RAPPORTS AVIATION - 2005 - A05F0047

1.0 Renseignements de base

1.1 Déroulement du vol

C'est le commandant de bord qui a effectué l'inspection prévol avant le départ de Varadero; aucun dommage n'a alors été relevé sur la gouverne de direction. L'inspection s'est déroulée de nuit; le projecteur d'empennage était allumé, et le pilote a procédé à l'inspection avec une lampe torche. Il s'est avéré difficile d'observer la gouverne de direction dans son ensemble, notamment la partie inférieure qui était partiellement obstruée par les gouvernes de profondeur. Pour vérifier cette partie inférieure, le pilote doit reculer, ce qui réduit la précision de son observation.

L'équipage a embrayé le pilote automatique n^o 2 au départ de Varadero. Le vol s'est déroulé normalement jusqu'à ce que l'appareil atteigne le niveau de vol (FL)¹ 350, son altitude assignée. Vers 7 h 2, temps universel coordonné (UTC)², l'équipage de conduite a entendu une forte détonation, immédiatement suivie par des vibrations qui ont duré plusieurs secondes. Les membres d'équipage qui se trouvaient à l'arrière de l'appareil ont été projetés au sol et des chariots d'office non arrimés se sont déplacés. Un roulis hollandais³ est apparu; le commandant de bord a repris les commandes, puis a débrayé le pilote automatique. L'avion était difficile à contrôler sur l'axe transversal. Dans l'espoir de mieux gérer la charge de travail dans le poste de pilotage, le pilote automatique n^o 1 a été embrayé. Alors que le mouvement de roulis hollandais commençait à s'intensifier, le pilote automatique n^o 1 a été débrayé, et l'avion a été piloté en manuel.

Durant l'exécution de ces actions, l'appareil est monté jusqu'au FL359. L'équipage de conduite a demandé l'autorisation d'amorcer une descente et a informé le contrôle de la circulation aérienne (ATC) qu'il avait eu un problème avec le pilote automatique et qu'il était passé au pilotage manuel. Lors de la descente, l'équipage a examiné les pages du moniteur électronique centralisé de bord (ECAM) dans l'espoir de diagnostiquer l'anomalie. Lors de l'incident, l'ECAM n'a généré aucun message en rapport avec le problème de contrôle de l'avion, et aucun voyant lumineux ni indication dans le poste de pilotage n'ont signalé un défaut de fonctionnement de l'avion. Même s'il ne possédait que peu d'indices concernant l'origine du roulis hollandais, l'équipage savait que le fait de réduire l'altitude pourrait atténuer, voire arrêter, les mouvements de roulis. Les indications initiales auraient pu laisser supposer que les deux amortisseurs de lacet étaient défaillants, mais les deux interrupteurs d'amortisseur de lacet étaient en position de marche. Si une double défaillance des amortisseurs de lacet s'était produite, le calculateur du système d'alarme de pilotage aurait déclenché des avertissements et des messages en conséquence, et le pilote automatique se serait débrayé.

Le roulis hollandais a diminué progressivement pendant la descente pour cesser complètement une fois le FL280 franchi. L'équipage a poursuivi la descente jusqu'à 10 000 pieds au-dessus du niveau de la mer (asl) en vue d'un atterrissage à Fort Lauderdale. Le commandant de bord a délégué la conduite du vol au copilote et a appelé le directeur de vol pour lui faire l'exposé normalisé destiné à l'équipage de cabine en cas de situation anormale ou d'urgence.

L'équipage a contacté le régulateur de la compagnie pour discuter de la situation, puis a décidé de retourner à Varadero où la compagnie était mieux équipée pour prendre en charge l'appareil et les passagers. À 7 h 39, le vol a reçu l'autorisation de monter au FL190 pour rejoindre Varadero.

Lors de la montée jusqu'au FL190, l'équipage a embrayé le pilote automatique n^o 1, puis l'a débranché pendant le segment final de l'approche à vue sur la piste 06 de Varadero. Lors de l'arrondi, le pilote s'est servi du dispositif d'orientation du train avant pour conserver la maîtrise en direction de l'appareil sur la piste. L'avion s'est posé sans autre incident à 8 h 19.

Après l'atterrissage, l'équipage a procédé à la vérification des commandes de vol. L'ECAM n'a rien indiqué d'anormal. L'avion a roulé jusqu'au poste de stationnement où les passagers ont débarqué normalement en empruntant la porte principale. Une fois les moteurs arrêtés, une inspection visuelle a permis de constater l'absence de la plus grande partie de la gouverne de direction.

1.2 Victimes

	Équipage	Passagers	Tiers	Total
Tués	-	-	-	-
Blessés graves	-	-	-	-
Blessés légers/Indemnes	9	262	-	271
Total	9	262	-	271

1.3 Dommages à l'aéronef

La gouverne de direction était lourdement endommagée (Photo 1), et les raccords de fixation arrière de la dérive présentaient un délaminage. Le cône de queue présentait des dommages légers.

