Documents d'information technique A98H0003

Techniques, essais et recherches

Procédures de repêchage

Afin de contrôler et de consigner la disposition des débris de l'avion repêchés, une équipe de contrôle des pièces produites a été constituée en collaboration avec la GRC. L'équipe devait accomplir les tâches suivantes :

• assurer la continuité des pièces d'enquête (chaîne de preuves) constituées par les débris d'avion repêchés;
• trier, classer et entreposer les débris d'avion repêchés;
• identifier les éléments spécifiques revêtant une grande importance pour l'enquête;
• tenir le dossier des pièces produites;
• bâtir une base de données détaillées sur les éléments entreposés.

Des navires militaires, de la GCC et d'entreprises civiles ont servi au transport sur la terre ferme des débris de l'avion en provenance des lieux de l'accident. Tous les débris repêchés ont été amenés à la 12^e Escadre Shearwater. Certains matériaux ont aussi été transportés par hélicoptère. Les éléments de haute priorité, comme les composants clés de l'avion, les devises et les autres objets de valeur ont été récupérés, conservés en lieu sûr et livrés par porteur à Shearwater par le personnel du BST ou de la GRC. On a lyophilisé les objets de papier repêchés, comme les manuels de l'avion, afin de mettre un terme à leur détérioration.

Arrivés à Shearwater, les débris faisaient l'objet d'un lavage et d'une décontamination dans une installation spécialement aménagée le long du quai de débarquement. Les effets personnels et les éléments de l'épave de l'avion étaient séparés puis placés dans de grands contenants en carton qui étaient ensuite transportés au Hangar A de la 12^e Escadre Shearwater. Les restes humains étaient transportés dans une morgue provisoire aménagée dans le Hangar B.

Les débris de l'avion qui arrivaient au Hangar A étaient triés et examinés par une équipe composée d'employés du BST, de Boeing, de Swissair et de la GRC. On examinait chaque élément en vue d'établir son emplacement approximatif dans l'avion (nez, aile, partie centrale, queue) et d'évaluer l'importance de cet élément pour l'enquête, une attention particulière étant portée aux débris présentant des signes de dommages dus à la chaleur, des traces de résidus de combustion ou des marques suspectes. Chaque pièce était classée comme étant sans importance à première vue ou importante pour l'enquête. De l'aide a été fournie par le personnel du NTSB, du Bureau d'enquêtes sur les accidents d'aviation suisse, de l'ALPA, de Pratt & Whitney et de diverses autres sociétés et organisations.

On a estimé que plus de deux millions de pièces avaient été repêchées. Afin de structurer l'entreposage des débris, un système de quadrillage illustrant les diverses parties de l'avion a été mis en place dans le Hangar A, de la façon suivante :

Dans la mesure du possible, les éléments non importants que l'on identifiait comme appartenant à une partie spécifique de l'avion étaient rangés dans de grandes boîtes en carton Tri-Wall. Plusieurs boîtes de rangement, chacune correspondant à un secteur du quadrillage, ont été entreposées dans le Hangar A. Chaque élément non important était placé dans une boîte de rangement correspondant à son emplacement original (secteur de quadrillage) dans l'avion. Par exemple, un morceau de la queue de l'avion était placé dans une boîte de rangement portant la mention Secteur 3—Empennage. Une fois pleine, chaque boîte de rangement était pesée puis transportée du Hangar A au Hangar J de la 12^e Escadre Shearwater, hangar temporaire construit spécifiquement pour l'entreposage à long terme. À chaque boîte était assigné un numéro de pièce et sur chacune une étiquette indiquait la description de son contenu, son poids et son emplacement dans le Hangar J.

Un élément repêché trop volumineux pour être placé dans une boîte de rangement à long terme était pesé puis entreposé dans un parc de stockage protégé, voisin du Hangar J. Le parc de stockage était une aire d'entreposage clôturée à l'intérieur de laquelle les gros morceaux d'avion repêchés étaient déposés et regroupés conformément au système de quadrillage. Ainsi, un gros morceau provenant du fuselage central était placé dans le parc de stockage, dans une zone marquée par une pancarte portant la mention Secteur 6—Partie centrale.

Les articles importants et les pièces utilisées dans la structure de reconstruction étaient photographiés et enregistrés dans le système de contrôle des pièces produites par un gardien des pièces de la GRC. Le gardien des pièces produites attribuait à chaque élément un numéro de pièce distinct, remplissait un rapport de pièce produite pour chaque élément et consignait les détails de chaque pièce dans le grand livre des pièces produites. Une description textuelle sommaire était rédigée pour chaque pièce. Des numéros spécifiques de pièces produites et des descriptions sommaires étaient également attribués aux groupes d'éléments ayant un lien entre eux et aux boîtes de rangement des articles non importants en entreposage à long terme.

Dans le système de numérotation, un numéro de pièce produite était suivi d'un numéro unique d'article. Le numéro de pièce produite « 1 » indiquait que l'élément était répertorié comme appartenant à l'avion. Le numéro de pièce produite était suivi d'un numéro d'élément attribué à cet objet particulier selon un ordre séquentiel, la série commençant par 1. Ainsi, la pièce produite 1-2385 indique que l'article est une pièce d'avion portant le numéro d'article unique 2385. Ces numéros, qui ont servi de références primaires dans toutes les bases de données électroniques et tous les rapports écrits, ont permis aux enquêteurs de retracer et d'extraire les données concernant des éléments d'épave spécifiques. Les numéros de pièces produites servaient également à relier différents types de renseignements à un ou à plusieurs éléments de l'épave. Par exemple, des photographies, des résultats d'essais en laboratoire, des notes et des descriptions textuelles pouvaient être associés électroniquement à une ou à plusieurs pièces produites. Ces renseignements pouvaient alors être électroniquement enregistrés dans un fichier, organisés, interrogés et extraits.

Le gardien des pièces remplissait une fiche d'entrée de données de rapport de pièce produite qui contenait les renseignements suivants :

• numéro de pièce produite;
• numéro d'élément;
• date et heure;
• anatomie, avion ou bien;
• description et mesures;
• numéro de série et numéro de pièce;
• date de découverte de l'élément;
• endroit où l'élément avait été trouvé et nom de la personne qui l'avait trouvé;
• lieu d'entreposage;
• nom du gardien des pièces produites ayant rempli le rapport.

Les parties du rapport de pièce produite qui ne pouvaient être remplies étaient laissées en blanc. Si une description détaillée d'un élément n'était pas disponible, on en donnait une description générale (p. ex. : « morceau de métal vert non identifié »). Si une pièce produite était déplacée de son lieu d'entreposage à un nouvel endroit, un formulaire de déplacement de pièce produite était rempli de façon à indiquer avec précision l'emplacement et le mouvement de chaque pièce.

À côté de chaque pièce nouvelle placée sur la table d'examen était posée une étiquette sur laquelle étaient inscrits le numéro de pièce produite et le numéro d'élément (p. ex. : 1-4325). Un membre de l'identité judiciaire de la GRC photographiait la pièce et son étiquette à des fins d'identification. Chaque pièce était photographiée avec un appareil photo 35 mm et un appareil photo numérique. Au besoin, les enquêteurs du BST prenaient d'autres photos.

Chaque élément, après avoir été photographié, était muni de l'étiquette de pièce produite fixée à l'aide d'une attache permanente en métal ou en plastique. S'il était impossible d'accrocher l'étiquette, la pièce et l'étiquette étaient placées dans un sac transparent scellé. Les numéros de pièce produite et d'élément étaient aussi inscrits directement sur la pièce à l'aide d'un marqueur permanent rouge.

La pièce produite était ensuite transportée par un membre de l'équipe de contrôle des pièces produites au lieu d'entreposage approprié dans le Hangar A où elle était conservée jusqu'à ce qu'une analyse plus approfondie puisse être effectuée. Les pièces produites sensibles ou de haute priorité étaient entreposées dans une pièce sécuritaire à l'intérieur du Hangar A, placée initialement sous l'autorité de la GRC.

Les boîtes d'entreposage à long terme servant à trier les débris d'avion non importants étaient également classées comme pièces produites, de sorte que l'équipe de contrôle des pièces pouvait garantir la continuité de la préservation de tous les éléments de l'avion repêchés. Un numéro de pièce produite et d'élément était assigné à chaque boîte pour laquelle on remplissait également une fiche de données de rapport de pièce produite et sur laquelle on fixait une étiquette de pièce produite. Les renseignements suivants étaient indiqués sur toutes les faces de chacune des boîtes d'entreposage :

• numéro de pièce produite et d'élément (en rouge);
• secteur de quadrillage et description du contenu de la boîte (en noir);
• lieu d'entreposage à l'intérieur du Hangar J (en vert);
• poids du contenu (en bleu).

Les photos des pièces produites et les renseignements inscrits sur les fiches de données de rapport de pièce produite étaient entrés dans la base de données des Pièces justificatives et Rapports III. Cette base de données permettait aux enquêteurs d'extraire des données sur les pièces produites et de produire des rapports sommaires. Les renseignements suivants étaient consignés comme copies de secours de la base de données électronique dans le grand livre des pièces produites :

• numéro de pièce produite et d'élément;
• description de la pièce produite;
• lieu d'entreposage de la pièce produite.

Le poids des débris d'avion repêchés, à mesure qu'ils étaient traités à la 12^e Escadre Shearwater, était consigné dans un fichier maître. Le personnel du contrôle des pièces produites mettait continuellement à jour le poids des débris d'avion repêchés; cette donnée était fournie aux enquêteurs sous forme de valeur numérique et de pourcentage du poids de la structure de l'avion. Le poids des débris repêchés permettait aux enquêteurs de surveiller la progression des opérations de repêchage. Environ 98 % de l'avion (en proportion du poids de la structure) ont été finalement repêchés.

Gestion et interprétation de l'information

Peu de temps après le début de l'enquête, plusieurs bases de données primaires ont été créées en vue de faciliter la gestion et le suivi des éléments matériels de l'enquête.

Base de données des Pièces justificatives et Rapports III

La base de données des Pièces justificatives et Rapports III de la GRC servait de dépôt de données pour l'information textuelle et photographique sur les pièces produites en provenance de l'épave, y compris les débris importants de l'avion et les contenants en vrac remplis de débris non importants. L'interface utilisateur de cette base de données permettait de produire des rapports sommaires sur des pièces produites particulières.

Base de données du registre de contrôle du BST

Les données sur les autres éléments matériels d'enquête sous forme d'audiocassettes, de disques compacts, de disquettes, de microfilms, de dessins techniques, de documents-textes, de télécopies et de manuels étaient consignées dans la base de données du registre de contrôle du BST. Comme dans le système des pièces produites de l'épave, un numéro maître unique était attribué à chaque élément de données, ou groupe d'éléments, pour inscription dans le registre de contrôle. Un numéro général de dossier d'enquête était également attribué, et une description sommaire était rédigée. Cette brève description donnait des renseignements sur le type de support de données, l'origine des données, le moment où les données avaient été reçues et le nom de la personne qui les avait fournies. La base de données du registre de contrôle du BST permettait aux enquêteurs de retracer et d'extraire les données d'enquête. Elle leur permettait également de faire une recherche électronique par mots clés et par sections de phrases dans n'importe quel champ. Cette capacité de recherche a été par la suite améliorée par l'importation d'une grande partie des données textuelles à l'aide du logiciel de gestion de cas SUPERText^MD.

Logiciel SUPERText^MD

Le logiciel SUPERText^{MDNote de bas de page 1} a servi à numériser des documents et leur description sommaire correspondante. Les algorithmes intégrés de ROC servaient à extraire le contenu textuel de chaque document-image de façon à permettre la recherche électronique textuelle dans le contenu de chaque document numérisé. Les fonctions complémentaires du logiciel permettaient de classer les documents numérisés par sujets et de créer des index de recherche dans la base de données d'image de SUPERText^MD. Les fonctions de recherche de SUPERText^MD permettaient aux utilisateurs d'extraire des documents en faisant des recherches à l'aide de divers critères, notamment la recherche par « mot clé » ou « chaîne de texte », et de visionner ou imprimer des images de grande qualité de ces documents. Les résultats de recherche à l'aide de SUPERText^MD pouvaient être utilisés par des enquêteurs se trouvant en divers endroits, soit par réseau informatique, soit par accès à distance du réseau.

Base de données photographiques

Afin d'archiver le grand nombre d'images numériques qui n'étaient pas associées à une pièce produite donnée et qui, par conséquent, ne figuraient pas dans la base de données des Pièces justificatives et Rapports III, une base de données photographiques à été créée. Cette base de données a été indexée afin de faciliter les recherches par sujet, date, emplacement et autres paramètres.

