rapport d`enquête aéronautique a03p0247 perte de puissance et
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1. La cabine de l a ronef tait lourdement endommag e par l incendie qui a suivi l crasement et il ne restait pas grand chose des instruments ni des panneaux lectriques 1 5 2 Examen du moteur L examen du moteur effectu apr s l accident a r v l qu il n y avait pratiquement aucun dommage la section de la turbine de travail PT au bo tier d entra nement des accessoires et la bo te de r duction du moteur toutefois il y avait d importants dommages la section du g n rateur de gaz Cette derni re comprend principalement cinq disques de compresseur axial chacun pr c d d une entretoise plus un seul tage de compresseur centrifuge le tout entra n par une turbine de compresseur CT un seul tage situ e la sortie de la chambre de combustion Autour de chaque entretoise entre les aubes des disques axiaux s quentiels se trouve un ensemble d aubes fixes de stator fix es au carter ext rieur du compresseur Pendant l examen en cours de d montage du moteur on a observ que toutes les aubes des disques axiaux des quatri me et cinqui me tages taient fractur es au niveau du talon de l aube ou pr s de celui ci Vingt talons d aube et treize montants du disque du quatri me tage taient bris s au niveau du centre du disque lui m me Les d bris y compris les vingt talons d aube ont t trouv s empil s dans le carter inf rieur du compresseur la moiti l emplacement de2. par le pilote la solidit de son si ge ou la vuln rabilit de l a ronef aux forces d impact ou l incendie qui a suivi l crasement auraient pu modifier les possibilit s de survie du pilote Pimpact La r glementation actuelle ne stipule pas d emplacement sp cifique pour l interrupteur de largage de charge externe par cons quent les nombreuses variations constituent un risque de tentative infructueuse de largage ou de largage accidentel La r glementation exige la pr sence d un deuxi me dispositif de largage rapide de charge externe La p dale de commande de largage install e dans l h licopt re en cause tait une m thode de largage approuv e mais son efficacit est compromise par le fait que pour Putiliser le pilote doit lever le pied d une commande de vol primaire dans une situation d urgence Dans le rapport d enqu te A93W0159 du BST on a d termin que le pilote n avait pas pu utiliser la p dale parce qu il ne ma trisait pas le comportement de l h licopt re L enqu te a donn lieu au rapport de laboratoire suivant LP 111 2003 Engine Analysis Analyse du moteur Le pr sent rapport est disponible sur demande aupr s du Bureau de la s curit des transports du Canada TT 3 0 Conclusions 3 1 Faits tablis quant aux causes et aux facteurs contributifs 1 Un d s quilibre de Pensemble rotor du compresseur du moteur s est produit pendant Putilisation du moteur ce qui a prov
3. crites dans le manuel de r vision Ce sont les ateliers de r paration et de r vision agr s qui peuvent effectuer ce travail La firme Cappsco International Corp qui a r vis le moteur en cause est agr e par la Federal Aviation Administration FAA des U pour ce type de travail et elle fait l objet de v rifications r guli res de la part de la FAA Aux tats Unis la r glementation exige que les ateliers de maintenance appliquent des proc dures de contr le de la qualit et qu ils emploient uniquement du personnel qualifi On a examin les dossiers et les proc dures utilis s pour effectuer le travail de r vision sur le moteur en cause On a d couvert que au cours de la proc dure d assemblage du rotor du compresseur les composants de ensemble ont t empil s verticalement en commen ant par l extr mit arri re Apr s la mise en place du disque de deuxi me tage on a install arbre de travail et le manchon interne on a ensuite plac l entretoise de premier tage chauff e suivie du disque du premier tage Les trous de boulon du disque du premier tage doivent tre align s avec les trous de boulon du manchon interne et le motoriste a pr vu deux tiges de guidage visser l int rieur des trous de boulon du manchon interne afin de faciliter alignement de ces trous Toutefois on a utilis un poin on tenu la main pour effectuer cette t che Ce m me poin on a ensuite t utilis p
