Final_FSIR_CT114120 French

FORCES CANADIENNES
RAPPORT D’ENQUÊTE SUR LA SÉCURITÉ DES VOLS (RESV)
RAPPORT FINAL
NUMÉRO DE DOSSIER :
DATE DU RAPPORT :
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
24 novembre 2006
TYPE D’AÉRONEF :
DATE/HEURE :
LIEU DE L’ACCIDENT :
CATEGORIE :
CT114120 Tutor
24 août 2005, 21 h 22Z (17 h 22L)
Thunder Bay (Ontario)
accident de catégorie « A »
Le présent rapport a été rédigé avec l’autorisation du ministre de la Défense nationale
(MDN) en vertu de l’article 4.2 de la Loi sur l’aéronautique, et conformément au
document A-GA-135-001/AA-001, Sécurité des vols dans les Forces canadiennes.
Sauf en ce qui a trait à la Partie 1, le contenu du présent rapport ne doit servir qu’aux fins
de prévention des accidents. Ce rapport a été rendu public avec l’autorisation du directeur
de la Sécurité des vols (DSV), quartier général de la Défense nationale, en vertu des
pouvoirs qui lui sont délégués par le MDN à tire d’autorité chargée des enquêtes sur la
navigabilité (AEN) des Forces canadiennes.
RÉSUMÉ
L’avion accidenté occupait la position de « second solo » au sein du 431e Escadron de
démonstration aérienne (EDA), et c’était l’avion numéro 8. Avant la mise en train
préalable au spectacle aérien au-dessus de la rive à Thunder Bay, les « solos » ont
effectué une reconnaissance de l’axe de présentation, puis sont entrés à l’intérieur des
terres pour exécuter les manœuvres de mise en train précédant le spectacle. Pendant
ces manœuvres, l’avion passe sur le dos et tire 2G négatifs. Immédiatement après la
mise sur le dos, le numéro 8 a entendu une forte détonation et a senti une perte de
poussée immédiate. Après avoir exécuté les procédures d’urgence et être revenu en
palier ventre, le pilote a remarqué que le régime moteur se situait entre 2 et 3 pour cent.
Un rallumage de « procédure un » a été tenté, et l’indicateur de régime n’a affiché que 5
ou 6 pour cent. Le pilote a confirmé que la trajectoire droit devant convenait à une
éjection et, après avoir appelé son chef de formation, il s’est éjecté. L’avion s’est écrasé
au sol 10 secondes plus tard, près de véhicules abandonnés, dans un champ situé à
environ neuf kilomètres au nord de l’aéroport de Thunder Bay. L’avion a été détruit par
l’impact au sol.
Le pilote s’est posé à un demi-kilomètre au nord-est de l’avion. Il a été récupéré environ
20 minutes plus tard, n’ayant subi que des blessures légères associées à l’éjection. Il
s’est frayé un chemin dans un marécage pour atteindre les véhicules de secours et le
personnel civil qui le cherchait dans les bois.
i
TABLE DES MATIÈRES
1. RENSEIGNEMENTS DE BASE .................................................................................. 1
1.1
1.2
1.3
1.4
1.6
1.7
1.8
1.9
1.10
1.11
1.12
1.13
1.14
1.15
1.16
1.17
1.18
1.19
Déroulement du vol ........................................................................................... 1
Victimes............................................................................................................. 2
Dommages à l’aéronef ...................................................................................... 2
Dommages indirects.......................................................................................... 2
Renseignements sur l’aéronef........................................................................... 4
Renseignements météorologiques.................................................................... 4
Aides à la navigation ......................................................................................... 5
Télécommunications ......................................................................................... 5
Renseignements sur l’aérodrome/l’aire d’amerrissage ................................... 7
Enregistreurs de bord...................................................................................... 7
Renseignements sur l’épave et l’impact .......................................................... 7
Renseignements médicaux ........................................................................... 10
Incendie, dispositifs pyrotechniques et munitions ......................................... 10
Questions relatives à la survie....................................................................... 12
Essais et recherches ..................................................................................... 13
Renseignements sur l’organisation et la gestion ........................................... 14
Renseignements supplémentaires ................................................................ 14
Techniques d’enquête utiles ou efficaces...................................................... 14
2. ANALYSE.................................................................................................................. 15
2.1
2.2
Le moteur d’avion............................................................................................ 15
Équipement de survie de l’avion ..................................................................... 19
3. CONCLUSIONS ........................................................................................................ 24
3.1
3.2
3.3
Faits établis ..................................................................................................... 24
Causes ............................................................................................................ 25
Facteurs contributifs ........................................................................................ 25
4. MESURES DE PRÉVENTION .................................................................................. 26
4.1
4.2
4.3
4.4
Mesures de prévention prises ......................................................................... 26
Autres mesures de prévention recommandées............................................... 26
Autres préoccupations liées à la sécurité........................................................ 27
Commentaires du DSV.................................................................................... 27
ANNEXE A : Sigles et abréviations .......................................................................... A-1
ANNEXE B : Photographies ...................................................................................... B-1
ii
1.
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le 431e Escadron de démonstration aérienne (EDA) vole sur des avions CT114
Tutor pour donner des spectacles aériens et il s’en sert aussi à des fins de
relations publiques. Le CT114 est un avion d’entraînement biplace côte-à-côte.
L’avion n’est plus utilisé à des fins d’entraînement aujourd’hui, mais le 431 EDA
a continué à l’utiliser pour remplir sa mission.
Le CT114 a subi des modifications propres à le rendre apte à servir comme
avion à un seul pilote livrant des spectacles aériens. Ces modifications
comprennent la relocalisation de certaines commandes essentielles permettant
d’être atteintes de l’un ou de l’autre siège. Aussi, les avions Snowbird sont
équipés d’un système fumigène qui contribue à leur visibilité et à l’esthétique de
leur présentation aérienne. Ce système comprend des réservoirs ventraux
contenant du carburant diesel ainsi qu’une tuyauterie allant jusqu’à la buse
d’éjection où le carburant diesel est aspiré pour produire de la fumée.
L’équipe de présentation du 431 EDA comprend normalement neuf appareils,
dont sept constituent la formation « principale ». Les deux autres appareils sont
les « solos », le numéro 9 étant le premier solo pilotant en place droite, et le
numéro 8, le second solo pilotant en place gauche. Cependant, pour le spectacle
à Thunder Bay, le spectacle devait être une présentation à huit appareils (6+2),
plutôt qu’une présentation à neuf appareils (7+2).
1.1
Déroulement du vol
L’avion accidenté occupait la position du « second solo » et il était le numéro 8
de la formation prévue de huit appareils pour le spectacle présenté sur les rives
de Thunder Bay. Le numéro 8 a décollé comme ailier du numéro 9 et il se
trouvait dans le troisième élément de la séquence de décollage. Les « solos » se
sont séparés de la formation principale après le décollage pour exécuter une
reconnaissance de l’axe de présentation au brise-lames du port de Thunder Bay.
Une fois la reconnaissance exécutée, les solos sont entrés à l’intérieur des terres
pour effectuer les manœuvres de mise en train précédant le spectacle, une série
de manœuvres acrobatiques préliminaires conçues pour assurer que l’avion est
bien en ordre avant le début officiel du spectacle. Une partie de cette séquence
consiste pour l’avion à effectuer une mise sur le dos, puis à tirer 2G négatifs.
Immédiatement après la mise sur le dos, le numéro 8 a entendu une forte
détonation et a senti dans la foulée une perte de poussée. Le pilote a appuyé sur
le bouton de démarrage pneumatique et a remis l’avion en palier ventre alors
que le régime moteur diminuait rapidement à entre 2 et 3 pour cent. Après avoir
communiqué « 8’s Off Engine » (8, moteur éteint), il a tenté un rallumage de
« procédure un », mais le régime n’a pas augmenté. Le pilote a confirmé que la
trajectoire droit devant convenait à l’éjection et, après avoir appelé son chef de
formation, il s’est éjecté. L’avion a été détruit à l’impact avec le sol, 10 secondes
1/28
plus tard, près de véhicules abandonnés, dans un champ situé à environ neuf
kilomètres au nord de l’aéroport de Thunder Bay.
Le pilote s’est posé un demi-kilomètre au nord-est de son appareil. Il a été
récupéré environ 20 minutes plus tard. Il s’est frayé un chemin dans un
marécage pour atteindre le véhicule de secours et certains civils qui le
cherchaient dans les bois. Il a subi des blessures légères, associées à l’éjection.
1.2
Victimes
Tableau 1 : Victimes
Blessures
Mortelles
Graves
Légères
1.3
Équipage
0
0
1
Passagers
0
0
0
Autres
0
0
0
Dommages à l’aéronef
L’avion CT114120 a subi des dommages de catégorie « A » à la suite de
l’écrasement au sol et de l’incendie qui s’en est suivi. Le tracé laissé par l’épave
de l’avion couvrait une surface d’environ 60 mètres de largeur et de 100 mètres
de longueur, le lieu principal de l’écrasement étant de 20 mètres sur 40 mètres. Il
y avait trois grands morceaux sur ces lieux : le longeron avant d’aile et une partie
de l’aile, le moteur et la tuyère, puis une partie de l’empennage. Le fuselage et
l’habitacle étaient fragmentés et presque entièrement consumés par l’incendie
qui a suivi l’écrasement. Les dommages à l’avion étaient très importants, et très
peu de celui-ci a pu être récupéré.
Un examen préliminaire du moteur a révélé des dommages massifs au
compresseur, chaque étage exposé montrant des marques de matériau érodé et
de replis par inversion de l’écoulement aérodynamique tant sur les aubes fixes
que mobiles. Une aube de premier étage du compresseur n’était plus fixée au
rotor du premier étage du compresseur. Les dommages observés sur le
compresseur correspondaient à ceux d’un décrochage du compresseur causé
par un corps étranger dur.