Base de données du CSRTG

Depuis plusieurs années, les autorités aéronautiques d'Amérique du Nord (FAA des É.-U. et l'Aviation civile de Transports Canada), d'Europe (JAA) et du Japon (JCAB) mènent des recherches tant individuelles que conjointes sur la sécurité des passagers dans les aéronefs de catégorie transport. La base de données du CSRTG est un dépôt de données pour les travaux de recherche sur la sécurité des passagers qu'effectuent la FAA, la JAA, le JCAB et Transports Canada. La base de données du CSRTG renferme actuellement des renseignements sur plus de 2 400 accidents. Cette base de données visait au départ à faciliter le travail d'analyse en vue d'accroître les possibilités de survie des occupants. Mais récemment, la portée de cette base de données a été élargie pour inclure des renseignements sur les accidents n'autorisant aucune survie. Toutes les données proviennent de sources fiables, principalement des organismes d'enquête sur les accidents. Les enregistrements conservés portent sur les aéronefs de passagers de catégorie transport (équipés de 19 sièges de passagers et plus) et les aéronefs cargo certifiés conformément aux exigences de la partie 25 de la FAA ou leurs équivalents. La base de données contient des photos et des diagrammes ainsi que des données textuelles et numériques. Les enquêteurs ont utilisé la base de données du CSRTG pour identifier et valider les circonstances d'accidents antérieurs d'aéronefs de catégorie transport au cours desquels il y avait eu un incendie.

Système d'information géographique

Le BST a élaboré un SIG pour gérer, corréler et interpréter les pièces produites et les données d'enquête^{Note de bas de page 2} à référence spatiale. Ces données étaient sauvegardées sur différents types de support et référencées dans une ou plusieurs bases de données d'enquête. Le SIG permettait de traiter et d'analyser une grande quantité de renseignements divers associés à un emplacement particulier sur l'avion ou sur la surface de la Terre. Ces données comprenaient, par exemple, des données de bathymétrie, de topographie, d'imagerie satellitaire, d'images radar, de système aéroporté de détection de fluorescence environnementale à laser, de trajectoire de vol, de témoignages et de pièces d'épave produites. Une image plastique numérisée en trois dimensions du plancher océanique a été réalisée, puis utilisée dans le SIG. Le SIG a également servi à faciliter la reconstruction tridimensionnelle CAO des données sur les occupants de l'avion et l'épave ainsi qu'à l'analyse des dommages causés par l'incendie. La référence spatiale utilisée correspondait au système de coordonnées de l'avion établi pour un modèle de l'aéronef MD-11 en configuration Swissair.

Des appareils reflex ont servi à prendre les photos d'enquête en couleur auxquelles s'ajoutaient des prises de vue à l'aide d'appareils numériques. Des photos numériques étaient souvent prises en même temps que les photos couleur sur film de 35 mm, surtout au moment où les éléments d'épave passaient par le système des pièces produites. La photographie numérique donnait aux enquêteurs des images immédiates et servait de copie de sécurité aux négatifs au cas où le développement des photos n'aurait pas produit les effets escomptés. Le film 35 mm était ensuite développé, et les négatifs étaient numérisés sur CD-ROM de photos Kodak^MD en format « Five-Pack ». Les négatifs étaient ensuite entreposés en lieu sûr. Les numéros présents sur les photos et les images numériques servaient à identifier, puis à cataloguer les images sur les CD-ROM dans le système des pièces produites. Les CD étaient chargés dans un lecteur de CD-ROM multiples relié au SIG par réseau informatique. Les images numériques étaient ensuite extraites, traitées électroniquement (pour régler des variables comme la luminosité, le contraste, la définition et le grossissement), puis imprimées ou reproduites pour être distribuées. Certaines parties de bandes vidéo ou audio étaient aussi numérisées et incorporées dans le SIG.

Pour obtenir des images panoramiques de l'intérieur de l'avion, on a utilisé une série de photos statiques prises à l'aide d'un appareil 35 mm à objectif de 20 mm sur trépied que l'on faisait pivoter de 20° après chaque cliché. Les images obtenues ont été assemblées pour produire un panorama de 360° à l'aide du logiciel PhotoVista^MD 1.0, qui fait partie de la suite Reality Studio de Live Picture, Inc^{Note de bas de page 3}. La personne qui affiche le panorama sur un ordinateur peut naviguer horizontalement et verticalement dans l'image. En plus d'offrir un vaste champ de vision, l'image peut être agrandie localement par zoomage électronique. L'image ainsi obtenue peut être imprimée, sauvegardée et envoyée comme tout autre fichier électronique. Le panorama original peut être sauvegardé et envoyé sur fichier électronique.

Le logiciel Reality Studio a servi également à définir des liens (points de repère) dans les images de façon qu'il soit possible de sauter d'un panorama à l'autre. Les panoramas liés ont permis aux enquêteurs de naviguer parmi les différentes scènes. Ainsi, une série de panoramas de différents avions MD-11 de Swissair à différentes étapes des travaux de réparation et de maintenance ont été réalisés et il était possible de comparer, par exemple, le poste de pilotage à un intérieur normal. Il était possible d'enlever alors, par étapes successives, l'intérieur normal de façon à révéler les détails sous-jacents normalement invisibles, comme le schéma des couleurs, les types et motifs des tissus, l'emplacement et l'orientation des décalcomanies et des affichettes, ou divers détails de construction. Ces renseignements aidaient les enquêteurs à identifier les objets observés et à reconstruire l'épave.

Pour photographier les endroits inaccessibles, on a utilisé une caméra télécommandée à mise au point automatique et flash intégré placée au bout d'une tige pivotante. Ce dispositif pouvait être maintenu vers le haut, comme un périscope, dans les endroits exigus, tels que les espaces inoccupés au-dessus du plafond, pour faire des prises de vues panoramiques. Les appareils photo numériques étaient fréquemment utilisés dans des situations difficiles pour obtenir des résultats immédiats. Le même endroit était souvent photographié à nouveau à l'aide d'un appareil photo à film classique. Les négatifs 35 mm étaient ensuite numérisés dans le but de fournir des images à haute résolution quand un niveau élevé de détail était nécessaire de façon que les enquêteurs puissent observer des zones de l'avion difficiles d'accès où dont l'examen physique sur place était ardu.

D'autres prises de vues panoramiques ont été réalisées dans la structure tridimensionnelle de reconstruction de l'épave. Les prises de vues étaient faites aux mêmes endroits que celles qui auraient été réalisées sur les avions en service. Les visualiseurs électroniques étaient programmés de façon à afficher deux panoramas simultanément, ce qui permettait de faire une comparaison directe entre un avion intact et l'avion accidenté reconstitué dans la structure de reconstruction. Des vues panoramiques ont également été prises aux endroits où se trouvaient les témoins de façon à pouvoir mieux interpréter les déclarations de ceux-ci.

Des maquettes bidimensionnelles d'objets spécifiques ont été réalisées avec le logiciel Object Modeler^MD 1.0, qui fait également partie de la suite Reality Studio. Contrairement à un panorama qu'on crée en faisant pivoter un appareil photo autour d'un point unique pour capter une scène, on réalise un modèle objet en maintenant l'appareil photo fixe et en faisant tourner l'objet autour d'un point. Les photos étaient prises en faisant tourner l'objet sur 360° par incrément de 10°. Ce processus était fréquemment répété à différentes hauteurs par rapport à l'objet (différents points de vue). Comme dans le cas du montage d'un panorama, un logiciel de montage a été utilisé pour créer une vue de l'objet original sur 360°; le visualiseur permettait de faire tourner l'objet, de faire un zoom sur celui-ci et de sauvegarder ou transmettre l'image sous forme de fichier électronique. Les panoramas et les modèles objets étaient aussi intégrés au SIG.

L'avionneur a fourni des dessins CAO tridimensionnels de l'avion en format Unisis. Les modèles^{Note de bas de page 4} CAO de la cellule de l'avion avaient été conçus de façon à indiquer l'orientation et la température estimée de certains composants. À l'aide du système de coordonnées SIG, il était possible de faire correspondre ces modèles aux panoramas, aux modèles objets, aux photos et aux renseignements textuels sur les composants récupérés. On pouvait extraire ces renseignements complémentaires en plaçant le curseur sur une représentation CAO d'un composant donné. Les enquêteurs ont utilisé ces outils pour analyser l'orientation et le routage de divers composants, examiner les profils de température et élaborer des scénarios de circulation d'air et de propagation de l'incendie.

Des utilitaires ordinaires de fureteurs Internet ont servi à visionner les présentations CAO, les modèles objets et les images panoramiques. Les panoramas et les modèles objets utilisent un format d'image commun^{Note de bas de page 5} pour la texture dans l'environnement du langage de modélisation en réalité virtuelle (VRML) 2.0. Le format d'image Flashpix^MD utilise la technologie de diffusion multimédia; il a été conçu spécialement pour permettre la transmission d'images à haute résolution par Internet. Un panorama ou un modèle objet peut être exporté sous forme de fichier IVR dans un plugiciel de fureteur qui interprète le fichier de sorte que les images peuvent être affichées dans un environnement HTML. Ainsi, les enquêteurs pouvaient avoir accès aux panoramas et aux modèles objets de l'intérieur de l'avion, les faire pivoter et zoomer sur ceux-ci; ils pouvaient également naviguer d'une perspective à l'autre en utilisant un fureteur ordinaire. Les visualiseurs Whips 2-D et Voloview 3-D, tous deux produits par Autodesk Incorporated, offraient des capacités semblables pour visualiser des dessins CAO dans un fureteur.

Application PRODOCs

Le BST a élaboré l'application PRODOCs en vue de créer un point d'accès unique aux données d'enquête provenant des bases de données des Preuves et des Rapports III, de SUPERText^MD, du registre de contrôle des documents et des photos. Cette application crée aussi des liens vers d'autres ressources et applications, notamment la base de données sur les accidents du CSRTG, les notes techniques, les panoramas photographiques et les modèles objets, des schémas CAO bidimensionnels et tridimensionnels, et des vidéoclips de diverses activités d'enquête.

Analyse de la microprogrammation de la parole

Plusieurs études^{Note de bas de page 6} ont permis d'établir une forte relation entre l'utilisation du langage et les facteurs humains. En aviation, il existe des corrélations avérées entre les caractéristiques des communications verbales des membres de l'équipage de conduite ou de l'ATC et les indicateurs des résultats du vol. On a procédé à une analyse en profondeur des communications verbales enregistrées sur le CVR et les bandes magnétiques de l'ATC en vue d'évaluer aussi objectivement que possible les interactions entre les membres d'équipage. L'attention était portée notamment sur la coordination, la charge de travail et la résolution de problèmes en situation d'urgence. À partir des théories et recherches^{Note de bas de page 7} actuelles sur les communications et aussi d'événements antérieurs, on a mis au point un protocole de microprogrammation de la parole en vue de classer les segments de communications verbales dans le but d'en tirer des données analysables pertinentes. Ce protocole a été appliqué dans le contexte de l'information sur les procédures en vigueur chez Swissair, des données du FDR et du MANOPS ATC pour permettre l'analyse des communications verbales pertinentes aux objectifs énoncés ci-dessus.

Les communications des membres d'équipage de conduite ont été sectionnées en unités de pensée verbales (UPV). Les UPV sont des énoncés ne portant que sur une seule pensée, intention ou action. Une phrase peut contenir plus d'une UPV. Chaque UPV a ensuite été codée selon le moment de son occurrence, le locuteur, le destinataire, la forme du discours, un descripteur qualitatif et une séquence de décision d'action.

Le moment d'occurrence était défini en fonction des références de temps, en minutes, enregistrées sur le CVR. Un facteur de temps de latence était inclus de façon à indiquer le temps entre le moment d'occurrence d'une UPV et le moment d'occurrence d'une autre. Ce facteur était important pour déterminer non seulement la rapidité de la réponse attendue, mais aussi le lien entre les UPV. Le locuteur était l'émetteur de la communication, et le destinataire était le récepteur prévu de la communication. Chaque UPV était classée selon la forme du discours, et des descripteurs qualitatifs servaient à évaluer la pertinence de la communication. Les séquences de décision d'action servaient à lier l'UPV à un événement nécessitant une action coordonnée des membres d'équipage, les interactions hors du poste de pilotage (ATC, par exemple) ou les deux.

