Rapports AVIATION - 2005 - A05F0047

1.6 Conditions météorologiques

Les conditions météorologiques signalées au moment du décollage à Varadero (6 h) étaient les suivantes : vents variables à 2 noeuds, visibilité de 8000 mètres, quelques nuages (moins de 2/8 de ciel couvert) à 1800 pieds agl, température de 14 ºC, point de rosée de 12 ºC, calage altimétrique de 1021 millibars. Les conditions météorologiques signalées à Varadero au moment de l'atterrissage (8 h) étaient les suivantes : vents variables à 2 noeuds, visibilité de 7000 mètres, quelques nuages à 1800 pieds agl, température de 12 ºC, point de rosée de 11 ºC, calage altimétrique de 1020 millibars.

Au moment de l'incident, l'avion volait dans des conditions de vol à vue de nuit; aucune turbulence n'a été signalée.

1.7 Aides à la navigation

Aucun problème n'a été signalé concernant les aides à la navigation.

1.8 Télécommunications

1.8.1 Contrôle de la circulation aérienne

L'avion assurant le vol TSC961 s'est mis en palier au FL350 à 7 h 1. Du fait de l'incident en vol, l'altitude de TSC961 a augmenté d'environ 1000 pieds. À noter qu'il n'y avait pas d'autre avion dans la zone. Cette incursion d'altitude n'a pas provoqué de perte d'espacement. Dans un premier temps, le vol TSC961 bénéficiait d'un guidage pour effectuer une approche à Fort Lauderdale, mais l'équipage a finalement décidé de retourner à Varadero.

Entre le moment de l'incident et l'atterrissage à Varadero, l'équipage a été en contact avec les contrôleurs de quatre secteurs de contrôle différents. Aucune situation d'urgence n'a été déclarée.

1.8.2 Communications entre l'équipage et la compagnie

À 7 h 17, l'équipage a utilisé la radio HF pour établir une liaison téléphonique avec le régulateur d'Air Transat à Montréal par l'intermédiaire du système ARINC (Aeronautical Radio Incorporated) de New York aux États-Unis. Le problème survenu en vol a été discuté avec la régulation et la maintenance.

1.8.3 Communications entre le poste de pilotage et les agents de bord

Après avoir entendu le bruit sourd inhabituel, le directeur de vol a essayé de contacter le poste de pilotage par interphone, mais l'équipage de conduite n'a pas pu répondre tout de suite vu la situation et les conditions de pilotage. Peu de temps après, conformément à la procédure en cas de situation anormale ou d'urgence prescrite par la compagnie, le commandant de bord a appelé le directeur de vol et a fait l'exposé TESTRA :

• T - Type d'urgence : pilote automatique n'obéissant pas, vol dérouté sur
       Fort Lauderdale
• E - Évacuation (sur terre ou en mer) : aucune évacuation
• S - Signaux (standard ou autres) : signaux standard
• T - Temps restant avant l'atterrissage : 10 minutes
• R - Relocalisation des passagers : pas nécessaire
• A - Annonces aux passagers faites par le (commandant de bord ou le
       directeur de vol) : commandant de bord

Le commandant n'a pas demandé au directeur de vol de faire un exposé sur la situation en cabine, et aucun n'a été fait. En situation anormale ou d'urgence, aucune procédure ou pratique n'oblige l'équipage de conduite à demander au directeur de vol s'il a des renseignements à communiquer. En pareil cas, on suppose que toute information susceptible de faciliter la prise de décision sera systématiquement communiquée. La procédure d'Air Transat en cas de situation anormale ou d'urgence exige que l'équipage de conduite demande, une fois l'exposé TESTRA effectué, s'il y a des questions, procédure qu'il a respectée. Les agents de bord présents dans la zone de l'office arrière n'ont pas contacté le directeur de vol ni l'équipage de conduite pour signaler les phénomènes inhabituels qu'ils percevaient, car ils ont supposé que l'équipage de conduite et le directeur de vol étaient conscients de la gravité de la situation à l'arrière de l'appareil.

Conformément aux règlements et normes applicables, et en vertu du programme de formation approuvé de l'exploitant, tous les membres d'équipage, pilotes et agents de bord, ont suivi une formation sur les procédures de communication entre les membres d'équipage. Ils ont également reçu une formation en gestion des ressources en équipe, qui traite aussi des procédures de communication entre les membres d'équipage. Ce type de formation est dispensé à l'occasion des formations initiale et annuelle. Pendant la formation annuelle, les agents de bord et les pilotes participent aussi à des séances de formation communes sur la communication entre les membres d'équipage, au cours desquelles les aptitudes à communiquer et les procédures de communication sont passées en revue sous forme de scénarios d'urgence simulés.

La formation initiale des agents de bord a pour objectif de montrer l'importance de communiquer efficacement en situation normale, en situation anormale et en situation d'urgence et à enseigner les procédures à suivre pour y parvenir. L'accent est mis :

• sur la responsabilité des agents de bord de communiquer des renseignements complets et précis au pilote commandant de bord pour faciliter la prise de décision;
  
• sur les risques potentiels pour la sécurité du vol lorsque la communication entre les membres d'équipage n'est pas efficace;
  
• sur les conséquences d'une mauvaise communication lors d'un accident ou incident d'aviation.

On enseigne aux agents de bord à signaler tout problème de sécurité à bord dont ils seraient témoins ou qui a pu leur être signalé par des passagers. Lorsqu'ils font part d'un problème de sécurité en situation normale ou en situation anormale, les agents de bord sont tenus de respecter la voie hiérarchique, dans la mesure du possible.

À noter toutefois que lorsqu'un agent de bord est témoin d'une situation anormale ou d'urgence soudaine, y compris des bruits inhabituels, il est tenu de contacter immédiatement l'équipage de conduite par interphone, en précisant son emplacement et la nature du problème. La formation sensibilise notamment les agents de bord au fait qu'ils ne doivent jamais supposer que l'équipage de conduite est conscient de tout ce qui se passe. À défaut de communiquer une information, la valeur potentielle qu'elle représente pour la sécurité du vol est perdue.

Il existe des procédures qui énoncent les exigences à respecter et la façon dont le directeur de vol doit communiquer les renseignements aux agents de bord en cas de situation anormale ou d'urgence. Mais aucune procédure ou directive n'oblige le directeur de vol à interroger les agents de bord pour recueillir des renseignements. De même, aucune exigence n'oblige le directeur de vol à faire un exposé formel à l'équipage de conduite au sujet de la situation en cabine en pareilles situations.

1.9 Renseignements sur l'aérodrome

Le vol TSC961 a emprunté la piste 06 de l'aéroport international de Varadero/Juan Gualberto Gómez (MUVR) à Cuba pour l'arrivée initiale, le départ et le retour la nuit de l'incident. La piste 06 mesure 11 490 pieds de longueur sur 148 pieds de largeur, et sa surface est asphaltée. Elle est équipée d'un système d'atterrissage aux instruments (ILS). Du personnel de maintenance d'Air Transat se trouve sur place à l'aéroport.

L'aéroport international de Fort Lauderdale/Hollywood (KFLL) en Floride (É.-U) possède des pistes parallèles et une piste sécante. Le vol TSC961 était guidé vers la piste 27R. Cette piste mesure 9000 pieds de longueur sur 150 pieds de largeur, et sa surface est asphaltée. Cette piste est également équipée d'un ILS. Du personnel de maintenance d'Air Transat est présent à l'aéroport de Fort Lauderdale, mais le service des douanes n'est pas disponible la nuit.

L'aéroport international de Miami (KMIA) en Floride possède quatre pistes : la 08/26L, la 08/26R, la 09/27 et la 12/30. Les pistes 12, 08R, 09, 26L et 27 sont dotées d'un ILS. Air Transat ne dispose d'aucun personnel de maintenance sur place à Miami.

Les services de sauvetage et de lutte contre les incendies d'aéronefs des trois aéroports qui auraient pu accueillir le vol TSC961 la nuit de l'incident satisfont largement aux exigences minimales en matière d'intervention, de sauvetage et de lutte contre l'incendie pour un avion de la taille d'un Airbus A310.

1.10 Enregistreurs de bord

1.10.1 Enregistreur numérique de données de vol

L'avion était équipé d'un enregistreur de données de vol universel (UFDR) Honeywell/Sundstrand (référence 980-4100-DXUN, numéro de série 10623). L'enregistreur est muni d'une bande magnétique en mylar à huit pistes. Le système d'enregistrement consiste en une trame de données de 64 mots par seconde, permettant d'enregistrer plus de 300 paramètres, avec une capacité d'enregistrement minimale de 25 heures. L'enregistreur numérique de données de vol (DFDR) était en très bon état lorsqu'il a été reçu. Il a été démonté, puis la bande a été retirée de la cartouche de mémoire antichoc afin d'être lue à une vitesse plus lente sur un enregistreur d'instruments à bobines à huit pistes. Au total, 25,3 heures de données ont été récupérées sur l'enregistreur.

1.10.2 Enregistreur de la parole dans le poste de pilotage

L'avion était équipé d'un enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR) Loral Fairchild A100-A (référence 93-A100-80, numéro de série 60662), qui a été reçu en très bon état. L'enregistreur comportait quatre pistes audio de 30 minutes. Les pistes 1 et 2 contenaient les données des canaux radio du commandant de bord et du copilote; la piste 3 était consacrée au canal du microphone d'ambiance installé dans le poste de pilotage, et la piste 4 contenait les annonces passagers ainsi que les communications par interphone et radio. La qualité de l'enregistrement était bonne.

L'avion a volé pendant 1 heure et 17 minutes après la perte de la gouverne de direction. La bande audio du CVR associée à la perte de la gouverne de direction a été oblitérée, ce qui signifie que les données ont été perdues, y compris les bruits entendus dans le poste de pilotage lors de la rupture de la gouverne de direction. Le CVR a commencé à enregistrer alors que l'avion était en route pour Varadero, soit environ 15 minutes avant l'atterrissage. Les 15 dernières minutes ont été enregistrées au sol à Varadero; l'équipage n'avait pas désactivé les enregistreurs. À la suite de l'enquête du BST sur l'accident du vol 111 de Swissair survenu en Nouvelle-Écosse, le Bureau avait formulé deux recommandations en 1999 pour que les CVR installés à bord ait une capacité d'enregistrement d'au moins deux heures (A99-01 et A99-02). En conséquence, les aéronefs construits après le 31 décembre 2002 doivent conserver les données enregistrées durant les deux dernières heures d'utilisation de l'aéronef. Les aéronefs construits avant cette date continuent toutefois d'utiliser des CVR ayant une capacité d'enregistrement minimum de 30 minutes.

Aucune procédure de la compagnie ne décrit comment désactiver les enregistreurs après l'atterrissage. Au Canada, les exigences en vigueur sont énoncées dans le Manuel d'information aéronautique de Transports Canada, à la section Généralités, Article 3.0, Bureau de la sécurité des transports du Canada, alinéa 3.4.3, Protection des lieux d'un fait aéronautique, de l'aéronef, de ses parties composantes et de la documentation, qui stipule notamment :

• Lorsqu'un aéronef est impliqué dans un incident devant être signalé, le pilote commandant de bord, l'exploitant, le propriétaire et tout membre d'équipage de l'aéronef doivent, dans la mesure du possible, garder intacts et protéger :
  1. les enregistreurs et les enregistrements de données de vol...

Le Manuel d'information aéronautique est conforme au paragraphe 9(1), Conservation des éléments de preuve des accidents et incidents à signaler, du Règlement sur le Bureau de la sécurité des transports.

1.10.3 Enregistreur à accès direct

L'avion est équipé d'un enregistreur à accès direct (DAR) à disque optique ayant une capacité de mémoire de 128 mégaoctets. La trame de données a une configuration de 128 mots par seconde, permettant d'enregistrer environ 127 paramètres, identique à celle du DFDR. Le DAR et le DFDR ont tous deux enregistré des données de vol provenant de sources identiques; cependant, les échantillons enregistrés n'étaient pas identiques en raison des temps d'échantillonnage différents. L'acquisition de données pour le DAR et le DFDR est assurée par le module de surveillance et d'acquisition des données numériques en vol. Ce module, fabriqué par la société SAGEM, combine à la fois les fonctions d'un module d'acquisition de données numériques de vol pour le DFDR et les fonctions d'un module de gestion des données pour le DAR, en communiquant des données aux deux enregistreurs. Au début de l'enquête, le disque optique du DAR n'a pas été exigé par le BST. Des dispositions ont ensuite été prises en vue de transférer au BST toutes les données DAR pertinentes. Au total, 977 heures (non continues) de données DAR concernant le C-GPAT, dont le vol de l'incident, ont été communiquées par Air Transat.

Les données DAR ont été lues à la recherche de tout événement éventuel survenu en vol ou au sol. Les données DAR disponibles ont permis de constater qu'aucun événement majeur enregistré n'indiquait des excursions par accélération latérale, des turbulences fortes ou des doublets de la gouverne de direction⁸. De même, aucun événement majeur au sol enregistré susceptible d'indiquer que la gouverne de direction aurait subi un impact n'a été relevé.

1.10.4 Vitesses d'échantillonnage des données

Les données DFDR et les données DAR ont été synchronisées manuellement dans le temps et ont indiqué une bonne corrélation, à l'exception des données d'accélération latérale pendant environ deux secondes au début de la perte de la gouverne de direction (Annexe A). La différence entre les données s'explique par le fait que l'événement a été très dynamique. Tant le DFDR que le DAR ont échantillonné une accélération latérale à une cadence de 4 Hz. À cette cadence, il n'a pas été possible d'identifier des fréquences d'accélération latérale supérieures à 2 Hz⁹. Il n'a pas été possible non plus de déterminer les fréquences spécifiques présentes lors de la perte de la gouverne de direction en raison des faibles cadences d'échantillonnage des accélérations latérales enregistrées.