1.4 Renseignements sur le personnel

	Commandant de bord	Copilote
Licence	Pilote de ligne	Pilote professionnel
Date d'expiration du certificat de validation	1er septembre 2005	1er juillet 2005
Heures de vol totales	10 795	11 305
Heures de vol sur type	450	500
Heures de vol dans les 90 derniers jours	75	200
Heures de vol sur type dans les 90 derniers jours	75	200
Heures en service avant l'atterrissage	4,6	4,6
Heures libres avant la prise de service	60	60

1.4.1 Commandant de bord

Le commandant de bord était titulaire d'une licence de pilote de ligne - avion délivrée au Canada avec annotation pour avions terrestres monomoteurs et multimoteurs, qualifications de type sur Boeing 727, Boeing 737, Boeing 757, Convair 580, Airbus A310, Fokker 100 et Lockheed 1011, et qualification de vol aux instruments du groupe 1 valide jusqu'au 1^er septembre 2005.

Le commandant a commencé à travailler pour la compagnie en qualité de commandant de bord sur Boeing 757 le 18 mars 1996. En 1997, il s'est qualifié comme pilote commandant de bord sur Boeing 737-400 et a volé sur ce type d'appareil pendant environ six mois avant de réintégrer son poste de commandant de bord sur Boeing 757. En 2003, il a entamé sa conversion sur A310 et, sous la supervision d'un instructeur d'Air Transat, a suivi une instruction théorique informatisée au sol sur l'A310. La partie « simulateur » de la formation initiale sur A310 a été dispensée par des instructeurs d'Air Transat dans un centre de formation de Miami en Floride, du 12  au 27 août 2003. L'ensemble de la formation était conforme au programme d'instruction sur A310 de la compagnie.

Le commandant a réussi le contrôle initial de compétence pilote (CCP) en qualité de commandant de bord sur A310 le 27 août 2003, et a subi sa dernière vérification de compétence en ligne le 17 septembre 2004. Son dernier CCP a eu lieu le 14 décembre 2004. Les dossiers de formation de la compagnie indiquent qu'il a suivi avec succès toutes les formations périodiques requises.

1.4.2 Copilote

Le copilote était titulaire d'une licence de pilote professionnel - avion avec annotation pour avions terrestres monomoteurs et multimoteurs, et qualifications de type sur Convair 580, Airbus 310 et Lockheed 1011, et qualification de vol aux instruments du groupe 1 valide jusqu'au 1^er écembre 2005.

Le copilote a commencé à travailler pour la compagnie le 15 février  1988 en tant que mécanicien navigant sur Lockheed 1011, cumulant ainsi 8500 heures de vol. Il a ensuite été qualifié comme copilote sur Lockheed 1011 le 18 juin 2002. En 2004, il a entamé sa conversion sur A310. Il a suivi le cours informatisé sur l'A310 sous la supervision d'un instructeur d'Air Transat. La partie « simulateur » de la formation initiale sur A310 a été dispensée par des instructeurs d'Air Transat dans un centre de formation de Montréal (Québec) du 25 mai au 15 juin 2004. Toutes les formations suivies par le copilote sont conformes au programme de formation sur A310 de la compagnie.

Le copilote a réussi le CCP initial en qualité de copilote sur A310 le 15 juin 2004, et a subi sa dernière vérification de compétence en ligne le 7 juillet 2004. Son dernier CCP a eu lieu le 8 octobre 2004. Les dossiers de formation de la compagnie indiquent qu'il a suivi avec succès toutes les formations périodiques requises.

1.4.3 Agents de bord

L'équipage de cabine était constitué de sept agents de bord (dont un directeur de vol et un directeur de vol adjoint) comptant tous de 10 à 16 ans de service. Tous étaient qualifiés et formés conformément aux exigences de Transports Canada et d'Air Transat.

1.5 Renseignements sur l'aéronef

1.5.1 Généralités

L'avion est un Airbus A310-308 portant le numéro de série 597. Transports Canada a délivré le certificat d'immatriculation de l'avion le 16 mai 2001 et le certificat de navigabilité le 16 juin 2001; les deux certificats étaient valides au moment de l'incident.

1.5.2 Antécédents de l'aéronef

L'avion a effectué son premier vol en septembre 1991 et a été livré à une compagnie aérienne du Moyen-Orient au mois d'août 1992, où il est resté en service jusqu'à son acquisition par Air Transat en mai 2001. Au moment de l'incident, l'appareil totalisait 49 202 heures de vol et 13 441 cycles de vol. À titre de comparaison, le premier appareil de la flotte correspondant à ce type d'aéronef totalisait 75 675 heures de vol et 34 384 cycles de vol.

1.5.3 Conception de la dérive

La dérive se compose d'un caisson de longeron, d'un carénage de bord d'attaque, de panneaux de bord de fuite et d'une extrémité (Figure 1). Le caisson de longeron comporte des panneaux latéraux droit et gauche, chacun étant composé de raidisseurs internes et d'un revêtement stratifié résistant en plastique renforcé par fibres de carbone (CFRP). À la partie inférieure de chaque panneau, trois grandes pattes de fixation en CFRP intégrés, qui font office de raccords de fixation principale, sont montées sur le fuselage. Sur la partie avant et arrière du caisson, des longerons pleins en stratifié CFRP se prolongent sur toute la longueur de la dérive afin de relier les panneaux de revêtement gauche et droit, et forment ainsi les faces avant et arrière du caisson de longeron.