Les neuf formes du discours suivantes servaient à classer les UPV :

• Ordre (Command) : Instruction claire pour qu'une personne agisse d'une manière spécifiée.
• Préconisation (Advocacy) : Suggestion d'agir présentée comme approche suggérée.
• Observation (Observation) : Commentaire ouvert donnant des renseignements concernant une situation ou un état actuel ou anticipé.
• Accusé de réception (Acknowledgement) : Énoncé d'approbation ou indication qu'un renseignement a été reçu ou donné en réponse à un ordre ou à une observation.
• Interrogation (Inquiry) : Demande de renseignement ou de directive.
• Réponse (Reply) : Réponse significative à une interrogation.
• Identification (Identification) : Salutation ou identification/accusé de réception du locuteur.
• Exclamation (Exclamation) : Expression de surprise ou d'émotion.
• Alerte (Alert) : Renseignement indiquant une inquiétude accrue ou une préparation à l'action.

Le codage des formes du discours peut fournir des indications valables sur la dynamique des communications. Les formes du discours décrivent la variété des modalités de communication dont le communicateur dispose.

Grâce à cette technique, on code qualitativement les UPV en vue de déterminer l'efficacité des communications verbales^{Note de bas de page 8} entre les membres de l'équipage de conduite, entre les membres de l'équipage de conduite et les membres de l'équipage de cabine, ainsi qu'entre les membres d'équipage de conduite et l'ATC. Certaines UPV peuvent représenter des communications défectueuses, c'est-à-dire que les énoncés pourraient être incomplets, inefficaces, incorrects ou indirectement modifiés; ils étaient donc codés comme tels. Dans les communications, il arrive souvent que la réponse à une question soit retardée parce que la personne à qui la question est adressée ne connaît pas la réponse et doit consacrer du temps à chercher la réponse, est occupée à d'autres tâches prioritaires, ou est occupée à une autre tâche qui réclame toute son attention immédiate. Le risque que pose un retard dans les communications est que d'autres événements puissent devenir prioritaires, de sorte que la demande originale pourrait être oubliée. Le terme « report » (deferral) est inclus dans la liste des descripteurs pour relever et consigner des communications de ce genre. Afin de capter la dynamique du niveau d'autorité dans le poste de pilotage, les communications sont codées sous la rubrique « déférence » (deferential) quand la communication indiquait de la déférence face à l'autorité, ou « prise de contrôle » (take over) quand la communication attendue d'un membre d'équipage était réalisée par un autre.

Les descripteurs qualitatifs suivants ont servi au classement des UPV :

• Incomplète (Incomplete) : Communication vide de contenu significatif en raison d'une mauvaise façon de communiquer ou d'une interruption de communication verbale.
• Inefficace (Ineffective) : Communication inadaptée à la situation et qui n'atteint pas l'objectif voulu.
• Incorrecte (Incorrect) : Réponse qui est nettement fausse, comme un collationnement incorrect, ou réponse qui n'a rien à voir avec la question posée.
• Modification indirecte (Inferential change) : Communication dont la signification ou l'intention a été modifiée lors de la réception.
• Report (Deferral) : À la suite d'une interrogation, communication indiquant que la réponse à la question viendra plus tard.
• Déférence (Deferential) : Communication dont l'intention est de manifester de la déférence face à l'autorité.
• Prise de contrôle (Take over) : Communication avec la tour de contrôle ATC d'un membre d'équipage alors qu'il était raisonnable de croire que cette communication aurait dû être faite par l'autre membre.

Le codage des séquences de décision d'action permettait d'analyser de quelle façon, d'après la mesure des comportements verbaux, les tâches sur lesquelles les membres d'équipage devaient se concentrer étaient réparties entre les membres. Ces séquences sont des communications associées à un événement qui exigeait une coordination entre les membres d'équipage, une interaction avec l'extérieur du poste de pilotage ou les deux. Un tel codage des séquences permettait de réduire les interactions de l'équipage à un nombre relativement limité de séquences comportementales qui représentaient effectivement les multiples tâches que l'équipage avait à faire.

Les descripteurs suivants ont été utilisés pour coder les séquences de décision d'action :

• Contrôle du vol (Flight control) : Actions associées à la manœuvre de l'avion.
• Contrôle de la navigation (Nav control) : Décisions concernant la trajectoire de l'avion.
• Évaluation des dommages (Damage assessment) : Évaluation de la nature et de l'étendue des dommages subis par l'avion; identification des systèmes en état de marche et des systèmes indisponibles.
• Résolution de problèmes (Problem solving) : Communications opérationnelles portant sur la résolution de problèmes; mesures correctives, réalisation des listes de vérifications des procédures en situation anormale.
• Atterrissage (Landing) : Identification de terrains d'atterrissage possibles, emplacement des terrains de dégagement, préparation pour un atterrissage non standard ou anormal.
• Préparation d'urgence (Emergency preparation) : Atterrissage d'urgence, préparation de la cabine, communication des renseignements sur les personnes à bord et le carburant, demande d'aide non standard.
• Aspect social (Social) : Communications non opérationnelles concernant les aspects sociaux-émotionnels et d'esprit de corps, les présentations, la diminution de la tension psychologique, le soutien affectif.

Afin de permettre la mise en tableau du nombre d'événements codés par unité de temps, le temps d'enregistrement CVR a été divisé en segments égaux de 2,5 minutes.

L'enregistrement CVR contient essentiellement les voix et les sons enregistrés sur la voie du microphone d'ambiance de poste de pilotage (CAM). Ces microphones ont généralement un rapport signal/bruit médiocre en raison de la distance entre le micro et le locuteur, d'une part, et du niveau de bruit ambiant permanent dans le poste de pilotage, d'autre part. En terme de données sur les communications, les enregistrements de la voix ont une utilité limitée en raison du peu de renseignements qu'ils fournissent sur les communications non verbales. L'effet combiné des dialectes des membres de l'équipage et du faible rapport signal/bruit, en particulier sur les enregistrements de la voie CAM, s'est traduit par des interprétations ambiguës de certaines parties de phrases.

Les éventuelles conséquences néfastes de données ambiguës sur la microprogrammation et l'analyse du langage ont été atténuées par l'adoption des lignes directrices suivantes :

1. reconnaître qu'il peut y avoir des ambiguïtés dans les données et élaborer des procédures pour apporter des correctifs;
2. utiliser les procédures toujours de la même manière;
3. ne pas utiliser de données ambiguës à des fins d'analyse;
4. prendre conscience du fait que la plupart des données disponibles proviennent de comportements verbaux seulement; le fait qu'on n'entende rien n'est pas une raison suffisante de croire qu'il n'y a pas eu de communication;
5. considérer que les ambiguïtés seront réparties uniformément dans l'enregistrement, bien qu'il puisse y avoir un « effet de masque à oxygène » (c.-à-d. qu'il y a un microphone actif dans le masque qui donne une meilleure qualité d'enregistrement);
6. cette analyse étant surtout un exercice de classification, reconnaître qu'il y a des limites inhérentes aux définitions et catégories choisies (noter que la subdivision « Observation » est elle-même divisée en deux catégories : « Alerte » et « Observation »);
7. prendre note du compromis entre le nombre de catégories utilisées et la précision : moins il y a de catégories, plus les regroupements manquent de précision analytique; plus il y a de catégories, plus il est probable qu'il y aura trop peu de points de données dans chacune pour effectuer une analyse valable;
8. analyser les conversations où l'on entend un ou plusieurs membres de l'équipage de cabine seulement si elles se faisaient avec l'équipage de conduite;
9. considérer qu'il peut y avoir un problème en raison de comptages doubles d'unités de pensée.

Analyse des moteurs de l'avion

Lors de l'examen des moteurs de l'avion, il a été nécessaire de déterminer la position du distributeur à tiroir dans le corps du bloc de commande hydraulique (HCU) du système d'inversion de poussée. On pouvait démonter la pièce immédiatement mais, lors du démontage, il était possible de modifier accidentellement la position du tiroir et, en outre, ce démontage était très délicat en raison de la corrosion due au séjour du composant dans l'océan. On a donc plutôt décidé de transporter la pièce à une installation radiologique de la 12^e Escadre Shearwater où on l'a radiographiée. L'analyse de la pellicule radiographique a permis d'identifier facilement la position du tiroir à l'intérieur du HCU. L'analyse des clichés avant le démontage a permis de documenter, pour référence ultérieure, la position interne des composants. La même technique a servi à visualiser le mécanisme de verrouillage des vérins de verrouillage du système d'inversion de poussée.

L'examen externe sur les lieux des dispositifs de dosage de carburant (FMU) a révélé que la position de repos des secteurs dentés n'était pas la même sur les trois dispositifs, ce qui permettait de supposer que les trois moteurs avaient différents débits de carburant au moment de l'impact. L'examen visuel des moteurs indiquait également des différences entre les réglages de ceux-ci. Compte tenu du fait que la position des secteurs dentés est directement reliée à la position du doseur de carburant, et donc au débit du carburant, les FMU ont été transportés chez le motoriste pour être démontés et examinés. Au cours de l'examen, on a mesuré les différentes positions du tiroir du doseur de carburant par rapport au corps du doseur et on a comparé ces mesures aux dessins techniques du motoriste pour déterminer le débit de carburant correspondant aux mesures prises. Ces données, combinées avec d'autres données associées à différentes parties du moteur, ont permis d'évaluer le réglage approximatif de poussée de chaque moteur au moment de l'impact.

Le sous-système de commande des aubes de stator à calage variable (VSV) permet d'obtenir les performances maximales du compresseur en modifiant la position des aubes directrices d'entrée du compresseur haute pression (HP) et des aubes fixes des cinquième, sixième et septième étages de ce compresseur selon les commandes du régulateur automatique à pleine autorité redondante (FADEC). Au cours du démarrage moteur, les VSV peuvent se trouver en position ouverte jusqu'à environ 15 % de N₂, puis elles se ferment une fois ce régime atteint. Aux régimes supérieurs à environ 40 % de N₂, les aubes de stator à calage variable sont modulées pour s'ouvrir à mesure que N₁ et N₂ augmentent, et elles sont en position d'ouverture maximale aux réglages de puissance de décollage et de montée. La modulation est fonction des variations de N₁, N₂ et Tt2.

Les trois aubes de stator à calage variable ont été transportées aux installations du motoriste pour être démontées et examinées. Les distances ont été mesurées entre le centre de la face du piston et la surface de la partie arrière du boîtier de l'actionneur. Ces mesures ont servi à établir la position du piston par rapport à sa course maximale. L'interprétation des résultats des calculs a servi à obtenir le niveau de poussée des moteurs. Ces données, ainsi que d'autres données factuelles sur les FMU et les vannes de décharge, ont permis de déterminer les niveaux de poussée des moteurs de l'avion du vol SR 111 au moment de l'impact.

Le sous-système de vanne de décharge 2.5 améliore la stabilité du compresseur lors du démarrage, des changements de régime et de l'utilisation de l'inversion de poussée. La vanne de décharge 2.5 est reliée à un actionneur par l'intermédiaire d'un guignol; quand la vanne est ouverte, elle laisse échapper l'air du quatrième étage du compresseur basse pression (BP) dans l'écoulement d'air de la soufflante. L'ouverture de la vanne, commandée par le FADEC, est fonction de l'angle du résolveur de la manette des gaz (TRA), de N₁, de N₂, de Tt2, du nombre de Mach et de l'altitude. Pendant le démarrage, le FADEC commande à la vanne de s'ouvrir complètement, puis de commencer à se fermer aux alentours de 84 % de N₂. Au cas où un phénomène de pompage serait détecté, la vanne reçoit l'ordre de s'ouvrir complètement. La vanne est aussi ouverte complètement lors de l'utilisation de l'inversion de poussée des moteurs alaires, mais elle est seulement à moitié ouverte lors de l'utilisation de l'inversion de poussée sur le moteur d'empennage.

Les trois vannes de décharge ont été démontées et examinées aux installations du motoriste. On a mesuré la distance entre la surface de fixation du bloc et l'extrémité du piston en vue de déterminer la position du piston « tel qu'il a été reçu ». La valeur de cette mesure indique la position du piston par rapport à la position complètement sortie, ce qui donne un pourcentage de la course complète du piston. Ce pourcentage traduit la poussée du moteur en fonction du nombre de tours par minute du moteur au régime corrigé du rotor basse pression. Cette valeur n'a pas été utilisée isolément; elle a été combinée avec d'autres données obtenues lors de l'examen du moteur.