En vertu de la réglementation en vigueur (Norme 625, Annexe 3, Enregistreur numérique de données de vol (DFDR) pour avion, du Règlement de l'aviation canadien [RAC], qui est harmonisée avec la Partie 121, Appendice M, des Federal Aviation Regulations des É.-U.), les intervalles d'échantillonnage des accélérations latérales et longitudinales sont de 4 Hz, et de 8 Hz pour les accélérations verticales. Ces cadences satisfont aux normes de performance recommandées par les spécifications de performances opérationnelles minimales (MOPS) de l'Organisation européenne pour l'équipement électronique de l'aviation civile (EUROCAE) relatives aux enregistreurs de bord résistant aux écrasements (document ED112).

1.10.5 Filtrage des données enregistrées

Les données de position des gouvernes enregistrées par le DFDR et le DAR, y compris la position de la gouverne de direction, ont été filtrées par le convertisseur analogique de données du système avant l'enregistrement. Les données filtrées ont ensuite été affichées sur le tableau de bord. Le processus de filtrage est conçu pour filtrer les données afin d'en extraire les pointes indésirables et de prévenir toute indication aberrante. Ces mêmes données sont également enregistrées par le DFDR et, du fait de l'échantillonnage et du filtrage, elles ne représentent pas avec exactitude la position réelle des gouvernes en conditions dynamiques. Comme la perte de la gouverne de direction du vol TSC961 a été un événement dynamique, des données essentielles concernant les gouvernes ont été potentiellement perdues en raison du filtrage.

1.10.6  Récapitulatif des données enregistrées par les enregistreurs de bord

Au moment de l'incident, l'avion était en vol stable en palier à environ 35 000 pieds et affichait 270 noeuds (Mach 0,795). Il n'y avait aucune turbulence et aucun mouvement de gouvernes significatif. L'avion n'avait dépassé aucune limite de charge ou de vitesse imposée par son domaine de conception structurale.

Environ 50 secondes après la mise en palier au FL350, des oscillations dynamiques qui ont duré environ deux secondes ont été enregistrées en accélération latérale. Il s'agit de la première indication de la perte de la gouverne de direction enregistrée par le DFDR et le DAR. Au début des oscillations, l'accélération latérale est passée de +0,006 g à -0,073 g, ce qui indique qu'une force latérale s'est exercée sur l'avion. Dans la seconde qui a suivi les oscillations dynamiques en accélération latérale, le cap a diminué de 2º et l'avion a amorcé un roulis à gauche à partir de l'horizontale. Au même moment, le pilote automatique a ordonné le braquage de l'aileron et des déporteurs (déporteurs droits 5, 6 et 7 sortis) pour un roulis à droite. La position de la gouverne de direction enregistrée indique un mouvement vers la droite, de 1,2º à gauche du neutre (0º avec le biais de 1,2º déduit) jusqu'à environ 0,3º à gauche du neutre (0,9º à droite du neutre, avec le biais de 1,2º déduit). Une augmentation de l'assiette de 2 à 3º en cabré s'est produite, avec une augmentation correspondante de l'accélération verticale jusqu'à +1,28 g.

Les oscillations en lacet et en roulis, typiques du roulis hollandais, ont débuté dans les deux secondes qui ont suivi la perte de la gouverne de direction, alors que les oscillations dynamiques en accélération latérale diminuaient. À cet instant, une légère augmentation de l'altitude a été suivie d'une diminution de l'assiette (de 3º à 2º en cabré) et d'une réduction de la poussée des réacteurs (N1 est passé de 90 % à 77 %). Une diminution progressive de la vitesse a suivi. L'inclinaison latérale a atteint 6º aile gauche basse, puis s'est inversée. Six secondes après le début de l'incident, la position de la gouverne de direction enregistrée a atteint 6,2º à droite du neutre (environ 7,4º à droite, avec le biais déduit). À la vitesse indiquée de 270 noeuds, le braquage de la gouverne de direction enregistré a surpassé l'efficacité de l'amortisseur de lacet de ±3,7º.

Sept secondes après le début de l'incident, le pilote automatique n^o 2 a été débrayé, suivi immédiatement par le débrayage du mode de commande automatique de poussée (réglage manuel de la puissance enclenché). L'avion a franchi le FL350 en montée environ 18 secondes après le début de l'incident. Le pilote automatique étant débrayé, l'amplitude des oscillations a diminué alors que l'appareil franchissait les 35 200 pieds et que la vitesse indiquée chutait à 256 noeuds. La vitesse indiquée a diminué à 248 noeuds. L'altitude a accusé un bref pic à 35 900 pieds, puis l'avion a commencé à descendre.

Le mode commande du pilote automatique n^o 1 a été enclenché un court instant alors que l'appareil franchissait 35 000 pieds en descente. L'embrayage du pilote automatique a entraîné une augmentation de l'amplitude du mouvement oscillatoire de lacet et de roulis. Au bout de 17 secondes environ, le pilote automatique a été débrayé et l'amplitude des oscillations a commencé à diminuer. Lorsque l'avion a franchi 27 900 pieds en descente et que la vitesse indiquée a diminué à 258 noeuds, les oscillations ont cessé.

1.11 Renseignements sur l'épave et sur l'impact

1.11.1 Dommages divers

Certains panneaux de plafond de la cabine passagers sont partiellement sortis de leur emplacement. Les déplacements ont été mineurs et n'ont pas empêché les passagers de se mouvoir. L'intérieur du fuselage, derrière la cloison étanche arrière, a été inspecté; la structure ne présentait aucune trace de dommages qui auraient été causés par les charges et vibrations associées à la perte de la gouverne.

L'extérieur de l'avion a été inspecté; aucun panneau ou élément de structure ayant pu se détacher et venir heurter la gouverne de direction ne manquait. Des rayures visibles situées sur le flanc du fuselage, orientées vers le haut en direction de la queue de l'appareil, étaient en fait de la peinture qui s'était décollée en raison d'une mauvaise adhérence, et non d'un dommage causé par un corps étranger (FOD). Des traces de peinture de couleur bleue étaient également visibles sur le flanc gauche du cône de queue, juste derrière la gouverne de direction; elles sont probablement attribuables à l'impact d'un morceau de gouverne de direction sur le cône de queue lors de la séparation. Une série de perforations a été observée dans le revêtement du fuselage, sur le bord supérieur droit près de la partie inférieure de la dérive. Ces perforations résultent de l'impact, causé lors de la rupture de la gouverne de direction, des attaches mécaniques qui permettent de fixer la gouverne de direction et le carénage du bord d'attaque à la gouverne de direction.

1.11.2 Dommages à la dérive

1.11.2.1 Généralités

La Photo 2 montre des techniciens en train de retirer la dérive et les restes de la gouverne de direction de l'avion. De petits éclats de peinture ont été observés sur les panneaux de bord de fuite de la dérive. Aucun dommage permettant de penser à un débattement extrême de la gouverne de direction d'un bord à l'autre n'a été relevé.

1.11.2.2 Raccords de fixation principale

Les raccords de fixation principale de la dérive ont été examinés. Sur le flanc du fuselage, ces raccords sont en métal. L'inspection visuelle et non destructive effectuée après l'incident n'a révélé aucun dommage. Les six raccords de fixation principale en CFRP, situés sur le côté de la dérive, ont fait l'objet d'un contrôle non destructif par ultrasons qui a révélé la présence de délaminage sur les deux raccords de fixation principale arrière.

Lorsque la dérive est soumise à une charge en flexion latérale, les deux raccords de fixation principale arrière sont ceux qui encaissent le plus de contraintes. Lors de la certification initiale, la dérive a fait l'objet d'un essai en grandeur réelle comprenant des essais de fatigue correspondant à l'équivalent de trois durées de vie, lesquels ont été suivis par des essais statiques au cours desquels les raccords de fixation principale du spécimen ont cédé à plus de 1,9 fois la charge limite. Par ailleurs, trois autres essais de charge statiques réalisés à l'occasion d'une enquête antérieure ont entraîné la rupture des raccords de fixation à plus de 1,8 fois la charge limite. À noter que la charge ultime de calcul correspond à 1,5 fois la charge limite, et que pour satisfaire aux exigences de certification, une structure doit résister à une charge ultime de calcul pendant au moins trois secondes. Ces essais ont démontré que la conception répondait largement aux exigences de la certification en matière de charge.

Une analyse effectuée pour étayer la présente enquête a établi que, pour causer les dommages observés sur les raccords de fixation principale de la dérive, la contrainte subie lors de l'incident a dépassé la charge ultime de calcul en flexion latérale de la dérive. Il n'a cependant pas été possible de quantifier la valeur de charge précise atteinte.

Une analyse par éléments finis en 3D a été effectuée et a pris en compte des détails du délaminage des raccords de fixation principale du C-GPAT, comme l'a révélé l'inspection non destructive. Cette analyse a été validée par un essai réalisé sur un raccord de fixation arrière endommagé. L'essai a indiqué que, lorsque des charges ultimes ont été appliquées au modèle, les niveaux de contraintes n'ont varié que légèrement par rapport à ceux du modèle non endommagé, et qu'ils étaient bien inférieurs aux niveaux requis pour entraîner une rupture des raccords de fixation principale. Le délaminage a donc eu une incidence minimale sur la résistance et la rigidité des raccords de fixation principale. Par conséquent, après la séparation de la gouverne de direction, l'aéronef ne risquait pas de perdre la dérive en vol, que ce soit en raison de la perte de résistance statique ou de la perte de rigidité.

1.11.2.3 Bras d'articulation

L'examen en laboratoire du bras d'articulation 1 a révélé que le boulon droit se situait sous la tolérance au point de fixation du bras d'articulation à la dérive. Le raccord situé sur la face arrière de la dérive ne présentait aucun signe visible de dommage, comme des criques dans la peinture ou dans le mastic d'étanchéité, mais le contrôle par ultrasons a révélé un décollement autour des attaches mécaniques. L'extrémité avant des bras d'articulation ne présentait aucun signe de déplacement vers le haut, comme c'était le cas au niveau du bras d'articulation 5. Les restes de la gouverne de direction étaient toujours fixés. Les trois fils de mise à la terre - deux sur le flanc de la dérive et un sur le flanc de la gouverne de direction - étaient attachés et ne portaient aucune trace de brûlure. Aucun signe de débattement extrême d'un bord à l'autre, comme c'est le cas avec les bras d'articulation 5 et 6, n'a été constaté. Des marques d'impact, situées sur le carénage du bord de fuite de la gouverne de direction et causées par les bras d'articulation, ont été relevées. Ces dommages étaient limités à la partie centrale; à noter qu'ils se confondent avec les bras d'articulation lorsque la gouverne de direction n'est pas braquée.

Au niveau des charnières 2, 3 et 4, les bras d'articulation sont voisins des actionneurs hydrauliques. Une désynchronisation des actionneurs hydrauliques peut induire des phénomènes de résistance mutuelle susceptibles de causer des dommages au niveau de leurs points de fixation. L'inspection visuelle et l'inspection non destructive des fixations n'ont révélé aucun signe de dommage au niveau de la structure ou des attaches mécaniques. Aucun signe de dommage structural qui aurait pu altérer la rigidité de la fixation de l'actionneur n'a été constaté. Tous les fils de mise à la terre étaient fixés et ne présentaient aucune trace de brûlure. Aucune indication de débattement extrême de la gouverne de direction, comme c'est le cas au niveau des bras d'articulation 5 et 6, n'a été décelée. Le profilé en Z situé au-dessus de l'articulation 4 a été conçu pour transférer des charges verticales de la gouverne de direction vers la dérive. Le raccord de fixation monté au niveau de l'extrémité supérieure du profilé en Z ne présentait aucun signe apparent de détérioration, comme une crique dans la peinture ou dans le mastic d'étanchéité, mais des éclats de peinture ont été relevés sur sa surface supérieure. Ce dommage a probablement été causé par l'extrémité supérieure de la gouverne de direction lorsqu'elle s'est détachée et qu'elle est tombée à la verticale.

Au niveau de la charnière 5, les bras d'articulation en métal étaient fermement fixés au raccord situé sur la face arrière du longeron arrière de la dérive, et le raccord ne présentait aucun signe de dommage visible, comme des criques dans la peinture ou dans le mastic d'étanchéité. Les dommages constatés sur les extrémités avant des bras d'articulation correspondent à un déplacement des bras d'articulation vers le haut. La ferrure d'articulation côté gouverne de direction était fixée de même qu'une petite section du longeron de la gouverne de direction mesurant environ 23 cm de hauteur sur 26 cm de largeur. Le contrôle par ultrasons n'a révélé aucun décollement autour des attaches mécaniques utilisées pour fixer le raccord en CFRP au longeron arrière de la dérive; en revanche, la majeure partie de la couche de calage qui sert à régler l'épaisseur du raccord en CFRP était décollée.

Tous les fils de mise à la terre étaient fixés et ne présentaient aucune trace de brûlure. L'extrémité avant de la tresse de métallisation côté gouverne de direction était sérieusement effilochée, à peu près au niveau du boulon d'articulation. Le bras d'articulation présentait des dommages causés par les débattements extrêmes du raccord de charnière de la gouverne de direction, débattements qui ont atteint pratiquement 90º de chaque côté.

D'après les schémas du constructeur, lorsque le débattement de la gouverne de direction est de 45º, l'échancrure du carénage de bord d'attaque de la gouverne de direction vient heurter le bras d'articulation. Pour un débattement de 60º, le raccord d'articulation côté gouverne de direction vient heurter le bras d'articulation. À 84º, le panneau latéral de la gouverne de direction vient heurter le panneau du bord de fuite de la dérive. Aucun dommage n'a été constaté sur le bras d'articulation à l'endroit où serait venu heurter le carénage de bord d'attaque lorsque la gouverne de direction a atteint un débattement de 45º, et aucun dommage n'a été relevé non plus sur le bord de fuite de la dérive à l'endroit où la gouverne de direction serait venue buter alors que son débattement atteignait 84º. L'absence de détérioration à ces endroits indique que les dommages causés par le débattement extrême d'un bord à l'autre se sont produits après la perte de la gouverne de direction et qu'ils seraient apparus tandis que la gouverne de direction atteignait un débattement de 60º, pour se propager jusqu'à ce que le débattement de la gouverne de direction atteigne 90º environ.