4. tait de 4309 kg Le centre de gravit de l appareil n est pas consid r comme tant un facteur dans cet accident 1 4 3 Op rations avec charge externe L h licopt re en cause tait quip d un dispositif de r f rence verticale qui permettait un seul pilote d effectuer des op rations d lingage partir du si ge gauche Ce dispositif comprenait notamment une p dale suppl mentaire pour le largage m canique du crochet de charge externe ventral L lingue de 100 pieds de longueur tait en toile tress e et tait munie son extr mit inf rieure d un dispositif lectrique de largage distance du crochet de charge auquel le r servoir h liport tait fix Une paire de c bles lectriques tait tress e l int rieur de l lingue pour fournir le courant lectrique n cessaire au fonctionnement soit du dispositif de largage distance du crochet de charge soit du dispositif de largage du r servoir h liport Les c bles taient reli s au m canisme de largage de l eau du r servoir ce qui d sarmait ainsi intentionnellement le dispositif de largage distance du crochet de charge puisqu il n tait pas requis pour les op rations courantes ou les situations d urgence Une rallonge lectrique standard tait fix e l ext rieur de l lingue afin de fournir partir d un bo tier de commande situ entre les si ges des pilotes l alimentation lectrique n cessaire au fonction
5. une restriction physique du d bit de carburant Il est possible de faire tourner le moteur des r gimes N1 plus lev s en s approchant de la limite de surr gime du compresseur et cela semble produire tous les effets d sir s c est dire plus de puissance tout en semblant demeurer l int rieur des param tres permis de couple moteur et d EGT voir l encadr Sans la confirmation d une v rification de rendement maximal N1 apr s un r glage on ne peut savoir si le r gime N1 respecte les sp cifications Apr s le dernier r glage de N1 le pilote a utilis l h licopt re le jour suivant et a fourni plusieurs rapports qui indiquaient que le moteur fonctionnait normalement ce qui laisse croire que le changement avait t profitable Toutefois si N1 d passait les sp cifications des temp ratures T5 excessives pouvaient causer une d gradation des composants de la partie chaude du moteur 1 2 Renseignements sur le pilote Le pilote qui tait exp riment et qui connaissait bien le type d op ration en question avait t engag par Gemini Helicopters Inc sur une base temporaire pour servir de rel ve au pilote normalement assign cet h licopt re Il tait titulaire d une licence de pilote de ligne h licopt re canadienne valide et il avait subi une v rification de comp tence pilote sur le Bell 204 en juin 2003 Les dossiers indiquent que le pilote totalisait quelque 7500 heures de vol dont 200 he
6. N1 puisse atteindre la valeur nominale Une consultation aupr s du personnel de l industrie a r v l qu il n tait pas inhabituel d utiliser la compensation de d collage N1 dans de telles circonstances On a inscrit dans le carnet de bord de lPa ronef que tout le travail effectu avait t certifi en attente d un vol d essai satisfaisant y compris une v rification de rendement maximal N1 et une v rification de puissance Un vol d essai a t effectu le 15 ao t 2003 et on a consign dans le carnet de bord de l a ronef les param tres de fonctionnement moteur pertinents la v rification de puissance Les donn es ont t consign es l aide des graphiques de v rification de fonctionnement du moteur et on a galement inscrit les r sultats dans le carnet de bord On a consign que le moteur tournait un r gime N1 de 2 3 pour cent inf rieur la limite permise de 93 3 pour cent et une temp rature de gaz d chappement EGT de 60 C inf rieure la limite permise de 590 C Lorsqu on a v rifi les calculs des v rifications de puissance dans le cadre de enqu te on a constat qu ils taient tous deux corrects Ni les dossiers de maintenance ni les notes personnelles ne contenaient de r sultats relatifs une v rification du r gime N1 maximal apr s l installation du moteur dans l h licopt re avant ou apr s les r glages N1 Le r glement n exige pas de telles donn es Les r sul
7. actionnement des syst mes de largage d urgence poign es ou p dales distinctes install s dans les autres a ronefs n cessite galement l utilisation de la main ou du pied ce qui oblige le pilote l cher une commande de vol pour larguer la charge externe l aide du dispositif manuel 18 Lorsque la commande est plac e sur le collectif il devient possible de l actionner sans que le pilote doive retirer ses mains ou ses pieds des commandes de vol primaires Le pr sent rapport met un terme l enqu te du Bureau de la s curit des transports du Canada BST sur cet v nement Le Bureau a autoris la publication du rapport le 8 juin 2005 Visitez le site Web du BST www bst gc ca pour plus d information sur le BST ses services et ses produits Vous y trouverez galement des liens vers d autres organismes de s curit et des sites connexes 19 Annexe Ensemble rotor du compresseur M LYCOMING DIVISION LYCOMING NO T5311 3 OVERHAUL MANUAL Vue clat e de l ensemble rotor du compresseur 72 30 3 Figure 101 Oct 1 69 Page 102 1978 Avco Lycoming Division 20 Annexe B Glossaire asl BST C cm CT EGT FAA FCU kg N1 N2 NTSB PT PTG RAC T5 T9 o au dessus du niveau de la mer Bureau de la s curit des transports du Canada Celsius centim tre turbine de compresseur temp rature de gaz d chappement Federal Aviation Administration E U r gulateur