Les vannes de décharge 2.9, situées au niveau du neuvième étage du compresseur haute pression, améliorent la stabilité du compresseur lors du démarrage et des changements de régime. Le FADEC commande l'ouverture de la vanne de décharge 2.9 gauche (la vanne de stabilité) en fonction de N₂ corrigé, de l'altitude et du temps; il commande la vanne de décharge 2.9 de droite (celle de démarrage) en fonction du N₂ corrigé. Pendant le démarrage, les deux vannes sont ouvertes. À environ 2 % au-dessous du N₂ de ralenti, les deux vannes se ferment. Si le FADEC détecte un pompage, la vanne de gauche s'ouvre. Cette même vanne s'ouvre également pendant une durée pouvant atteindre 180 secondes si le moteur ralentit à moins de 81 % de N₂ environ et que l'altitude se situe entre 16 000 et 20 000 pi environ. Elle se ferme lors de l'accélération. Les vannes sont rappelées en position ouverte par un ressort et commandées en position fermée par le FADEC.

L'examen visuel des six vannes de décharge 2.9 a permis d'établir si les vannes étaient ouvertes, fermées ou coincées dans une position donnée en raison de l'impact. Cette information, combinée à d'autres renseignements factuels, a contribué à la détermination des niveaux de poussée des moteurs au moment où ils ont percuté le plan d'eau .

Le FADEC constitue une source de données emmagasinées qui s'avère particulièrement utile lors d'enquêtes sur des accidents au cours desquels le FDR a cessé de fonctionner, comme c'est le cas vers la fin du vol SR 111. Ces données peuvent être téléchargées à partir de la mémoire permanente du FADEC aux installations du motoriste. Si la référence de temps enregistrée dans la mémoire permanente peut être reliée avec précision à l'heure réelle des événements, les défaillances des moteurs sur l'enregistrement de la mémoire permanente peuvent contribuer à établir l'état du moteur pendant la séquence d'accident. Si la mémoire permanente du FADEC détecte des défaillances de la cellule, mais aucune défaillance du moteur visé, il est possible de conclure qu'aucune anomalie n'a touché ce moteur. Les défaillances de cellule, et particulièrement les défaillances enregistrées par le FADEC concernant des composants qui fournissent à celui-ci des données, peuvent permettre d'établir le mode de commande du moteur au moment des événements. Les défaillances de cellule enregistrées par le FADEC peuvent contribuer à la détermination de l'état de la cellule lors du vol en question. L'analyse des défaillances enregistrées dans le FADEC a permis de déterminer le mode de commande des moteurs de l'avion effectuant le vol SR 111; elle a également fourni des données d'altitude et des références temporelles, mesurées au cours des dernières minutes du vol.

Spectroscopie Auger

La spectroscopie Auger (AES) est une technique légale qui a été utilisée pour faire la différence entre les arcs électriques dans les fils qui auraient pu provoquer un incendie et ceux qui sont le résultat d'un incendie. Cette technique est fondée sur le principe que les sous-produits de la combustion sont piégés dans le cuivre solidifié qui a brièvement fondu lorsque l'arc électrique s'est produit. En se solidifiant, le cuivre fondu forme une perle à l'endroit où l'arc s'est produit. Des gaz peuvent se trouver piégés près de la surface du métal en raison de sa grande solubilité et de son refroidissement rapide. Si l'arc précède l'incendie, l'environnement hôte est généralement sans impureté et oxydant. La composition de la perle due à l'arc au voisinage de sa surface comprendra par conséquent de faibles quantités de contaminants d'hydrocarbures et de gaz de combustion piégés. Au contraire, si l'arc se produit pendant un incendie, la composition chimique de la perle au voisinage de la surface comprendra un mélange complexe de gaz et de particules en raison de la combustion de matériaux divers et de la plus faible quantité d'oxygène. L'étude du profil de profondeur de la concentration des composants chimiques situés près de la surface de la perle due à un arc électrique est un facteur critique lorsqu'il faut faire la différence entre les arcs électriques qui se sont produits dans un environnement sans impureté et ceux qui se sont produits dans un environnement contaminé. Dans tous les cas, lorsqu'elles sont exposées à un incendie, les perles d'arc électrique seront recouvertes d'une couche superficielle de contaminant d'hydrocarbures (suie). Toutefois, les perles d'arc électrique formées dans un environnement contaminé renferment des sous-produits de combustion jusqu'à une profondeur d'au moins 500 Å, ce qui leur donne une caractéristique particulière.

L'analyse AES se limite aux surfaces de matière métallique fondue qui sont lisses, plates, sans zone poreuse ni croûte. En effet, une surface rugueuse, des zones poreuses ou des restes de croûte sont généralement incapables de capter la signature chimique de l'environnement ambiant au moment de la formation de l'arc électrique. Ainsi, une première étape importante lors du procédé AES consiste à choisir des endroits convenables de matière métallique fondue pour faire une analyse détaillée. Les endroits retenus pour analyse—généralement des petites zones de moins de 1 µm de diamètre—sont ensuite sondés pour qu'on puisse éliminer tout artefact du volume d'analyse. En combinant la spectroscopie Auger, le décapage par faisceaux d'ions focalisés (FIF) et le microscope électronique à transmission (MET), on peut alors connaître le profil élémentaire vertical, la morphologie et la porosité des emplacements de perles d'arcs choisis.

Le BST a retenu les services du Laboratoire de la technologie des matériaux du Centre canadien de la technologie des minéraux et de l'énergie (CANMET) pour évaluer, aux niveaux chimique et microscopique, les différences sur les fils entre les perles d'arc formées en environnement sans incendie (environnement propre) et celles formées en présence d'un incendie (environnement contaminé). L'objectif de la recherche consistait à établir s'il était possible d'isoler un fil donné qui aurait été soumis à un arc électrique et qui aurait été l'événement déclencheur de l'incendie à bord du vol SR 111.

Des essais de validation d'application du procédé AES à la recherche ont été effectués sur 24 fils de référence comportant des perles d'arc électrique créées en conditions contrôlées. Ces échantillons, produits chez Boeing, à Seattle, sous le contrôle et la supervision des enquêteurs du BST, ont été réalisés sur des fils de transport de courant dont les types et calibres se retrouvent couramment sur les avions MD-11. Des fils utilisés, 14 ont été le siège d'arcs électriques en environnement propre pour que soient reproduites les conditions avant un incendie, et 10 en environnement d'incendie. Avant d'être mis à l'essai, 5 des fils soumis à des arcs électriques dans l'environnement propre ont été exposés à un environnement d'incendie, l'objectif étant de reproduire des scénarios possibles d'incendie. Des 14 fils ayant subi les essais en environnement propre, 9 ont été identifiés avec le procédé AES comme ayant été soumis à des arcs électriques dans un tel environnement. Des 5 fils qui ont été par la suite exposés à un environnement d'incendie, 2 ont été identifiés correctement comme ayant été soumis à des arcs électriques avant l'incendie. Des 10 essais sur fils en environnement d'incendie, 9 des essais ont été classés comme non concluants; le dixième fil a été identifié incorrectement comme ayant été initialement le siège d'arcs électriques avant d'être soumis à un environnement d'incendie. Les fils ayant été exposés à un environnement d'incendie étaient souvent couverts de suie et de résidus de combustion. Cette croûte de contamination ne pouvait pas être ôtée complètement de ces fils sans risquer de modifier les résultats des essais, de sorte que de nombreux résultats d'essais AES sur ces fils n'ont pas été concluants. Lorsque des preuves d'échauffement après la production d'arcs électriques étaient présentes dans les fils échantillons, l'utilisation du procédé AES pour distinguer les arcs électriques ayant causé un incendie de ceux causés par un incendie a donné des résultats généralement non concluants.

Alors que la recherche se poursuivait sur les essais de validation, la méthode AES servant à examiner les perles d'arc électrique a continué d'évoluer. Il a été décidé d'entreprendre l'examen des fils électriques de l'avion du vol SR 111 sur lesquels du cuivre ayant fondu pouvait être observé à certains endroits. On croyait que certaines améliorations du procédé AES pouvaient permettre d'obtenir des renseignements valides et d'augmenter le niveau de confiance dans les résultats.

La méthode AES a été appliquée à l'examen de 21 fils et câbles récupérés sur l'avion du vol SR 111. Trente-cinq sections où l'on soupçonnait la présence de zones de fusion par arc électrique ont été prélevées sur les 21 fils et ont subi des essais par spectroscopie Auger, généralement à deux endroits ou plus par spécimen. Les tentatives de caractérisation des spécimens individuels se heurtaient à plusieurs obstacles. Par exemple, de nombreux spécimens n'étaient pas constitués de simples perles sphériques sur un brin de fil ou un faisceau de fils. La méthode utilisée pour recueillir des renseignements sur les perles d'arc électrique et les comparer entre eux exigeait que l'on pointe un canon électronique sous un angle constant sur la surface de chaque spécimen. En raison de la morphologie irrégulière des spécimens, il était difficile de trouver des zones suffisamment semblables pour pouvoir obtenir des données valables et comparables. En outre, les spécimens de fils avaient été immergés en eau salée pendant plusieurs semaines et étaient recouverts d'artefacts déposés après l'écrasement et dus à une activité bio-géochimique organique et inorganique en milieu aqueux. On a donc soumis les spécimens de fils à un nettoyage dans un bain de rinçage d'eau déminéralisée sous ultrasons afin de les débarrasser des contaminants déposés après l'écrasement. Bien que cette méthode n'ait pas permis d'enlever tous ces contaminants, d'autres méthodes n'ont pas été utilisées en raison du risque d'effets néfastes sur la validité des résultats d'essais par la méthode AES.

Lors de l'analyse AES préliminaire, on a déterminé que les zones de cuivre fondu de 3 des 23 fils n'étaient pas dues à des arcs électriques, réduisant ainsi à 20 le nombre de pièces produites valides. Cette analyse a aussi permis de retenir 16 des 35 spécimens originaux comme étant acceptables pour la poursuite de l'analyse. La morphologie et la microstructure de la région superficielle ou quasi-superficielle de ces 16 échantillons ont été examinées par découpe FIF et à l'aide de l'imagerie par émission électronique secondaire en vue d'établir si des fissures ou des pores étaient présents. Un microscope électronique à transmission a également été utilisé pour examiner sept échantillons de sections transverses prélevées par FIF.

Un programme d'essais en eau salée a été entrepris en vue de déterminer quels sont les effets de l'exposition à l'eau de mer sur les données chimiques obtenues par AES sur les zones superficielles et quasi-superficielles. Des essais AES de base avec des fils ayant subi des arcs électriques ont été effectués sur du matériel provenant d'un avion MD-11 en service^{Note de bas de page 9}. Les renseignements supplémentaires obtenus grâce à ces démarches ont permis de mieux comprendre la source d'éléments clés identifiés lors de l'analyse AES préliminaire, la répartition de ces éléments et la possibilité de les associer à des spécimens de perles d'arc électrique provenant de l'avion du vol SR 111. En outre, les examens effectués à l'aide du faisceau d'ions focalisés et du microscope électronique à transmission se sont avérés utiles et complémentaires à l'étude AES originale; ils ont notamment donné l'occasion de réexaminer certaines données AES. Trois des huit spécimens identifiés au départ comme étant associés à un environnement avant incendie ont par la suite été classés comme « indéterminés ».

L'étude par la méthode AES a fait l'objet d'un rapport complet, le Final Report to TSBC - Surface Chemical Analysis of Electrical Arc Residues Recovered from SwissAir Flight-111 Crash Site (MTL2002-50 (CF)) (Rapport final au BSTC—Analyse chimique en surface des résidus d'arc électrique récupérés du lieu de l'accident du vol 111 de la Swissair), produit en février 2002 par MTL/CANMET.

Production de perles d'arc électrique de référence pour la spectroscopie Auger

Les essais en vue de produire des perles d'arc électrique de référence dans le cadre des essais de validation de la spectroscopie Auger ont été réalisés au laboratoire des composants électriques de Boeing, à Seattle (Washington), du 17 au 21 août 1999. Des représentants du BST, de la FAA, du NTSB, de Swissair, de Boeing, de Hollingsead, de SBA et d'IFT étaient présents.

Quatre séries d'essais, désignés A, B, C et D, ont été réalisées :

• Les essais de la série A ont été effectués à la pression atmosphérique au niveau de la mer sur des fils dont une partie de la gaine isolante avait été enlevée de façon à permettre la formation d'arcs électriques entre eux ou avec une pièce d'aluminium 7075-T6. Sur les 30 essais, le disjoncteur s'est déclenché 15 fois.
• Les essais de la série B ont été effectués à une altitude-pression de 8 000 pi sur huit échantillons de fil dont une partie de la gaine isolante avait été enlevée de façon à permettre la formation d'arcs électriques avec une pièce d'aluminium 7075-T6. Sur les quatre essais, le disjoncteur s'est déclenché une fois.
• Les essais de la série C ont été effectués sur les échantillons des essais des séries A et B qui avaient été placés dans une enceinte et brûlés avec des matériaux provenant de l'avion en question et d'autres avions dans le but de simuler une perle d'arc électrique qui se serait formée dans un environnement sans impureté, puis qui aurait été ensuite soumise à un incendie. Les fils électriques n'étaient pas sous tension pendant ces essais.
• Les essais de la série D ont été effectués sur des fils placés dans une enceinte et brûlés avec des matériaux provenant de l'avion en question et d'autres avions, tout en étant sous tension pour simuler des arcs électriques provoqués par l'incendie. Sur les 13 essais, le disjoncteur s'est déclenché 10 fois.