Au niveau de la charnière 6, les bras d'articulation en métal étaient fermement fixés au raccord situé sur la face arrière de la dérive, et le raccord ne présentait aucun signe de dommage visible. Les extrémités avant des bras d'articulation ne comportaient aucune indication de course vers le haut. La ferrure d'articulation côté gouverne de direction était toujours fixée, de même qu'une petite partie du longeron de la gouverne de direction, mesurant environ 15 cm de haut sur 22 cm de large. Le contrôle par ultrasons a révélé la présence d'un décollement autour des attaches mécaniques utilisées pour fixer le raccord en CFRP au longeron arrière de la dérive. Tous les fils de mise à la terre étaient fixés et ils ne présentaient aucune trace de brûlure. Le boulon qui permet de fixer le côté gauche du bras d'articulation à la dérive était quasiment grippé.

Le bras d'articulation a été endommagé par les débattements extrêmes de chaque côté de la gouverne de direction, précisément à l'endroit où le raccord de charnière côté gouverne de direction est venu heurter le bras d'articulation; ces débattements ont atteint pratiquement 90º de chaque côté. Les dommages étaient moins graves que ceux subis au niveau du bras d'articulation 5. Les schémas du constructeur indiquent que pour un débattement de la gouverne de direction de 43º, l'échancrure du carénage du bord d'attaque de la gouverne de direction vient heurter le bras d'articulation. Lorsque le débattement atteint 70º, le raccord de charnière côté gouverne de direction vient heurter le bras d'articulation. Lorsque le débattement atteint 84º, le panneau latéral de la gouverne de direction vient heurter le panneau du bord de fuite de la dérive.

Aucun dommage n'a été constaté sur le bras d'articulation, à l'endroit où le carénage du bord d'attaque serait venu heurter lors d'un débattement de gouverne de direction de 43º, et aucun dommage n'a été observé non plus sur le bord de fuite de la dérive, à l'endroit où la gouverne de direction serait venue buter alors que son débattement atteignait 84º. L'absence de dommages à ces endroits indique que les dommages causés par les débattements extrêmes se sont produits après la perte de la gouverne de direction et qu'ils seraient apparus au moment où le débattement de la gouverne de direction atteignait 70º, pour se propager ensuite jusqu'à ce que le débattement de la gouverne de direction atteigne environ 90º.

Au niveau de la charnière 7, le raccord de fixation en CFRP côté dérive s'était rompu et s'était détaché.

1.11.3 Dommages à la gouverne de direction

1.11.3.1 Généralités

Comme il en sera question plus loin dans le rapport, une analyse subséquente a révélé que la perte de la gouverne de direction en vol avait été progressive et, que le temps que l'avion se pose, la plus grande partie de la gouverne s'était séparée de l'avion. La Photo 3 montre l'empennage après l'atterrissage à Varadero. Les morceaux arrachés sont tombés dans l'océan et aucun n'a pu être récupéré. La nervure 0 est restée fixée, de même qu'une partie de longeron de la gouverne de direction allant jusqu'au point d'articulation 4. Une petite partie des deux panneaux latéraux de la gouverne de direction est restée fixée au longeron, dans la zone située entre les points d'articulation 2 et 4, ainsi que dans le coin où le longeron rejoint la nervure 0. Les carénages de bord d'attaque situés entre les points d'articulation 2 et 4, et au-dessous du point d'articulation 1, étaient toujours fixés. Le carénage de bord d'attaque entre les points d'articulation 1 et 2 s'est détaché, et certaines pièces étaient coincées entre la gouverne de direction et la dérive. Au niveau des points d'articulation 5 et 6, de petits morceaux du longeron de la gouverne de direction sont restés fixés au bras d'articulation. Au point d'articulation 7, la ferrure d'articulation côté dérive a cédé, puis s'est détachée, ce qui fait qu'il ne restait rien de la gouverne de direction.

1.11.3.2 Description détaillée des dommages à la gouverne de direction

La face avant du longeron de la gouverne de direction était plus propre au niveau des points d'articulation, ce qui s'explique si les zones de charnière avaient été nettoyées en vue d'une inspection. La face arrière du longeron de la gouverne de direction était globalement propre sur toute sa longueur, pour devenir légèrement plus sale vers la partie inférieure. Des traces de coulures orientées vers le bas et commençant au niveau des trous d'allègement ont été constatées; celles-ci correspondent à des taches causées habituellement en service par les coulures de liquide hydraulique, d'inhibiteur de corrosion ou d'autres liquides. Des taches sombres ont été observées à l'intérieur des panneaux latéraux, à l'endroit où les boulons de renfort traversent les blocs en GFRP au niveau des points d'articulation. Ces taches ont pris naissance au niveau des boulons, puis elles se sont propagées vers le bas. Les feuilles qui recouvrent habituellement les trous d'allègement disposés sur le longeron de la gouverne de direction étaient absentes, et les traces de saleté présentes autour de chaque trou d'allègement laissent penser que les feuilles ont dû être retirées longtemps avant l'incident. La surface supérieure de la nervure 0 était très sale. Aucune tache laissant supposer que du liquide se serait accumulé dans la partie inférieure de la gouverne de direction n'a été décelée à l'intérieur de la partie inférieure. Les trous d'évacuation de liquides et les voies de drainage situés à la partie inférieure de la gouverne de direction n'étaient pas obstrués. Les alvéoles des nids d'abeilles ne présentaient aucune tache laissant croire à la présence de liquide emprisonné; à noter qu'il restait peu de nids d'abeilles à inspecter.

Un examen de la section transversale du revêtement externe de la gouverne de direction a révélé la présence de 10 couches de peinture composées de peinture primaire, d'enduit antistatique, d'enduit d'apprêt et de couche de finition. Une superposition de trois couches de peinture successives a été constatée. Un calcul a permis de déterminer que la masse des deux couches de peinture supplémentaires avoisinait les 19,3 kg. La masse totale d'une gouverne de direction avec le revêtement standard par peinture est d'environ 190 kg.

On a examiné la petite partie de gouverne de direction restante à la recherche de trace d'impact avec du matériel de maintenance, des corps étrangers ou de dommage causé par une mauvaise utilisation. Seule une marque de meulage circulaire sur l'extérieur du panneau latéral droit a été relevée. Un examen de section transversale a permis de constater que cette marque entamait uniquement les premières couches de peinture et qu'il n'y avait ni dommage au niveau du CFRP ni ternissement causé par la chaleur.

Trois plaques de protection contre la foudre sont disposées dans le sens de la corde, de chaque côté de la gouverne de direction. Sur la gouverne de direction du C-GPAT, la plaque inférieure droite avait été remplacée lors d'une opération de maintenance récente, en mai 2004. Seule une petite partie de cette plaque est restée en place, et son extrémité brisée était recourbée vers l'avant. Une section du panneau latéral situé au niveau de cette plaque a été prélevée pour subir d'autres analyses en laboratoire.

La feuille de surface extérieure du panneau latéral droit comportait une multitude de petites marques de surface se propageant dans toutes les directions. Des marques similaires ont été relevées sur un autre avion (numéro de série 600) dont la gouverne de direction avait été inspectée et déclarée intacte. Une coupe transversale de ces marques, sur la gouverne de direction du C-GPAT, a révélé qu'il s'agissait de criques ayant pris naissance dans la peinture et causées par une épaisseur de peinture excessive. Il a par la suite été constaté que lorsqu'une crique dans la peinture était parallèle au sens des fibres de CFRP, la crique pouvait se propager en profondeur dans la matrice de la résine CFRP. Ces criques étaient limitées à la matrice et elles n'ont pas détérioré les fibres.

Les feuilles de surface en CFRP se sont séparées de l'âme en nid d'abeilles, et cette séparation s'est faite différemment selon qu'il s'agissait d'une feuille de surface intérieure ou extérieure. De manière générale, les feuilles de surface intérieures se sont détachées du nid d'abeilles de façon très nette à proximité de la ligne de jonction. En revanche, les feuilles de surface extérieures se sont détachées du nid d'abeilles en dentelles, et les décollements se sont produits à différentes profondeurs dans le nid d'abeilles.

L'examen microscopique du décollement du revêtement intérieur a démontré qu'il s'agissait principalement de ruptures cohésives dans le plan de jonction à travers le ménisque¹⁰. Le nid d'abeilles a été tellement endommagé durant l'incident qu'il n'a pas été possible de discerner les dommages aux alvéoles du nid d'abeilles qui ont pu être causés par le gel d'eau piégée. Au niveau des actionneurs, les feuilles de surface intérieures en CFRP se sont décollées en quatre plis. Aucun espace majeur n'a été repéré dans la zone d'application de la colle de jonction au niveau des bordures des feuilles de nid d'abeilles. Dans les zones où un décollement s'est produit près d'une jonction du nid d'abeilles, ce décollement s'est le plus souvent manifesté là où la densité du nid d'abeilles était plus faible, et non dans le plan de jonction. Les zones de nid d'abeilles exposées qui n'étaient plus maintenues par le CFRP ont eu tendance à se diviser en une multitude de petits « doigts » dans le sens de la corde, chacun mesurant environ 25 à 50 mm de largeur.

La rupture du longeron de la gouverne de direction s'est produite juste au-dessus des fixations de l'actionneur hydraulique. L'examen des fibres arrachées indique que le longeron s'est détaché à la fois vers le haut et vers l'arrière. La bande métallique située le long du profilé en Z, au niveau du bord avant de chaque panneau latéral, s'est également rompue à cet endroit, et l'examen a révélé qu'il s'agissait d'une rupture ductile due à une surcharge.

La Photo 1 montre que seule une petite partie de panneau latéral de gouverne de direction est restée fixée entre les points d'articulation 1 et 2. Dans cette zone, il est resté davantage de nid d'abeilles du côté droit et davantage de revêtement intérieur du côté gauche. Le joint assurant l'interface entre les panneaux latéraux et le longeron, qui comporte des attaches mécaniques aveugles, ne s'est pas rompu, et les attaches étaient intactes. L'examen des ruptures constatées au niveau du joint, entre le longeron avant et les panneaux latéraux, a montré que les panneaux latéraux ou une partie des panneaux latéraux se sont séparés vers l'extérieur. Sur toute la longueur du longeron de la gouverne de direction, entre les points d'articulation 1 et 2, les profilés en Z ont cédé et se sont détachés, de même que le panneau latéral de chaque côté. Le carénage du bord de fuite étant fixé aux profilés en Z, on comprend pourquoi ce carénage manquait dans cette partie. Les raccords de fixation métalliques de l'actionneur au niveau des charnières 2, 3 et 4 n'ont présenté aucun signe de dommage, de déformation ou de desserrage.

Le joint situé entre les panneaux latéraux et la nervure 0, qui comporte des attaches mécaniques aveugles, n'a pas cédé, et les attaches étaient intactes. Une marque de frottement en travers de la partie supérieure de la nervure 0, compatible avec la section rompue du panneau latéral gauche qui s'est déplacée vers la droite et vers le bas, a été constatée. Il est resté davantage de profilé en Z au niveau de la séparation du panneau latéral gauche que du côté droit. Les orifices des attaches ont été arrachés selon un mouvement orienté vers le bas, ce qui laisse penser que le panneau latéral gauche ou une partie du panneau latéral s'est détaché de la nervure 0 selon une trajectoire allant vers le bas ou vers l'extérieur. Le panneau latéral gauche a également subi un dommage par compression, ce qui indique que le revêtement intérieur s'est déplacé vers le bas durant la séparation. Une rupture décelée dans les restes du profilé en Z montre que le revêtement extérieur s'est déplacé vers l'extérieur pendant la séparation.

Au niveau de la séparation du panneau latéral droit, une section de profilé en Z s'est rompue et détachée. Des marques ont été relevées sur le bord en CFRP qui était toujours en place, et leur espacement coïncide avec celui des attaches mécaniques manquantes. Ces marques laissent penser que le panneau latéral droit ou une partie du panneau latéral s'est détaché dans un mouvement vers le haut. L'examen de ce même panneau latéral a montré qu'il s'était séparé de la nervure 0 lors d'une rupture en flexion sous tension. Les bandes métalliques disposées le long du profilé en Z ont cédé en raison d'une surcharge, une combinaison de tension et de flexion dirigée vers l'extérieur. Le revêtement était gondolé sur chaque panneau latéral, ce qui s'explique par le déplacement de la nervure 0 vers le haut. Une crique a également été décelée à l'extrémité de la nervure 0, dont l'orientation confirme que cette nervure a été tordue vers la droite.

L'examen des autres gouvernes de direction, réalisé dans le cadre de l'inspection visant l'ensemble de la flotte suite à l'incident du 8 mars 2005, a permis de constater une détérioration du panneau latéral, au niveau des points de levage et des attaches du bord de fuite. Aucune de ces parties n'ayant été retrouvée sur la gouverne de direction du C-GPAT, il n'a pas été possible de les examiner. De même, étant donné que toute l'extrémité supérieure de la gouverne de direction n'a pas été récupérée, la zone située autour du dommage causé par la foudre en 1997 n'a pas pu être examinée.

Seule une petite partie du longeron de gouverne de direction au niveau de la charnière 5, soit environ 23 cm de haut sur 26 cm de large, est restée en place. La surface inférieure de la section de longeron englobait le rebord d'un trou d'allègement. La plaque de renfort arrière était toujours fermement fixée au longeron, et toutes ses attaches étaient en place et visiblement intactes. La séparation entre le nid d'abeilles et le revêtement en CFRP a principalement touché le nid d'abeilles à diverses profondeurs, mais pas le long de la ligne de jonction nid d'abeilles/CFRP. Sur la surface avant du longeron, la ferrure d'articulation côté gouverne de direction s'est rompue. Cette surface est typique d'une rupture causée par une surcharge en traction-flexion sans trace de fatigue. L'analyse métallurgique a révélé que les ferrures étaient fabriquées dans un alliage d'aluminium et selon un traitement thermique approprié.

