuée sur les moteurs.
  4. Après que l’aéronef a été déplacé, une fuite d’huile du moteur gauche a été signalée à l’équipage, qui n’en a pas déterminé la source avant le décollage.
  5. Durant l’approche finale, l’aéronef a ralenti pour atteindre une vitesse inférieure à la vitesse VREF. Lorsque la puissance a été appliquée, probablement seulement au moteur droit, la vitesse de l’aéronef n’était pas suffisante pour maintenir le contrôle directionnel; l’aéronef a donc fait des mouvements de lacet et de roulis vers la gauche et a piqué du nez.
  6. Une manœuvre de reprise, qui n’a été efficace qu’en partie, a probablement été tentée en réduisant la puissance du moteur droit; toutefois, l’altitude était insuffisante pour redresser l’aéronef complètement, et l’aéronef a heurté le sol.
  7. Le circuit carburant a été endommagé par l’impact. La friction avec le métal et possiblement le circuit électrique de l’aéronef ont déclenché des incendies.
  8. Le circuit électrique endommagé a continué d’être alimenté par la batterie, ce qui a entraîné la formation d’arcs électriques qui ont déclenché des incendies, dont celui dans le poste de pilotage.
  9. Les blessures subies par les pilotes et la plupart des passagers au moment de l’impact ont limité leur capacité de sortir de l’aéronef.

Faits établis quant aux risques

  1. Les manuels de vol des aéronefs multimoteurs et les programmes de formation sur ces aéronefs ne font aucune mise en garde et n’indiquent pas les vitesses minimales de contrôle concernant le recours à la poussée asymétrique dans les situations où un moteur fonctionne à faible puissance ou l’hélice n’est pas mise en drapeau. Les pilotes risquent de ne pas anticiper le comportement d’un aéronef lorsque la poussée asymétrique est appliquée à une vitesse avoisinant la vitesse critique non publiée ou à une vitesse inférieure à cette dernière, et de perdre la maîtrise de l’avion.
  2. Les procédures d’utilisation normalisées de l’entreprise étaient dépourvues de directives claires quant à la façon dont l’aéronef doit être configuré pour les 500 derniers pi, ou sur ce qu’il faut faire lorsqu’une approche est encore instable lorsqu’il reste 500 pi à parcourir, en particulier en situation anormale. Le risque que se produisent des accidents durant les approches non stabilisées à une altitude inférieure à 500 pieds au-dessus du niveau du sol a été démontré.
  3. Si la batterie n’est pas isolée après que l’aéronef a été endommagé, la batterie sous tension risque de déclencher des incendies en raison des arcs électriques qu’elle produit.
  4. Lorsque l’équipage utilise des données erronées pour calculer la masse et le centrage, il risque, par inadvertance, de piloter l’aéronef avec un centre de gravité qui est en dehors des limites permises.

Rapport final no A12C0053 du BST — Collision en vol

Le 12 mai 2012, un Piper PA-28R-200 Arrow approche St. Brieux (Sask.), en route depuis Nanton (Alb.), avec un pilote et 2 passagers à bord. Un avion amphibie Lake LA-4-200 Buccaneer fait route de Regina vers La Ronge (Sask.), avec un pilote et 1 passager à bord. Vers 8 h 41, heure normale du Centre (HNC), les deux aéronefs entrent en collision à environ 8 NM à l'ouest de St. Brieux et chutent au sol à deux principaux sites, à environ 0,5 NM l'un de l'autre. Les deux aéronefs, qui sont exploités conformément aux règles de vol à vue, sont détruits, et il n'y a aucun survivant. Il n'y a pas d'incendie après impact, et les radiobalises de repérage d'urgence ne sont pas activées. Le BST a autorisé la publication du rapport le 11 juin 2013.


Épave du LA-4 dans un marais

Analyse

Rien ne porte à croire qu'une anomalie liée à un aéronef ou les conditions météorologiques sont en cause dans cet événement. Dans cet événement, les deux aéronefs suivaient des trajectoires sécantes. Ainsi, il y avait toujours un risque qu'ils atteignent le même point dans le ciel au même moment. Le PA-28 a amorcé sa descente près de Saskatoon. Pour arriver à l'élévation de St. Brieux, soit 1 780 pi ASL, le pilote a dû descendre à 4 500 pi ASL (l'altitude du LA-4). Les deux aéronefs sont arrivés au même point et à la même altitude au même moment, ce qui a entraîné la collision en vol. Le reste de la présente section vise à expliquer comment deux aéronefs peuvent entrer en collision lorsqu'ils volent selon les règles de vol à vue.

La position relative de chacun des aéronefs en cause juste avant la collision aurait rendu tout contact visuel difficile. Le PA-28 descendait depuis une altitude plus élevée que celle du LA-4. Ainsi, l'aile gauche du LA-4 aurait pu empêcher son pilote d'apercevoir le PA-28. Dans un même ordre d’idées, le nez du PA-28 a peut-être obstrué la vue de son pilote et l'a peut-être empêché d'apercevoir le LA-4. Les deux diagrammes indiquent la position des aéronefs l'un par rapport à l'autre ainsi que la structure des postes de pilotage.


Vue depuis le poste de pilotage du PA-28 montrant que la vision
du pilote était partiellement obstruée par le nez de l'aéronef
(Remarque : l'image n'est pas à l'échelle.)