Un longeron plein en stratifié et CFRP plus court est monté au centre du caisson; ce longeron s'étend uniquement jusqu'à la nervure 5. À la partie inférieure de chacun de ces trois longerons, deux pattes intégrées, appelées raccords de charge transversale, sont fixées au fuselage. À l'intérieur du caisson, on compte, au total, 18 nervures pleines en stratifié et CFRP, ce qui inclut des nervures de fermeture dans la partie inférieure et supérieure. Le bord d'attaque et l'extrémité de la dérive sont fabriqués en composite sandwich. Un panneau de bord de fuite plat, fixé de chaque côté du longeron arrière et se prolongeant vers l'arrière, sert de carénage aérodynamique et vient combler l'espace qui existe entre le longeron arrière de la dérive et le bord d'attaque de la gouverne de direction.

La gouverne de direction est fixée à la dérive au moyen de sept charnières disposées le long du longeron arrière de la dérive. Ces charnières sont numérotées de 1 à 7, de bas en haut. La Figure 2 montre les détails de conception au niveau de ces points d'articulation. À chaque charnière, un raccord CFRP est fixé au longeron arrière. Chacun de ces raccords comporte deux pattes, une à gauche et une à droite. Les deux bras avant de chaque bras d'articulation métallique triangulaire viennent s'emboîter dans ces pattes, à l'arrière du longeron de la dérive.

Les bras d'articulation sont fixés aux raccords CFRP par des paliers sphériques pour leur permettre de pivoter librement vers le haut et vers le bas. La partie arrière de chaque bras d'articulation comporte une charnière prévue pour fixer la gouverne de direction. Le bras d'articulation situé au niveau de la charnière 4 est maintenu en position verticale par un tube structural en métal appelé profilé en Z. Toutes les charges verticales provenant de la gouverne de direction sont transférées à la dérive par l'intermédiaire du profilé en Z. Le braquage de la gouverne de direction est commandé par trois actionneurs hydrauliques montés à l'intérieur de la dérive aux charnières 2, 3 et 4. Les extrémités avant des actionneurs sont fixées aux raccords CFRP, sur le longeron arrière de la dérive, tandis que les extrémités arrière sont fixées aux ferrures en alliage d'aluminium du longeron avant de la gouverne de direction.

1.5.4 Renseignements sur la gouverne de direction

1.5.4.1 Généralités

La gouverne de direction porte le numéro de série 1331 et la référence A55471500, laquelle correspond aux gouvernes de direction montées sur les appareils A310, A300-600, A330 et A340 d'ancienne génération. Il s'agit de la même gouverne de direction que celle installée initialement sur le C-GPAT au moment de sa construction en 1991. Cette gouverne est l'une des premières d'un lot de cinq gouvernes de direction dont les panneaux latéraux ont été fabriqués par l'entreprise Soko à Mostar en ex-Yougoslavie. Les panneaux latéraux ont ensuite été expédiés dans les installations d'Airbus à Stade en Allemagne, où ils ont été assemblés pour former des gouvernes de direction.

1.5.4.2 Conception de la gouverne de direction

La gouverne de direction se compose d'un longeron unique à l'avant, de deux panneaux latéraux fixés ensemble au niveau du bord de fuite et de nervures de fermeture en parties supérieure et inférieure (Figure 3). Les panneaux latéraux sont en une seule pièce et ne comportent aucune caractéristique de conception permettant d'interrompre mécaniquement la propagation d'un décollement. Chaque panneau latéral se compose d'une âme en nid d'abeilles en aramide Nomex®, de feuilles de surface en CFRP et d'une couche intermédiaire en plastique renforcé à la fibre de verre (GFRP) disposée entre le CFRP et le nid d'abeilles, comme le montre la Figure 4. La couche intermédiaire en GFRP ne joue aucun rôle d'un point de vue structural; elle sert uniquement de support à la résine utilisée pour coller le CFRP au nid d'abeilles. La face intérieure comporte une couche de Tedlar® qui assure une barrière contre l'humidité, tandis que la face extérieure est revêtue d'une couche de pellicule adhésive (AF 126) dans un souci d'uniformité aérodynamique. La densité et l'épaisseur du nid d'abeilles ainsi que le nombre de feuilles protectrices varient en fonction de leur emplacement, ceux-ci étant conçus pour encaisser les charges imposées.

Différents morceaux de nid d'abeilles sont collés ensemble le long de leur bordure latérale avec une colle de jonction. Ce même adhésif est également utilisé pour coller les bords latéraux du nid d'abeilles au profilé en Z. Les bords avant et inférieur des panneaux latéraux sont fabriqués dans un profilé en Z CFRP pré-polymérisé. Les panneaux latéraux sont fixés au longeron et aux nervures à l'aide d'attaches mécaniques aveugles.

Trois plaques de protection contre la foudre en aluminium sont disposées dans le sens de la corde, sur chaque panneau latéral. Afin d'éviter toute réaction galvanique entre ces plaques métalliques et le CFRP, une couche de GFRP isolante intermédiaire a été prévue. Il n'y a qu'un seul longeron, situé le long du bord avant de la gouverne de direction et se prolongeant sur toute la longueur de la gouverne. Le longeron est fait d'un matériau en composite sandwich pourvu d'une âme en nid d'abeilles Nomex® et de feuilles de surface en CFRP. Sept trous d'allègement sont disposés sur toute la longueur du longeron.