Seule une petite partie du longeron de gouverne de direction au niveau de la charnière 6, soit environ 15 cm de haut sur 22 cm de large, est restée en place. La surface inférieure de la section de longeron englobait le rebord d'un trou d'allègement. La plaque de renfort arrière était toujours fermement fixée au longeron, et toutes ses attaches étaient en place et visiblement intactes. La séparation entre le nid d'abeilles et le revêtement en CFRP a principalement touché le nid d'abeilles à diverses profondeurs, mais pas le long de la ligne de jonction nid d'abeilles/CFRP. Sur la surface avant du longeron, la ferrure d'articulation côté gouverne de direction s'est rompue. La surface en question est typique d'une rupture causée par une surcharge en traction-flexion sans trace de fatigue. L'analyse métallurgique a permis de conclure que les ferrures étaient fabriquées dans un alliage d'aluminium et selon un traitement thermique approprié.

1.11.4 Attaque chimique et contamination

On a vérifié les restes de la gouverne de direction pour explorer la possibilité d'une contamination et d'une altération par une exposition à des produits chimiques. Le constructeur a fourni une liste de consommables approuvés, ainsi que les procédures à suivre pour faire approuver des produits ne figurant pas sur cette liste. Rien n'indique que des consommables non approuvés par l'exploitant aient été utilisés. Aucune utilisation en service ne permet de déduire que des attaques chimiques causées par des consommables approuvés ont posé un problème systématique. Lors du processus de qualification des matériaux mis en oeuvre au stade de la certification, on a effectué des essais poussés afin d'identifier l'interaction entre les matériaux et des contaminants éventuels, y compris du liquide hydraulique. Cependant, l'interface de collage entre le nid d'abeilles et les feuilles de surface en CFRP n'a pas été prise en compte par ces essais, car elle se trouvait dans la structure intérieure et était considérée comme protégée de toute attaque chimique.

Tout mélange de liquide hydraulique et d'eau peut réagir lorsqu'il atteint certaines concentrations pour donner de l'acide phosphorique, lequel peut attaquer la résine époxyde et provoquer des dommages irréversibles à l'interface nid d'abeilles/feuille de surface. Un examen microscopique de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361, qui a été contaminée par du liquide hydraulique, a révélé que le liquide hydraulique avait attaqué la matrice de la couche en GFRP voisine du nid d'abeilles, ce qui a altéré l'adhésion, sans conduire à un décollement.

D'après l'expérience acquise en exploitation avec les gouvernes de direction des avions numéros de série 361 et 545, le liquide hydraulique pénètre dans la structure en sandwich en s'infiltrant autour des attaches aveugles situées au niveau des bords avant et inférieur des panneaux latéraux. Trois méthodes ont été mises en oeuvre pour déceler la présence de contamination par du liquide hydraulique : la spectroscopie des rayons X par dispersion d'énergie (EDX), la spectroscopie des photoélectrons X (XPS) et la spectroscopie infrarouge. La gouverne de direction de l'avion numéro de série 361, dont on sait qu'elle a été contaminée par du liquide hydraulique, a été utilisée pour étalonner ces trois méthodes d'analyse. Les essais par EDX réalisés sur les zones franchement tachées par du liquide hydraulique ont révélé une teneur en phosphore d'environ 2 %, et les essais par XPS ont décelé une teneur en ester d'acide phosphorique d'environ 0,8 %.

La surface supérieure de la nervure 0 du C-GPAT était très sale; une zone située à l'avant, près du longeron, a été analysée. Les résultats des essais par EDX ont indiqué une teneur en phosphore de 0,4 %¹¹, ce qui est bien inférieur aux 2 % décelés dans la zone très contaminée de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361. Une portion de revêtement interne (hors nid d'abeilles) provenant du coin inférieur avant du panneau latéral gauche a été analysée. Les résultats des essais par EDX ont indiqué une teneur en phosphore de moins de 0,1 %, ce qui est bien inférieur aux valeurs obtenues avec la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361. Une portion de revêtement interne (côté nid d'abeilles) provenant du coin inférieur avant du panneau latéral gauche a été analysée. Les résultats des essais par EDX ont indiqué une teneur en phosphore de 0,3 %, et les résultats des essais par XPS ont indiqué une teneur en ester d'acide phosphorique de 0,18 %, les deux teneurs étant considérablement inférieures aux valeurs obtenues avec la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361. Une portion de revêtement interne (côté nid d'abeilles) provenant du coin inférieur avant du panneau latéral droit a été analysée. Les résultats des essais par EDX ont indiqué une teneur en phosphore inférieure à 0,1 %, et les résultats des essais XPS ont indiqué une teneur en ester d'acide phosphorique de 0,07 %, les deux teneurs étant considérablement inférieures aux valeurs obtenues avec la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361.

La voie d'infiltration du liquide hydraulique se situant vraisemblablement autour des attaches aveugles, des spécimens ont été prélevés autour de ces attaches sur les deux panneaux latéraux, au niveau du longeron avant et de la nervure 0. Des mesures ont été prises à l'intérieur de la structure en sandwich, sur la face interne du revêtement. Les résultats des essais par EDX concernant le phosphore présent sur les surfaces intérieures indiquaient tous une teneur inférieure à la limite de détection de 0,1 %. Les résultats des essais par EDX réalisés sur les surfaces externes, au niveau des rivets, ont indiqué des valeurs pouvant atteindre 3,0 %. Par ailleurs, l'examen au microscope de la section transversale de la zone de collage n'a révélé aucune trace visuelle d'attaque chimique. Ces résultats montrent donc la présence de contamination par liquide hydraulique sur les surfaces extérieures, mais aucun signe d'infiltration dans la structure.

1.11.5 Inspection et mise à l'essai du circuit

L'inspection du circuit gouverne de direction du a montré que le débattement de la gouverne de direction, en vol de croisière à 270 noeuds, n'aurait pas dépassé 7º de chaque côté; le limiteur de débattement de la direction l'aurait en effet empêché (le limiteur de débattement de la direction ne limite pas seulement les ordres au niveau de la pédale de direction, il limite aussi la somme des commandes provenant du compensateur, des pédales ou de la servocommande en lacet du pilote automatique et de l'amortisseur de lacet). Le pilote automatique était enclenché au moment de l'incident. L'amortisseur de lacet l'était également (l'amortisseur de lacet est également enclenché en vol manuel). L'amortisseur de lacet était réglé pour limiter le débattement de la gouverne de direction à 3,7º maximum de chaque côté afin de compenser la tendance naturelle de l'appareil au roulis hollandais.

Le dernier contrôle de synchronisation des servocommandes de la gouverne de direction, effectué par le personnel de maintenance d'Air Transat le 1^er mars 2005, n'avait révélé aucune anomalie, et aucun réglage ne s'était avéré nécessaire. À Varadero, le contrôle de synchronisation n'a indiqué aucun déplacement entre la position neutre des trois servocommandes; et aucune résistance mutuelle n'a été constatée entre les différentes servocommandes. Par conséquent, la synchronisation entre les servocommandes était conforme aux paramètres du manuel d'entretien aéronef d'Airbus avant et après l'incident.

L'inspection et l'enquête sur les circuits de commande de vol de l'avion ainsi que sur les composants des sous-systèmes connexes ont été réalisées par l'équipe d'enquête à Varadero après l'incident; elles n'ont révélé aucune anomalie. Le circuit de commande de la gouverne de direction a été vérifié; son bon fonctionnement a été testé à Varadero et aucune anomalie n'a été décelée. Les servocommandes de direction et les bielles de commande à ressort ont ensuite été déposées, inspectées, puis testées en laboratoire, et aucune anomalie susceptible d'avoir altéré le bon fonctionnement de la gouverne de direction n'a été détectée. De plus, tous les dispositifs de sécurité associés aux servocommandes et aux bielles à ressort, qui sont destinés à assurer un fonctionnement sécuritaire en cas de défaillance des servocommandes, fonctionnaient normalement.

La mesure des jeux sur les points d'articulation 1 à 6 a révélé que le jeu du point d'articulation 2 était hors tolérance. De plus, 3 des 10 roulements de bras d'articulation côté dérive étaient partiellement grippés, mais ils pouvaient toujours tourner. Airbus précise que le jeu du roulement du bras d'articulation n'a aucune incidence sur l'intégrité structurale de la gouverne de direction. Tout jeu au niveau des roulements de bras d'articulation se traduirait par des vibrations perceptibles de la gouverne de direction, lesquelles donneraient lieu à un processus d'inspection pour cause de panne spécifique. Aucune vibration en vol de la gouverne de direction n'a été signalée. Les exploitants possèdent certaines directives de dépannage qui répertorient les causes de vibration les plus probables. À noter que la principale cause des vibrations de la gouverne de direction est la présence d'un jeu au niveau des paliers de servocommandes, plutôt qu'au niveau des bras d'articulation. En vertu de la politique de dépannage d'Airbus, quand aucun jeu n'est constaté au niveau des paliers de servocommandes, ou lorsque les servocommandes sont remplacées et que la situation ne s'améliore pas, l'exploitant doit contacter Airbus pour qu'une enquête soit menée. L'expérience en service d'Airbus a confirmé la pertinence de cette approche.

1.11.6 Champs de rayonnement à haute intensité (HIRF)

La possibilité qu'une interférence HIRF ait pu compromettre le fonctionnement normal de la gouverne de direction en vol a été étudiée. Toute oscillation provenant de l'amortisseur de lacet à une fréquence de 20 Hz, ce qui représente la différence de fréquence entre le radar et les fréquences de synchronisation de la gouverne de direction, serait atténuée par l'actionneur de l'amortisseur de lacet et les trois servocommandes qui serviraient de filtres. L'étude du débattement théorique de la gouverne de direction lorsque l'amortisseur de lacet est soumis à des HIRF, en supposant une vulnérabilité à 20 Hz, a établi que le débattement maximum de la gouverne de direction serait inférieur à 0,1º. L'enquête a donc montré que l'effet des HIRF aurait une incidence négligeable sur la gouverne de direction.

1.11.7 Examen des photos prises avant l'incident

Des photographies de l'avion prises avant l'incident montrent de curieuses caractéristiques visuelles sur la gouverne de direction. La Photo 4 montre une de ces caractéristiques. La photo a été prise 11 jours avant l'incident; on peut y remarquer des lignes verticales de couleur claire sur le côté gauche de la gouverne de direction, en dessous des actionneurs hydrauliques. D'autres photographies, prises quelque temps plutôt, ont également permis de repérer des lignes circulaires sur le panneau latéral gauche, juste à l'arrière des actionneurs hydrauliques, ainsi que des points blancs visibles sur le bord de fuite. Ces détails n'apparaissent pas sur les photographies plus récentes.

La résolution des photographies n'était pas assez bonne pour procéder à une analyse photogrammétrique qui aurait permis de déterminer si ces lignes verticales représentaient une déformation hors plan, comme une bulle de décollement par exemple. Les caractéristiques des lignes verticales ont été observées sur des photographies prises des jours différents, dans des conditions d'éclairage différentes et par des photographes différents, ce qui signifie qu'elles représentent des caractéristiques physiques réelles de la gouverne de direction et pas simplement des reflets ou des saletés sur l'objectif.

Les lignes verticales ont été repérées pour la première fois sur des photographies prises au début de l'année 2003. L'aéronef a subi entre-temps toutes les inspections périodiques auxquelles il était assujetti. L'examen d'autres avions a révélé que les taches situées sur la gouverne de direction, près des actionneurs hydrauliques, n'avaient rien d'inhabituel. Des essais plus poussés ont permis de constater que du liquide hydraulique pouvait dissoudre le matériau du décalcomanie de queue Air Transat, et l'analyse d'une traînée verticale sur un avion semblable portant le numéro de série 600 a conclu que la traînée consistait en un mélange de liquide hydraulique et de matériau de décalcomanie dissous.

1.12 Essais et recherches

1.12.1 Généralités

Une série d'examens et d'essais en laboratoire a été effectuée sur les restes de la gouverne de direction du C-GPAT, sur d'autres gouvernes de direction et sur des échantillons. Des analyses de la dynamique du vol, des vibrations aéroélastiques et des données radar ont également eu lieu. Ces travaux ont été exécutés par le constructeur dans ses installations, avec la participation des autorités d'enquêtes nationales concernées et de conseillers spécialistes venus de France, d'Allemagne, des États-Unis et du Canada. La progression des essais a été surveillée et validée par l'équipe d'enquête.

Un certain nombre d'essais et d'analyses ont permis d'éliminer certaines pistes et d'axer l'enquête sur d'autres pistes jugées pertinentes. Dans un souci de clarté, le rapport est centré sur ce second groupe d'activités.

Un petit nombre de programmes d'essais élaborés à la suite du présent incident sont toujours en cours sous l'autorité d'autres organismes. Dans chaque cas, les objectifs du programme se sont écartés de la présente enquête pour cibler des problèmes plus génériques.

1.12.2 Examen de deux gouvernes de direction semblables

Les gouvernes de direction des avions numéros de série 592 et 614 ont été retirées du service, puis inspectées dans les installations du constructeur. Ces deux gouvernes de direction ont été choisies parce que leurs panneaux latéraux avaient été fabriqués par l'entreprise Soko dans le cadre du même lot de production que la gouverne de direction du C-GPAT. Ces deux gouvernes de direction ont fait l'objet d'une inspection visuelle et d'une mesure de la rigidité des stratifiés (elasticity laminate checker test ou test ELCH) sous la supervision du BST, et aucun dommage n'a été constaté.