8. il a fait plusieurs rapports pour indiquer que tout fonctionnait normalement Aucun autre r glage n a t apport au moteur ou la transmission lorsque lh licopt re est retourn Kamloops dans la soir e o l on a avitaill appareil de 563 litres de carburant Jet A la capacit maximale de l appareil est de 915 litres On sait que le r gime N1 avait t tabli 97 6 pour cent l atelier de r vision et que c tait le r glage affich auquel le moteur produit sa pleine puissance nominale dans des conditions atmosph re type internationale au niveau de la Le rapport d enqu te SEA85FA134 du National Transportation Safety Board NTSB des U pr sente les renseignements suivants tir s du manuel de formation du fabricant du T53 Traduction C est une erreur r pandue de penser que l on peut sans danger augmenter le r glage du compensateur de d collage pour permettre des r gimes NT proches de la limite de surr gime du compresseur et subs quemment piloter l a ronef en surveillant LEGT ef la pression de l indicateur de couple Cette proc dure permet au moteur de tourner des r gimes NT plus lev s et des couples sup rieurs par temps chaud mais elle engendre galement des temp ratures d entr e turbine T5 sup rieures aux sp cifications ce qui risque d endommager les composants de la partie chaude La temp rature des gaz d chappement T9 mesur e sur le moteur T53 n est pas n c
9. re sont normaux jusqu au moment o lPappareil dispara t de la vue cause des arbres Tout de suite apr s on entend le bruit prononc du claquement des pales du rotor principal suivi de bruits de collision avec les arbres L h licopt re s est cras au sol juste avant d atteindre une petite clairi re situ e proximit d un chemin forestier environ un quart de mille marin au sud est de Paire de rassemblement L crasement est suivi d un incendie qui d truit la cabine de l h licopt re et qui fait fondre le carter de la bo te de transmission et la structure du pyl ne L arbre de transmission principal demeure fix au moteur et l arbre creux d entr e transmission On a trouv le r servoir eau dans un arbre d tach de l lingue sur la trajectoire d approche vers le lieu de Paccident L lingue tait enroul e autour d un autre arbre et reposait en ligne directe avec l h licopt re l exception des pi ces m talliques les 15 premiers pieds de l lingue en mati re synth tique avaient t consum s par le feu Des quipes du service de la protection des for ts de la Colombie Britannique se sont rendues sur les lieux pour teindre l incendie Le pilote a subi des blessures mortelles This report is also available in English _2 1 0 Autres renseignements de base 1 1 Renseignements sur les op rations Le mercredi 13 ao t 2003 le pilote en cause a termin les vols de l
10. Bureau de la s curit des transports du Canada Transportation Safety Board of Canada RAPPORT D ENQU TE A RONAUTIQUE A03P0247 PERTE DE PUISSANCE ET COLLISION AVEC LE SOL DE LH LICOPT RE BELL 204B C GEAP EXPLOIT PAR GEMINI HELICOPERS INC BONAPARTE LAKE COLOMBIE BRITANNIQUE LE 17 AO T 2003 i Canada Le Bureau de la s curit des transports du Canada BST a enqu t sur cet v nement dans le seul but de promouvoir la s curit des transports Le Bureau n est pas habilit attribuer ni d terminer les responsabilit s civiles ou p nales Rapport d enqu te a ronautique Perte de puissance et collision avec le sol de l h licopt re Bell 204B C GEAP exploit par Gemini Helicopters Inc Bonaparte Lake Colombie Britannique le 17 ao t 2003 Rapport num ro A03P0247 Sommaire L h licopt re Bell 204B exploit par la compagnie Gemini Helicopters Inc immatricul C GEAP et portant le num ro de s rie 2063 participe des op rations de lutte contre les incendies de for ts Bonaparte Lake Colombie Britannique Vers 11 h 5 heure avanc e du Pacifique h licopt re d colle de Paire de rassemblement en direction est en transportant un r servoir eau vide Paide d une lingue de 100 pieds de longueur pour la premi re mission de la journ e Peu apr s le d collage h licopt re fait entendre un son aigu oscillant La trajectoire de vol et le comportement de l h licopt