La gouverne de direction comprend deux nervures. La nervure 0 - nervure de fermeture située à la partie inférieure de la gouverne - est fabriquée en composite sandwich et pourvue d'une âme en nid d'abeilles Nomex® et de feuilles de surface en CFRP. La nervure 54a, qui est en aluminium, est la nervure de fermeture située à la partie supérieure de la gouverne de direction. Le carénage du bord d'attaque de la gouverne de direction comporte plusieurs sections disposées sur toute sa longueur, chacune étant fabriquée en composite sandwich (Figure 4). Les sections du carénage de bord d'attaque sont fixées aux profilés en Z du panneau latéral au moyen d'attaches filetées. Une bande en alliage d'aluminium, faisant partie intégrante du dispositif de protection contre la foudre, est apposée le long de cette rangée d'attaches. Un bourrelet d'étanchéité destiné à combler l'espace situé entre la partie inférieure de la gouverne de direction et la partie supérieure du cône de queue est également fixé au profilé en Z, à la partie inférieure de chaque panneau latéral. Le bourrelet est maintenu par des fixations filetées, et une bande métallique sert de garniture de protection le long de cette rangée de fixations. Les panneaux latéraux sont montés à l'arrière de la gouverne de direction au moyen d'une rangée d'attaches mécaniques disposées parallèlement au bord de fuite, à environ 30 cm devant celui-ci. Une feuille de protection métallique court le long du bord de fuite de la gouverne de direction, de haut en bas, lequel est également fixé à l'aide de fixations mécaniques. Chaque panneau latéral compte trois points de levage.

Il y a sept charnières numérotées de 1 à 7, en partant du bas. La Figure 5 montre les détails de conception au niveau de ces points d'articulation. Au niveau de chaque charnière, des ferrures en alliage d'aluminium sont fixées à des blocs en GFRP pleins, intégrés localement aux panneaux de revêtement et à l'âme du longeron au moyen de fixations mécaniques. Le noyau de l'âme du longeron, qui est traversé par les fixations, est garni d'un matériau de remplissage et renforcé par une plaque d'appui en aluminium. Les trois actionneurs de gouverne sont fixés à la gouverne de direction au niveau des charnières 2, 3 et 4. Les ferrures d'articulation en métal situées à ces emplacements comportent deux pattes : l'une sert de point de charnière, tandis que l'autre se fixe à un actionneur hydraulique.

1.5.5 Méthode de fabrication de la gouverne de direction

Les panneaux latéraux de la gouverne de direction, le longeron et la nervure 0 sont fabriqués et durcis séparément, puis assemblés à l'aide de fixations mécaniques pour constituer la gouverne de direction. Chaque panneau latéral est assemblé dans un moule, face extérieure orientée vers le bas en appui contre la face du moule. Pendant la cuisson, le revêtement (externe) inférieur bénéficie d'un meilleur collage en raison du processus de fabrication. Bien que les deux collages dépassent les exigences de conception, le collage du revêtement interne est légèrement moins performant. Les trois plaques de protection contre la foudre sont fabriquées d'une seule pièce et intégrées au panneau latéral pour la polymérisation.

1.5.6 Registres de fabrication de la gouverne de direction

Certains registres de fabrication concernant les panneaux latéraux de la gouverne de direction du C-GPAT ont été perdus lors des bombardements que l'usine a essuyés durant la guerre en Yougoslavie. Il a donc été nécessaire de consulter les registres de fabrication disponibles chez Airbus à Stade en Allemagne et à Toulouse en France. L'étude de ces documents a permis de constater que des non-conformités avaient été décelées par le système d'assurance qualité, que des mesures correctives avaient été définies, que des réparations avaient été effectuées et que le produit final avait été inspecté puis déclaré en état de navigabilité. Ces non-conformités concernaient la position des points de levage, la résistance de la peinture antistatique et diverses retouches liées au collage de jonction, le revêtement et le matériau de remplissage. L'assurance qualité des composants fabriqués à Soko incombait toujours à Airbus. Les registres de fabrication indiquent que la gouverne de direction était en état de navigabilité lors de l'assemblage final.

1.5.7 Modifications relatives à la gouverne de direction

Voici une liste des modifications concernant la gouverne de direction :

• Modification 5844 (Couche intermédiaire en fibres de verre). La gouverne de direction a été conçue après la modification 5844 (bulletin de service SB A310-55-2012), qui a incorporé une couche de GFRP entre le nid d'abeilles et le revêtement en CFRP, en lieu et place du plastique renforcé à la fibre aramide (AFRP) utilisé dans les conceptions précédentes.
  
• Modification 8408 (Modification de la taille du nid d'abeilles). La gouverne de direction a une configuration postérieure à la modification 8408, qui a incorporé un nid d'abeilles à densité accrue à certains endroits.
  
• Modification 8827 (Modification de la fabrication du longeron). La gouverne de direction a été construite avant la modification 8827, ce qui signifie que son longeron a été construit selon le concept de sandwich CFRP/nid d'abeilles Nomex® en vigueur antérieurement, plutôt que selon le concept de longeron plein en CFRP apparu ultérieurement.
  