1.4
Dommages indirects
L’avion s’est écrasé sur une terre privée, près de quelques véhicules à l’abandon
et de matériel agricole inutilisé. L’avion n’a pas directement heurté ces objets
pendant l’impact initial, mais de nombreux morceaux de l’avion étaient répartis
sur toute la zone de débris après avoir rebondi sur le sol. Certains de ces
morceaux ont atteint les véhicules. L’impact a donné naissance à un incendie qui
a été limité à une surface de 20 mètres sur 40 mètres environ grâce à la prompte
intervention concluante du service des incendies local. L’incendie a été
2/28
suffisamment intense pour faire fondre de nombreux morceaux d’aluminium de
l’avion et a brûlé plusieurs des véhicules à l’abandon et une partie du matériel
agricole. Aussi, environ 15 arbres dans la zone de l’impact ont été brûlés dans
cet incendie. Il est probable que l’incendie a consumé la plus grande partie du
carburant de l’avion, le carburant des réservoirs fumigènes et d’autres liquides
inflammables qui se trouvaient à bord de l’avion.
L’officier chargé de l’environnement (O Env) de la 17e Escadre a été présent
pendant toute la procédure de récupération. Un plan visant à établir une ligne de
base délimitant le sol environnant et à tester le niveau de contamination dans les
zones touchées a été élaboré. Environnement Ontario a été avisé de
l’écrasement, et l’événement a été signalé à cette organisation comme étant un
« déversement ».
1.5
Renseignements sur le personnel
Le pilote appartenait au 431 EDA depuis quatre ans. Au début, il avait volé à
bord du Snowbird 6 pendant deux ans, puis il était passé au Snowbird 8. Il avait
alors été pilote chargé des normes pour les Snowbirds pendant trois mois avant
de revenir à la position Snowbird 8. En novembre 2004, le pilote avait obtenu
une qualification de vol d’essai après maintenance pour tous les avions du
431 EDA. Le pilote est titulaire d’une qualification aux instruments valide, qui
avait été accordée le 1er février 2005. Sa vérification de compétence annuelle
remontait au 10 février 2005, et on avait noté que toutes les séquences avaient
été pilotées selon une norme très élevée. Sa vérification de compétence de nuit
(22 février 2005) et sa vérification en formation (5 avril 2005) étaient également à
jour. Le dernier entraînement du pilote sur siège éjectable remontait au 7
décembre 2004.
Tableau 2 : Renseignements sur le personnel
Pilote
Grade
Catégorie personnel
navigant valide
CAPT
Compétences à jour
OUI
Catégorie médicale
valide
OUI
Total des heures de vol
5022
Heures sur type
2462
Heures au cours des
30 derniers jours
19,7
3/28
OUI
Heures de service –
jour de l’accident
Heures de vol le jour
de l’accident
1.6
2,8
0,3
Renseignements sur l’aéronef
L’avion totalisait 11 560,9 heures cellule, et le moteur, 8418,8 heures.
Le moteur, numéro de série 8058, et la partie arrière de l’avion (avec buse
d’éjection) ont été expédiés au Centre d’essais techniques de la qualité (CETQ)
pour un examen plus poussé. Le siège éjectable, le parachute et divers
équipements de survie utilisés par le pilote ont été saisis et expédiés au Centre
d’essais techniques en aérospatiale (CETA) pour une analyse plus approfondie
par des spécialistes des systèmes d’évacuation. Les pièces de vêtement,
comme le gilet de sauvetage/porteur universel et le casque, ont été envoyés à
Recherche et développement pour la défense (RDDC) Toronto pour une étude
plus approfondie. Après examen par RDDC, le casque et le gilet ont été
expédiés au CETQ pour d’autres essais.
1.7
Renseignements météorologiques
L’équipe des Snowbirds a quitté l’aéroport de Thunder Bay à 21 h 15Z pour
entamer ses manœuvres de mise en train avant le spectacle et donner le
spectacle aérien au-dessus des rives de Thunder Bay. Les Snowbirds disposent
de trois types de spectacles distincts : un spectacle à développement vertical, un
spectacle à basse altitude et un spectacle à développement horizontal. Comme
le plafond nuageux et la visibilité ne posaient pas de problèmes, c’est le
spectacle à développement vertical qui était prévu. Les conditions
météorologiques ne sont pas considérées comme un facteur dans cet accident.
METAR CYQT
241900Z 17009KT 20SM FEW036 BKN250 23/12 A3019 RMK CU1CI2 SLP227
242000Z 15010KT 20SM FEW040 SCT180 BKN250 21/11 A3018 RMK CU1CI2
SLP225
242100Z 16009KT 20SM FEW042 FEW180 22/12 A3018 RMK CU1AC1CI2
SLP224
TAF CYQT
241339Z 241402 VRB03KT P6SM SKC BECMG 1618 15010KT RMK NXT
FCST BY 20Z
Vent
Surface
3000 pi
6000 pi
4/28
170 à 9 kt
160 à 12 kt
200 à 28 kt
Observation de la FSS YQT après l’accident :
242130Z 15010KT FEW042 FEW160 22/12 A3018 RMK CU1AC1CI2
1.8
Aides à la navigation
Toutes les aides à la navigation à l’aéroport de Thunder Bay étaient en bon état
de service le jour de l’accident. L’aéroport de Thunder Bay a publié un NOTAM à
tous les aéronefs, limitant l’espace aérien dans un rayon de cinq milles marins de
l’aéroport, de la surface à 8500 pi MSL, sauf pour les participants du spectacle
aérien, les vols réguliers des lignes aériennes ainsi que les aéronefs
d’intervention d’urgence (vols sanitaires, de sauvetage, de lutte contre les
incendies). Ce NOTAM était en vigueur de 20 h 30Z à 23 h 30Z.
1.9
Télécommunications
1.9.1 Généralités
Les avions CT114 Snowbird sont équipés d’appareils de communication UHF et
VHF. Les radios UHF sont réglables sur des fréquences préprogrammées au
moyen d’un sélecteur rotatif de canaux. Le fait d’utiliser les sélecteurs de canaux
UHF réduit considérablement la charge de travail des pilotes pendant le
spectacle aérien.
1.9.2 Installation des communications pour le spectacle aérien de Thunder Bay
Pendant le spectacle aérien à Thunder Bay, les deux coordonnateurs Snowbird
(Snowbird 10 et Snowbird 11) étaient placés au centre de la zone de
présentation, à la marina du centre-ville, à environ 6 milles à l’est de l’aéroport.
Snowbird 10 était le narrateur du spectacle, et les fonctions de Snowbird 11
consistaient à s’occuper de la sécurité et des communications. Snowbird 11 avait
une radio permettant de communiquer en UHF et en VHF, tant avec l’équipe
qu’avec la tour de Thunder Bay.
Comme les Snowbirds se préparaient à décoller pour leur spectacle aérien en
soirée, le chef d’équipe des Snowbirds (Snowbird 1) s’est occupé des
communications VHF pour la formation, relativement à l’autorisation de circuler
et de décoller fournie par les contrôleurs de la circulation aérienne de Thunder
Bay. Une fois que la formation eut quitté l’aérodrome, l’équipe est passée sur ses
fréquences discrètes UHF, le canal 11 UHF pour l’équipe principale de
présentation, et le canal 13 UHF pour les solos (Snowbird 8 et Snowbird 9). Les
deux solos se sont vus attribuer une fréquence distincte du reste de l’équipe
parce qu’ils exécutaient une reconnaissance de l’axe de présentation et leurs
propres manœuvres de mise en train avant le début du spectacle. Les solos
devaient ensuite passer au canal 11 UHF une fois qu’ils étaient prêts à rejoindre
la formation principale. Le coordonnateur Snowbird au sol veillait la fréquence
VHF de la tour au 118,1 ainsi que le canal 11 UHF; il était responsable des
5/28
communications entre l’équipe de présentation et la tour. Snowbird 5 était
l’appareil désigné pour syntoniser la fréquence de veille (243,0 MHz UHF).
Ainsi, en cas d’urgence, Snowbird 5 serait le seul appareil de la formation à
entendre les appels de détresse et les tonalités d’éjection sur la fréquence UHF.
1.9.3 Communications d’urgence
À 17 h 22L, Snowbird 8 a appelé Snowbird 9 sur le canal 13 pour indiquer qu’il
avait des problèmes de moteur et qu’il s’éjectait. Snowbird 9 est alors rapidement
passé sur le canal 11 pour communiquer avec le chef de formation des
Snowbirds et signifier une interruption des manœuvres par mesure de sécurité.
Le chef de formation a ordonné à Snowbird 9 de demeurer en protection
supérieure. Snowbird 5 a par la suite indiqué qu’il avait entendu la tonalité
d’éjection sur la fréquence de veille. Le dépouillement de la bande de la tour
après l’accident a révélé qu’une tonalité d’éjection avait été diffusée sur la
fréquence de veille pour une durée de 10 secondes à 17 h 22L.
Une des tâches de Snowbird 9 en protection supérieure consistait à passer sur la
fréquence de veille afin d’écouter des messages radio pouvant émaner du pilote
accidenté sur la radio de secours intégrée à son paquetage de siège. Snowbird 9
n’est pas passé sur la fréquence de veille puisqu’il était occupé à d’autres tâches
alors qu’il volait en rond autour du lieu de l’écrasement pour tenter de voir le
pilote au sol. Cette omission n’a eu aucune conséquence sur l’accident puisque
le paquetage de siège et son contenu se sont séparés du pilote pendant sa
descente, ce qui lui a fait perdre sa radio de secours.