1.12.3 Mesure de la rigidité des stratifiés

1.12.3.1 Description du test ELCH

Le test ELCH est une méthode de contrôle non destructif élaborée par Airbus pour détecter la présence de feuilles de surface décollées sur les panneaux en nid d'abeilles. L'appareil utilisé applique une succion à une petite partie de la surface externe d'un panneau et mesure la déflexion qui en résulte. Si la feuille de surface intérieure ou extérieure se décolle, une déflexion plus grande que la normale sera mesurée. L'avantage de cette méthode d'essai est qu'elle permet de repérer tout décollement sur les feuilles de surface intérieures qui sont difficiles d'accès. Le rapport Airbus TN-EV37-579/90 (18 décembre 1990) décrit les résultats de qualification de la procédure d'inspection ELCH.

1.12.3.2 ELCH 1-Examen complet par grilles de 24 gouvernes de direction de conception similaire

Une grille de 75 mm a été apposée sur la partie extérieure des panneaux latéraux des gouvernes de direction, et une lecture ELCH a été effectuée à chaque point de grille. Chaque gouverne de direction comportait environ 2000 points d'essais par côté. Cet essai permet de déceler des défauts dont le diamètre peut atteindre une taille minimale de 120 mm. Au total, 24 gouvernes de direction ont subi le test, ce qui inclut les premiers avions de la flotte, en termes de cycles de vol et d'heures de vol. Aucun décollement n'a été constaté.

1.12.3.3 ELCH 2-Examen effectué sur certaines gouvernes de direction

Treize gouvernes de direction, dont le numéro de série est proche de la gouverne de direction HF1090 (avion numéro de série 361), ont été sélectionnées pour subir des tests ELCH plus poussés. La zone d'essai consistait en une grille de 50 mm disposée le long de tout le profilé en Z, autour des points de levage et le long des attaches de bord de fuite. Aucun décollement important n'a été constaté.

1.12.4 Examen subi par d'autres gouvernes de direction

Au cours de l'enquête, des gouvernes de direction endommagées sur des aéronefs d'autres exploitants ont fait l'objet d'un examen plus poussé.

L'extrémité inférieure de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 251 a été endommagée accidentellement par un équipement d'entretien lors d'opérations de maintenance périodique ordinaires. Une réparation, incluant le remplacement de la plaque de protection contre la foudre inférieure au moyen d'une polymérisation renforcée par chauffage, a été exécutée. L'essai de percussion effectué après la réparation n'a révélé aucun défaut. Un test ELCH a ensuite été réalisé par mesure de précaution. Il a permis de conclure que la chaleur appliquée lors du remplacement de la plaque n'avait provoqué aucun décollement du revêtement intérieur dans la zone de remplacement de la plaque. En revanche, la zone située derrière les fixations du bord de fuite, autour de la réparation visant le dommage par contact, n'a pas réussi l'essai de percussion, et un examen supplémentaire en laboratoire a révélé que le revêtement intérieur était presque entièrement décollé dans la zone de réparation.

Le bord de fuite de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361 a été endommagé après avoir été heurté accidentellement par une plateforme de maintenance lors d'une opération de maintenance. L'inspection effectuée après l'incident a permis de constater un décollement mesurant environ 830 mm de longueur sur 350 mm de hauteur sur la feuille de surface intérieure gauche, près du coin inférieur avant. Une étude des contraintes a indiqué que le décollement n'a pas été provoqué par l'impact contre la plateforme de maintenance. Ce décollement interne n'a pas été décelé par l'essai de percussion externe recommandé dans le AOT-1 (Télex à tous les exploitants - voir le paragraphe 1.14.1). Un examen approfondi a révélé que du liquide hydraulique s'était infiltré dans le panneau latéral gauche autour des attaches aveugles du longeron avant, comme le montre la Photo 5, et que ce liquide avait altéré l'interface de collage entre le nid d'abeilles et la feuille de surface. Outre la contamination par du liquide hydraulique, cette gouverne de direction présentait des traces d'infiltration d'eau autour de certaines attaches de bord de fuite et au bord d'attaque immédiatement derrière le profilé en Z.

Lors de l'inspection qui a précédé l'application de la nouvelle peinture, environ un litre d'eau a été évacué de la zone entourant le point de levage arrière inférieur droit de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 378. L'inspection subséquente a indiqué qu'un ponçage excessif de la vieille peinture avait mis à nu des alvéoles, dans la partie supérieure en GRFP. Le constructeur a alors soumis la surface intégrale des deux panneaux latéraux à un examen aux rayons X, et a constaté d'autres infiltrations d'eau au niveau de certaines vis de bord de fuite. Un examen endoscopique autour des points de levage a montré que des parois alvéolaires du nid d'abeilles avaient été endommagées ou déchirées dans certaines zones touchées.

Lors de l'inspection AOT-1 de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 530, deux traces d'irrégularités potentielles ont été relevées sur la face extérieure du panneau latéral droit, leurs dimensions étant respectivement 80 cm² et 670 cm². Aucune indication visuelle de dommage causé par un impact n'a été constatée à ces endroits. L'examen destructif en laboratoire a permis de déterminer qu'il s'agissait d'un écrasement de l'âme et non d'un décollement. On a ensuite conclu que cet écrasement était survenu durant la polymérisation lors de la fabrication initiale. L'étude des registres de fabrication n'a indiqué aucune dérogation liée à ce dommage. Rien n'indique que cet écart de fabrication a pris de l'ampleur en cours de service. Une analyse des contraintes a permis de déterminer que cet écart avait eu un effet négligeable sur la résistance structurale de la gouverne de direction. La gouverne de direction avait été fabriquée avant la modification 8408 et elle comportait un nid d'abeilles de densité inférieure, plus susceptible de subir un tel dommage par écrasement. Le C-GPAT a été construit après la modification 8408, ce qui signifie qu'il était doté d'un nid d'abeilles ayant une densité supérieure.

À l'occasion de l'inspection recommandée par l'AOT-2, du liquide emprisonné a été trouvé dans la zone avant inférieure de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 701 (Photo 6). Le liquide n'a pas été formellement identifié, mais il s'agirait principalement d'eau mélangée à des saletés contenant peut-être du liquide hydraulique et des fragments de mastic d'étanchéité. D'après les constatations, le niveau de liquide atteignait le trou d'inspection inférieur. En revanche, le caisson de la gouverne de direction à l'arrière du longeron était sec. Les deux orifices de vidange situés dans le nez étaient bouchés. L'essai de percussion n'a révélé aucun signe de décollement. Une inspection aux rayons X et par thermographie effectuée sur les panneaux latéraux, à proximité du liquide, n'a révélé aucune présence de liquide piégé à l'intérieur du sandwich.

1.12.5  Programme portant sur la contamination par des liquides

À la suite des résultats obtenus sur l'avion numéro de série 361, une autre enquête a été diligentée par le National Transportation Safety Board (NTSB), avec l'aide d'Airbus, afin d'aborder les problèmes de contamination par des liquides hydrauliques et leur incidence sur la résistance structurale. Ce programme est en cours, mais les conclusions préliminaires indiquent d'ores et déjà ce qui suit :

• La contamination par des liquides hydrauliques n'a pas d'effets immédiats sur la résistance mécanique; les effets apparaissent au bout d'un certain temps.
  
• Les effets d'un mélange de liquide hydraulique et d'eau sont plus graves que ceux du liquide hydraulique seul.
  
• Les effets d'un mélange de liquide hydraulique et d'eau ou d'un liquide hydraulique seul ne sont pas réversibles, tandis que les effets de l'eau seule le sont.

1.12.6 Essais de résistance aux chocs

Une série d'essais de résistance aux chocs a été réalisée pour permettre de savoir s'ils pouvaient provoquer un décollement entre le nid d'abeilles et les feuilles de surface en CFRP. Des épreuves de chute à partir d'une tour ont été effectuées avec des impacteurs sphériques dotés d'un nez ayant un rayon compris entre 12,5 mm et 100 mm. Les panneaux d'essais comportaient des âmes en nid d'abeilles de 40 mm d'épaisseur ayant une densité de 32 kg/m³, ainsi que des feuilles de surface avec un pli en CFRP et un pli en GFRP. Des épreuves de chute plus poussées à partir d'une tour ont été effectuées avec un impacteur sphérique doté d'un nez ayant un rayon de 2000 mm et avec un impacteur cylindrique ayant un rayon de 100 mm. Ces essais se sont soldés par l'écrasement du nid d'abeilles ou la perforation des feuilles de surface, selon le niveau d'énergie appliquée, mais aucun décollement ne s'est produit.

Les chapitres 12-21-11 (Nettoyage), 12-31-11 (Antigivrage) et 12-31-12 (Déneigement et déglaçage) du manuel d'entretien aéronef d'Airbus précisent que la pression d'impact générée par des buses de pulvérisation ne doit pas dépasser 0,35 bar. Les pulvérisations haute pression peuvent endommager la structure en nid d'abeilles. Une enquête dans les installations de maintenance et de dégivrage a démontré que l'utilisation de pressions de pulvérisation comprises entre 3,4 et 4,1 bars était monnaie courante, et que des pressions maximales pouvaient atteindre 10,2 bars. Il faut cependant souligner que la force d'impact générée par une buse de pulvérisation dépend de nombreux facteurs, incluant la largeur de la pulvérisation et la distance de la buse par rapport à l'avion. Airbus signale qu'elle n'a pas connaissance de dommages causés par des pressions pouvant atteindre 1 bar au point d'impact. Aucun essai de dommages par impact de liquide n'a été effectué au cours de la présente enquête. Par contre, on considère que la mauvaise utilisation d'une pulvérisation haute pression causerait fort probablement des dommages semblables à ceux causés par l'impact d'un objet contondant et entraînerait l'écrasement de l'âme, mais aucun décollement. On a également indiqué que le C-GPAT avait été dégivré pour la dernière fois le 19 février 2005, soit deux semaines environ avant l'incident.

1.12.7 Essais en laboratoire des restes de la gouverne de direction

1.12.7.1 Généralités

Seule une petite partie de la gouverne de direction du C-GPAT a été récupérée. Les résidus de nid d'abeilles ont été examinés, et leur densité était conforme aux dessins de fabrication.

Un examen par microscopie photonique des spécimens de la gouverne de direction a dévoilé la section transversale en forme de haricot typique des fibres de carbone Toray T300, qui est conforme aux spécifications de conception.

Des spécimens ont été prélevés sur les feuilles de surface en CFRP des deux panneaux latéraux, la nervure 0, le longeron avant et la ferrure côté empennage du point d'articulation 7. Un seul écart par rapport aux dessins techniques a été constaté : une couche de renfort supplémentaire disposée sur le longeron avant, autour d'un des trous d'accès, était orientée dans le mauvais sens. Les registres de fabrication ne font état d'aucune dérogation concernant cet écart. La rupture du longeron avant n'a pas traversé cette superposition de couches. Une étude des contraintes a permis de conclure que cet écart avait une incidence négligeable sur la résistance et la rigidité. Hormis cet écart, toutes les superpositions de couches étaient conformes aux dessins du constructeur.

1.12.7.2 Collage entre le nid d'abeilles et les feuilles de surface

On évalue habituellement la qualité du collage entre le nid d'abeilles et les feuilles de surface au moyen d'un essai de pelage par cylindre rotatif. Les restes intacts de la gouverne de direction étant insuffisants, il n'a pas été possible de procéder à cet essai. La seule autre méthode d'évaluation de ce collage consiste à examiner la forme du ménisque à l'interface entre le nid d'abeilles et les feuilles de surface. On a prélevé un certain nombre de spécimens de section transversale afin d'en examiner le ménisque. Globalement, la formation du ménisque était identique à celle des panneaux de référence.

1.12.7.3 Collage au niveau du profilé en Z

Les bords avant et inférieur de chaque panneau latéral de gouverne de direction sont garnis d'un profilé en Z. Des spécimens de collage du revêtement intérieur prélevés près du profilé en Z, le long du bord avant du panneau latéral gauche de la gouverne de direction, comportaient un ménisque dont l'aspect est révélateur d'une pression de collage insuffisante sur une largeur de 20 mm. L'enquête a montré que cet aspect était dû soit à une pression insuffisante de la plaque d'acier durant la polymérisation résultant d'un mauvais positionnement du profilé en Z ou d'une succession de jeux au niveau des composants. À la Figure 6, le croquis du haut montre l'application appropriée de l'autoclave durant la polymérisation, tandis que le croquis du bas montre comment des tolérances dimensionnelles peuvent entraîner une pression de collage insuffisante près du profilé en Z.

1.12.7.4 Collage interlaminaire entre les couches de feuilles de surface

La qualité du collage interlaminaire entre les différentes couches de feuilles de surface a été évaluée par l'intermédiaire d'un examen microscopique des sections. Aucune caractéristique inhabituelle qui aurait indiqué une mauvaise qualité de collage n'a été observée.

1.12.7.5 Collage de jonction

Une pâte a été utilisée pour effectuer le collage sur le pourtour des blocs de nid d'abeilles. De petits jeux ont été observés dans la zone de collage à certains endroits, mais leurs conséquences sur la résistance de la jonction sont minimes. Des essais par spectroscopie infrarouge ont confirmé que le matériau de collage de jonction utilisé était approprié.

1.12.7.6 Type de résines

Des résines prélevées sur les restes de la gouverne de direction ont été identifiées au moyen d'essais par spectroscopie infrarouge combinés à des examens microscopiques visuels. Les résines de la gouverne de direction correspondaient à des résines Hexcel F550 pour le CFRP et EHG250 ou EP112 pour le GFRP, mais il n'a pas été possible de discerner les résines EHG250 des résines EP112, leur formulation et leur processus de fabrication étant similaires. Les essais ont confirmé que des types de résines approuvés ont été utilisés.

1.12.7.7 Polymérisation des résines

Des analyses calorimétriques à compensation de puissance ont été réalisées afin de déterminer la conformité de la polymérisation des résines. Toutes les polymérisations ont dépassé les 98 %. Avec ces types de résine, toute valeur supérieure à 95 % est acceptable.