• Modification 5185 (Panneaux latéraux d'une seule pièce). La gouverne de direction porte un numéro de série postérieur à 1035, ce qui signifie que chaque panneau latéral est formé d'une seule pièce. Les panneaux latéraux antérieurs étaient formés de deux pièces : une partie inférieure et une partie supérieure, qui étaient jointes dans le sens de la corde.
  
• Modification SRM (structural repair manual ou manuel de réparations structurales) 55-41-12 (Boulons de renforcement dans les blocs en GFRP). La gouverne de direction a fait l'objet de la modification SRM 55-41-12, paragraphe 27, en cours de fabrication. Cette modification s'est traduite par l'ajout de boulons de renforcement à travers les blocs GFRP au niveau des points de charnière.

1.5.8 Circuit de commande de la gouverne de direction

1.5.8.1 Composants du circuit de commande de la gouverne de direction

Voici une liste descriptive des composants du circuit de commande de la gouverne de direction de l'Airbus A310 :

• Les pédales de palonnier, le vérin de compensation de la direction, les deux actionneurs d'amortisseurs de lacet et la servocommande en lacet du pilote automatique, qui permettent de commander le braquage de la gouverne de direction.
  
• Les tiges-poussoirs, les guignols, les câbles et le compensateur d'élasticité, connus sous le terme de tringlerie, qui transmettent les commandes de direction.
  
• Les trois servocommandes - supérieure, intermédiaire et inférieure - qui actionnent la gouverne de direction. (La vitesse de déplacement maximale de la gouverne de direction sans charge est de 60 ± 5º par seconde. Le braquage maximum de la gouverne de direction est de 30º à gauche ou à droite).
  
• Le module différentiel, un dispositif mécanique qui envoie une commande aux servocommandes de la gouverne de direction. Ce module additionne les ordres du pilote ou du pilote automatique et les commandes de l'amortisseur de lacet.
  
• Les deux limiteurs de débattement de la direction qui comportent une butée variable qui limite le déplacement de la tringlerie de la gouverne de direction en aval du module différentiel et, par conséquent, la commande transmise aux trois servocommandes lorsque la vitesse indiquée augmente.
  
• Le transmetteur, qui est situé sur la dérive, au niveau de la nervure 1, et qui est relié à la gouverne de direction par une biellette fixée à la ferrure n^o 1, qui affiche la position de la gouverne de direction sur l'écran ECAM.

1.5.8.2 Fonctionnement du circuit de commande de la gouverne de direction

Les actionneurs des amortisseurs de lacet sont des mécanismes électro-hydrauliques qui permettent de faire fonctionner le système d'amortissement en lacet. Ce système remplit trois fonctions : il amortit le roulis hollandais, assure la coordination en virage ainsi que la compensation en lacet en cas de panne moteur au décollage ou lors d'une remise des gaz. Les commandes de l'amortisseur de lacet sont limitées par un logiciel du calculateur servant à optimiser la gestion du domaine de vol à un maximum de 39º de déplacement de gouverne de direction par seconde. Le déplacement maximum de la gouverne de direction autorisé par l'amortisseur de lacet est de ±10º à des vitesses indiquées pouvant atteindre 165 noeuds. Le déplacement maximum admissible à des vitesses indiquées supérieures à 165 noeuds est déterminé par une formule (10 x [165/vitesse indiquée en noeuds ou KIAS]²).

Du fait que l'appareil volait à une vitesse indiquée de 270 noeuds au moment de l'incident, le braquage maximum de la gouverne de direction autorisé par l'amortisseur de lacet était de ±3.7º. L'amortisseur de lacet et les pédales de direction n'étant pas couplés, les commandes de l'amortisseur de lacet n'induisent aucun mouvement des pédales. Les pédales de direction et les commandes de l'amortisseur de lacet sont soumises aux limites imposées par le limiteur de débattement de la direction. La position de la gouverne de direction est fonction de la somme des ordres du pilote ou du pilote automatique et des commandes de l'amortisseur de lacet assujettis au limiteur de débattement.

La servocommande en lacet du pilote automatique, qui génère des commandes de pilote automatique en lacet, est un module simple qui renferme deux actionneurs électro-hydrauliques, chacun étant commandé par un calculateur de commandes de vol (FCC). La servocommande en lacet du pilote automatique est dotée d'un levier de sortie qui est relié au guignol principal par un limiteur de couple. Le limiteur de couple permet au pilote de surpasser l'ordre du pilote automatique en appliquant environ 65 décanewtons (daN) de plus que les forces de sensation artificielle aux pédales. Les ordres de commande de direction du pilote automatique sont limités par le logiciel du FCC à un maximum de 34º de débattement de gouverne de direction par seconde. La servocommande en lacet du pilote automatique et les pédales de direction sont solidaires; c'est pourquoi un ordre du pilote automatique en lacet induit un mouvement des pédales.

Le limiteur de débattement de la direction réduit le débattement maximum autorisé de la gouverne de direction à mesure que la vitesse augmente. Cette restriction est telle que la capacité de débattement maximum de la gouverne reste inférieure à celle qui induirait des charges limites sur la structure dans tout le domaine de vol.