Il convient de noter que les contrôleurs de la circulation aérienne ont fait passer
l’avion en protection supérieure sur une fréquence discrète pour qu’il puisse
communiquer avec les véhicules d’intervention d’urgence au sol. L’avion a été en
mesure d’aider les véhicules au sol à localiser le lieu de l’écrasement, et
Snowbird 9 a envoyé un signal fumigène pour confirmer l’emplacement aux
véhicules d’intervention. Au même moment, le pilote accidenté au sol faisait
signe à l’avion en protection supérieure que tout allait bien, et lorsqu’il a vu le
signal fumigène, il a cru que l’avion l’avait repéré. Lorsque le pilote accidenté est
sorti des bois, les véhicules d’intervention au sol ont communiqué avec
Snowbird 9 pour lui dire que le pilote était sain et sauf.
Les coordonnateurs des Snowbirds se sont rendus compte qu’il y avait un
problème lorsque Snowbird 9 a lancé sur le canal 11 l’appel visant à interrompre
les manœuvres par mesure de sécurité. Les coordonnateurs ont alors fait
plusieurs tentatives avant de réussir à communiquer sur VHF avec la tour de
contrôle de l’aéroport pour relayer l’information. Les coordonnateurs ont été en
mesure de communiquer aux spectateurs que le spectacle aérien était annulé à
cause d’un accident. Comme l’accident s’était produit loin de l’aéroport et de la
rive, qu’il y avait d’autres événements et divertissements près de la rive, il n’était
pas nécessaire que la foule évacue le lieu du spectacle. La question du contrôle
et de la sécurité de la foule ne s’est pas posée dans cet accident.
6/28
1.10
Renseignements sur l’aérodrome/l’aire d’amerrissage
L’équipe des Snowbirds était arrivée à Thunder Bay le 23 août, et les avions
avaient été stationnés sur l’aire de trafic du Confederation Flying College. Les
avions sont demeurés sur l’aire de trafic jusqu’au départ pour le spectacle aérien,
le 24 août. L’aire de trafic avait été nettoyée avec une balayeuse aspiratrice, et
une inspection à pied visant à découvrir la présence de corps étrangers avait été
faite avant l’arrivée de l’équipe des Snowbirds. L’aire de trafic a été inspectée
visuellement par l’équipe des enquêteurs de la Sécurité des vols et elle a été
jugée en excellent état.
L’aéroport de Thunder Bay a deux pistes principales : la 07-25 (6200 x 200 pi) et
la 12-30 (5300 x 200 pi). L’aérodrome est équipé d’un VORTAC, d’un ILS et d’un
NDB. Toutes les aides à la navigation étaient en bon état de fonctionnement au
moment de l’accident. Le spectacle aérien était considéré comme un spectacle
éloigné, car le centre de la zone de présentation se trouvait à six milles à l’est de
l’aéroport de Thunder Bay. L’unité de la Réserve navale NCSM GRIFFON avait
été chargée de coordonner le soutien maritime au spectacle des Snowbirds.
Avant d’effectuer leurs manœuvres de mise en train, les avions solos avaient
effectué une reconnaissance de l’axe de présentation afin d’y repérer des
obstacles et de vérifier la présence d’oiseaux. La reconnaissance a permis de
conclure que les oiseaux ne semblaient pas être un problème au-dessus de l’axe
de présentation.
1.11
Enregistreurs de bord
Le CT114 n’est pas équipé d’un CVR/FDR résistant à l’écrasement; par contre, il
est doté d’un dispositif de surveillance des charges opérationnelles (SCO). Bien
qu’il ne soit pas conçu comme un enregistreur de données de vol aux fins
d’enquête sur les accidents, le SCO peut surveiller des paramètres comme la
vitesse de l’avion, son altitude, les accélérations, la vitesse angulaire ponctuelle
de roulis et l’indication que l’avion est sur son train d’atterrissage. Il convient de
noter que le SCO n’enregistre aucune donnée moteur et qu’il n’est pas conçu
pour résister aux écrasements.
Le dispositif SCO ne se trouvait pas parmi l’épave de l’avion, et l’on a présumé
qu’il avait été détruit par l’impact et l’incendie qui s’en était suivi. La présence
d’un FDR aurait sans doute fourni des renseignements sur la cause de la perte
de puissance du moteur.
1.12
Renseignements sur l’épave et l’impact
1.12.1 Impact et tracé laissé par les débris
Voir la photo 1. Au point d’impact, le sol était labouré sur une surface d’environ
3 mètres sur 4 mètres et à une profondeur de ½ mètre. De chaque côté de cette
trace et immédiatement en amont de celle-ci, il y avait une marque d’impact
7/28
causée par le bord d’attaque de l’aile, ce qui indique que l’avion avait percuté le
sol les ailes à peu près à l’horizontale, mais dans un piqué d’environ 70 degrés.
La trace de l’impact principal contenait certains débris et elle était prolongée par
les restes du longeron principal d’aile et de petits morceaux de la structure de
l’aile. La plupart des débris de l’avion ont été projetés en de nombreux fragments
à partir du point d’impact initial et selon des angles verticaux accentués, et ils ont
ainsi délimité une zone de débris relativement restreinte. Plusieurs gros arbres
situés à quelques mètres du point d’impact ont été endommagés par la
projection des débris et l’incendie qui a suivi l’écrasement, mais ces arbres n’ont
pas été sectionnés par l’avion pendant sa destruction. Voilà qui est une bonne
indication de l’ampleur de la fragmentation et des trajectoires accentuées des
débris.
La taille du tracé complet laissé par l’épave, sans le siège éjectable,
l’équipement de survie et les fragments de la verrière, était d’environ 60 mètres
sur 100 mètres, la plupart des débris étant concentrés sur une surface de
20 mètres sur 40 mètres. Il y avait trois parties principales sur le tracé : le
longeron avant d’aile et une partie de l’aile, le moteur et sa tuyère, et une partie
de l’empennage. Le fuselage et l’habitacle étaient fragmentés et avaient été
presque entièrement consumés par l’incendie suivant l’écrasement. Le service
des incendies de l’endroit a éteint l’incendie qui a suivi l’écrasement, limitant
ainsi les dommages causés par l’incendie aux environs immédiats de la zone
d’impact.
1.12.2 Traitement des matières dangereuses
Certains équipements du CT114 peuvent susciter des inquiétudes en termes de
matières dangereuses lorsqu’il est question d’épave et de récupération. L’officier
– Récupération d’aéronefs et de pièces (O RAP) de la 17e Escadre et l’O Env ont
été avisés de ces préoccupations et c’est en gardant à l’esprit ces risques que
les opérations de récupération se sont déroulées sur les lieux de l’écrasement.
Les matières dangereuses et l’équipement de bord suscitant des préoccupations
comprenaient les éléments suivants :
Masselottes de gouvernail de direction en uranium appauvri - Danger –
Radioactif. Si elles ne sont pas dans un contenant, elles présentent un danger de
contamination. Traitement – la masselotte se trouvait dans l’épave principale et
elle ne semblait pas avoir été endommagée. Un appareil de détection a été
utilisé pour détecter (à deux reprises) les niveaux de radiation, et ceux-ci se
situaient dans les plages prévues. La masselotte a été bien conditionnée et
marquée avant son expédition pour traitement à la 15e Escadre.
Bouteilles d’oxygène - Danger – Fragmentation à la suite du bris de la
bouteille (contenant sous pression) ou alimentation d’un explosif ou d’un incendie
pendant les opérations de récupération par l’apport d’oxygène pur à la situation.
Traitement – les spécialistes des systèmes d’évacuation ont confirmé qu’elles
étaient vides – 27 août.
8/28
Pneus gonflés - Danger – Éclatement potentiellement catastrophique pendant
les opérations de récupération. Traitement – les trois pneus se sont dégonflés
pendant l’impact et l’incendie, ce qu’a confirmé le personnel RAP - 27 août.
Jambes oléopneumatiques - Danger – Défaillance potentiellement
catastrophique d’un contenant sous pression. Traitement – la jambe
oléopneumatique du train avant a été détruite à l’impact, et celles du train
principal semblaient intactes. Les jambes du train principal sont dans les
contenants des débris ramassés qui sont expédiés à la 17e Escadre – 29 août.
Les jambes du train principal ont été dépressurisées à la 17e Escadre.
Batteries - Danger – Matières corrosives. Traitement – les deux batteries ont
été détruites dans la zone du compartiment à batteries de l’épave de l’avion, et
elles ont été retrouvées sèches. Des morceaux ont été récupérés par l’équipe de
récupération et conditionnés dans des contenants pour expédition à la
17e Escadre – 29 août.
Charges pyrotechniques des sièges et de la verrière - Danger – Charges
explosives. Traitement – l’équipe des systèmes d’évacuation du CETA a rendu
sûres les charges utilisées sur le siège du pilote et dans le système de largage
de la verrière – 26 août. Des charges et d’autres dispositifs pyrotechniques du
siège non utilisé étaient répartis sur le tracé laissé par l’épave. Toutes les
charges ont été retrouvées, recueillies et détruites dans un lieu situé à distance
par l’équipe de neutralisation des explosifs et des munitions (NEM), le 27 août,
sauf pour une cartouche M27, retrouvée le 28 août. Cette dernière cartouche a
été confiée à la police provinciale de l’Ontario pour qu’elle s’en débarrasse.
Présence possible de peinture lumineuse radioactive - Danger –
Contamination. Par le passé, certains très anciens instruments de bord du
CT114 utilisaient ce type de peinture pour sa radiance. Ce type de peinture
devait être discontinué de l’inventaire de la flotte, et pendant toute l’opération de
récupération le personnel était conscient de cette situation. Aucun indicateur
utilisant ce type de peinture n’a été retrouvé sur le lieu de l’écrasement, et le
CETQ a été avisé de ce danger et de la possibilité que des morceaux expédiés à
leurs installations pouvaient être recouverts de ce type de peinture.