Deux types de fil électrique munis de gaines isolantes différentes ont été utilisés lors de la plupart des essais : le MIL-W-81381/12, un conducteur de cuivre nickelé revêtu d'une gaine de polyimide fluorocarboné, et dont la tension nominale est de 600 V, et la température nominale, de 200 °C (numéro de pièce Boeing BXS7007-16) et le MIL-W-22759/16, un conducteur de cuivre étamé revêtu d'une gaine de polymère fluoré, de copolymère éthylène-tétrafluoroéthylène (ETFE), et dont la tension nominale est de 600 V, et la température nominale de 150 °C. La plupart des essais ont été effectués sur des fils de calibre 16 AWG dans le cas des gaines en polyimide, et de calibre 12 AWG dans le cas des gaines en ETFE. Lors d'un des essais, on a utilisé des fils à gaines isolantes en polyimide de calibre 6 AWG et des fils à gaine en ETFE de calibre 10 AWG. Le fil de calibre 10 AWG était conforme à la spécification de matériau de Boeing BMS13-48T08C01G10. Tous les échantillons de fils mesuraient deux pieds pour s'adapter aux différents montages d'essai.

Les observations effectuées lors des essais des séries A, B et D ont été compilées de façon à documenter le type de fil utilisé et les caractéristiques des arcs électriques observés, de même que le comportement du disjoncteur. Chaque essai était photographié à l'aide d'un appareil photo 35 mm et filmé avec une caméra 8 mm ou une caméra numérique (sans le son).

Essais en simulateur

Quatre essais formels en simulateur ont été réalisés dans le cadre de l'enquête. Il faut noter que tous les essais en simulateur ont été réalisés dans des simulateurs d'avions en bon état de service. Les essais en simulateur avaient été planifiés à l'avance et ils avaient fait l'objet d'exposés visant à atteindre des objectifs précis en fonction de défaillances de système connues. Les tâches opérationnelles normales associées aux conditions anormales ou d'urgence, comme l'analyse de la situation, les communications avec les ATS, les communications avec l'équipage de cabine et la planification de l'approche, ont volontairement été omises. Les objectifs des essais se limitaient strictement à l'obtention de renseignements factuels.

Le premier essai en simulateur a eu lieu le 26 septembre 1998 sur le simulateur de l'avion MD-11 du centre de formation de Swissair. La société Swissair a fourni deux pilotes expérimentés qualifiés pour l'avion MD-11 qui se sont chargés du pupitre de contrôle du simulateur lors des travaux d'enquête. Le siège gauche était occupé par un enquêteur du NTSB qualifié pour l'avion MD-11 et le siège droit, par un commandant de Swissair ayant beaucoup d'ancienneté. Un enquêteur principal des opérations du BST a contrôlé ces essais.

L'objectif de la première partie de l'exercice consistait à exécuter diverses listes de vérifications pour avoir une bonne notion de la charge de travail et de la disponibilité des systèmes pendant l'exécution de ces listes, ainsi que du temps d'exécution. Pendant que l'équipage exécutait la liste des vérifications en cas de fumée ou d'émanations d'origine inconnue de Swissair, chaque pilote devait mettre son masque à oxygène intégral tandis que de la fumée artificielle était envoyée dans le simulateur. Au cours de cet exercice, on a déclenché plusieurs disjoncteurs de façon à simuler les pertes des systèmes et des services révélées par le FDR et le CVR du vol SR 111. Les pilotes du simulateur ont démontré comment le simulateur se comportait lors du pilotage par seule référence aux instruments de secours. L'objectif de la deuxième partie de la session était d'exécuter deux scénarios. Le premier scénario était une reproduction approximative de la trajectoire suivie par le vol SR 111 à partir des données de l'ATC et du FDR. Le deuxième scénario consistait à exécuter approximativement, à partir du FL330 et à 60 nm de la piste, une approche directe à vue sur une piste générique 06, dans un léger vent arrière. Les pilotes pilotaient le simulateur manuellement selon les procédures de descente d'urgence, c'est-à-dire les manettes des gaz en position de ralenti, les aérofreins sortis, et à vitesse maximale autorisée. Le largage du carburant a commencé au début de la descente d'urgence. La sortie du train a eu lieu à environ 5 000 pi MSL. Le vol du deuxième scénario a duré, du début à l'arrêt complet sur la piste, environ 13 minutes.

Le deuxième essai en simulateur a été effectué le 10 octobre 1998 par la société Boeing dans son simulateur technique de l'avion MD-11, situé à Long Beach (Californie). Un pilote d'essai de Boeing était le commandant de bord. Le scénario consistait en un vol à partir du FL330 jusqu'à un arrêt complet et une évacuation d'urgence à un aéroport générique, autre que Halifax. Pour cet essai, la procédure d'urgence prescrite dans le manuel de vol de l'équipage de McDonnell Douglas (McDonnell Douglas Flight Crew Operating Manual), qui préconise l'utilisation du pilote automatique, a été suivie. L'essai a été réalisé dans un poste de pilotage ou tout était en état de fonctionnement, et l'avion n'était pas touché par des pannes de systèmes ni l'introduction d'autres défaillances. Il n'était pas tenu compte des effets du vent, de la masse de l'avion et des modifications de centrage dus au largage du carburant. L'analyse du vol en simulateur a révélé qu'en conditions normales, il fallait 13 minutes 8 secondes pour descendre du FL330 jusqu'à un arrêt complet. L'évacuation d'urgence ajoute 90 secondes à cette durée. Le profil de descente a fait parcourir 66,5 nm à l'avion.

Le troisième essai en simulateur a été effectué cette fois encore sur le simulateur MD-11 de Swissair, à Zurich, le 17 mai 1999. Le siège gauche était occupé par un commandant de Swissair, et le siège droit, par un enquêteur du BST qui connaissait bien l'avion MD-11. Un enquêteur du BEAA était également présent. Trois scénarios différents ont été suivis. Le premier consistait en une descente à partir du FL330 et à 58 nm jusqu'à une piste générique dans la configuration suivante : pas de becs de bord d'attaque, pas de freinage automatique, pas de fumée et pas de masque à oxygène. Le commandant a dû exécuter des virages en S pour perdre de l'altitude, mais il a réussi à effectuer une approche directe sur la piste. L'exécution de ce scénario a pris 13 minutes 40 secondes. La liste des vérifications en cas de descente d'urgence a été utilisée pour ce profil. Le largage de carburant a commencé au début de la descente, et le pilote automatique a été débrayé au bout de neuf minutes. Le deuxième scénario commençait au FL330, à 70 nm de la piste. Chaque pilote portait son masque à oxygène intégral; les becs de bord d'attaque et le compensateur électrique de profondeur ne pouvaient pas être utilisés. Le largage de carburant a commencé 1 minute 25 secondes après le début de la descente, la liste des vérifications de Swissair en cas de fumée ou d'émanations d'origine inconnue a été exécutée, et un atterrissage à vue a été effectué au bout de 15 minutes après le début de la descente au moyen des instruments de secours. Le troisième scénario était semblable au deuxième, sauf que l'atterrissage a été effectué sur une piste à l'opposé de la piste utilisée lors des premier et deuxième scénarios, et que le pilote automatique a été débrayé au bout de 12 minutes. L'exécution de ce scénario a pris 15 minutes 30 secondes.

Le quatrième essai en simulateur a eu lieu le 10 novembre 2000, à Zurich, sur un simulateur MD-11 de Swissair. Cet essai faisait partie des activités d'une réunion du Groupe des systèmes. Les conditions atmosphériques, les performances et la configuration de l'avion entrées dans le simulateur étaient identiques à celles du vol SR 111 aux divers moments indiqués sur les enregistrements pendant les 30 dernières minutes du vol. On a entré dans le simulateur les défaillances du système électrique enregistrées sur le FDR pour établir quels effets ces défaillances avaient sur les autres systèmes de l'avion, sur les affichages des systèmes et sur les indications d'alarmes présentées à l'équipage. Les panneaux, le pylône de commande et les écrans d'affichage (DU) dans le poste de pilotage ont été photographiés et filmés quand ces défaillances étaient introduites. Le sélecteur SMOKE/ELEC AIR a été placé à différentes positions après l'introduction des pannes.

Un autre essai a été conçu dans le but d'établir les qualités de vol de l'avion MD-11 en cas de défaillance du système d'augmentation de la stabilité longitudinale (LSAS) et de panne électrique totale. L'essai n'était pas conçu pour mettre à l'épreuve la stabilité et la pilotabilité de l'avion, comme on le fait lors des essais techniques en vol; il ne visait qu'à déterminer si l'équipage aurait été capable de piloter l'avion. Les essais de qualité de pilotage ont démontré que le simulateur (et par conséquent l'avion) pouvait être piloté avec une seule voie active du LSAS, sans LSAS et sans circuits électriques. Lorsque le compensateur électrique de profondeur n'était pas disponible, les changements de réglage de compensation pouvaient s'effectuer à l'aide du compensateur manuel de profondeur. Aucune de ces conditions n'aurait rendu l'avion inpilotable.

Éprouvettes de référence de température

Certaines parties récupérées de la cellule de l'avion, des gaines de conditionnement d'air, des panneaux de plafond, des composants électriques (fils, blocs modulaires, compartiments de batterie, barres bus recouvertes de PVC, guide-fils en plastique transparent) et d'autres matériaux de la zone du plafond avant montraient des signes de dommages causés par la chaleur. On a caractérisé la gravité des dommages causés par la chaleur à la cellule, aux gaines et aux composants électriques en comparant les parties récupérées du vol SR 111 à des éprouvettes de référence de température. Les éprouvettes de référence de température ont été prélevées sur les matériaux récupérés suivants : pièces de cellule (notamment, cadres et lisses), gaines de conditionnement d'air, métal des compartiments de batterie, guide-fils, blocs modulaires de connexion, barres bus recouvertes de PVC, gaine de fil gris, panneau de plafond et revêtement de siège de poste de pilotage. Des éprouvettes provenant de matériaux structuraux neufs d'avion ont été obtenues et peintes selon les spécifications de l'avionneur. Des échantillons de fils neufs ont également été obtenus. Toutes les éprouvettes ont ensuite été chauffées dans un environnement contrôlé à des températures préétablies pendant un laps de temps déterminé. Chaque éprouvette de référence était caractérisée par un ternissement indiquant la température et la durée d'exposition. Après avoir été chauffées, les éprouvettes de la cellule (cadres et lisses) ont été immergées dans l'eau de mer pour qu'on détermine si ce type d'immersion avait une incidence sur le ternissement. On a déterminé que l'effet était négligeable.

Les parties de l'épave qui montraient des dommages causés par la chaleur ont été comparées aux éprouvettes de référence de température fabriquées à partir de matériaux identiques pour qu'on puisse déterminer la température approximative d'échauffement et la durée de l'exposition. On a ensuite effectué une analyse métallurgique sur les échantillons de cellule neufs qui avaient été chauffés dans le but de déterminer l'effet de la chaleur sur la microstructure des divers échantillons récupérés.

Standards de référence pour la suie et les couleurs

Les chartes de contrôle des couleurs et les chartes de gamme de gris de Kodak^{Note de bas de page 10} ont servi à documenter et à caractériser d'une manière uniforme les coloris et l'accumulation générale de suie en vue de faire des comparaisons et des analyses. Ces chartes sont disponibles en différentes tailles : Kodak^MD Q-13 (petite : 8 x 2 3/8 po) et Q-14 (grande : 14 x 2 7/8 po).

Les enquêteurs ont utilisé les chartes de contrôle des couleurs de Kodak^MD comme outils de contrôle de qualité et comme standards de référence colorimétrique. Les chartes étaient parfois placées dans le champ de vision des vidéos analogiques, des vidéos numériques et des images photographiques. Les chartes affichaient des couleurs et des mires d'impression utilisées comme échelles de référence de mesure. Elles servaient à vérifier et à corriger les couleurs, ainsi qu'à équilibrer les couleurs de l'imagerie effectuée à des fins d'enquête et d'analyse. Ces chartes de contrôle de couleur sont imprimées sur du papier d'impression Kimdura avec des encres certifiées SWOP^{Note de bas de page 11} afin de garantir la reproductibilité de la référence. Les densités d'encre solide figurent dans les spécifications SWOP^MD. Les mires comprennent une combinaison des trois couleurs cyan, magenta et jaune en valeurs égales. Les couleurs plus claires présentent au tirage une précision d'un quart de ton, à 25 % près. Le fond des chartes est en gris à environ 18 % afin de neutraliser les effets de lumière parasite et d'adjacence.