1.5.8.3 Description du roulis hollandais

Le Airplane Upset Recovery Training Aid (manuel de formation traitant de la procédure de redressement en cas de perte de maîtrise de l'avion)⁴ décrit le roulis hollandais de la façon suivante :

• [Traduction]
  
  La stabilité statique directionnelle correspond à une mesure de la capacité de l'avion à voler en ligne droite dans une masse d'air à écoulement non perturbé. La dérive et la répartition de surfaces planes à l'arrière du centre de gravité (CG) tendent à réduire la glissade de l'appareil et contribuent à une bonne stabilité de route. Tous les avions classiques doivent avoir une stabilité directionnelle statique positive. En d'autres termes, un aéronef qui a une bonne stabilité directionnelle a toujours tendance à s'orienter dans le vent relatif, avec un angle de glissade nul. Plus la stabilité directionnelle augmente, plus la vitesse à laquelle l'appareil revient à un angle de glissade nul après avoir été perturbé augmente (fréquence plus élevée). Afin de réduire les dépassements en glissade, l'amortissement sur l'axe directionnel doit augmenter lorsque la stabilité directionnelle augmente. Une caractéristique indésirable peut apparaître lorsque l'amortissement directionnel ne suffit pas à prévenir des dépassements en glissade. Un phénomène connu sous le nom de « roulis hollandais » (basé sur la similitude avec les mouvements faits par les patineurs de vitesse) peut apparaître lorsque des vitesses angulaires de lacet induisent des glissades, lesquelles, à leur tour, entraînent des vitesses angulaires de roulis. Si les glissades ne sont pas amorties comme il se doit, le nez de l'appareil subira des oscillations latérales et directionnelles par rapport au vent relatif, et l'avion accusera des roulis à droite et à gauche en raison de l'effet du dièdre (la flèche de l'aile provoque une portance dissymétrique, selon le vent relatif). Les avions conçus pour voler à des nombres de Mach supérieurs ont une flèche de voilure plus prononcée afin de réduire le nombre de Mach critique (vitesse à laquelle des ondes de choc commencent à se former sur l'aile). Plus la flèche augmente, plus l'effet de dièdre augmente; si l'avion n'est pas compensé en conséquence dans l'axe directionnel, il se peut qu'un roulis hollandais apparaisse lorsque la stabilité de route de l'avion est perturbée. Les amortisseurs de lacet ont été conçus pour réduire au minimum les vitesses angulaires de lacet qui provoquent des vitesses de glissade, et ils s'avèrent particulièrement efficaces sur les avions de transport modernes lorsqu'il s'agit d'amortir le roulis hollandais. Cependant, un roulis hollandais neutre ou légèrement divergent apparaît sur certains avions de transport lorsque l'amortisseur de lacet est désactivé ou inopérant⁵. Les avions classiques ont davantage tendance à subir un roulis hollandais à des altitudes plus élevées (amortissement moindre) et à des vitesses plus élevées (davantage de stabilité de route). C'est pourquoi, lorsqu'un roulis hollandais apparaît, le pilote doit déployer tous les efforts possibles pour « ralentir l'appareil et réduire son altitude ». Sur les avions de transport modernes équipés d'un amortisseur de lacet qui fonctionne bien, le roulis hollandais est inexistant. Les avions de transport sont certifiés pour démontrer un amortissement positif du roulis hollandais. La gouverne de direction ne doit pas servir à compléter l'amortisseur de lacet. Lorsque cet amortisseur est en panne, il ne faut pas utiliser la gouverne de direction pour amortir un roulis hollandais.

1.5.8.4 Formation portant sur le redressement en cas de roulis hollandais

La formation initiale dispensée par Air Transat comprend un exercice de redressement en cas de roulis hollandais. L'exercice est d'abord réalisé avec les amortisseurs de lacet embrayés, afin de démontrer l'amortissement automatique, puis avec amortisseurs de lacet débrayés afin d'entraîner le pilote à appliquer la technique de redressement et de démontrer l'amortissement naturel. Au cours de l'exercice, à la demande du pilote aux commandes, le pilote qui n'est pas aux commandes met du pied rapidement jusqu'à atteindre une inclinaison de 40º, puis relâche la pédale de direction. La gouverne de direction ne devrait pas être utilisée durant le processus de redressement, et la commande de direction devrait rester à la position neutre. Le fait de transférer du carburant vers l'avant améliore les caractéristiques du roulis hollandais, et le fait de voler au FL310 ou à un niveau inférieur améliore la stabilité de route de l'appareil.

1.5.8.5 Documentation de bord

L'index des procédures (quick reference handbook/ ou QRH) de l'A310 ne mentionne aucune procédure à suivre en cas de conditions de vol inhabituelles associées au roulis hollandais. Cependant, les listes de vérifications détaillées du manuel de l'équipage de conduite fournissent des renseignements sur la façon de maîtriser le roulis hollandais en cas d'anomalie de l'amortisseur de lacet. Il n'y a eu aucune anomalie de l'amortisseur de lacet lors de l'incident du 6 mars 2005.