Trousse de survie de paquetage de siège - Danger – Le contenu renferme
quelques matières dangereuses, notamment des mini-fusées éclairantes « Gyro
Jet » (sept fusées dont l’étui s’apparente à celui d’une munition de calibre 410 de
fusil de chasse et un lanceur installé comme un dispositif de signalisation non
chargé), une bonbonne de CO2 (dispositif de gonflage) se trouvant sur le radeau
monoplace et la batterie au lithium (source d’alimentation) de la radio de secours
AN/PRQ 501. Ces éléments sont contenus dans le paquetage de siège qui
s’était séparé du gilet de sauvetage/porteur universel du pilote pendant la
descente en parachute. Une recherche menée à la fois au sol et depuis les airs
n’a pas permis de retrouver cet équipement. Plus de 50 survols de la zone de
probabilité n’ont pas permis de repérer le paquetage de siège ni le radeau de
9/28
sauvetage en raison du relief difficile (boisé dense et marécage). Cet équipement
n’a toujours pas été retrouvé.
1.12.3 Examen de l’épave sur le terrain
L’examen initial du moteur sur les lieux a révélé ce qui a semblé être des
dommages causés par des corps étrangers ainsi que des dommages causés par
un décrochage du compresseur sur tous les étages du compresseur et toutes les
aubes de stator. Toutes les aubes mobiles du premier étage du compresseur
étaient repliées relativement au même angle et repoussées ensemble, les
dommages s’emboîtant sur les aubes. Ce type de dommage de compresseur
correspond à des dommages d’impact à une vitesse de rotation faible ou nulle.
Une aube complète de compresseur manquait du premier étage. Voir les photos
3 et 4. Comme les reste des aubes du premier étage étaient demeurées intactes,
cette constatation était du plus haut intérêt. L’axe de l’aube manquante était
demeuré fixé, et tant le corps de l’axe que son enveloppe de retenue de plus
grand diamètre présentaient des marques qui ont nécessité un examen plus
poussé en laboratoire.
1.13
Renseignements médicaux
Le pilote a subi des blessures légères pendant l’éjection, lesquelles ont été
directement causées par cette dernière.
Après avoir quitté en marchant le boisé et le marécage où il s’était posé, le pilote
a rencontré les véhicules d’intervention d’urgence et a été transporté à l’hôpital
local dans un véhicule conduit par le chef des pompiers de l’endroit. Le pilote a
été examiné par le médecin à l’urgence et par un médecin de l’air des Forces
canadiennes qui assistait au spectacle aérien. Après la prise d’échantillons
toxicologiques, des radiographies et d’autres procédures médicales, le pilote a
reçu son congé de l’hôpital quelques heures après l’accident. Le pilote s’est
remis complètement de ses blessures légères au bout de 14 jours, mais il a été
déclaré apte au vol dès le 1er septembre 2005.
Les échantillons toxicologiques du pilote ont été recueillis à l’hôpital de l’endroit
par le médecin de l’air qui était intervenu, conformément à l’OSSFC 42-04, et
aucune anomalie n’a été décelée.
1.14
Incendie, dispositifs pyrotechniques et munitions
1.14.1 Incendie
Il y a eu un incendie après l’impact dans le champ où s’est écrasé l’avion, mais il
a été limité à une zone relativement restreinte grâce aux efforts déployés par le
service des incendies de l’endroit. Voir la photo 2. La zone brûlée occupait une
surface d’environ 10 mètres sur 25 mètres. Plusieurs voitures abandonnées et
de la machinerie agricole se trouvaient dans cette zone et ils ont par conséquent
été endommagées. Aussi, plusieurs arbres ont pris feu, mais les efforts de
10/28
confinement ont évité que l’incendie ne se propage à la forêt avoisinante.
L’incendie a selon toute vraisemblance consumé tout le carburant de l’avion, le
distillat des réservoirs fumigènes et les autres liquides inflammables. En raison
de l’importante fragmentation de la plus grande partie de l’avion, l’incendie a été
suffisamment intense pour consumer ou faire fondre la plus grande partie des
petits débris, ce qui a détruit presque tout l’habitacle et la plus grande partie des
pièces en aluminium de l’avion.
1.14.2 Dispositifs pyrotechniques (sièges éjectables et composants)
Tous les dispositifs pyrotechniques installés dans cet avion sont associés au
système d’éjection, sauf pour ce qui est des fusées éclairantes faisant partie de
la trousse de survie du paquetage de siège.
Au cours des activités qui ont suivi l’accident, des personnes appartenant au
431 EDA se sont promenées sur les lieux de l’épave principale pour localiser et
marquer plusieurs composants pyrotechniques provenant du siège éjectable non
utilisé.
L’examen, après l’accident, de composants d’éjection a révélé que la verrière
avait fonctionné comme prévu lors de l’éjection, toutes ses charges et tous ses
dispositifs pyrotechniques ayant été consommés. Ces éléments étaient donc
sûrs.
Le siège éjectable de gauche (utilisé) était à jour dans son calendrier
d’inspection de service, et tous les dispositifs pyrotechniques se situaient à
l’intérieur de leur durée de vie en service. Le siège éjectable était en bon état de
service au moment de l’éjection, et toutes les charges et tous les dispositifs
pyrotechniques semblent avoir fonctionné comme prévu pendant l’éjection et, par
conséquent, ils étaient sûrs. Le siège et ses composants ont été expédiés au
CETA pour un examen plus approfondi.
Le siège de droite était « arrimé » pour le vol en solo au moment de l’accident. Il
n’a jamais été éjecté parce que le CT114 n’est pas équipé d’un système
d’éjection à commande séquentielle. Le siège de droite a été complètement
détruit à l’impact, et tous les dispositifs pyrotechniques du siège ont été retrouvés
et détruits par l’équipe de neutralisation des explosifs et des munitions (NEM) de
la 17e Escadre ou par l’équipe NEM de la police provinciale de l’Ontario. Aucune
anomalie n’a été relevée sur le siège de droite.
1.14.3 Munitions
Aucune pièce de munitions ne se trouvait à bord de l’avion; toutefois, les fusées
éclairantes d’urgence de la trousse de survie du paquetage de siège (de marque
« Gyro jet ») n’ont pas été retrouvées parce qu’elles étaient tombées dans un
marécage et des broussailles épaisses. Les recherches n’ont rien donné et, en
raison du relief difficile, aucun autre effort n’y sera consacré. La police
provinciale de l’Ontario de l’endroit a été avisée de cette conclusion.
11/28
1.15
Questions relatives à la survie
1.15.1 Séquence d’éjection
Après avoir tenté de corriger le problème de moteur, le pilote s’est rendu compte
qu’il allait devoir s’éjecter. Après avoir appelé son chef de formation, il s’est assis
bien droit et a tiré sur les deux poignées du siège pour déclencher l’éjection. Il
n’a pas rapproché les jambes contre les protège-mollets avant l’éjection. Les
paramètres de l’avion étaient les suivants : ailes à l’horizontale, vitesse indiquée
comprise entre 200 et 250 nœuds (KIAS), et altitude comprise entre 1000 et
1500 pieds au-dessus du sol (AGL).
Après que le pilote eut quitté l’avion, il a remarqué que le siège ne culbutait pas,
mais qu’il volait avec une légère dérive latérale. Il a senti la séparation énergique
du siège, suivi par un choc d’ouverture moyen du parachute. Au début, le pilote
ne pouvait pas voir son parachute, mais après avoir relevé sa seule visière
fumée et repoussé son casque vers l’arrière, il a vu que son parachute s’était
bien ouvert.
Le pilote a alors tiré la poignée de largage de son paquetage de siège, mais il a
remarqué que leson paquetage de siège est demeuré suspendu du côté gauche.
Il a alors enfoncé le bouton de largage sur l’attache Airlock, ce qui a largué le
paquetage de siège. Il a vu le radeau de sauvetage commencer à se gonfler,
puis il a regardé une deuxième fois pour constater qu’il n’était attaché à aucun
équipement de survie. Après s’être posé sain et sauf dans un marécage, le pilote
s’est aperçu qu’il n’avait plus son paquetage de siège ni la trousse de survie qui
comprenait la radio de secours PRQ 501. Il s’est servi de son téléphone
cellulaire et a laissé un message sur le cellulaire de Snowbird 10 à 17 h 30L. Il a
aussi eu une conversation avec Snowbird 1A, le chef des techniciens.
Après avoir évalué son environnement et acquis un tableau de la situation d’où il
se trouvait à la suite des observations faites pendant la descente en parachute,
le pilote a décidé de quitter son point de réception et de marcher en direction sud
vers une zone bâtie. Environ 20 minutes plus tard, après s’être frayé un chemin à
travers un marécage en direction du bruit émanant des véhicules de secours, il
est tombé sur des civils qui étaient à sa recherche dans les bois.
Compte tenu des blessures subies pendant l’éjection et de la capacité du pilote
d’être sorti à pied du marécage et des broussailles denses après s’être posé en
parachute, l’éjection a été considérée comme réussie.
1.15.2
Intervention civile
L’intervention d’urgence immédiate a été assurée par les pompiers, des civils et
la police de l’endroit. À 17 h 22L, Snowbird 8 s’est éjecté, comme en témoigne la
tonalité d’éjection enregistrée sur les bandes de l’ATC. Trois camions
d’intervention d’urgence ont été envoyés sur les lieux à 17 h 24, soit
35 personnes, le premier camion arrivant sur les lieux à 17 h 33. Deux tuyaux
12/28
d’arrosage ont été déployés pour éteindre toutes les flammes et les débris
fumants sur les lieux. L’intervention rapide des pompiers a sans aucun doute
permis de réduire les conséquences de l’incendie sur la propriété privée sur
laquelle l’avion s’est écrasé et a permis de réduire aussi certains effets du feu
sur l’épave de l’avion. En plus d’éteindre les foyers d’incendie de l’avion, les
pompiers ont éteint les incendies de six véhicules se trouvant sur la propriété.
Les efforts des pompiers ont réduit au minimum les dommages causés aux
véhicules et à l’avion.
Le chef de l’équipe technique des Snowbirds a averti les pompiers des dangers
possibles associés à l’uranium appauvri situé dans l’empennage. Un périmètre
de sécurité de 1000 pi autour du lieu de l’écrasement a été bouclé, et l’on s’est
servi d’un détecteur de radiations Ludlum pour mesurer la radioactivité naturelle.