Les enquêteurs ont également utilisé les chartes de gamme de gris Kodak^MD comme outils de contrôle de qualité et comme standards de référence. Ces chartes étaient parfois placées dans le champ de vision des prises de vues. Elles peuvent servir à comparer des tons de valeurs connues aux images reproduites. Elles peuvent aussi servir à comparer l'exposition et le développement en environnement photographique de façon que les variations de conditions puissent être détectées, mesurées et contrôlées. Les chartes facilitent l'étalonnage des négatifs et des positifs en procédé traditionnel de reproduction de couleurs qui impose l'utilisation de masques, de films de sélection et de filtres. Elles servent aussi de référence pour établir les valeurs quand il s'agit de tracer les courbes de reproduction des tons. Les chartes affichent 20 valeurs de tons par échelon de 0,10 et des valeurs de densité relative sur une plage s'étendant du « blanc » nominal de densité 0,05 au « noir » de densité 1,95. Kodak^MD identifie chaque échelon de densité au moyen d'une lettre ou d'un numéro. Les numéros suivent un ordre séquentiel croissant, allant du « blanc » nominal au « noir » nominal. La lettre A se trouve vis-à-vis du « blanc » nominal; l'échelon de densité suivant tendant vers le « noir » porte le numéro 1. Les valeurs de densité successives sont numérotées séquentiellement jusqu'à l'échelon qui serait le numéro 7, mais qui porte la mention M, puis elles continuent jusqu'à ce qui serait le numéro 16 et qui porte la mention B, et aboutissent à l'échelon final qui porte le numéro 19. Les échelons de densité sont étroitement contrôlés et ils s'écartent très peu des valeurs nominales de densité. La neutralité et l'uniformité sont aussi étroitement contrôlées. Comme dans le cas des chartes de contrôle des couleurs de Kodak^MD, le fond des chartes est en gris 18 % environ afin de neutraliser les effets de lumière parasite et d'adjacence.

Les chartes de gamme de gris Kodak^MD ont aussi servi de référence dans la description de la quantité de suie sur les parties de l'épave. Un dépôt de suie était classé comme étant « léger », « moyen » ou « épais » selon sa similitude avec l'opacité^{Note de bas de page 12} définie selon les échelons numérotés de densité s'inscrivant dans les plages suivantes : numéro 1 au numéro 5, numéro 6 au numéro 8 et numéro 9 au numéro 19. Afin de distinguer plus facilement le ternissement dû à un dépôt de suie d'une coloration ou d'un ternissement du matériau de fond, les enquêteurs frottaient la surface du spécimen avec un tampon trempé dans un détergent à base d'eau. Si le ternissement était éliminé par le tampon, on concluait que le ternissement était probablement un dépôt de suie. Dans le cas contraire, on concluait qu'il ne s'agissait probablement pas d'un dépôt de suie.

Liseuses de carte

En avril 1999, Swissair a entrepris un programme en vue de remplacer les matelas isolants recouverts de PET métallisé par des matelas isolants en Insulfab 330 dans toutes les zones critiques de ses avions MD-11. En août 1999, le BST a mandaté le BEAA suisse pour superviser le remplacement partiel ou total des matelas isolants recouverts de PET métallisé sur les avions MD-11 de Swissair. En décembre 1999, l'attention de l'observateur du BEAA a été attirée par une liseuse de carte endommagée (numéro de pièce 2LA 005 916-00) fabriquée par la compagnie Hella Aerospace. Cette liseuse avait été endommagée par ce qui semblait être une chaleur excessive. Le capuchon isolant, fabriqué en polyéthersulfone 4100G de couleur noire par Victrex^MD et situé à l'arrière de l'appareil d'éclairage, présentait des fissures. L'isolant rouge de la borne de câble présentait un ternissement foncé et il était fissuré sur sa longueur. Les liseuses de carte surplombant chacun des sièges des pilotes étaient directement en contact avec les matelas isolants recouverts de PET métallisé placés au-dessus d'elles. Ces matelas isolants présentaient un ternissement foncé près du contact. Lors d'une visite ultérieure à l'atelier d'électricité de SR Technics, le BEAA a mis la main sur une liseuse de carte (numéro de série 656) qui présentait des marques de court-circuits entre le contact ressort de la liseuse et la monture.

Le 15 décembre 1999, le service de police scientifique de Zurich avait été prié d'analyser les éléments de liseuse de carte endommagés et les matelas isolants recouverts de PET métallisé et ses conclusions étaient les suivantes :

Les dommages subis par le capuchon isolant et l'isolant de la borne de câble de la liseuse de carte de l'équipage de conduite proviennent de fractures mécaniques dues à des contraintes mécaniques internes. Ces fractures s'étaient produites en raison de la fragilisation du matériau isolant résultant d'une exposition prolongée à de hautes températures.

La température derrière la liseuse de carte des membres de l'équipage de conduite se situe entre 77 et 160 °C.

Le support de l'ampoule de cette liseuse présentait des marques d'arc électrique à au moins trois endroits différents entre le contact ressort et la monture. Ces arcs avaient engendré des températures de l'ordre de 4 000 à 5 000 °C, ce qui avait provoqué la fusion et un transfert de métaux.

En mai 1999, Hella Aerospace et Boeing ont échangé des renseignements sur un problème de liseuse de carte installée dans l'avion MD-11 et dont le numéro de pièce est 2LA 005 916-00. Hella a effectué par la suite des essais en vue de mesurer la chaleur émise par cette liseuse. À la suite des essais, Hella a proposé de remplacer l'ampoule halogène de 11,5 W de la liseuse de carte par une ampoule à incandescence de 7 W. Cette nouvelle version de la liseuse de carte porte le numéro de pièce 2LA 005 916-10.

Les conclusions suivantes sont tirées des essais de la liseuse de carte effectués par Hella Aerospace :

Les effets mécaniques à eux seuls n'ont pas produit les mêmes types de dommages qui ont été découverts sur les capuchons isolants de couleur noire (polyéthersulfone 4100G de Victrex^MD).

Dans le cas des capuchons isolants gravement endommagés ou manquants, il est possible qu'un court-circuit se produise entre le contact ressort de l'ampoule et la monture de la liseuse. Les marques d'arcs électriques sur la monture et le contact ressort produites au cours de ces essais sont comparables aux marques observées sur les liseuses de carte d'un avion MD-11 de Swissair.

Les vibrations peuvent prolonger la durée d'un arc électrique de sorte qu'il se maintienne pendant environ 200 ms. Les caractéristiques modifiées du court-circuit font en sorte que, fréquemment, le disjoncteur ne réagit pas.

L'arc électrique entre le contact ressort et la monture de la liseuse de carte, à la température ambiante ordinaire, est capable de faire un trou de quelques millimètres de diamètre dans un matériau de recouvrement de type PET métallisé, situé au-dessus de la liseuse. Lors des essais, toutefois, le matériau de recouvrement de type PET métallisé ne s'est pas enflammé.

Le ternissement des matelas isolants recouverts de PET métallisé observé dans l'avion MD-11 de Swissair n'a pas pu être reproduit au cours d'essais réalisés sur une longue période chez Hella Aerospace.

L'essai de longue durée a par la suite été répété dans un environnement qui reproduisait d'une façon plus réaliste l'environnement d'installation de l'avion MD-11 que lors des essais originaux. Lors du deuxième essai, la liseuse de carte Hella fonctionnait dans un espace exigu où l'appareil d'éclairage touchait le matériau de matelas isolant recouvert de PET métallisé et était entouré de ce même matériau. Lors de cet essai, la température dans l'espace exigu s'est stabilisée aux alentours de 150 à 160 °C, la température maximale enregistrée ayant été de 163 °C. Après deux mois d'essai continu, l'intérieur du matelas isolant recouvert de PET métallisé présentait des marques de ternissement brun clair semblables à celles ayant été observées sur les matelas d'isolation de l'avion MD-11 derrière la liseuse de carte. En outre, l'isolant de la borne de câble était nettement terni et partiellement fracturé; le capuchon isolant noir présentait une fêlure semblable à celles fréquemment observées sur les liseuses de carte installées dans les avions MD-11. Après six semaines d'exposition à des températures d'environ 160 °C, le polyéthersulfone de Victrex^MD, qui constitue le matériau du capuchon isolant, était cassant et avait perdu sa résistance originale. Les renseignements communiqués par le fabriquant indiquaient que la période de demi-vie du polyéthersulfone de Victrex^MD à 180 °C est de 160 000 heures, soit environ 18 ans.

En mai 2000, des thermomètres-rubans ont été installés sur les matelas isolants recouverts de PET métallisé situés derrière les liseuses de carte de trois avions MD-11. Ces thermomètres servaient à enregistrer la température maximale atteinte à la surface du matelas isolant en exploitation aérienne. En juin 2000, les enregistrements de température de deux des thermomètres ont été observés et consignés; le thermomètre installé sur le troisième avion était inutilisable parce qu'il avait été recouvert par du ruban adhésif au PET pour joints. Dans les deux avions dans lesquels il avait été possible d'enregistrer la température, la valeur maximale enregistrée était de 77 °C, et les matelas isolants recouverts de PET métallisé derrière les liseuses de carte n'avaient subi aucun dommage. En outre, aucun des matelas isolants en question ne présentait de marques profondes d'impression comme celles qui sont habituellement laissées par l'arrière de la liseuse qui appuie sur le matelas. Il a été déterminé que les conditions qui étaient présentes dans les avions équipés de thermomètres-rubans n'étaient probablement pas les mêmes que celles qui étaient présentes dans les avions qui avaient été inspectés. Il semblait notamment qu'il y avait plus d'espace entre la liseuse et le matelas isolant de sorte que la liseuse était mieux ventilée et, par conséquent, la température ambiante de fonctionnement était inférieure.

Essais de circulation d'air en vol

On a effectué deux essais distincts en vol dans des conditions diverses en vue de déterminer dans quelle direction l'air circule dans les espaces situés au-dessus du poste de pilotage et dans les plafonds de la cabine. Le premier essai a été effectué par le BST, le 27 janvier 2000, à Long Beach (Californie), à bord de l'avion immatriculé HB-IWE de Swissair. Le deuxième essai a été effectué par Swissair et Boeing, le 2 décembre 2000, à Zurich (Suisse), à bord de l'avion immatriculé HB-IWE de Swissair. L'objectif principal du deuxième essai était d'étudier des emplacements possibles pour installer des détecteurs de fumée à deux boucles.

Sept points primaires d'émission de fumée et huit emplacements de caméras vidéo ont été choisis pour faire l'essai de Long Beach. Un des points d'émission de fumée se trouvait dans le poste de pilotage, du côté extérieur du tableau de distribution avionique supérieur. Un autre point était situé dans le compartiment avionique, à l'aplomb de la descente de câbles des robinets coupe-feu des moteurs. Les cinq autres points d'émission se trouvaient au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine : au-dessus du bloc-batterie d'éclairage d'urgence à la référence 403, sur les entretoises de soutien gauche et droite du plafond suspendu à la référence 428 et sur les entretoises de soutien gauche et droite du plafond suspendu à la référence 477. Une caméra vidéo était pointée sur chacun des sept points d'émission de fumée, et la huitième était pointée vers l'arrière, au-dessus du diffuseur de plafond dans le poste de pilotage.

Chaque point d'émission de fumée a été vérifié au sol et la direction de la fumée a été captée par la caméra vidéo correspondante. Pendant les essais au sol, le ventilateur d'extraction du compartiment avionique fonctionnait, mais les ventilateurs de recirculation de la cabine étaient coupés. La fumée émise au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine se déplaçait vers l'avant et descendait le long de la descente de câbles des robinets coupe-feu pour se diriger vers le compartiment avionique. La fumée émise du point situé du côté extérieur du tableau de distribution avionique supérieur était aspirée vers le bas, le long de la descente de câbles en échelle, vers le compartiment avionique.