View from cockpit of the LA-4</i><i> indicating pilot's view partly obstructed by aircraft structure
Vue depuis le poste de pilotage du LA-4 montrant que la vision
du pilote était partiellement obstruée par la structure de l'aéronef
(Remarque : l'image n'est pas à l'échelle)

Les deux aéronefs étaient munis d'un transpondeur et d'un système d'évitement des collisions. Les deux aéronefs se trouvaient à la limite de la couverture radar nécessaire au fonctionnement de ces systèmes d'évitement des collisions, ou tout juste hors de portée de celle-ci. Il se peut que l'un des systèmes, sinon les deux, ait sonné l'alarme lorsque les deux aéronefs se sont trouvés à proximité l'un de l'autre pour avertir l'un des pilotes ou les deux qu'une collision était imminente. Selon le réglage de portée de détection du système PCAS à bord du PA-28, le délai disponible pour exécuter une manœuvre d'évitement aurait varié de 2 min à aussi peu que 4 s.

Étant donné le peu d’expérience du pilote du LA-4 et la complexité de l’affichage du système TCAD qui se trouvait à bord, il est peu probable que le pilote ait maîtrisé l’utilisation de celui-ci et les procédures d’évitement même si le système s’était activé. En outre, il se peut que les facteurs physiologiques concernant la vision aient réduit encore davantage le temps de réaction des pilotes, ce qui les aurait empêchés de s’éviter l’un l’autre.

Il ressort de l'inspection des dommages aux ailes et aux ailerons gauches des deux aéronefs que le pilote du PA-28 a peut-être incliné l’appareil vers la gauche, amorçant un virage vers le nord pour s'éloigner du LA-4. Une telle manœuvre d'évitement aurait fait en sorte que l'aile gauche du PA-28 pointe vers le bas, de manière à ce qu'elle n'ait pu que percuter l'aile gauche du LA-4. Voir ci-après une reconstitution de la position probable des aéronefs au moment de l'impact. Les sections extrêmes des ailes gauches sont tombées au sol très près l'une de l'autre, mais à une certaine distance des deux principaux sites des épaves. Ce fait indique que :

  • ces sections ont été arrachées dans les airs au moment de la collision;
  • une quelconque manœuvre d'évitement a été amorcée par l'un des aéronefs ou par les deux;
  • les deux aéronefs auraient été impossibles à maîtriser après la collision en raison des dommages structuraux qu'ils ont subis.


Position relative des aéronefs au moment de l'impact

L'échec du principe voir et éviter dans le cas de cet événement illustre le risque résiduel que comporte ce principe lorsqu'il constitue le seul moyen d'évitement des collisions en vol.

La force de l’impact a écrasé les cabines des deux aéronefs lorsque ceux-ci ont percuté leur plan d'eau respectif, ce qui indique que l'accident n'offrait aucune chance de survie aux occupants des deux aéronefs.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

  1. Les 2 aéronefs sont arrivés au même point et à la même altitude au même moment, ce qui a entraîné la collision en vol.
  2. La position convergente relative des deux aéronefs, à laquelle s’ajoutent les limites physiologiques de la vision, a vraisemblablement rendu extrêmement difficile toute détection visuelle. Ainsi, le temps de réaction a été réduit à tel point qu'il était impossible d'éviter une collision.
  3. Les ailerons gauches ainsi qu'une partie des ailes des deux aéronefs ont été arrachés durant la collision en vol. Ces dommages auraient rendu les 2 aéronefs impossibles à maîtriser et auraient empêché l'un et l'autre de se rétablir après la collision.

Fait établi quant aux risques

  1. Les vols effectués selon les règles de vol à vue posent des risques continus de collision lorsque les pilotes emploient le principe voir et éviter comme unique moyen d'évitement des collisions.

Autre fait établi

  1. La conception et les caractéristiques de fonctionnement des systèmes d'évitement des collisions à bord des aéronefs en cause dans cet événement sont telles qu'il est possible de régler par inadvertance les paramètres de détection de manière à ce qu'ils offrent un délai d'avertissement insuffisant aux pilotes.

Notes de bas de page

Note de bas de page 1

Au sud-ouest de la zone d'amerrissage et du lieu de l'accident, dans le secteur Old Town, se trouve un affleurement rocheux appelé The Rock qui culmine à 70 pi environ au-dessus du niveau du lac et à 60 pi environ au-dessus du niveau de la rue. Au sommet, on trouve un belvédère public, une station météorologique privée et le monument aux pilotes. L'aéronef a été photographié depuis le belvédère durant l'approche, l'amerrissage, la remise des gaz (Photo) et l'impact avec l'immeuble.

Retour à la référence de la note de bas de page 1 

Note de bas de page 2

Le facteur P est un phénomène aérodynamique subi par une hélice en mouvement qui entraîne une asymétrie de la poussée de l’hélice lorsque l’angle d’attaque de l’aéronef est élevé.

Retour à la référence de la note de bas de page 2 

Nouvelle circulaire d’information :
Utilisation du poids pondéré des passagers par les
transporteurs de la sous-partie 703

Saviez-vous que...
…depuis l’entrée en vigueur du paragraphe 723.37(3) des Normes de service aérien commercial (NSAC) le 30 juillet 2012, il n’est plus possible de calculer la masse et le centrage pour les avions exploités en vertu de la sous-partie 703 du RAC à l’aide des poids normalisés des passagers publiés à l’article 3.5 de la section RAC du Manuel d’information aéronautique de Transports Canada (AIM de TC)? Selon la norme modifiée, les exploitants d’avions visés par la sous-partie 703 du Règlement de l’aviation canadien sont appelés à déterminer le poids des passagers à l’aide des poids réels ou des poids pondérés (publiés par TCAC ou générés par l’exploitant aérien), comme le décrit la Circulaire d'information (CI) nº 703-004, intitulée « Utilisation du poids pondéré des passagers par les transporteurs aériens commerciaux relevant de la sous-partie 703 du Règlement de l’aviation canadien ». Pour tous les détails, veuillez consulter la CI 703-004 en hyperlien ci-dessus, ainsi que l’article 3.5 de la section RAC de l’AIM de TC.

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