On a déterminé que celle-ci était minime; une consultation auprès d’un chercheur
de la Commission canadienne de sûreté nucléaire a confirmé cette conclusion.
Il y avait environ de 70 à 80 personnes sur les lieux à l’arrivée des camions de
pompiers, et il a fallu faire appel à la police pour contenir les curieux. La police
de Thunder Bay a pris contrôle des lieux à 20 h 41.
À environ ½ kilomètre au nord-est du lieu de l’épave principale, le personnel de
l’organisation des mesures d’urgence sur place a retrouvé le siège éjectable et la
verrière, et il a établi deux périmètres de sécurité distincts mais voisins. Ainsi,
non seulement cette mesure contribuait à préserver les éléments de preuve pour
l’équipe d’enquêteurs, mais elle permettait d’isoler les matières dangereuses qui
pouvaient se trouver dans le siège éjectable ou la verrière. Les efforts déployés
par les civils cherchant dans les bois ont aidé le pilote à trouver les véhicules de
secours et permis de transférer rapidement ce dernier à l’hôpital.
1.15.3
Intervention militaire
Les premiers militaires à se retrouver sur les lieux ont été des membres de
l’équipe de maintenance du 431 EDA, lesquels ont informé les pompiers du
risque de radiations. Une fois les lieux déclarés sûrs, ces militaires ont
commencé à marquer les lieux aux endroits où se trouvaient des cartouches non
explosées du siège éjectable qui a été détruit lors de l’écrasement de l’avion.
Plus tard, le personnel d’unités de la Réserve de l’endroit a bouclé les trois
emplacements, créant ainsi une zone de sécurité très efficace, aux dires de
l’équipe d’enquêteurs.
1.16
Essais et recherches
Le 27 août, le moteur a été retiré du lieu de l’écrasement pour être expédié au
CETQ pour un examen plus approfondi. Le moteur est arrivé le 30 août, et
l’examen préliminaire a commencé le 31 août. Au cours du démontage du
moteur au CETQ, une aube mobile du premier étage du compresseur a été
retrouvée logée contre le diffuseur. La pièce était très usée, indiquant qu’elle
13/28
avait probablement traversé les huit étages du compresseur et causé des
dommages considérables. Les languettes, qui sont des tenons au pied de la
pièce utilisés pour fixer l’aube en son point de fixation, n’étaient pas complètes.
Après l’intervention d’urgence immédiate, des échantillons de carburant et
d’autres liquides ont été prélevés de l’avion à Thunder Bay et expédiés aux
laboratoires du CETQ pour analyse.
1.17
Renseignements sur l’organisation et la gestion
La 17e Escadre Winnipeg, le lieu de soutien de la Force aérienne situé le plus
près géographiquement, a été désigné comme la principale base de soutien pour
l’équipe d’enquêteurs à partir de laquelle le suivi de mesures ultérieures seraient
prises par rapport à l’unité d’appartenance de l’avion, la 15e Escadre Moose Jaw.
Par conséquent, l’officier de récupération d’aéronef et de pièces (O RAP) et
l’officier chargé de l’environnement (O Env) ont été fournis par la 17e Escadre.
De même, les services de transport, d’administration et d’avis juridiques ont
aussi été fournis par la 17e Escadre.
Les unités de la Réserve de Thunder Bay ont fourni un appui additionnel, comme
assurer la sûreté des lieux et fournir un endroit de remisage sécuritaire pour les
composants de l’avion, du parachute et du siège éjectable. Le manège militaire
de Thunder Bay a servi au remisage et à l’examen de certains composants
pendant que le transport vers divers laboratoires était organisé.
Le personnel du Centre de recrutement des Forces canadiennes (CRFC) de
Thunder Bay a fourni des personnes ressources utiles au sein de la communauté
locale et auprès des autorités civiles, et il a offert un soutien logistique et
administratif remarquable en répondant à toutes les exigences de l’équipe
d’enquêteurs et de la RAP.
1.18
Renseignements supplémentaires
Aucun.
1.19
Techniques d’enquête utiles ou efficaces
Aucune.
14/28
2.
ANALYSE
2.1
Le moteur d’avion
2.1.1 Généralités
L’enquête technique s’est principalement concentrée à déterminer la cause de la
défaillance du moteur. On a déterminé rapidement sur les lieux de l’écrasement
qu’une cause probable de la défaillance du moteur était le bris d’une des aubes
du premier étage du compresseur, laquelle a causé d’importants dommages au
reste du moteur. Le moteur a été expédié au laboratoire du CETQ pour un
examen technique approfondi et une analyse. Les antécédents de maintenance
de ce moteur ont aussi fait l’objet d’un examen dont les constatations figurent ciaprès.
2.1.2 Carburant
Des échantillons de carburant ont été prélevés de la citerne de ravitaillement de
Thunder Bay et du réservoir de stockage. Ces échantillons de carburant Jet A-1
ont été envoyés au CETQ pour examen. Les deux échantillons ont été testés
individuellement et ont été jugés satisfaisants. De plus, une chromatographie en
phase gazeuse a été effectuée et comparée à un échantillon de référence; ces
tests ont confirmé que les échantillons ne contenaient aucun contaminant
chimique.
2.1.3 Analyse du moteur au CETQ
L’équipe de chercheurs du CETQ a fait les observations suivantes :
Voir la photo 5. Les aubes fixes et mobiles du compresseur du moteur
présentaient toutes d’importants dommages causés par la rotation, et aucune
des aubes mobiles ne s’était rompue au talon. Les aubes fixes et mobiles
présentaient toutes des écorchures, ce qui est caractéristique de l’ingestion de
corps étrangers métalliques massifs. Il y avait aussi d’importants dommages
d’impact, caractéristiques d’un impact à vitesse de rotation nulle du moteur. Les
dommages d’impact avaient arraché le carter d’admission du moteur ainsi qu’une
des coquilles du carter de compresseur. L’autre coquille du carter n’était que
partiellement fixée au moteur. Il manquait une aube mobile au premier étage du
compresseur, mais l’axe de retenue de l’aube mobile manquante était toujours
en place. Une aube de compresseur voisine avait été repliée par-dessus
l’espace libre laissé par l’aube manquante. Pour pouvoir examiner l’axe de l’aube
manquante, il a fallu couper plusieurs aubes mobiles de part et d’autre de celleci.
L’aube mobile manquante du premier étage du compresseur a par la suite été
retrouvée coincée dans le diffuseur du moteur. On a retiré cette aube pour
l’examiner. Voir la photo 6. L’extrémité extérieure de cette aube était manquante
15/28
(elle s’était brisée ou avait été usée par rotation), et la partie inférieure des lobes
de chacun des trois tenons était manquante (extrémité opposée à l’extrémité de
l’aube). Les parties qui restaient des tenons étaient gravement déformées et
usées par abrasion au point où la fusion du métal avait commencé à se produire.
Un examen microscopique sous faible grossissement a indiqué que le faciès de
rupture des trois tenons était oblitéré ou, à tout le moins, gravement
endommagé. L’ampleur de l’abrasion et de la fusion des tenons de l’aube mobile
qui s’était séparée du premier étage du compresseur semblait correspondre au
fait que l’aube avait traversé le moteur alors qu’il tournait à régime élevé. Ce type
de dommage ne pouvait s’être produit si l’aube mobile avait été arrachée qu’au
moment de l’impact.
Le tenon endommagé a été examiné au microscope électronique à balayage,
sous fort grossissement, et des caractéristiques de fatigue ont été découvertes.
Une fois retiré du disque, l’axe de retenue de l’aube mobile manquante a été
examiné sous fort grossissement. Le CETQ a découvert des marques d’usure
sur l’axe, causées par l’aube mobile manquante du premier étage à l’endroit où
le tenon arrière fait contact avec l’axe. L’impression de l’ouverture de la crique
pouvait clairement être vue, comme une marque d’usure horizontale, des deux
côtés de l’axe, et elle avait été causée par la rupture du tenon avant. Cette zone
d’usure est caractéristique d’une défaillance progressive, en ce que le tenon
avant avait dû être criqué ou brisé depuis un certain temps avant l’accident. Une
marque d’usure semblable mais moins importante, montrant des signes d’un
tenon criqué, pouvait aussi être vue sur la zone où le tenon central se trouvait.
Un examen plus poussé des coquilles extérieures de carter de compresseur
dans la zone du premier étage a permis de découvrir une zone de frottement
correspondant au frottement du coin du bord de fuite. À un endroit, la marque de
frottement devient brusquement plus profonde, comme si l’aube mobile s’était
accrochée et qu’elle avait labouré le carter. Cette zone est fort probablement
l’endroit où l’aube mobile s’est finalement rompue pour continuer en aval dans le
moteur. Voir la photo 7.
L’aspect général du moteur dénote des dommages massifs par rotation, causés
par l’ingestion d’un corps métallique massif, comme l’aube mobile du premier
étage du compresseur. Les graves dommages d’impact diffèrent nettement des
dommages de rotation. Les dommages d’impact se sont produits après les
dommages de rotation, comme l’indiquent les aubes mobiles aux bords écorchés
repliées les unes sur les autres. Les directions aléatoires des dommages
d’impact indiquent qu’il n’y avait essentiellement aucune rotation au moment de
l’impact. Le fait qu’une aube mobile voisine ait été retrouvée repliée sur l’espace
libre laissé par l’aube mobile manquante du premier étage du compresseur
indique que l’aube manquante s’était séparée avant l’impact.