11. CT montraient le m me type de dommage et leur taille tait r duite de quelque 30 pour cent Les aubes directrices de la PT montraient de l gers dommages au niveau des bords d attaque des aubes tandis que les aubes de la PT taient pratiquement intactes L ensemble rotor du compresseur est support chaque extr mit par un palier aucun des deux paliers n tait endommag On a v rifi l quilibre dynamique du disque de la CT tel qu il a t trouv et on a constat qu il tait au del des sp cifications On a donc recherch d autres indications d une oscillation lat rale de la CT qui aurait pu migrer vers lavant travers le palier num ro deux et exercer une force de flexion externe sur l axe de rotation rigide du rotor du compresseur On n a d couvert aucun indice pour appuyer l hypoth se d une progression des dommages dans cette direction De tels indices auraient pu tre des signes de frottement sur le carter 10 entourant le disque de la CT des dommages sur le palier num ro deux un contact entre l arbre extr mit creuse du rotor du compresseur et larbre de travail qui tourne l int rieur de celui ci en sens oppos ou des dommages thermiques aux aubes fixes et mobiles de la PT ce qui aurait laiss croire un tat de surchauffe prolong Le rotor du compresseur est un empilage de plusieurs pi ces pour lesquelles le motoriste a tabli des proc dures sp cifiques d
12. a General Theory Psychological Review 84 2 1977 p 127 190 8 Le Bureau de la s curit des transports du Canada BST a identifi des rapports d v nements o les pilotes avaient fait des erreurs dans le largage de la charge externe dont les rapports suivants A02P0251 Elaho Valley Squamish Colombie Britannique MD500D 9 octobre 2002 A00W0020 Robb Seismic Camp Alberta Bell 205A 22 janvier 2000 A87P0025 Gabriola Island Colombie Britannique Bell 206 15 mai 1987 1 5 Renseignements sur l pave et sur l impact 1 5 1 G n ralit s Le cap final de l h licopt re tait d environ 160 sup rieur au cap de d part Le r servoir h liport s est d tach de l lingue au niveau du dispositif de largage distance du crochet de charge avant l impact l lingue et le dispositif sont demeur s attach s l h licopt re au moment o il approchait de la route On a retrouv lextr mit de l lingue avec le dispositif de largage distance du crochet de charge enroul autour d un autre arbre dont la cime tait arrach e mais non le tronc quelque 80 pieds de Pendroit o se trouvait le r servoir h liport dans le sens de la trajectoire de vol L lingue reposait en ligne directe entre cet arbre et Ph licopt re On a trouv l h licopt re reposant sur son c t gauche et tous les composants de la cellule et du syst me de pouss e taient pr sents et correctemen
13. a ne dynamique De plus sur ce mod le d h licopt re une d faillance de la cha ne dynamique ne pourrait pas causer une auto destruction de la section g n rateur de gaz du groupe motopropulseur 1 6 Renseignements sur l incendie La source du d clenchement de l incendie apr s crasement n a pas t d termin e Les r servoirs de carburant du Bell 204 sont situ s dans les coins inf rieurs arri re de la structure de la cabine le C GEAP tait quip de gros r servoirs de carburant d une capacit de 915 litres On avait fait le plein des r servoirs de lh licopt re au cours de la soir e pr c dente avec du turbocombustible de qualit Jet A Au moment de Paccident il devait y avoir quelque 810 litres de carburant bord n S Edwards A W Lees et M I Friswell The Influence of Torsion on Rotor Stator Contact in Rotating Machinery Journal of Sound and Vibration 225 4 1999 p 767 778 article n jsvi 1999 2302 Aa 2 0 Analyse 2 1 G n ralit s La d cision du pilote d effectuer un virage pour se diriger vers le chemin forestier indique qu il avait sans doute d tect un probl me et qu il retournait Paire de rassemblement mais qu il n a pas eu le temps d atteindre le chemin tant donn la trajectoire de vol il est probable que la panne moteur a pris la forme d une d t rioration rapide et progressive avant la d faillance finale du compresseur La combinaison d altitud
14. a journ e au site de Bonaparte Lake et est retourn Kamloops Colombie Britannique o Pon devait remplacer le moteur et la transmission de Pappareil car ces deux composants avaient atteint leur dur e limite de fonctionnement et devaient subir une r vision g n rale Le nombre total d heures de vol cellule tait alors de 11 538 8 heures Le 13 et le 14 ao t le personnel de maintenance de la compagnie a remplac le moteur et la transmission de l h licopt re Il a install le moteur Honeywell Lycoming de mod le T5311B portant le num ro de pi ce 1 000 080 11 et le num ro de s rie LE 08228 Ce moteur totalisait 7398 1 heures depuis sa mise en service initiale et il avait subi une r vision g n rale qui lui avait redonn son plein potentiel z ro heure Le personnel de maintenance a galement install une transmission de Bell Helicopter Textron portant le num ro de pi ce 204 040 009 087 et le num ro de s rie B12 601 Cette transmission totalisait 6808 2 heures depuis sa mise en service initiale et 396 5 heures depuis sa r vision Les nouveaux composants ont fonctionn pour la premi re fois pendant la soir e du 14 ao t et le matin suivant on a effectu une v rification de puissance puissance partielle du moteur au sol On a fait tourner le groupe motopropulseur un r gime de 1 4 pour cent de moins que le r gime N1 calcul requis et il a fallu donner tour de r glage de compensation de d collage N1 pour que