1.5.9 Renseignements sur la certification

1.5.9.1 Certificat de type

Ce modèle d'avion est régi par le certificat de type A-151 de Transports Canada. La fiche de données contient les renseignements suivants :

• Vitesse maximale en exploitation : 340 KIAS
• Nombre de Mach maximum : 0,84
• Facteur de charge en vol avec volets rentrés : -1,0 à +2,5

1.5.9.2 Essais de certification de la gouverne de direction

Lors de la certification initiale de la gouverne de direction, le constructeur a procédé aux essais de structure et de vibrations aéroélastiques (flottement) suivants :

Essais de structure	Essai de charge statique - La gouverne de direction a été testée et a été soumise à une charge représentant 1,6 fois la charge limite dans des conditions de températures et d'humidité élevées.
	Essai de fatigue - La gouverne de direction a été actionnée pendant l'équivalent de trois durées de vie (3 x 48 000 cycles de vol) entre -35 ºC et 70 ºC et avec une teneur en humidité variable.
	Essais de tolérance aux dommages - À la suite de l'essai de fatigue, un dommage artificiel a été introduit dans le spécimen, et celui-ci a été soumis à une autre durée de vie en fatigue. Aucun accroissement du dommage n'a été observé. À la suite de ce quatrième essai de durée de vie en fatigue, le spécimen a été soumis à une charge représentant 1,8 fois la charge limite, sans rupture. Le spécimen a ensuite été soumis plusieurs fois de suite à une charge représentant 2,3 fois la charge limite, sans rupture. Il a ensuite été soumis à des dommages de plus grandes dimensions, et a finalement cédé à une charge représentant 2,15 fois la charge limite. La charge appliquée durant ces essais était strictement d'origine mécanique, et les essais ne comprenaient pas d'essais de cycles de fonctionnement sous vide. Pour obtenir la certification, on n'exigeait pas spécifiquement d'essais de cycles de fonctionnement sous vide.
	Essais des sous-composants - Les écrous d'ancrage utilisés pour fixer le bord d'attaque au profilé en Z, le raccord du bord de fuite, le raccord du panneau latéral au longeron avant, la zone d'application des charges au niveau des actionneurs hydrauliques ainsi que le longeron avant ont été soumis à des essais.
Essais de vibrations aéroélastiques (flottement)	Enquête théorique (cas normal) - Un modèle dynamique théorique a été fabriqué. Le comportement vibratoire a été calculé à l'aide du logiciel d'analyse par éléments finis MSC Nastran, et le modèle a été adapté pour coïncider avec les résultats des essais de vibration au sol. Un modèle d'éléments finis plus complexe a ensuite été développé pour la conversion de l'avion de transport et de ravitaillement multi-rôle (MRTT). Ce modèle était précis à 3 % près par rapport aux résultats des essais de vibration au sol. L'analyse a révélé que l'aéronef affichait des marges de vibration satisfaisantes jusqu'à la limite de certification de 1,2 fois la vitesse nominale en piqué à une vitesse inférieure à Mach 1,0, se conformant ainsi aux exigences de certification.
	Enquête théorique (cas de défaillance) - Une analyse des vibrations aéroélastiques a été effectuée pour un certain nombre de cas de défaillance incluant des criques dans le longeron ou dans le revêtement, une défaillance de deux circuits hydrauliques sur trois, une accumulation de glace sur les bords d'attaque et une infiltration d'eau dans l'âme en nid d'abeilles. Les marges de vibrations aéroélastiques se sont révélées satisfaisantes dans tous les cas de défaillance.
	Essais de vibration au sol - Les versions MRTT des appareils A310-200, A310-300 et A310-300 ont été soumises à des essais de vibration au sol en vue de calibrer les modèles numériques.
	Essais de vibration en vol - Les versions MRTT des appareils A310-200, A310-300 et A310-300 ont été soumises à des essais de vibration en vol. Aucune vibration aéroélastique ni aucune réduction critique de l'amortissement ne s'est produite jusqu'à la vitesse de piqué maximum réalisée aux essais en vol, qui a été de 410 KCAS (vitesse corrigée en nœuds), Mach 0,9.

1.5.10 Calendrier d'inspection

1.5.10.1 Cycle des inspections régulières

Le cycle des inspections régulières de l'avion est le suivant :

Vérification en transit	Avant chaque vol
Vérification quotidienne	Intervalle de 36 heures
Vérification hebdomadaire	8 jours civils
Visite A (1 à 12)	450 heures de vol
Visite C (1 à 8)	15 mois

Nota : L'avion vole environ 300 heures par mois (3600 heures par an).

1.5.10.2 Inspections régulières de la gouverne de direction

La gouverne de direction est contrôlée à l'occasion des inspections suivantes :

Inspection visuelle générale de l'empennage à partir du sol (G)	Vérification quotidienne et en transit
Inspection visuelle générale de l'empennage effectuée à une certaine distance (A)	Vérification de type 2-C
Inspection visuelle générale (A) de la gouverne de direction	Vérification de type 2-C
Mesure du jeu des charnières de la gouverne de direction	Vérification de type 4-C
Examen visuel détaillé des bras d'articulation de la gouverne de direction	5 ans
Examen visuel détaillé des ferrures d'articulation de la gouverne de direction	5 ans
Examen visuel détaillé du longeron avant de la gouverne de direction	5 ans
Inspection non destructive des panneaux latéraux de la gouverne de direction	5 ans

1.5.10.3 Inspections récentes

Les principales inspections effectuées peu de temps avant l'incident sont les suivantes :