Il est conclu que le moteur de CT114120 a subi une défaillance à la suite de la
séparation d’une des aubes mobiles du premier étage du compresseur. L’aube
16/28
s’est rompue au niveau d’un tenon à la suite de criques de fatigue ayant fort
probablement pris naissance au tenon arrière, comme en témoigne la position de
la zone de frottement de l’extrémité de l’aube mobile sur le carter de
compresseur. Après la séparation, l’aube mobile du premier étage du
compresseur s’est déplacée vers l’arrière en traversant le moteur pour causer
des dommages massifs et instantanés au reste du compresseur. L’ampleur des
dommages était telle que le moteur ne pouvait plus fonctionner ni redémarrer et,
probablement, ne plus tourner.
2.1.4 Inspection de la zone de frottement de l’extrémité des aubes mobiles
Les Instructions techniques des Forces canadiennes (ITFC) comprennent un
processus d’inspection du moteur J85-CAN-40 afin de déceler le frottement de
l’extrémité des aubes mobiles. Le frottement de l’extrémité des aubes mobiles
peut se produire, par exemple, lorsque les tenons s’allongent et amènent
l’extrémité des aubes mobiles à venir en contact avec le carter extérieur pendant
la rotation. Les premiers signes d’un frottement de l’extrémité des aubes mobiles
se manifestent par une brûlure ou un ternissement visible de l’extrémité des
aubes mobiles sur le carter extérieur. Si l’on remarque des signes de frottement
de l’extrémité des aubes mobiles, il se pourrait qu’un tenon soit sur le point de se
rompre, ce qui aurait des résultats catastrophiques pour le moteur.
À la suite de cet accident, la DPEAGAEC a mené une procédure d’évaluation
des risques et rédigé un rapport sur la gestion des risques pour la navigabilité
aérienne (RARM) afin d’analyser les risques de défaillance de la fixation des
tenons d’aubes mobiles de premier étage de compresseur. Afin de confirmer le
maintien du bon état de service du moteur J85-CAN-40, le RARM contenait les
recommandations suivantes :
a) un avis ATTENTION a été ajouté aux ITFC pour souligner l’importance du
frottement de l’extrémité des aubes mobiles;
b) une inspection spéciale de la flotte visant l’inspection des aubes de
premier étage de compresseur pour déceler un frottement de l’extrémité
des aubes mobiles a été ordonnée;
c) une Alerte à la maintenance a été publiée pour améliorer la sensibilisation
des techniciens aux premiers signes d’une fatigue des aubes mobiles.
L’inspection spéciale a été menée sur tous les moteurs des CT114, et tous
s’inscrivaient à l’intérieur des limites. Les ingénieurs ont découvert quelques
anomalies avec l’inspection du frottement de l’extrémité des aubes mobiles. Une
difficulté pour les techniciens était qu’il n’existe aucune définition claire de
frottement de l’extrémité des aubes mobiles dans les ITFC. Le frottement de
l’extrémité des aubes mobiles contre le carter du compresseur érode le métal de
l’aube. Ce n’est que le frottement provenant de cette érosion qui cause la brûlure
ou le ternissement de l’aube mobile et de son revêtement. Le frottement de
l’extrémité des aubes se manifeste justement par l’érosion du métal. Comme la
17/28
dimension de l’érosion du métal est difficile à mesurer à moins que le carter de
compresseur soit déposé, on se sert de cette brûlure ou ternissement pour
l’évaluer. Cette zone peut être plus grande que la zone d’érosion du métal à
cause des propriétés de propagation thermique, ce qui donne des limites plus
strictes.
Une autre difficulté importante de l’inspection du frottement de l’extrémité des
aubes mobiles réside dans le fait que le procédé actuel de contrôle des aubes
mobiles du premier étage du compresseur présente des faiblesses. Si le
ternissement de l’extrémité des aubes mobiles s’inscrit dans certaines limites, les
marques de brûlure de l’extrémité des aubes mobiles peuvent être poncées et
peintes de l’enduit Dykem jaune. L’enduit Dykem permet aux techniciens de
remarquer toute indication de dommages ultérieurs sur l’aube mobile visée. Les
aubes mobiles de compresseur du J85-CAN-40 ne portent pas de numéros de
série, et il n’y a aucun point de référence permettant d’identifier ou de numéroter
chaque aube individuellement. Il ne serait pas pratique de marquer chaque aube
mobile d’un numéro de série car l’opération pourrait endommager le revêtement
protecteur des aubes et compromettre leur résistance à la corrosion. Cet enduit
positionné soigneusement est la seule méthode permettant d’identifier les aubes
mobiles ayant déjà fait l’objet d’une intervention antérieure relative au frottement
de l’extrémité des aubes mobiles. Dans le cas de l’accident en question,
l’incendie qui a suivi l’écrasement a effacé toutes les marques d’enduit Dykem de
toutes les aubes mobiles du compresseur. L’équipe d’enquêteurs de la Sécurité
des vols recommande que lorsqu’on découvre du frottement de l’extrémité
d’aubes mobiles, les techniciens doivent s’en tenir strictement aux procédures et
aux limites des ITFC afin d’éviter que ne se reproduise un bris de tenon d’aube.
2.1.5 Antécédents de maintenance du moteur accidenté, numéro de série 8058
Un examen des antécédents de maintenance du moteur accidenté a révélé que
le moteur avait fait l’objet d’une intervention pour cause de frottement de
l’extrémité des aubes mobiles dans l’année qui a précédé l’accident.
Le moteur accidenté avait été déposé de l’avion CT114159 en décembre 2003 et
envoyé par la suite au fabricant d’origine pour une inspection périodique, en mai
2004. Lorsque le moteur a été retourné à l’unité, les techniciens ont découvert
des signes de brûlure ou de ternissement sur l’extrémité d’une des aubes
mobiles du premier étage du compresseur à la suite d’un point fixe sur le banc
d’essai de moteurs. Ce point fixe faisait partie de l’essai de remontage avant la
remise en service du moteur. Le technicien qui a découvert la brûlure ou le
ternissement de l’extrémité de l’aube mobile en novembre 2004 a envoyé un
courriel avec photos au gestionnaire de cycle de vie du matériel (GCVM) pour lui
demander son avis.
Le GCVM a répondu par courriel au technicien d’effectuer la liste suivante des
procédures de maintenance recommandées : retirer la coquille supérieure du
compresseur, inspecter le reste du compresseur pour y découvrir d’importantes
18/28
marques de frottement et éliminer les bavures le cas échéant, éliminer les
bavures des aubes mobiles de premier étage, les nettoyer et utiliser l’enduit
Dykem pour marquer la zone de frottement, éliminer les points de métal en relief
sur le carter de compresseur, reposer la coquille supérieure et effectuer un essai
complet du moteur, revérifier si l’extrémité des aubes mobiles du premier étage
compresseur frotte et aviser le GCVM des résultats. Idéalement, le GCVM aurait
dû indiquer au technicien l’ITFC appropriée pour lui permettre d’effectuer ce
travail de maintenance.
Le technicien a exécuté la liste des mesures de maintenance recommandées,
sauf que la coquille supérieure du compresseur n’a pas été déposée avant
l’exécution du reste du travail. Déposer la coquille supérieure du compresseur
est une tâche fastidieuse, et le technicien a cru qu’il pouvait exécuter l’inspection
de façon satisfaisante sans retirer la coquille. Il convient de souligner que les
ITFC n’étaient pas claires dans leurs indications sur la nécessité de déposer la
coquille supérieure du compresseur lorsqu’on inspecte en vue de découvrir du
frottement de l’extrémité des aubes mobiles. Après le point fixe du moteur dans
une chambre d’essai, le technicien a affirmé que le frottement de l’extrémité des
aubes mobiles s’inscrivait dans les limites des ITFC, et le moteur a été déclaré
en bon état de service. Il convient de noter que le technicien en est venu à cette
conclusion sans avoir déposé la coquille supérieure du compresseur. Il n’y avait
aucune trace d’enduit Dykem sur aucune des aubes mobiles du premier étage
du compresseur après l’accident. Ainsi, on ne sait si l’aube mobile qui montrait
de signes de frottement à son extrémité en 2004 était la même qui s’était
séparée du moteur pendant l’accident. Toutefois, le fait demeure que ce moteur
présentait des antécédents de frottement de l’extrémité des aubes mobiles, et
une attention particulière aurait dû être accordée lors des inspections de ce
moteur afin de contrôler si l’extrémité des aubes mobiles du compresseur
présentait des signes de frottement.
La mesure de maintenance exécutée à l’unité n’avait pas été consignée sur les
formulaires CF349. Aussi, le GCVM n’a reçu aucune rétroaction de l’unité
relativement aux résultats des mesures de maintenance recommandées.
2.2
Équipement de survie de l’avion
2.2.1 Gilet de sauvetage/porteur universel
À la suite de l’éjection, le pilote s’est rendu compte que la trousse de survie de
son paquetage de siège, y compris son contenu, n’était plus fixée à son gilet de
sauvetage/porteur universel. La trousse de survie du paquetage de siège est
fixée au gilet de sauvetage par une lanière d’équipement de survie (type mer). Le
pilote a vu sa trousse de survie se déployer et a vu le radeau de sauvetage se
gonfler pendant sa descente en parachute. L’équipe d’enquêteurs de la Sécurité
des vols a examiné pourquoi la trousse de survie s’était séparée du gilet de
19/28
sauvetage. La trousse de survie du paquetage de siège n’a pas été retrouvée sur
les lieux de l’écrasement.
Au cours de l’examen de la couture du gilet de sauvetage/porteur universel
auquel est fixée la lanière d’équipement de survie (type mer), l’équipe
d’enquêteurs a découvert que la couture utilisée n’était pas conforme aux
instructions pertinentes. Voir la photo 9. En 1997, une brochure de modification
avait été publiée indiquant le nombre de points de liage et la taille de la pièce à
utiliser sur le gilet de sauvetage/porteur universel pour la fixation de la lanière de
l’équipement de survie (type mer). La brochure de modification faisait état de 8 à
10 points de liage par pouce, et près du double de ces points ont été retrouvés
en certains endroits sur le gilet de sauvetage/porteur universel du pilote. Cette
augmentation du nombre de points de liage aurait grandement réduit la
résistance du tissu cousu. La brochure précisait que le point de fixation
comprend des pièces de tissu d’une taille de deux pouces sur deux pouces. La
pièce retrouvée sur le gilet de sauvetage/porteur universel du pilote ne fait qu’un
pouce sur un pouce et demi. Cette plus petite pièce signifiait que les forces
auraient été réparties sur une plus petite surface, ce qui augmentait les risques
de déchirure.