Pour l'essai en vol, les deux chauffe-pieds du poste de pilotage étaient partiellement ouverts, et les autres bouches de ventilation étaient fermées. Il y avait toutefois une déperdition d'air par les diffuseurs de plafond gauche et droit. La porte du poste de pilotage était fermée et les persiennes de circulation d'air de la porte étaient ouvertes. Les quatre ventilateurs de recirculation et le ventilateur de buses d'air individuelles étaient en marche. Les buses d'air individuelles à rotule de la cabine ont été réglées de la façon suivante : 50 % d'entre elles étaient fermées, 45 % étaient partiellement ouvertes et 5 % étaient complètement ouvertes. Les essais ont d'abord été effectués au FL330 avec le rideau anti-fumée de cabine complètement fermé, puis ils ont été répétés avec le rideau partiellement ouvert. Après l'essai des points fixes d'émission de fumée, on a décidé d'utiliser un tube Draeger^{Note de bas de page 13} comme source secondaire mobile d'émission de fumée au-dessous du plafond, dans le poste de pilotage et la cabine.

Lorsqu'elle a été émise derrière le tableau de distribution avionique supérieur, la fumée s'est déplacée vers l'échelle et a disparu, aspirée dans le compartiment avionique au voisinage de l'échelle. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage ou dans la cabine. La fumée émise dans le compartiment avionique tourbillonnait et se déplaçait vers l'avant en direction du filtre du ventilateur de refroidissement, mais elle n'était pas décelée dans le poste de pilotage, ni dans la cabine, ce qui correspond au déplacement de l'air qui s'écoule vers le bas dans la descente des câbles (ce qui cause le mouvement tourbillonnaire), puis qui se déplace vers l'avant en direction du filtre du ventilateur de refroidissement d'avionique.

La fumée émise au-dessus du bloc-batterie d'éclairage d'urgence, à la référence 403, se déplaçait vers l'arrière, au-dessus du plafond suspendu avant. La caméra 8 enregistrait aussi des traînées et quelques bouffées de fumée provenant de la zone du rideau anti-fumée et se déplaçant vers l'avant et vers l'extérieur au-dessus du plafond du poste de pilotage en direction de l'échelle. Bien qu'aucune fumée n'ait été observée dans le poste de pilotage, on pouvait y sentir une légère odeur. L'origine de l'odeur n'a pu être déterminée. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans la cabine.

La fumée émise au niveau de l'entretoise de soutien gauche du plafond suspendu, à la référence 428, quand le rideau anti-fumée était fermé, s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine. Une faible odeur a été tout d'abord perçue près de la porte G1 et de l'office arrière 1, puis dans le couloir voisin des toilettes A. Aucune fumée visible n'a été décelée dans la cabine. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage. La fumée émise du même endroit, mais le rideau étant partiellement ouvert, s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu avant. Ni fumée ni odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage ou dans la cabine.

La fumée émise au niveau de l'entretoise de soutien droite du plafond suspendu, à la référence 428, quand le rideau anti-fumée était fermé, s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine. Une odeur plutôt prononcée a été perçue dans le couloir voisin des toilettes B. Aucune fumée visible n'a été décelée dans la cabine. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage. La fumée émise du même endroit, mais le rideau étant partiellement ouvert, s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine. Ni fumée ni odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage ou dans la cabine.

La fumée émise au niveau de l'entretoise de soutien gauche du plafond suspendu, à la référence 477, s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage ou dans la cabine. La fumée émise au niveau de l'entretoise de soutien droite du plafond suspendu s'est déplacée vers l'arrière au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine. Aucune fumée ni aucune odeur n'ont été décelées dans le poste de pilotage ou dans la cabine.

À l'aide du tube de Draeger, de la fumée a été émise sous le plafond le long du haut de la porte du poste de pilotage, le long de l'office avant et des murs des toilettes et le long du haut des portes d'entrée avant. Partout, la fumée s'est échappée par des interstices du plafond. Après que la moulure qui recouvrait l'interstice entre le haut de l'office 1 et le panneau de plafond adjacent eut été enlevée, la fumée s'est engouffrée dans l'interstice.

La caméra 8 a enregistré le mouvement de la fumée émise à l'aide du tube de Draeger au-dessus du panneau de plafond à l'arrière de la porte du poste de pilotage, alors que le rideau anti-fumée était partiellement ouvert. L'enregistrement indiquait que la fumée se déplaçait au-dessus du plafond du poste de pilotage en se dirigeant vers la descente de câbles en échelle. Au cours de cet essai, une odeur a été perçue dans le poste de pilotage, mais aucune fumée n'a été observée. L'essai n'a pas été répété lorsque le rideau anti-fumée était fermé.

De la fumée a été émise à l'aide du tube de Draeger à différents endroits du poste de pilotage alors que le rideau anti-fumée était partiellement ouvert. La position du rideau anti-fumée n'avait pas d'effet marqué sur la circulation de la fumée dans le poste de pilotage. Lors de ces essais, on n'a remarqué aucune fumée quittant le poste de pilotage par les portes d'entrée à l'avant de la cabine. La fumée émise le long du tiers supérieur de la porte du poste de pilotage se déplaçait latéralement vers le côté droit, le long du haut de la porte. La fumée atteignait une zone de stagnation près du plafond entre le tableau de distribution principal supérieur et la porte du poste de pilotage. L'écoulement de la fumée émise à l'avant du tableau de distribution principal supérieur devenait turbulent près du plafond; aucune fumée n'était aspirée dans le tableau. La fumée émise le long du tableau de distribution avionique était entraînée par l'écoulement d'air provenant du diffuseur de plafond de droite et s'écoulait vers le bas, puis se dissipait vers la partie inférieure du tableau de distribution. La fumée émise dans la zone située entre le tableau de distribution avionique et le tableau de distribution supérieur tourbillonnait, puis était soufflée vers l'arrière. La fumée émise le long du côté droit du compartiment de rangement de la corde de secours se déplaçait vers l'arrière. La fumée émise le long du tableau de distribution supérieur se déplaçait vers le haut et l'arrière. La fumée émise au-dessus du pylône de commande se déplaçait lentement vers l'avant et légèrement vers le haut.

À la gauche du tableau de distribution supérieur, de la fumée a été émise le long du bord supérieur du revêtement de plafond dans la partie gauche du poste de pilotage. Cette fumée subissait l'effet de l'écoulement d'air provenant du diffuseur de plafond de gauche et tourbillonnait en avant de la penderie et à côté des deux fenêtres arrière du côté gauche. La fumée émise le long de la partie supérieure avant de la penderie se déplaçait vers le bas et l'extérieur, puis était prise dans la zone tourbillonnaire proche des fenêtres. La fumée émise dans la penderie se déplaçait dans deux directions différentes en sortant de cet espace. Une partie de la fumée allait vers l'avant dans la zone tourbillonnaire du côté gauche; l'autre partie se déplaçait le long du tiers supérieur de la porte du poste de pilotage. La fumée émise directement devant les persiennes de circulation d'air de la porte du poste de pilotage était entraînée vers l'avant et légèrement vers le bas.

Cet essai de circulation d'air avait une valeur limitée en raison du faible volume de fumée émise à chaque emplacement. Une autre limite était également imposée par la longueur de tuyaux requise pour faire parvenir la fumée au compartiment avionique et par le fait que les tuyaux d'émission de fumée de droite à la référence 428 et de gauche à la référence 477 avaient été partiellement écrasés par pliage lors de l'installation. Le pliage anormal des tuyaux avait été découvert au moment de l'inspection de l'équipement après le vol. Malgré ces limites, il y avait suffisamment de fumée pour qu'on constate un déplacement de celle-ci.

La configuration d'essai lors du vol de Zurich faisait intervenir 16 points primaires d'émission de fumée et 10 détecteurs de fumée, mais aucune caméra vidéo fixe. Trois points d'émission de fumée étaient situés au-dessus du plafond du poste de pilotage : sur le côté avant gauche, au niveau de la gaine du diffuseur de plafond du côté droit et sur le côté arrière droit du poste de pilotage. Six points d'émission de fumée étaient installés au-dessus du plafond suspendu avant. L'un d'eux était situé au-dessus du bloc-batterie d'éclairage d'urgence à la référence 403, un autre était placé près du plafond suspendu de droite au voisinage de la référence 428, et les autres se trouvaient près de la référence 500 : un du côté gauche, un au centre et deux du côté droit. Les sept points d'émission restants étaient situés en divers endroits du compartiment avionique.

L'avion était équipé du déshumidificateur de zone (Zonal Drying^MD System) de CTT Systems qui fonctionnait au-dessus du plafond de la cabine. La porte du poste de pilotage était fermée et les persiennes de la porte étaient fermées. Les essais ont été effectués au FL370, le rideau anti-fumée étant fermé. Tous les ventilateurs de circulation et le ventilateur d'air individuel fonctionnaient pendant la première partie des essais. Au cours du vol, les ventilateurs de recirculation 1 à 3 ont cessé de fonctionner. Trente-quatre essais d'émission de fumée ont été effectués : 12 au-dessus du revêtement de plafond du poste de pilotage, 7 dans le compartiment avionique et 15 au-dessus du plafond suspendu.

Les huit premiers essais ont été réalisés au moyen des points d'émission de fumée situés au-dessus du plafond suspendu alors que tous les ventilateurs de recirculation fonctionnaient (configuration « ECON ON »). Bien que la fumée se soit surtout déplacée vers l'arrière, une certaine portion s'est déplacée vers l'avant. De la fumée est entrée dans le poste de pilotage par la penderie quand l'émission provenait soit de la zone 1 du bloc-batterie, soit d'un des points d'émission de droite au voisinage de la référence 500. Aucune fumée n'a été observée dans la cabine au cours de ces essais.

Les sept autres essais d'émission de fumée au-dessus du plafond suspendu ont été réalisés alors que les ventilateurs de recirculation étaient arrêtés (configuration « ECON OFF »). La fumée s'écoulait surtout en direction de la descente de câbles des robinets coupe-feu des moteurs. La fumée émise à partir de l'emplacement de gauche à la référence 500 pénétrait dans la cabine au voisinage de la porte G1, mais elle n'était pas observée dans le poste de pilotage. La fumée émise de l'emplacement central à la référence 500 pénétrait dans la cabine devant l'office 3, mais elle n'était pas observée dans le poste de pilotage. La fumée émise à partir de l'emplacement de droite à la référence 428 et de l'un des emplacements de droite à la référence 500 pénétrait dans la cabine devant l'office 3 et pénétrait également dans le poste de pilotage par la penderie. De la fumée pénétrait dans le poste de pilotage par la penderie si elle était émise soit à partir de l'emplacement au voisinage du bloc-batterie, soit à partir de l'un des emplacements au voisinage de la référence 500, mais elle n'était pas observée dans la cabine.

La fumée émise à partir de chacun des sept points d'émission dans le compartiment avionique se déplaçait vers l'avant en direction du filtre du ventilateur de refroidissement d'avionique. Aucune fumée n'était observée dans le poste de pilotage ou la cabine au cours des essais d'émission de fumée dans le compartiment avionique.

Les douze derniers essais ont été effectués au moyen de trois points d'émission de fumée situés au-dessus du revêtement de plafond du poste de pilotage. Bien que les cinq premiers de ces essais aient été effectués alors que le sélecteur ECON était en position ON, un seul des ventilateurs arrière de recirculation fonctionnait. Lors des sept autres essais, le sélecteur ECON est resté en position OFF. Le volume de fumée dans la tubulure aboutissant aux points d'émission du poste de pilotage était réduit parce que le ventilateur du générateur de fumée ne pouvait plus refouler le volume de fumée désiré. La fumée émise du point situé à l'avant gauche du poste de pilotage pénétrait dans ce dernier par le revêtement du poste de pilotage voisine des diffuseurs de la fenêtre gauche, quelle que soit la position de la vanne du diffuseur. La fumée émise du point situé à l'avant droit du poste de pilotage a pénétré dans le poste de pilotage par le panneau supérieur lors d'un des sept essais d'émission de fumée. La fumée émise à partir du point situé à l'arrière du côté droit du poste de pilotage est entrée dans ce dernier au cours d'un des trois essais d'émission; c'était une fumée légère qui sortait autour des poignées coupe-feu du panneau supérieur.

Modélisation informatique de l'incendie

Modélisation de la circulation de l'air avant l'incendie

La zone sélectionnée pour le modèle de champ de l'incendie par simulation numérique en mécanique des fluides (CFD) comprenait principalement l'intérieur du poste de pilotage et l'espace inoccupé du poste de pilotage, ainsi que l'espace inoccupé de la cabine au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de celle-ci et le plafond de la première classe. Le modèle de champ de l'incendie était compris entre à peu près la référence 275 et tout juste au-delà de la référence 755.