Mai 2001	Inspection non destructive de la gouverne de direction effectuée aux 5 ans : 34 415 heures et 10 037 cycles
Mai 2004	Vérification de type 2-C (chez TAP Portugal) : 46 198 heures et 12 809 cycles
1er mars 2005	Vérification de type A-11 : 49 156 heures et 13 429 cycles
5 mars 2005	Vérification quotidienne et en transit (avant le départ de Québec à destination de Varadero) : 49 197 heures et 13 439 cycles

1.5.10.4 Limites énoncées dans le manuel de réparations structurales concernant les dommages à la gouverne de direction

Le chapitre 55-41-00, Figure 105, du manuel de réparations structurales stipule que tout dommage touchant des panneaux latéraux de gouverne de direction du type « impact et décollement sans crique ni trou visible » doit être réparé dans le respect des exigences ci-après :

• Dommage inférieur à 1000 mm² : dommage toléré
• Entre 1000 et 10 000 mm² : surveiller le dommage et le réparer si ses dimensions augmentent
• Entre 10 000 et 40 000 mm² : surveiller le dommage et le réparer dans les 2500 heures conformément au manuel
• Dommage supérieur à 40 000 mm² : réparer immédiatement et contacter le constructeur⁶

1.5.11 Opérations de maintenance

1.5.11.1 Généralités

Tous les comptes rendus d'inspection et de travaux de maintenance ont été analysés depuis la date du premier vol de l'avion en septembre 1991 jusqu'à la date de l'incident (le 6 mars 2005). Tous les registres de réparation structurale ont été examinés, y compris tous les rapports d'opérations de maintenance touchant des composants de la gouverne de direction et des composants du circuit de la gouverne de direction, ainsi que les inspections spéciales. L'enquête a révélé que l'avion était maintenu en état de navigabilité conformément au programme de maintenance approuvé par Transports Canada. Des opérations de maintenance majeures concernant la gouverne de direction sont décrites ci-après.

1.5.11.2 Contrôle de la synchronisation de la gouverne de direction

Une disposition du bulletin de service d'Airbus SB A310-27-2082 exige que la gouverne de direction soit soumise à un contrôle de synchronisation toutes les 1300 heures de vol. Cette inspection oblige les techniciens à accéder à la partie située à la partie inférieure de la gouverne de direction. Même si cette opération n'inclut pas une inspection structurale de la gouverne de direction, tout dommage extérieur significatif peut être décelé. Cette inspection a été effectuée avec l'inspection de type A-11 en date du 1^er mars 2005, soit cinq jours avant l'incident. Aucun problème n'a été signalé.

1.5.11.3 Remplacement des plaques de protection contre la foudre

Le 20 mai 2004, moins d'un an avant l'incident, et à l'occasion de la vérification de type 2-C, les techniciens ont constaté que la zone de fixation arrière de la plaque de protection contre la foudre inférieure côté droit de la gouverne de direction présentait des traces de corrosion. La plaque a été remplacée, et des essais de percussion⁷ de la zone concernée, effectués après le remplacement, n'ont révélé aucun signe de collage insuffisant. Comme il s'agissait de l'une des seules opérations de maintenance à avoir été consignée visant la gouverne de direction, tout le processus de remplacement de la plaque a été examiné. Aucune anomalie susceptible d'avoir contribué à l'incident n'a été décelée.

1.5.11.4 Réparation consécutive à un foudroiement

Le 12 août 1997, lors de la vérification de type 4-C à laquelle l'avion a été soumis, une fiche d'inspection non programmée a été rédigée pour signaler un dommage probablement causé par la foudre. Le dommage a été décrit ainsi : [Traduction] « coin supérieur de la gouverne de direction, marque causée par la foudre »; et l'action corrective a été décrite comme suit : [Traduction] « le coin supérieur de la gouverne de direction qui a été endommagé par la foudre a été réparé conformément au chapitre 51-73-10 du manuel de réparations structurales. » Il s'agissait d'une réparation mineure ne dépassant pas les limites énoncées dans le manuel; le constructeur n'a pas été informé. Aucune photo du dommage n'a été prise et aucun document n'a été rédigé à ce sujet. Ce dommage est survenu plus de sept ans avant l'incident du 6 mars 2005, et entre-temps, l'avion a subi toutes les inspections périodiques prévues.

1.5.11.5 Opérations de maintenance diverses touchant les servocommandes de la gouverne de direction

En décembre 1999, le bras d'articulation n^o 7 de la gouverne de direction présentait un jeu excessif et a été réparé en conséquence. En mai 2004, les servocommandes de la gouverne de direction ont fait l'objet d'une modification conformément au bulletin de service SB A310-27-2091.

1.5.11.6 Installations de maintenance

L'inspection de la base de maintenance de l'exploitant située à Montréal n'a révélé aucun signe indiquant que la gouverne de direction de l'appareil aurait pu être heurtée par des dispositifs de levage ou d'autres équipements de piste ou qu'elle aurait heurtée un cadre de porte de hangar. L'enquête a également établi que la queue de l'appareil n'a pas pu être endommagée par les systèmes de chauffage ou d'éclairage présents dans les installations ou dans celles de l'ancienne base de la compagnie située à Mirabel (Québec).

Précédent | Suivant