Après l’accident, un préavis d’information spéciale sur le raccord de la lanière
d’équipement de survie (type mer) reliée au porteur universel a été diffusé au
sein de la flotte des CT114. Cet avis demandait une inspection visuelle de tous
les gilets de sauvetage/porteurs universels afin d’assurer que l’incorporation du
contenu de la brochure d’origine avait été bien faite. Si la couture était incorrecte,
il fallait exécuter la modification au complet, y compris le remplacement de la
pièce rapportée. Des 35 gilets de sauvetage/porteurs universels prêts à être
utilisés au 431 EDA, 25 présentaient des lacunes dans leur modèle d’origine ou
avaient été usés au point de compromettre l’intégrité de la pièce rapportée. Les
gilets de sauvetage/porteurs universels défectueux ont été modifiés et remis en
service au 31 août 2005.
La modification d’origine du gilet de sauvetage/porteur universel avait été publiée
en 1997. À cette époque, le 15e Escadron de maintenance (Air) s’occupait de la
maintenance pour le 431 EDA. C’est aussi en 1997 que la fusion entre les
métiers de la série GPM 500 avait eu lieu. L’inspection des gilets de
sauvetage/porteurs universels de l’unité à la suite de l’accident a révélé qu’il y
avait d’importantes lacunes dans la façon selon laquelle la modification avait été
mise en œuvre. Au cours de la période de huit ans écoulée depuis la mise en
œuvre de la modification et l’accident, les gilets de sauvetage/porteurs universels
auraient subi de nombreuses inspections aux 180 jours et des vérifications. Le
fait que les lacunes n’aient pas été découvertes laisse entendre une remise en
question de la formation et de l’expérience des techniciens et des superviseurs
s’étant occupés des gilets de sauvetage/porteurs universels.
20/28
2.2.2 Parachute extracteur à bras rigide Aero (ARAD)
Le parachute extracteur à bras rigide AERO (ARAD) a été monté sur le siège
éjectable du CT114 pour améliorer sa stabilité en vol pendant l’éjection et pour
assurer une séparation homme-siège nette pendant cette phase de l’éjection.
L’examen de l’ARAD après l’accident a indiqué que le dispositif avait fonctionné
comme prévu, mais deux zones de corrosion galvanique ont été relevées sur des
composants de l’ARAD. L’une d’elles se trouvait sur la barre de blocage position
basse du bras, et l’autre, sur la rondelle de position basse du bras. La corrosion
résultait du non-traitement de l’acier 1020, lequel présentait de mauvaises
caractéristiques anticorrosion. Cette corrosion sur l’ARAD avait été relevée lors
d’inspections précédentes du siège éjectable du CT114, et une brochure de
modification avait été mise en œuvre pour remplacer le matériau par de l’acier
inoxydable. La corrosion découverte n’a eu aucun effet sur le bon
fonctionnement de l’ARAD et elle n’est pas considérée comme ayant compromis
la navigabilité. En mars 2006, les unités hébergeant des CT114 ont reçu les
pièces nécessaires pour remplacer les composants corrodés. À la date du
présent rapport, 20 des 26 CT114 à la 15e Escadre et au CETA avaient été
modifiés.
2.2.3 Parachute
La voilure du parachute a été récupérée en excellent état et elle ne présentait
que de légers signes de dommages causés par le choc de l’ouverture. Un
examen plus détaillé du paquetage du parachute a révélé qu’il avait été réparé
auparavant pour que la plaque du cône du parachute soit réattachée. La
réparation n’avait pas été exécutée conformément aux ITFC, puisque le fil n’était
pas cousu dans tous les trous du cône supérieur, ce qui a causé une séparation
partielle de la plaque pendant l’accident. Voir la photo 10. Un boîtier de câble
logeant le câble qui déclenche le dispositif d’ouverture automatique du parachute
à une certaine altitude barométrique est fixé à la plaque du cône. Si la plaque du
cône s’était complètement séparée du parachute, le pilote aurait été obligé de
tirer manuellement sur sa corde de déclenchement pour ouvrir son parachute. Le
431 EDA a examiné localement tous ses parachutes pour assurer que les
plaques de cône supérieur étaient bien cousues. Les plaques de cône supérieur
des 59 parachutes inspectés étaient bien cousues; par contre trois de ces
coutures présentaient une usure légère, et elles ont par conséquent été
remplacées. Comme les plaques de cône supérieur du reste des parachutes
étaient bien cousues, on considère que le parachute du pilote accidenté
constituait un cas isolé.
Le pilote accidenté portait un parachute modifié qui faisait l’objet d’essais et
d’une évaluation opérationnelle sous l’égide de l’escadrille d’essai et d’évaluation
en entraînement aérien (ATTEF). Son parachute portait une clavette d’armement
de lanière modifiée. La clavette d’armement était fixée à la ceinture et elle a
fonctionné comme prévu.
21/28
De plus, il y avait une erreur de calcul de deux jours à propos du cycle
d’inspection du parachute, et ce dernier aurait été deux jours en retard lors de sa
prochaine inspection. Il est important que les réparations soient exécutées
comme le prévoient les ITFC et que les dates prévues des inspections soient
correctement calculées pour assurer que l’équipement va fonctionner comme il
faut lorsque c’est nécessaire.
2.2.4 Casque, visière et masque à oxygène
L’examen du casque du pilote a révélé que la visière fumée ne convenait pas au
masque à oxygène. Le 431 EDA possède deux types de masques à oxygène,
deux types de visière et un type de casque. Chaque type de masque à oxygène
ne s’adapte correctement qu’à un seul type de visière. Si un masque à oxygène
est apparié avec la mauvaise visière, un petit espace est créé entre le masque et
la visière, ce qui risque de causer des blessures pendant une éjection. Après
l’accident, le 431 EDA a effectué un examen sur place de tous les ensembles
casque/visière et masque. Des 26 ensembles, aucun n’était incorrectement
apparié.
À l’heure actuelle, il n’y a aucune indication dans les ITFC pour rappeler aux
techniciens de bien apparier masque et visière lorsqu’ils les fixent au casque. Il
est recommandé qu’un avis NOTA ou ATTENTION soit ajouté aux ITFC pour
assurer que les techniciens vérifient le bon appariement des masques et des
visières lors de leur assemblage au casque. Les ITFC indiquent que les limites
d’ajustement acceptables vont « d’un petit espace à aucun espace ». Cette
définition a besoin d’être clarifiée car l’adjectif « petit » est sujet à interprétation.
Une observation initiale du casque du pilote a permis de découvrir une fissure
sur sa surface extérieure. Voir la photo 11. Le casque a été envoyé au CETQ
pour un examen plus poussé. Grâce à une inspection au microscope, on a
découvert que la déformation était le résultat d’une séparation des couches de
peinture extérieures et que l’intégrité du casque n’avait pas été compromise.
Cette séparation s’était produite parce que plusieurs couches de peinture avaient
été appliquées par-dessus une décalcomanie en vinyle. Ce n’est pas la pratique
habituelle, puisque le vinyle est un support instable sujet à la dilatation et à la
contraction.
Avant l’accident, le 431 EDA avait envoyé tous ses casques à un entrepreneur
pour les faire repeindre aux couleurs des Snowbirds. Un casque standard des
Snowbirds comprend 5 couches : une peinture grise, l’apprêt, une peinture
rouge, la décalcomanie en vinyle et une couche transparente. Le casque du
pilote accidenté portait 12 couches. Les ITFC ne contiennent aucune indication
sur le nombre maximal de couches de peinture permis sur un casque de vol, et
aucune indication n’a été donnée à l’entrepreneur à ce sujet.
On a mis fin au contrat de peinture des casques en janvier 2006, et le 431 EDA
s’occupe maintenant de la peinture de tous ses casques sur place à l’unité. La
22/28
politique de l’escadron consiste à poncer légèrement la couche extérieure de
peinture pour assurer une meilleure adhérence avant l’application de la
prochaine couche. Décaper un casque avec un solvant n’est pas une solution à
cause des couches d’époxy, de fibres et de Kevlar. Un autre point important est
le poids supplémentaire du casque causé par les couches additionnelles de
peinture. Les pilotes des Snowbirds effectuent souvent des manœuvres sous
fortes accélérations, et une augmentation du poids du casque pourrait contribuer
à des blessures au cou. L’équipe d’enquêteurs de la Sécurité des vols
recommande que l’ANT élabore des procédures de finition indiquant le nombre
maximal de couches de peinture autorisé sur un casque de vol.
23/28
3. CONCLUSIONS
3.1
Faits établis
3.1.1 Le moteur de CT114120 a subi une défaillance attribuable à la séparation
d’une des aubes mobiles du premier étage du compresseur, laquelle s’est
déplacée vers l’arrière en traversant le moteur, causant des dommages massifs
et instantanés au reste du compresseur.
3.1.2 L’aube mobile de premier étage du compresseur s’est rompue aux tenons
à cause d’une crique de fatigue progressive.
3.1.3 Les dommages d’impact du moteur indiquent que le moteur ne tournait
pas au moment de l’impact.
3.1.4 Le moteur accidenté avait fait l’objet, en novembre 2004, d’un diagnostic
de frottement de l’extrémité des aubes mobiles du premier étage du
compresseur.
3.1.5 Le moteur avait été remis en service après qu’une partie de
l’avis/instruction de maintenance du GCVM eut été exécutée.
3.1.6 Les mesures de maintenance exécutées sur le moteur n’avaient pas été
documentées de façon appropriée.