15. de carburant kilogramme d signe la vitesse de rotation du g n rateur de gaz compresseur et est exprim e en pourcentage du r gime nominal d signe la vitesse de rotation de la turbine de travail et est exprim e en pourcentage du r gime nominal National Transportation Safety Board U S turbine de travail r gulateur de la turbine de travail R glement de l aviation canadien temp rature d entr e de la turbine temp rature des gaz d chappement degr
16. de de charge externe p dale de secours est un syst me approuv mais son efficacit est r duite car le pilote doit lever le pied d une commande de vol primaire dans une situation d urgence 4 0 Mesures de s curit prises Le 9 d cembre 2003 la Federal Aviation Administration FAA effectu une inspection des installations et des proc dures de Cappsco International La FAA a d termin que au moment de l inspection les inspecteurs taient convaincus que la firme Cappsco International poss dait les donn es l exp rience et les connaissances n cessaires pour effectuer correctement la r vision des moteurs pour lesquels elle tait qualifi e Tous les utilisateurs canadiens du moteur T5311B ont t inform s des pr occupations reli es la s curit identifi es au cours du processus de r vision dans les ateliers de Cappsco International La compagnie Gemini Helicopters Inc a normalis les poign es de manche de pas cyclique de tous ses a ronefs l exception des Robinson 44 qui ne sont pas compatibles pour une telle modification afin que les interrupteurs soient dans la m me position sur chaque type d appareil Elle a galement install la commande de largage d urgence manuelle sur le manche de pas collectif dans ses Eurocopter AS350 et elle est pr sentement la recherche de certificats de type suppl mentaires applicables aux autres appareils de sa flotte La raison de cette modification est que l
17. de la circonf rence de chaque composant et d un composant l autre Le Laboratoire du BST a galement conclu qu il n y avait aucun signe d un corps tranger qui aurait p n tr l int rieur du compresseur Toutes les surfaces de fracture des disques et des aubes qui n taient pas souill es montraient des signes de d faillance en surcharge les autres surfaces de fracture taient trop souill es pour que l on puisse tirer une conclusion sur le mode de d faillance Toutefois l tat des surfaces de fracture et les nombreux fragments de mat riau d aubes laissent croire que l ensemble rotor a continu tourner pendant quelque temps apr s la d faillance initiale l extr mit de sortie de la chambre de combustion les gaz chauds traversent un ensemble d aubes directrices fixes qui dirige les gaz vers les aubes de la turbine du compresseur CT Apr s avoir travers les aubes de la CT les gaz passent au travers d un autre ensemble d aubes directrices fixes qui les dirige vers les aubes de la turbine de travail PT avant qu ils ne sortent du moteur La distance entre les disques de la CT et de la PT est d environ 5 cm et les aubes directrices de la PT occupent la plus grande partie de cet espace On a observ qu environ la moiti des aubes directrices de la CT montrait des dommages in gaux sur leur bord de fuite ce qui r v le une fusion Les extr mit s et les bords de fuite de toutes les aubes de la
18. e et de caract ristiques du relief ont plac l h licopt re dans un r gime de vol o la probabilit de r ussite d un vol en autorotation tait minimale L accrochage du r servoir h liport dans les arbres suivi de celui de lP lingue toujours reli e l appareil ont compromis encore davantage la capacit du pilote r ussir un atterrissage d urgence La r action du pilote ces v nements peut fournir une explication sur la perte de r gime du rotor Puisque Pon consid re que ni le rendement de l h licopt re ni la cha ne dynamique n entrent en ligne de compte dans cet accident l analyse portera principalement sur la perte de puissance du moteur et sur les raisons pour lesquelles l lingue est demeur e attach e l h licopt re 2 2 Perte de puissance moteur Les r sultats de Pexamen en cours de d montage du moteur ont r v l que les deux v nements suivants sont survenus dans la section du g n rateur de gaz une temp rature excessive au niveau de la turbine du compresseur et un contact entre les ensembles rotor et stator du compresseur 222 Temp rature excessive de la turbine La rapport du pilote qui signalait une diminution de N2 indiquait que le moteur atteignait le d bit carburant maximal autoris par le r glage de compensation de d collage N1 Subs quemment le pilote a l g rement augment la compensation de d collage N1 sur le FCU Comme la masse de Ph licopt re et celle du r s