1.12.7.8 Remplacement des plaques de protection contre la foudre

La zone englobant la plaque inférieure droite de protection contre la foudre réparée récemment a été examinée. La spectroscopie infrarouge a permis de constater que l'adhésif utilisé pour coller les nouvelles plaques était de l'Hysol EA934 NA, comme le précisait le manuel de réparations structurales. Un spécimen de section transversale de la couche en CFRP apposée sous la plaque a été inspecté au microscope, et la seule caractéristique inhabituelle décelée a été une fissure de matrice dans le CFRP. Afin d'avoir une référence aux fins de comparaison, une plaque a été pelée d'un panneau latéral de gouverne de direction comparable. L'essai de percussion effectué sur le spécimen de comparaison a révélé que le pelage n'avait pas entraîné de décollement, et un examen microscopique de la section transversale de CFRP a permis de déceler une fissure de matrice identique à celle décelée dans la gouverne de direction en question.

1.12.7.9 Particules de peinture au niveau du profilé en Z

La zone voisine des particules de peinture du profilé en Z a été examinée par EDX. Cette analyse n'a montré aucune trace de titane ou de limailles d'acier dans les zones montrant des particules de peinture, qui aurait été causée par un contact avec des attaches mécaniques de la partie supérieure de la gouverne de direction qui s'est détachée vers le bas.

1.12.7.10 Dommages causés par une explosion

Les restes de la gouverne de direction et la dérive ont été inspectés à l'oeil nu par des spécialistes en explosifs de la police allemande. L'inspection n'a révélé aucun signe de dommage ou de traces de résidus en forme d'étoile, comme cela aurait été le cas si une explosion s'était produite.

1.12.8 Essais sur double éprouvette en porte-à-faux (DCB)

L'essai DCB (double cantilever beam test), spécification D5528 de l'American Society for Testing and Materials, a été adapté pour déterminer la ténacité à la rupture de l'interface entre l'âme en nid d'abeilles et les feuilles de surface. L'éprouvette standard mesure 50 mm de largeur, 220 mm de longueur et comporte une crique ayant une longueur initiale de 35 mm. Dans le cadre de la présente enquête, on a modifié l'éprouvette par rapport à la norme afin d'installer des tôles de renfort en aluminium de 0,8 mm et 1,6 mm d'épaisseur par-dessus les feuilles de surface en vue d'obtenir des angles de pelage plus représentatifs d'un décollement qui se propage. Les échantillons DCB subissent actuellement des essais statiques et de fatigue.

1.12.9 Propagation du décollement

1.12.9.1 Éléments d'information concernant les gouvernes de direction AFRP de conception antérieure

Auparavant, lorsqu'ils concevaient les gouvernes de direction, les constructeurs utilisaient du GFRP en guise de couche de raccordement entre le nid d'abeilles et le CFRP uniquement dans la zone renforcée entourant les actionneurs hydrauliques. Ailleurs, les constructeurs utilisaient du plastique AFRP. Le plastique AFRP se caractérisait par une mauvaise résistance de l'adhésion du revêtement intérieur. Les revêtements intérieurs de ce type de gouvernes de direction ont subi des décollements importants en cours d'exploitation. Les gouvernes de direction AFRP de conception antérieure étaient dotées de panneaux latéraux en deux parties, une partie supérieure et une partie inférieure. Sur la gouverne de direction de l'avion numéro de série 237, la propagation du décollement a été arrêtée par la jonction de ces deux parties et ne s'est pas étendue au-delà. Des décollements ont été décelés en cours d'exploitation à l'occasion d'une vérification périodique, mais ils n'ont pas entraîné la séparation de la gouverne de direction ni altéré les performances de l'appareil. Les gouvernes de direction en AFRP ne sont plus en service.

1.12.9.2 Effets de la température

Des essais ont été réalisés pour permettre d'étudier les effets de la température sur la résistance hors plan, en termes de résistance au pelage par cylindre rotatif et de ténacité à la rupture (G1c) mesurées au moyen d'un test DCB modifié. Les essais de pelage par cylindre rotatif se sont déroulés à température ambiante et à -55 ºC. À température ambiante, les ruptures se sont le plus souvent produites dans l'âme en nid d'abeilles, tandis qu'à -55 ºC., elles se sont produites dans le plan de jonction d'interface entre le nid d'abeilles et la feuille de surface. On a constaté que la résistance au pelage à basse température était considérablement réduite, jusqu'à environ 45 à 67 % de sa valeur à température ambiante. L'angle de pente utilisé dans cette méthode d'essai n'est pas représentatif de l'angle faible auquel un décollement se propagerait dans la gouverne de direction, c'est pourquoi des essais DCB ont également eu lieu.

Des essais DCB ont été effectués à température ambiante et à -55 ºC.. Dans tous les cas, la rupture avait tendance à se produire dans l'âme en nid d'abeilles, quelle que soit la température. En revanche, les essais réalisés à basse température ont démontré des valeurs de ténacité à la rupture inférieures d'environ 20 %. De plus, la propagation du décollement à température ambiante était stable et continue, tandis qu'elle était instable à basse température.

1.12.9.3 Essais de cycles de fonctionnement sous vide

Des panneaux d'essais présentant divers dommages naturels et artificiels ont été placés dans une chambre à vide et ont subi des cycles à une pression différentielle de -0,7 bar afin de simuler des cycles de fonctionnement sol-air. Les essais ont été accélérés, chaque cycle ayant une durée de 90 secondes depuis le sol jusqu'en altitude et de l'altitude jusqu'au sol. En temps réel, un cycle de vol dure 540 minutes. La durée de vie d'un avion est de 48 000 cycles. Pour obtenir des résultats prudents, on a scellé complètement les bords de tous les panneaux mis à l'essai afin d'éviter toute infiltration d'air.

Les résultats suivants ont été obtenus :

• Un échantillon prélevé sur le panneau latéral gauche endommagé de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361, qui comportait la zone décollée (environ 2256 cm²), a été soumis à des cycles de fonctionnement sous vide à température ambiante. La zone englobant le dommage a pratiquement doublé instantanément à une pression de 0,44 bar (absolue). Le phénomène, dont la propagation a été rapide, s'est traduit par une explosion forte et violente et a causé des dommages à l'intérieur de l'enceinte d'essais. Pendant l'essai, une crique superficielle s'est propagée dans la feuille de surface en CFRP au niveau de la bordure du panneau (Photo 7). Cette fracture a interrompu la propagation du dommage en supprimant la pression différentielle.

• Un échantillon prélevé sur le panneau latéral droit de la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361 a également été soumis à des tests. Du fait qu'il était intact, un décollement artificiel (environ 338 cm²) a été créé. L'échantillon a ensuite été soumis à un cycle de fonctionnement sous vide avec un changement de pression (DELTA P) de -0,7 bar à température ambiante. Le spécimen a subi l'ensemble du programme d'essai sans se rompre.
  
• Huit panneaux d'essai ont été construits comprenant des âmes d'une densité de 24 et de 32 kg/m³ et des épaisseurs de 30 et 40 mm. On a causé des dommages en allongeant un décollement au moyen d'un coup de couteau. Les dommages artificiels avaient des diamètres compris entre 100 et 250 mm. Lorsqu'ils ont été exposés à des charges cycliques sous vide, quatre de ces panneaux ont montré une croissance lente mais constante du décollement et ont fini par se rompre à la suite d'une propagation rapide.
  
• Une éprouvette provenant du programme d'essai d'impact par objet contondant et dont l'âme avait été écrasée mais qui ne présentait aucun décollement a subi 10 000 cycles de vol sans que le dommage ne se propage.

1.12.10 Simulation sur ordinateur de la propagation du décollement

Des simulations sur ordinateur ont été réalisées à l'aide du logiciel LS-DYNA afin d'étudier la propagation du décollement touchant la gouverne de direction de l'avion numéro de série 361. Les conclusions sont les suivantes :

• Le panneau latéral de la gouverne de direction (avion numéro de série 361) touché par le décollement, tel qu'il était au moment où il a été détecté, était suffisamment grand pour faire l'objet d'une propagation instable à une altitude-pression réduite. La propagation ne s'étant pas produite en vol, il est fort probable que le panneau a subi une fuite durant le laps de temps qui a précédé la détection.
  
• Un décollement, ayant une taille correspondant à la zone contaminée initiale de la gouverne de direction (avion numéro de série 361), ne s'est pas propagé à une altitude-pression réduite.
  
• Lorsqu'un décollement, ayant une taille correspondant à la zone contaminée initiale de la gouverne de direction (avion numéro de série 361), a été combiné à un décollement au niveau des profilés en Z, dans le coin avant inférieur du panneau latéral, une propagation instable du décollement s'est produite à une altitude-pression réduite.

1.12.11 Effets de la température et de l'humidité

L'eau à l'état liquide qui est piégée dans le nid d'abeilles se dilate à mesure qu'elle gèle, et la répétition du cycle gel-dégel peut, au fil du temps, détériorer les parois des alvéoles. Sur d'autres gouvernes de direction, pour lesquelles l'infiltration d'eau dans les nids d'abeilles a été documentée, cette infiltration s'est le plus souvent produite autour des points de levage ou à proximité des attaches de bord de fuite. Ces zones représentent les voies d'infiltration d'eau les plus probables, car ces caractéristiques de conception présentent une cassure dans la continuité des feuilles de surface en CFRP. Sur la gouverne de direction du C-GPAT, ces zones n'ont pas été retrouvées, et il n'a pas été possible de déterminer si le nid d'abeilles de la gouverne de direction avait fait l'objet d'infiltrations d'eau liquide.

La matrice époxyde des feuilles de surface et le matériau de l'âme en Nomex® peuvent absorber l'humidité présente dans l'air humide ou dans l'eau condensée. L'absorption d'humidité altère les propriétés mécaniques, notamment celles des feuilles de surface où la matrice ou l'interface matricielle prédomine, et plus particulièrement à des températures élevées. Lors de la certification, la résistance statique de la structure composite a été corroborée sur la foi d'un cas pessimiste de teneur en humidité maximum en service et d'essais à une température élevée.

La température d'un aéronef peut atteindre des niveaux extrêmes lorsqu'il est stationné au sol, en raison de la température ambiante, du rayonnement solaire et de la couleur de l'appareil. La gouverne de direction du C-GPAT était peinte en bleu foncé, et la livrée précédente se caractérisait par une bande noire peinte en travers de la gouverne de direction. Le document DOT/FAA/AR-04/30 du département des Transports des États-Unis décrit des essais de panneaux en stratifié CFRP de couleurs différentes, dont la température a été mesurée lors d'une exposition aux rayons du soleil. La température la plus élevée était de 82 ºC à une température ambiante de 33 ºC. Aucune analyse thermique n'a été effectuée concernant la gouverne de direction de l'A310, mais l'analyse thermique du caisson de dérive d'un autre modèle d'avion de transport a permis de relever des températures maximales de 91 ºC en air calme au sol, et de 76 ºC en déplacement.

Des températures élevées peuvent avoir des conséquences néfastes sur les propriétés mécaniques des matériaux composites. Si la température de transition vitreuse du matériau est dépassée alors qu'il endure une contrainte, il se peut que la structure subisse une déformation plastique. Le début de la température de transition vitreuse de la résine F550/EHG250 est de 102 ºC à sec ou 75 ºC en conditions humides. Étant donné l'âge de la gouverne de direction du C-GPAT, l'apparition de sa température de transition vitreuse a probablement atteint son état saturé ou d'équilibre et était plus proche de 75 ºC.

1.12.12 Dégradation des structures et des matériaux liée au vieillissement

La possibilité que certains phénomènes inconnus à l'oeuvre aient pu causer une diminution de la rigidité structurale au fil du vieillissement de l'avion a été étudiée. Une telle diminution de la rigidité a pu entraîner une réduction de la vitesse à laquelle apparaissaient des vibrations aéroélastiques et mener à l'apparition de celles-ci. En 2004, Airbus a effectué des essais de vibration au sol dans le cadre de son programme MRTT. Les essais ont été effectués sur un vieil appareil A310 (numéro de série 523) qui totalisait plus de 28 000 heures de vol. La conception de la gouverne de direction et de la dérive de cet appareil était identique à celle du C-GPAT. Les résultats des essais de vibration au sol ont permis de constater que les fréquences de flexion de la dérive et de rotation de la gouverne de direction de l'avion d'essai de type MRTT coïncidaient avec celles relevées au cours de la certification initiale de l'appareil A310-300. Rien n'indique que la rigidité ait diminué avec l'âge de l'avion.

Le rapport Airbus TN-ESWCG-1181/02 présente les résultats d'une enquête précédente portant sur la modification des propriétés des matériaux avec le vieillissement. La température de transition vitreuse (Tg) a été mesurée sur des échantillons de matériaux CFRP Hexcel F913 et F550 ainsi que sur des échantillons de matériaux GFRP EHG250. Ces résultats ont été comparés avec ceux relevés sur des échantillons analysés 14 ans plus tôt lors d'une qualification de matériaux, et aucun signe de dégradation Tg liée au vieillissement n'a été observé.

Des essais de pelage par cylindre rotatif ont été réalisés sur des spécimens prélevés sur les deux panneaux de référence non utilisés, qui avaient approximativement le même âge que la gouverne de direction du C-GPAT. Les résultats des essais correspondaient aux attentes, et aucun signe de dégradation de la résistance au pelage liée à l'âge n'a été observé.