3.1.7 La lanière d’équipement de survie (type mer) fixant la trousse de survie du
paquetage de siège s’est séparée du gilet de sauvetage/porteur universel du
pilote pendant la descente en parachute à cause de la mauvaise exécution du
travail de modification effectué sur le gilet de sauvetage/porteur universel en
1997.
3.1.8 Un examen des équipements de survie de l’unité a révélé que le problème
de couture de la lanière d’équipement de survie (type mer) était présent sur 25
des 35 gilets de sauvetage/porteurs universels prêts à être utilisés, ce qui remet
en question la formation et l’expérience des techniciens et des superviseurs qui
se sont occupés des gilets de sauvetage/porteurs universels de l’unité.
3.1.9 Le parachute extracteur à bras rigide AERO (ARAD) monté sur le siège
éjectable du pilote a fonctionné comme prévu. De la corrosion galvanique du
métal a été relevée en deux endroits de l’ARAD.
3.1.10 Un examen du parachute du pilote a révélé que la plaque du cône s’était
partiellement séparée à cause d’une réparation antérieure qui n’avait pas été
exécutée conformément aux instructions techniques. On a déterminé qu’il
s’agissait d’un cas isolé.
3.1.11 Le masque à oxygène du pilote n’était pas apparié avec la bonne visière.
24/28
3.1.12 Les ITFC ne renferment aucune indication relativement au nombre de
couches de peinture autorisé sur les casques de vol.
3.1.13 L’examen par le CETQ du casque du pilote a révélé que la fissure
découverte sur le casque avait été causée par la séparation de couches de
peinture et que l’intégrité du casque n’avait pas été compromise.
3.1.14 Un enregistreur de données de vol (FDR) résistant à l’écrasement aurait
pu fournir des renseignements additionnels sur la cause de la perte de puissance
du moteur.
3.2
Causes
3.2.1 L’accident a été causé par une défaillance catastrophique du moteur
attribuable à la séparation d’une des aubes mobiles du premier étage du
compresseur, laquelle s’est déplacée vers l’arrière en traversant le moteur pour
causer des dommages massifs et instantanés au reste du compresseur.
3.3
Facteurs contributifs
3.3.1 Le moteur avait subi une mesure de maintenance pour cause de
frottement de l’extrémité des aubes mobiles dans l’année précédant l’accident.
Cette maintenance n’avait pas été exécutée conformément aux ITFC et n’avait
pas été documentée de façon appropriée.
25/28
4.
4.1
MESURES DE PRÉVENTION
Mesures de prévention prises
4.1.1 Le Directeur général – Gestion du programme d’équipement aérospatial
(DGGPEA) a diffusé une inspection spéciale relative au moteur J85-CAN-40, le
30 août 2005. Cette inspection spéciale donnait le détail de l’inspection des
aubes mobiles du premier étage du rotor compresseur afin d’y déceler tout
frottement de l’extrémité des aubes avant le prochain vol. Cette inspection a été
terminée le 1er septembre 2005.
4.1.2 Le DGGPEA a publié une alerte à la maintenance pour améliorer la
sensibilisation des techniciens lorsqu’ils inspectent à la recherche de frottement
de l’extrémité des aubes mobiles de premier étage (marque de brûlure) et pour
souligner l’importance de respecter les limites figurant dans les ITFC relatives à
ce phénomène. (MA114093, août 05, Doc. no 492048)
4.1.3 Le DGGPEA a publié une modification à une publication ITFC le 31 août
2005. Le passage suivant a été inséré dans la vérification « A » du moteur J85CAN-40 : [TRADUCTION] « apporter un soin et une attention particuliers lorsqu’on
découvre des signes de frottement (brûlure) de l’extrémité des aubes mobiles de
premier étage de compresseur. Le frottement des aubes mobiles (brûlure)
indique un risque de bris de tenon d’aube mobile qui peut causer une défaillance
catastrophique de l’aube mobile et, de ce fait, entraîner la défaillance complète
du moteur. »
4.1.4 La modification aux ITFC a été publiée le 2 novembre 2005 pour souligner
la nécessité de déposer la coquille supérieure du carter de compresseur pour
pouvoir mieux déceler un frottement ou une brûlure de l’extrémité des aubes
mobiles.
4.1.5 Toutes les unités hébergeant des CT114 ont reçu les pièces modifiant
l’ARAD pour remplacer la barre de blocage et la rondelle corrodées. À la date du
présent rapport, 85 % des sièges éjectables de la flotte avaient été modifiés. La
modification doit être incorporée lors de la prochaine inspection périodique du
siège ou avant.
4.2
Autres mesures de prévention recommandées
Il est recommandé que :
4.2.1 l’ANT/DSTNA effectue une vérification officielle de la section équipement
de survie du 431 EDA;
4.2.2 l’ANT ajoute un avis NOTA ou ATTENTION aux ITFC pour assurer que
les techniciens vérifient le bon appariement du masque et de la visière lors de
leur assemblage au casque;
26/28
4.2.3 l’ANT clarifie la définition suivante dans les ITFC décrivant les limites
acceptables de l’ajustement du couple masque-visière aux casques de vol : « les
limites acceptables d’ajustement sont un petit espace ou aucun espace »;
4.2.4 l’ANT élabore des procédures de finition indiquant le nombre maximal de
couche de peinture autorisé sur un casque de vol;
4.2.5 un certain type de CVR/FDR résistant à l’écrasement soit obtenu pour le
CT114.
4.3
Autres préoccupations liées à la sécurité
Aucune.
4.4
Commentaires du DSV
4.4.1 Cet accident démontre le caractère critique de ne pas retarder la décision
de s’éjecter. Ayant rapidement évalué la situation et se rendant compte que le
moteur ne redémarrerait pas ni ne produirait aucune puissance utile, le pilote n’a
pas perdu de temps et il a été en mesure de s’éjecter à l’intérieur du domaine
d’utilisation du siège. Connaître les paramètres permettant de réussir son
éjection doit toujours être la priorité dans ce type de situation d’urgence, surtout
à basse altitude.
4.4.2 Un autre aspect important de l’accident porte sur l’exécution de la
maintenance. Il semble que les ITFC n’aient pas été respectées lors de
l’exécution du travail de maintenance visant à corriger le frottement de l’extrémité
des aubes mobiles sur ce moteur; pire encore, le travail n’a pas été documenté.
C’est un problème récurrent des accidents; pourtant, nous devrions être en
mesure de corriger cette situation dans nos unités. Bien qu’on ne puisse établir
de lien direct entre la mesure de maintenance particulière exécutée et l’accident
(à cause de la destruction complète du moteur lors de l’écrasement), la façon
selon laquelle la maintenance a été exécutée soulève clairement le risque qu’une
défaillance de ce type se reproduise. Les ITFC précisent certaines procédures
pour une bonne raison, et il faut absolument les respecter.
4.4.3 Finalement, les questions relatives à l’équipement de survie qui ont été
mises en relief dans le cadre du présent accident suscitent de graves
préoccupations. Si le pilote s’était éjecté à un endroit où il n’y a pas de
couverture pour le téléphone cellulaire, la perte de sa balise de repérage
individuelle et de son paquetage de siège aurait pu retarder son sauvetage et
mettre sa vie en danger. L’équipement de survie est conçu pour protéger le
personnel navigant dans l’exercice de ses fonctions, et il doit être correctement
entretenu pour pouvoir fonctionner comme prévu. Si ce n’est pas le cas, il est
inutile ou, dans le pire des cas, il peut être mortel. Dans le présent accident et
dans d’autres aussi, la tendance montre un accroissement des défaillances ou
des défectuosités de l’équipement de survie. La DSV va prendre des mesures
plus générales pour déterminer les raisons de cette tendance et pour traiter de la
27/28
situation générale de l’équipement de survie de concert avec les autorités de
navigabilité technique et opérationnelle.
Le directeur de la Sécurité des vols,
//Originale Signée Par//
C.R. Shelley
Colonel
28/28
Annexe A à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Annexe A : Sigles et abréviations
AGL
ALSE
ANO
ANT
ARAD
ATTEF
CETA
CETQ
CRFC
DGGPEA
EDA
EMA
FDR
GCVM
ITFC
KIAS
NEM
O Env
O RAP
RDDC
SCO
A-1/1
au-dessus du sol
équipement de survie
autorité de navigabilité opérationnelle
autorité de navigabilité technique
parachute extracteur à bras rigide AERO
escadrille d’essais et d’évaluation opérationnelle de l’entraînement
aérien
Centre d’essais techniques (Aérospatiale)
Centre d’essais techniques de la qualité
Centre de recrutement des Forces canadiennes
Directeur général – Gestion du programme de l’équipement
aérospatial
Escadron de démonstration aérienne
Escadron de maintenance (Air)
enregistreur de données de vol
gestionnaire de cycle de vie du matériel
Instruction techniques des Forces canadiennes
vitesse indiquée en noeuds
neutralisation des explosifs et des munitions
Officier chargé de l’environnement
Officier, Récupération d’aéronefs et de pièces
Recherche et développement pour la défense
système de surveillance des charges opérationnelles
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Annexe B : Photographies
Photo 1 : Lieu de l’écrasement (vue en plongée)
Photo 2 : Lieu de l’écrasement
B-1/6
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Photo 3 : Moteur dans le champ
Photo 4 : Aube mobile de compresseur manquante
B-2/6
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Photo 5 : Moteur au CETQ
Photo 6 : Aube mobile au CETQ
B-3/6
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Photo 7 : Marque de frottement sur le carter compresseur causée par une aube
mobile
Photo 8 : Comparaison d’aube mobile
B-4/6
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Photo 9 : Point de fixation du gilet de sauvetage/porteur universe
l
Photo 10 : Plaque du cône supérieur du parachute
B-5/6
Annexe B à
1010-CT114120 (DSV 2-4-2)
Date : 24 novembre 2006
Photo 11 : Casque fissuré du pilote
B-6/6