Le modèle de champ de l'incendie par CFD a été construit à partir d'une version simplifiée de la maquette CAO détaillée en trois dimensions qui avait été construite pendant le déroulement de l'enquête. On a simplifié les éléments graphiques CAO pour réduire la complexité et la taille des dossiers électroniques originaux tout en conservant des caractéristiques tridimensionnelles importantes (c.-à-d. que les courbes et les formes ont été réduites pour représenter des surfaces plus fondamentales et des segments de ligne). Le FSEG a créé un treillis non structuré à partir des fichiers simplifiés pour diviser l'avion et son contenu, y compris les espaces d'air, en une série de petits volumes ou de petites cellules. Le treillis non structuré a permis d'intégrer efficacement des formes géométriques complexes et irrégulières sans qu'on ait recours à une grille de coordonnées adaptée au fuselage. Chaque cellule ressemblait généralement à un cube mesurant environ 1 cm (0,4 po) de côté dans le voisinage du poste de pilotage et qui augmentait jusqu'à environ 10 cm (3,9 po) dans le voisinage des ventilateurs de recirculation. Chaque cellule était dotée de propriétés en fonction de l'article ou du matériau qu'elle représentait. Par exemple, les valeurs de conductivité thermique pour l'air, les métaux, les matelas isolants, les embouts en élastomère, les tuyaux souples et les joints de gaine ont été entrées dans le code logiciel SMARTFIRE^MD.

À partir de l'évaluation et de l'expertise en modélisation de champ d'incendie par CFD du FSEG, certains petits objets ou certaines caractéristiques dont les effets ont été jugés de peu de conséquence sur l'incendie ont été retirés du modèle ou représentés par une forme encore plus simple. De très petits détails comme des fentes, des joints ou des criques (dont la largeur était plus petite que la plus petite cellule du treillis) ont été intégrés au modèle informatique au moyen de l'approche de la « surface utile ». Par exemple, le joint situé le long du bord intérieur supérieur du tableau de distribution de l'avionique a été représenté par une ligne de petites cellules placées l'une derrière l'autre. La surface utile de ce joint virtuel, lequel était moins long que le joint réel, correspondait à la surface totale du joint réel. Par conséquent, on modélisait l'effet d'une fuite d'air par une petite ouverture en représentant ce petit écoulement sur la même surface utile.

Les images vidéo prises lors du premier essai en vol mené par le BST le 27 janvier 2000 à Long Beach (Californie) à bord de l'avion HB-IWE de Swissair ont fait l'objet d'une analyse visant à déterminer la direction et la vitesse de l'air en circulation (c.-à-d. à déterminer les vecteurs vitesse de l'air en circulation). Les images vidéo pour l'essai en vol de Zurich n'ont pas été utilisées pour cette analyse, puisque les caméras vidéo n'avaient pas été installées au-dessus du revêtement du plafond du poste de pilotage et du plafond suspendu de la partie avant de la cabine.

La position de chaque caméra vidéo fixe pour l'essai en vol avait été déterminée et reportée en CAO tridimensionnelle. Certains segments de séquences vidéo prises à l'intérieur du poste de pilotage au moyen d'une caméra vidéo portative ont aussi été analysés. L'emplacement de la caméra vidéo portative a été déterminé et reporté en CAO tridimensionnelle au moyen de techniques d'analyse d'images en perspective. On a obtenu les caractéristiques techniques des caméras et des lentilles. On a calculé le champ de vision de chaque caméra, puis vérifié ce champ en examinant les séquences vidéo pour évaluer le champ de vision réel en fonction des caractéristiques visibles de l'avion. Les champs de vision ont alors été reportés en CAO tridimensionnelle.

Le trajet de la fumée libérée au cours des essais en vol a été suivi dans le champ de vision des caméras. On a alors mis ce trajet en relation avec des caractéristiques de l'avion et les champs de vision CAO tridimensionnels afin d'obtenir un trajet tridimensionnel en CAO. La distance parcourue par une bouffée ou une traînée de fumée dans une séquence vidéo a été mesurée en CAO tridimensionnelle; on a calculé la durée nécessaire au parcours de cette distance à partir du code temps enregistré sur chaque bande vidéo. On a calculé la vitesse de l'air transportant la fumée en divisant la distance parcourue par la durée de ce parcours. Ainsi, la grandeur et la direction du courant d'air dans un espace tridimensionnel (c.-à-d. le vecteur vitesse) ont été déterminées à différents endroits au moyen des caméras vidéo des essais en vol.

Boeing a fourni une estimation des valeurs d'équilibre de la circulation de l'air dans le poste de pilotage du MD-11 (p. ex. les taux d'approvisionnement en air conditionné à l'entrée et à la sortie du poste de pilotage) pour différents cas de vol. Les valeurs fournies pour le cas qui représentait le mieux l'accident ont été utilisées pour déterminer les valeurs initiales du courant d'air dans le modèle de champ d'incendie par CFD. On a alors appliqué le modèle et étudié les vecteurs vitesse et les débits à divers endroits à l'intérieur de l'avion virtuel. Certains ajustements ont été apportés aux débits jusqu'à ce que les valeurs du vecteur vitesse du modèle correspondent étroitement à celles qui avaient été calculées à partir des caméras vidéo des essais en vol. Les trajets du courant d'air du modèle informatique ont alors été comparés aux trajets de la fumée libérée qui avaient été enregistrés sur les bandes des caméras vidéo. On a déterminé que les trajets du courant d'air du modèle informatique correspondaient à ceux de la fumée libérée enregistrée sur les bandes vidéo.

Cette illustration montre un exemple du trajet du courant d'air au sein d'un modèle simplifié de champ d'incendie par CFD dans lequel la plupart des éléments intérieurs ne sont pas montrés pour qu'on puisse voir plus clairement les flèches orientées. La taille de la flèche est proportionnelle à la grandeur de la vitesse; donc, plus la flèche est grosse, plus grande est la vitesse de l'air.

Une fois établies les conditions les plus représentatives du courant d'air dans le modèle de champ d'incendie, on a fait varier différents paramètres (p. ex. les débits) pour mieux comprendre le comportement du courant d'air. L'analyse a révélé que le poste de pilotage se trouvait probablement en dépression lorsque l'incendie s'est déclaré, comme le montrait les bandes vidéo des essais en vol. Les bandes montraient que la fumée libérée dans le poste de pilotage près des persiennes ouvertes de la porte du poste de pilotage n'était pas soufflée à travers la porte dans la cabine, mais qu'elle était aspirée vers l'avant dans le poste de pilotage vers les pédales de direction des membres de l'équipage de conduite. Cette circulation correspond à une dépression dans le poste de pilotage, laquelle aspirerait l'air de la cabine dans le poste de pilotage par l'intermédiaire des persiennes ouvertes de la porte.

Lorsque le modèle de champ d'incendie par CFD a été appliqué en fonction des conditions de courant d'air les plus représentatives de l'accident, l'air a été aspiré à l'intérieur du poste de pilotage dans la zone du tableau de distribution avionique, puis il est passé du poste de pilotage dans le compartiment avionique.

Modélisation de l'incendie

D'autres propriétés ont été attribuées aux petits volumes ou aux petites cellules élémentaires du modèle de champ d'incendie par CFD, y compris les propriétés déduites des résultats des essais de combustion. Ces propriétés comprenaient les températures d'inflammation et les taux de dégagement de chaleur pour différents flux de chaleur obtenus des essais au calorimètre à cône et au micro-calorimètre à combustion. On a revu les matériaux isolants sur les dessins techniques afin de déterminer des détails comme les formes, les épaisseurs et les emplacements pour les matelas isolants situés entre les cadres et recouvrant ces derniers ainsi que la profondeur des espaces d'air entre eux. L'effet isolant combiné de ces différentes couches a été entré dans le code logiciel SMARTFIRE^MD. D'autres renseignements provenant de sources comme le FDR de l'avion ont été utilisés. Ces renseignements comprenaient des données sur le profil de vol de l'avion qui montraient les changements d'altitude, de vitesse et de température extérieure en fonction du temps. À partir de ce type de données, des estimations de dégagement de chaleur et de taux de perte de chaleur pour l'incendie en vol ont été calculées et reproduites dans le modèle informatique de champ d'incendie.

Des critères de défaillance et des effets secondaires connexes ont aussi été intégrés au logiciel de modélisation de l'incendie pour les ensembles. Par exemple, si un embout en silicone d'élastomère était enflammé et consumé pendant l'incendie, sa perte pourrait causer une modification des conditions à cet endroit. Cette situation pourrait se produire à l'embout, numéro de pièce 9D0068-0300, sur la gaine de ventilation de l'office 2 (près de la référence 388) ou sur l'embout, numéro de pièce 9D0068-0350, situé sur l'embranchement de la gaine d'air conditionné située tout juste derrière la porte du poste de pilotage (près de la référence 406). Dans le premier cas, un courant d'air sortant par l'ouverture à la suite de la perte de l'embout serait déclenché dans le modèle informatique, aspirant l'air de l'avion. Dans l'autre cas, un courant d'air sortant de l'ouverture serait déclenché, fournissant de l'air conditionné dans l'avion. De même, des critères de défaillance ont aussi été attribués à l'ensemble rideau anti-fumée qui causeraient l'effondrement de la partie rideau. Ces critères comprenaient l'inflammation et la destruction du ruban de fixation à bouclettes de nylon fixant le rideau à sa tringle le long du bord supérieur du rideau anti-fumée. On a aussi tenu compte du risque de fusion et de destruction des fixations en nylon (comme les colliers MS 25281-R4) qui fixent la tringle du rideau aux cadres de l'avion.

Des incendies ont été déclenchés dans le code logiciel SMARTFIRE^MD, et on a étudié les effets potentiels de différentes variables afin d'obtenir une meilleure compréhension de la dynamique de l'incendie dans cet accident.

Ces illustrations montrent un échantillon de panache de fumée en formation provenant d'un incendie dans la zone des gaines verticales. La plupart des éléments à l'intérieur de l'avion ne sont pas montrés pour que le panache soit plus clairement visible.

On s'est servi de la modélisation de la circulation de l'air comme base pour déterminer une circulation d'air initiale et constante avant l'incendie afin de représenter l'avion en vol de croisière au FL330. Un petit incendie a alors été allumé dans le code logiciel SMARTFIRE^MD sur le dessous des matelas isolants recouverts de PET métallisé installés par-dessus les cadres, non loin du support de fils situé à la partie supérieure de la descente de câbles en échelle, près de la référence 383. Cet endroit correspondait au voisinage de l'amorçage d'arc avant sur la pièce produite 1-3791.

La modélisation de champ de l'incendie par CFD a montré que les premières caractéristiques de propagation et de développement de l'incendie correspondaient au scénario d'incendie qui avait été identifié. Le travail de modélisation de l'incendie a couvert toutes les étapes du vol, mais l'analyse des derniers moments de l'incendie a été limitée par les nombreuses permutations et combinaisons d'événements possibles.

Chronométrage des incendies en vol

Le BST a effectué des recherches sur les incendies en vol ayant eu lieu entre 1967 et septembre 1998 à bord d'avions ayant une masse maximale au décollage de plus de 50 000 lb. La recherche portait sur les incendies à l'intérieur du fuselage, c'est-à-dire dans la soute, la cabine ou le poste de pilotage, à l'exclusion des incendies de moteur, des incendies dans les logements de train et des explosions (bombes). Dans 27 cas, il a été possible de déterminer la phase de vol au cours de laquelle le premier signe d'incendie a été perçu. Le premier signe d'incendie pouvait avoir été soit une odeur, soit une fumée ou des flammes, soit une combinaison des deux, selon le premier de ces événements. On a déterminé que 63 % des incendies en vol se sont déclarés pendant les phases de décollage, de montée, de descente ou d'approche, et 37 % lors de la phase de croisière. Parmi les 27 cas en question, l'avion n'avait pas réussi à atterrir dans 18 cas (environ 67 %) du fait d'une perte de maîtrise de l'appareil, d'un amerrissage forcé ou d'un atterrissage forcé. En vue d'acquérir une notion plus précise du temps que l'équipage de conduite avait à sa disposition après la première indication d'incendie, les enquêteurs ont examiné seulement les cas où les avions s'étaient écrasés, avaient fait un amerrissage forcé ou avaient fait un atterrissage forcé. Parmi les 18 cas où un atterrissage sur piste n'avait pu être effectué, il a été possible de déterminer le temps écoulé dans 15 cas. Le temps écoulé à partir du moment où un incendie était décelé (c.-à-d. premier signe de fumée ou de flamme) jusqu'à la perte de maîtrise de l'appareil, l'amerrissage forcé ou l'atterrissage forcé était compris entre 5 et 35 minutes.