1.12.13 Analyse de la dynamique du vol

1.12.13.1 Contexte

Pour étudier les réactions de l'avion au cours de l'incident, le modèle de vol de l'Airbus A310 a été configuré de manière à simuler le comportement de l'appareil à la suite d'une perte de gouverne de direction. Il a d'abord fallu déterminer le mouvement des gouvernes (ailerons, gouverne de direction, gouverne de profondeur et déporteurs). Pour ce faire, les données DFDR et DAR ont été exploitées. Il a également été nécessaire de dériver des paramètres qui n'étaient pas directement accessibles dans le DFDR, tels que la glissade, et de modifier les paramètres existants afin de prendre en compte la latence des données. Les caractéristiques de masse de l'appareil (masse, inertie, CG) au moment de l'incident ont été obtenues à l'aide du devis de masse et centrage du vol TSC961. Pour modifier la configuration de l'aéronef afin de simuler la perte de la gouverne de direction, il a fallu modifier les coefficients aérodynamiques sur l'axe transversal/directionnel pour tenir compte de la perte de surface. Cette modification a été réalisée par l'application d'un ratio modulable aux coefficients aérodynamiques appropriés, ce qui permet d'étudier des pertes de gouverne de direction d'importance variée.

1.12.13.2 Simulations initiales

Sept simulations initiales ont été effectuées, et les résultats ont été comparés avec les données FDR et DAR pour qu'on sache s'il était possible de les appliquer au scénario simulant l'incident. Parmi les sept simulations, quatre avaient trait à des pertes de gouverne de direction d'importance variée et des caractéristiques de masse de l'appareil différentes. Trois simulations ont été réalisées dans le but d'évaluer d'autres comportements de l'avion liés à l'incident. La tranche horaire visée allait de 7 h 1 min 57 s (environ 4 secondes avant que le pilote automatique n^o 2 soit débrayé) à 7 h 2  min 14 s (environ 13 secondes après que le pilote automatique n^o 2 a été débrayé). L'événement réel n'a pas été simulé, car le simulateur de dynamique de vol ne pouvait pas prendre en compte certains aspects importants de dynamique structurale.

Les résultats des simulations ont été présentés sous forme de graphique et ils indiquaient différents paramètres de vol horizontal/directionnel, déduits de la simulation, comparés aux données FDR et DAR. Dans tous les cas, les propriétés présentant un intérêt aux fins de comparaison avec les données de vol étaient l'amplitude et la fréquence. La possibilité de faire concorder ces deux propriétés pour l'ensemble des paramètres de l'aéronef permettrait d'obtenir une configuration de simulation identique à celle de l'avion au moment de l'incident.

La seule simulation qui a fait correspondre raisonnablement la fréquence et l'amplitude des données FDR et DAR est celle portant sur une réduction de 84 % de la gouverne de direction utilisable ainsi qu'une réduction de 10 % du moment d'inertie en lacet. Les calculs du moment d'inertie de l'avion au moment de l'incident étaient précis à 10 % uniquement, ce qui signifie que les caractéristiques de masse de cette simulation étaient dans les limites de calcul de l'aéronef.

1.12.13.3 Simulations en vue de déterminer la force latérale au niveau de la queue de l'appareil pendant l'incident

L'événement initial a été caractérisé par des excursions par accélération latérale importantes, ce qui laisse penser que le côté droit de l'avion a subi une force latérale pendant l'événement. Le simulateur de dynamique de vol d'Airbus n'a pas permis d'étudier les aspects de dynamique structurale associés à l'événement initial, mais il a permis d'obtenir des indications quant à l'amplitude de la force requise pour amorcer le mouvement de roulis hollandais.

La seule manière, pour le simulateur, d'appliquer cette force sur l'appareil a consisté à générer des mouvements de la gouverne de direction. La sollicitation des pédales de direction a été assujettie aux limites de commande des vérins de la gouverne de direction de 60º par seconde. L'accélération latérale simulée induite par la sollicitation des pédales de direction a ensuite été comparée aux données FDR et DAR. Le débattement de la gouverne de direction nécessaire pour obtenir l'accélération latérale a été important si l'on compare avec les données FDR et DAR. Un mouvement de cette amplitude et de cette durée aurait été enregistré par le FDR et le DAR; ce qui indique que la gouverne de direction n'a pas été à l'origine de la force appliquée. La force générée par ce mouvement de gouverne de direction a atteint une valeur maximale de 108 000 newtons (N) appliquée à 7 h 1 min 54 s. Même si l'origine de la force n'est pas connue, cela donne une idée de l'amplitude de la force latérale présente lors de l'événement initial.

1.12.13.4 Simulations en vue de déterminer la force longitudinale et la force verticale au niveau de la queue de l'appareil pendant l'incident

Outre l'accélération latérale, les données FDR et DAR ont révélé une augmentation de l'angle d'inclinaison longitudinale, de l'angle d'attaque et de l'accélération verticale durant l'événement initial, ce qui est le signe d'un mouvement de cabré, alors que la position du stabilisateur commandait un mouvement de piqué. Le simulateur de dynamique de vol d'Airbus a été utilisé pour étudier l'amplitude des forces longitudinales et verticales requises pour générer ce mouvement.

La simulation des forces a été réalisée par la modification du coefficient du moment de tangage, du coefficient de portance et du coefficient de traînée. La combinaison de ces modifications qui a corroboré le mieux les données FDR et DAR a montré qu'une force verticale vers le bas d'environ 36 000 N, exercée 28 m derrière le CG, et qu'une force horizontale vers l'arrière d'environ 35 000 N, exercée à environ 9,5 m au-dessus du CG, s'étaient exercées sur l'avion une seconde environ après l'application de la force latérale décrite plus haut, soit à 7 h 1 min 55 s.

1.12.13.5 Autres simulations

D'autres simulations ont été réalisées afin de mieux comprendre les résultats des premières simulations. Ces simulations complémentaires ont couvert une tranche horaire comprise entre 7 h 1 min 50 s et 7 h 2 min 15 s et ont englobé l'épisode de débattement excessif de la gouverne de direction. Quatre simulations ont mis en oeuvre différents scénarios de rupture de la gouverne de direction. La simulation correspondant le plus aux données FDR et DAR a démontré une perte de gouverne de direction de 76 % à 7 h 1 min 28 s, laquelle est passé à 80 % entre 7 h 1 min 32,5 s et 7 h 1 min 33 s, puis à 84 % entre 7 h 1 min 34,5 s et 7 h 1 min 35 s. Fait important constaté à l'occasion de ces simulations : le mouvement de la gouverne de direction enregistré par le FDR et le DAR a été causé par une partie de gouverne de direction qui n'était pas efficace d'un point de vue aérodynamique.

En combinant les résultats de ces simulations avec ceux de l'enquête consacrée aux forces latérales, longitudinales et verticales, il est possible de déduire le scénario suivant :

• À 7 h 1 min 54 s, une force latérale d'environ 108 000 N a été appliquée sur l'appareil.
  
• Une seconde plus tard, à 7 h 1 min 55 s, une force horizontale de 35 000 N a été appliquée 9,5 m au-dessus du CG, et une force verticale de 36 000 N a été appliquée 28 m derrière le CG.
  
• L'application des forces horizontale et verticale a coïncidé avec une perte initiale de 76 % de la gouverne de direction.
  
• Pendant environ sept secondes après la perte initiale de la gouverne de direction, cette dernière a continué de se rompre; la perte a atteint 80 % entre 7 h 1 min 59,5 s et 7 h 2, et 84 % à 7 h 2 min 2 s.
  
• Les résultats indiquent également que le débattement excessif de la gouverne de direction enregistré par le FDR et le DAR à 7 h 2 min a été causé par une partie de gouverne de direction qui n'était plus efficace d'un point de vue aérodynamique.

1.12.13.6 Modélisation de l'amortisseur de lacet

Après l'événement initial, les données FDR et DAR indiquent que le mouvement de la gouverne de direction était de type sinusoïdal, et l'analyse de sa fréquence indique que celle-ci était identique à la fréquence de l'accélération latérale. Cela signifierait que le mouvement de la gouverne de direction était lié à celui de l'avion. L'une des théories envisagées pour le mouvement de la gouverne de direction est le fonctionnement de l'amortisseur de lacet. Pour confirmer cette théorie, l'amortisseur de lacet a été modélisé d'après les informations sur la mécanisation de l'amortisseur de lacet fournies par Airbus.

Lorsque le modèle d'amortisseur de lacet a été comparé aux données FDR et DAR concernant les mouvements de la gouverne de direction, corrigées afin qu'on extraie un écart du détecteur de mouvement de la gouverne de direction et un décalage de temps introduit par le concentrateur d'acquisition de données du système, il a montré que les mouvements de la gouverne de direction ont concordé de près avec les résultats prédits de l'amortisseur de lacet. Le seul écart significatif est survenu environ cinq secondes après l'événement initial, lorsque les données FDR et DAR ont révélé un débattement de gouverne de direction important qui a dépassé les limites mécaniques de cette dernière. Ce mouvement a été attribué à la perte de rigidité de la gouverne de direction en raison de la rupture.

1.12.14  Effet d'une bulle de décollement sur des charges statiques aérodynamiques

Un décollement ou une fracture de l'âme dans le plan, sous l'influence de charges aérodynamiques, pourrait faire bomber la zone touchée comme une bulle. Une analyse visant à déterminer les effets d'une telle bulle sur des charges aérodynamiques statiques a été réalisée. L'analyse a été effectuée par l'application d'une méthode de simulation numérique en mécanique des fluides basée sur des informations géométriques issues d'un modèle d'analyse par éléments finis. L'analyse a été répétée avec des angles de débattement de gouverne de direction de 1º et 6º, dans les conditions de vol qui prévalaient au moment de l'incident. À un débattement de 6º, la bulle de décollement a fait accroître la force de la gouverne de direction de 1 % et la force totale de la dérive de 2,4 %. À un débattement de gouverne de direction de 0º, ce qui était le cas au moment de l'incident, la bulle de décollement a eu des conséquences négligeables sur les charges de la gouverne de direction et de la dérive. En conséquence, la présence d'une bulle de décollement n'aurait eu, comparativement, que peu d'effet sur des charges statiques aérodynamiques.

1.12.15 Analyse des vibrations aéroélastiques

1.12.15.1 Analyse d'un événement dynamique

Les indications de charge latérale relevées dans les données DFDR et DAR coïncidaient, excepté pendant un intervalle de deux secondes au début de l'incident, ce qui laisse penser qu'un événement dynamique a pu se produire. La cadence d'échantillonnage étant seulement de 4 Hz, il n'a pas été possible de déterminer l'amplitude et la fréquence du signal dynamique. Le signal a donc été analysé au moyen d'une méthode d'ajustement de courbes expérimentale manuelle simpliste. Cette méthode d'analyse n'a pas abouti à une solution unique.

Il a cependant été possible de corroborer les données DFDR et DAR en supposant une composante de fréquence basse et élevée, ainsi qu'une perte d'amortissement, et en supposant que la première partie du signal était divergente et que la seconde partie était stable. Étant donné qu'un événement dynamique s'est produit, et que les vibrations aéroélastiques sont un phénomène dynamique, on a analysé les vibrations aéroélastiques afin de savoir s'il était possible de trouver un scénario indiquant la présence des vibrations aéroélastiques avant ou après la rupture de la gouverne de direction, qui corrobore les données disponibles.

1.12.15.2 Méthode d'analyse

On a réalisé une analyse théorique des vibrations aéroélastiques afin d'étudier les effets des différents scénarios de rupture sur les caractéristiques de vibrations aéroélastiques de l'aéronef. L'analyse a été réalisée sur un modèle d'avion complet, à partir des calculs de vibrations aéroélastiques avec 70 modes et un amortissement structural de 1 %. La même méthode d'analyse des vibrations aéroélastiques a été utilisée pour la certification initiale, et à l'époque, celle-ci a été corroborée à la fois par des essais de vibrations au sol et des essais en vol. La méthode d'analyse de treillis en doublet utilisée a des limites susceptibles d'influencer la précision des prédictions lorsque, par exemple, le panneau de revêtement est décollé sur un seul panneau latéral. Une enquête préliminaire portant sur les techniques de pointe a été menée, mais le stade de développement de ces approches n'était pas suffisamment élaboré pour apporter une valeur ajoutée à l'analyse.

1.12.15.3 Analyse de référence

Le cas de référence représentait un avion exempt de dommages structuraux. L'analyse des vibrations aéroélastiques a révélé que le mécanisme de couplage de partie inférieure comprenait un mode de flexion de la dérive de 6,76 Hz et un mode de rotation de la gouverne de direction de 13,18 Hz. Les marges d'amortissement étaient suffisantes, tant à la vitesse de l'incident, soit une vitesse de 270 KCAS, qu'à la vitesse de conception en piqué de 406,5 KCAS.

1.12.15.4 Scénarios de rupture

Des analyses de vibrations aéroélastiques ont été réalisées afin d'étudier les conséquences des scénarios de rupture structurale ci-dessous :

• Décollement - Les scénarios présentaient des degrés de décollement variables entre l'âme en nid d'abeilles et la feuille de surface intérieure, comme le montre la Figure 7. Des décollements sur une seule face ont été étudiés sur le panneau gauche, sur le panneau droit et sur les deux panneaux. On a réalisé une simulation de décollement entre l'âme et la feuille de surface au cours de l'analyse en diminuant la rigidité de la feuille de surface jusqu'à zéro ou 20 % de sa valeur d'origine dans la zone concernée. L'analyse a indiqué une augmentation de la tendance aux vibrations aéroélastiques en présence de décollements plus importants; elle a par ailleurs démontré que des décollements sur les deux faces étaient plus critiques que des décollements sur une seule face. Aucune différence notoire n'a été relevée entre les décollements du côté gauche et ceux du côté droit. Aucune vibration aéroélastique n'a été observée lorsque la rigidité a été réduite à 20 %. Lorsqu'elle a été réduite à 0 %, le scénario de décollement de 2,9 m² sur les deux faces et le scénario de décollement de 5,6 m² sur une seule face ont été caractérisés par des vibrations aéroélastiques brutales au-dessous de 150 KCAS. Un examen plus poussé du scénario de décollement de 5,6 m² sur une seule face, dans une plage de rigidité comprise entre 0 et 20 %, a démontré que la vitesse d'apparition des vibrations aéroélastiques diminuait au fur et à mesure que l'on réduisait la rigidité, et que cette diminution était stable et continue jusqu'à une rigidité d'environ 5 %, moment à partir duquel les vibrations ont commencé. Avec une rigidité inférieure à 5 %, la fréquence et l'amortissement ont diminué rapidement, ce qui a entraîné des vibrations aéroélastiques.
  
• Séparation de la gouverne de direction (free rudder) - Ce scénario simulait une fracture de la gouverne de direction dans le sens de la corde juste au-dessus des actionneurs hydrauliques, ce qui a conduit à une séparation de la partie supérieure de la gouverne de direction. Ce modèle a démontré des modes de vibration multiples au-dessous de 270 KCAS, vitesse de l'appareil au moment de l'incident.
• Enlèvement des vis de bord de fuite - Ce scénario simulait le retrait de toutes les vis de bord de fuite. L'analyse a montré que le comportement des vibrations de ce modèle n'avait pratiquement pas changé par rapport au scénario de référence. Ceci s'explique par le fait que le raccord de bord de fuite était toujours intact, ce qui fait que la cellule de torsion était toujours fermée.
  
• Enlèvement du raccord de bord de fuite - Ce scénario simulait l'enlèvement, à des degrés variables, du raccord de bord de fuite. L'analyse a montré que la tendance aux vibrations augmentait au fur et à mesure que la taille du dommage augmentait, et que des vibrations à l'intérieur du domaine de vol étaient possibles en présence d'une zone endommagée plus grande.
  
• Rupture du longeron avant - Ce scénario supposait une rupture du longeron avant de la gouverne de direction, au-dessus des actionneurs hydrauliques. L'analyse n'a révélé qu'une légère altération du couplage des vibrations aéroélastiques des modes de rotation de la gouverne de direction et de flexion de la dérive par rapport au scénario de référence.
  
• Perte de la gouverne de direction au-dessous de la charnière 2 - Ce scénario supposait que la partie de la gouverne de direction située au-dessous du point d'articulation 2 avait été perdue. L'analyse a indiqué que la fréquence de rotation de la gouverne de direction avait augmenté considérablement en raison de la masse amoindrie de la gouverne de direction, mais qu'il n'y avait pas de couplage.
  
• Décollement dans l'extrémité supérieure - Ce scénario supposait un décollement important sur une seule face au niveau de l'extrémité supérieure de la gouverne de direction. Une rigidité de 20 % a été prise en compte dans la zone de décollement. L'analyse n'a révélé qu'une petite modification de l'amortissement par rapport au scénario de référence.
  
• Rupture des charnières - Les cinq scénarios de rupture ci-après ont été évalués : rupture de la charnière 1; rupture de la charnière 7; rupture des charnières 1 et 7; rupture des charnières 6 et 7; rupture des charnières 5, 6 et 7. L'analyse a montré que les scénarios de rupture de la charnière 7 et des charnières 1 et 7 ont conduit à des vibrations aéroélastiques, mais que celles-ci sont survenues au-delà de 400 KCAS, en dehors du domaine de conception. Les autres scénarios n'ont révélé aucun couplage critique de vibrations aéroélastiques.
  
• Rigidité des charnières - Les trois scénarios de rupture suivants ont été évalués : 75 % de rigidité nominale avec les 7 charnières; 50 % de rigidité nominale avec les 7 charnières; 25 % de rigidité nominale avec les 7 charnières. Aucun de ces scénarios n'a révélé une détérioration importante du couplage des modes de flexion de dérive et de rotation de la gouverne de direction, par rapport au scénario de référence.
  
• Rigidité des actionneurs hydrauliques - Les trois scénarios de rupture suivants ont été évalués : 75 % de rigidité nominale avec les 3 actionneurs hydrauliques; 50 % de rigidité nominale avec les 3 actionneurs hydrauliques; 25 % de rigidité nominale avec les 3 actionneurs hydrauliques. L'analyse a montré que la réduction de la rigidité des actionneurs hydrauliques a entraîné une augmentation de la tendance aux vibrations aéroélastiques. À une rigidité de 25 %, une vitesse de vibration de 268 KCAS a été calculée.
  
• Désaccouplement d'un seul actionneur hydraulique - Les trois scénarios de rupture suivants ont été évalués : désaccouplement de l'actionneur au niveau de la charnière 2; désaccouplement de l'actionneur au niveau de la charnière 3; désaccouplement de l'actionneur au niveau de la charnière 4. L'analyse n'a révélé aucune vibration aéroélastique avec un seul actionneur désaccouplé. Une analyse approfondie a révélé que, lorsqu'on simule une double panne hydraulique, la réduction de la fréquence du mode de rotation de la gouverne de direction était seulement de 0,33 Hz et qu'elle n'entraînait pas de vibrations.
  
• Rigidité de l'actionneur par rapport au désaccouplement de l'actionneur - Une analyse comparative des deux scénarios précédents a indiqué que le désaccouplement d'un seul actionneur hydraulique avait les mêmes conséquences qu'une rigidité nominale de 66 % pour chacun des trois actionneurs.
  
• Rupture du raccord de fixation de la dérive - Une analyse de vibrations aéroélastiques a été effectuée en vue de déterminer les conséquences découlant de la rupture des raccords de fixation principale de la dérive en cas de vibrations. L'analyse a montré que la rupture d'un raccord ou des deux raccords de fixation arrière de la dérive n'avait pas entraîné un couplage critique des vibrations aéroélastiques.
  
• Augmentation de la masse de la gouverne de direction - Ce type de gouverne de direction n'est pas équilibré statiquement. Toute circonstance qui fait augmenter la masse de la gouverne de direction et qui déplace son CG vers l'arrière, très loin de l'axe de charnière, a un effet défavorable sur la marge de vibrations. Des couches de peintures excessives ou une infiltration de liquide sont des exemples de phénomènes susceptibles de provoquer de tels effets.
  
  
  • Augmentation de la masse au niveau du bord de fuite - L'analyse simulait une augmentation de la masse de la gouverne de direction par l'augmentation du poids des vis du bord de fuite. L'analyse a permis de constater qu'il était nécessaire de répartir 142 kg au niveau du bord de fuite pour générer des vibrations aéroélastiques à une vitesse de 270 noeuds, vitesse de l'appareil lors de l'incident. L'analyse a également établi qu'avec une masse supplémentaire de 71 kg, l'amortissement était approprié dans les conditions de l'incident.
    
  • Augmentation de la masse de la peinture - L'analyse simulait une augmentation de masse répartie uniformément sur la surface de la gouverne de direction. Il a été établi qu'à la vitesse à laquelle s'était produit l'incident (270 noeuds), le supplément de masse n'avait pas réduit l'amortissement de manière importante. À des vitesses élevées, l'ajout de la peinture supplémentaire initiale de 19,3 kg a considérablement réduit l'amortissement.
    
  • Accumulation de liquide dans la gouverne de direction - Une analyse des vibrations aéroélastiques a été effectuée afin de déterminer les conséquences d'une accumulation de liquide dans le bord d'attaque de la gouverne de direction, telle qu'elle a été constatée dans la gouverne de direction de l'avion numéro de série 701. On a déduit que cette masse supplémentaire a eu des effets négligeables sur les vibrations aéroélastiques, car elle était concentrée très près de l'axe de charnière.

1.12.15.5 Synthèse des analyses portant sur les vibrations aéroélastiques

Les analyses ont indiqué que des vibrations aéroélastiques pouvaient se produire dans les limites du domaine de certification pour trois scénarios de détérioration :

• séparation de la gouverne de direction (free rudder) ou d'une partie de la gouverne de direction;
  
• diminution importante de la rigidité des actionneurs hydrauliques;
  
• réduction importante de la rigidité en torsion de la gouverne de direction en raison d'un décollement important ou de la rupture du raccord de bord de fuite.

Dans tous ces scénarios, les dommages nécessaires étaient importants et dépassaient les exigences de certification.

1.12.16 Analyse des vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel

1.12.16.1 Généralités

Les résultats des analyses de vibrations aéroélastiques décrits ci-dessus ont été présentés graphiquement sous forme de courbes de fréquence et d'amortissement en fonction de la vitesse. Afin de corréler ces analyses de vibrations aéroélastiques avec les résultats de l'analyse de la dynamique du vol et les données d'enregistrement, qui étaient présentés sous forme de courbes en fonction du temps, l'analyse des vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel ci-après a été réalisée afin d'observer l'amplitude des vibrations aéroélastiques en fonction du temps.

1.12.16.2 Méthode d'analyse

Une analyse des vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel a été réalisée pour deux des trois scénarios de détérioration : décollement de 5,6 m² sur une seule face avec un panneau d'origine ayant une rigidité inférieure à 5 %; et séparation de la partie supérieure de la gouverne de direction. L'objectif était de produire des diagrammes de variation en fonction du temps et de corréler les charges résultantes. L'analyse a été exécutée par intervalles de 0,001 seconde. La structure a été excitée avec une force latérale de 1 kilonewton (kN) à l'extrémité de la dérive, qui a fait office d'impulsion démarrant à l'intervalle de temps 100 avec une durée de 0,1 seconde.

Les variables ci-dessous ont été examinées :

• débattement de la gouverne de direction (parties supérieure, intermédiaire et inférieure);
• charges au niveau des sept charnières;
• forces au niveau des trois actionneurs;
• charges au niveau des raccords de fixation de la dérive (partie avant, intermédiaire et arrière);
• accélérations latérales (poste de pilotage, CG/DFDR, fixation de la dérive, extrémité de la dérive, parties supérieure et inférieure de la gouverne de direction)

1.12.16.3 Résultats

Dès l'excitation, les amplitudes de toutes les réactions ont commencé à croître. La Figure 8 montre une réaction caractéristique aux charges au niveau de la fixation de dérive arrière gauche. En présence d'une charge ultime de calcul, la force maximale qui s'exerce au niveau de la fixation de dérive arrière est d'environ 700 kN et, d'après les dommages causés aux raccords de fixation, on sait que les charges appliquées durant l'incident ont dépassé la résistance ultime. C'est pourquoi l'intervalle de temps durant lequel la charge a excédé 700 kN a été choisi comme point de référence pour chaque scénario. Toutes les autres variables surveillées ont été mesurées à l'intérieur d'un domaine englobant l'intervalle de temps de référence, tous les maxima ne s'étant pas manifestés au même moment. Leur valeur de pointe dans cette enveloppe a été enregistrée. Les deux scénarios étudiés n'ont mis en lumière aucune contradiction par rapport aux contraintes, comme la charge de rupture de la fixation de la dérive et la rotation maximale de la gouverne de direction. Le scénario de rupture de la partie supérieure de la gouverne de direction n'a démontré aucune charge de charnière importante dirigée vers l'avant ou vers l'arrière, et les fixations de la dérive auraient cédé avant les charnières. Du fait que ces constatations vont à l'encontre des dommages observés, ce scénario n'a pas été retenu comme scénario de détérioration réaliste.

Le scénario d'un décollement de 5,6 m² sur une seule face avec un panneau d'origine ayant une rigidité inférieure à 5 % a démontré des charges de charnière importantes vers l'avant ou vers l'arrière. L'analyse des vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel a indiqué que la charnière 5 aurait cédé en premier et que cette rupture serait survenue avant que les raccords de fixation principale de la dérive soient endommagés. Une deuxième analyse des vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel a été effectuée afin d'étudier ce scénario avec une charnière 5 défaite. Cette analyse a prouvé qu'après la rupture de la charnière 5, les charges de la charnière 6 ont dépassé les charges admissibles alors que les fixations arrière de la dérive atteignaient un niveau excédant les charges ultimes sans toutefois dépasser les charges de rupture.

1.12.17 Synthèse des analyses de vibrations aéroélastiques et de vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel

Des analyses de vibrations aéroélastiques et de vibrations aéroélastiques dans le domaine temporel ont été effectuées pour un certain nombre de scénarios de rupture. Le scénario d'un décollement de 5,6 m² sur une seule face avec un panneau d'origine ayant une rigidité inférieure à 5 % a présenté une réaction crédible et montré une bonne corrélation par rapport aux dommages observés, aux données des enregistreurs et à l'analyse de la dynamique de vol.

1.12.18  Étude analytique des données radar du National Transportation Safety Board

Le NTSB a procédé à une analyse des trajectoires et des données du radar de surveillance des routes aériennes des Keys de la Floride (KEY), de Melbourne (MEL), de Tamiami (TMA) et de Cudjoe Key (CUD) afin d'identifier les nombreuses trajectoires à proximité de celle du vol TSC961, à peu près au moment où la gouverne de direction s'est séparée de l'avion. L'objectif consistait à distinguer les gros morceaux de débris des plus petits et à étudier la chronologie des événements. Le seul point problématique est que les radars comportent une multitude de variables qui ne se prêtent pas toujours à l'ingénierie inverse. Aucune trajectoire visible de séparation initiale ni trajectoire continue qui ferait penser à un gros morceau d'avion n'a pu être discernée. Les trajectoires des échos radar ressemblaient à celles d'une multitude de petits morceaux flottant au gré des vents dominants.

1.12.19 Autres appareils à proximité

Les relevés ATC révèlent qu'aucun autre appareil affichant un code transpondeur discret et évoluant selon les règles de vol aux instruments (IFR) ne se trouvait à une altitude similaire à celle du C-GPAT dans un rayon de 60 nm au moment de l'incident. L'avion le plus proche se trouvait au FL320, à environ 70 nm à l'est. Tous les autres appareils volaient à des altitudes bien inférieures et bien plus loin.

1.12.20 Objets spatiaux

Les autorités militaires ont déclaré qu'au moment et à l'endroit où s'est produit l'incident, les relevés n'ont fait état d'aucun objet artificiel en train de rentrer dans l'atmosphère. Aucun relevé n'était disponible s'agissant d'objets naturels rentrant dans l'atmosphère.

Précédent | Suivant