19. e de chaque composant et de l ensemble au complet En tat d quilibre le centre de masse du rotor axe de masse est le m me que l axe de rotation du rotor Un tat de d s quilibre est caus par le d placement de l axe de masse par rapport Paxe de rotation par l addition ou la soustraction de mat riau masse En tat de d s quilibre les forces centrifuges provoquent des oscillations lat rales de l ensemble tournant qui sont susceptibles de provoquer un contact avec les composants fixes Les cons quences d un tel contact peuvent tre aussi minimes qu un frottement souillure des extr mit s d aube ou aussi graves qu une destruction compl te du moteur Puisque le rotor a fait l objet d un quilibrage dynamique et de v rifications de vibrations sur le moteur l atelier de r vision et de nouveau apr s l installation du moteur dans lh licopt re on peut conclure que l axe de masse de l ensemble rotor tait le m me que son axe de rotation La forme elliptique du trac des extr mit s d aube tait attribuable aux diff rences de longueur des aubes probablement caus es par un d salignement subs quent de l ensemble rotor Les dommages d couverts l int rieur du rotor du compresseur ne peuvent tre apparus que pendant la r vision et il n y a aucun cart connu par rapport la proc dure de r vision stipul e Par cons quent le Laboratoire a galement examin les composants du r
20. ec l ancienne configuration Sans une telle somme de pratique il serait difficile pour le pilote de choisir automatiquement l interrupteur appropri pour larguer la charge externe de l h licopt re Dans une situation d urgence le pilote largue normalement l lingue en commandant louverture du crochet de charge externe Le succ s de cette manoeuvre peut toutefois tre compromis par manque de temps cause de facteurs comme l altitude le relief le type d urgence et le degr de familiarit du pilote avec le dispositif de largage rapide en cause Dans le cas pr sent le pilote n a pas largu l lingue et celle ci s est prise dans un arbre pendant la tentative d atterrissage d urgence Il a t impossible de d terminer quelle mesure le pilote a prise en regard de l lingue non plus que de confirmer l tat de service des deux dispositifs de largage rapide Les enqu teurs ont appris que le pilote avait habitude de piloter h licopt re avec l interrupteur du crochet de charge externe en position arm e mais il a t impossible de d terminer dans quelle position se trouvait l interrupteur cause des dommages qu il a subis W James Principles of Psychology New York Holt 1890 E Spelke W Hirst et U Neisser Skills of Divided Attention Cognition 4 1976 p 215 230 R M Shiffrin et W Schneider Controlled and Automatic Human Information Processing II Perceptual Learning Automatic Attending and
21. ervoir h liport charg d passaient la masse maximale pour le vol stationnaire hors de Peffet de sol dans les conditions existantes il fallait utiliser une technique de pilotage efficace de m me que le plus de puissance moteur possible pour parvenir soulever hors du lac le r servoir h liport charg M me si un r glage de compensation de d collage du FCU plus lev que la normale ne devrait pas amener le g n rateur de gaz d passer la limite permise ce r glage n assurerait pas de protection contre un surr gime pour d autres raisons comme une demande de puissance lev e Comme h licopt re soulevait mieux la charge apr s le r glage final de la compensation de d collage N1 et que la compensation avait t r gl e au moins deux reprises depuis l installation du moteur dans l h licopt re il est possible que le moteur ait alors t utilis un r gime N1 plus lev que la limite affich e Si ce r glage tait trop lev il est possible que le moteur ait fonctionn Le r glage de compensation carburant du FCU est un dispositif de protection de surr gime 14 int rieur de la plage EGT recommand e mais dans une plage o les temp ratures internes du moteur atteignaient des valeurs excessives non d termin es ce qui augmentait le risque de d gradation des composants de la partie chaude du moteur xComme les aubes de la PT et m me les aubes directrices de sortie de la PT situ es
22. essairement proportionnelle T5 et par temps chaud il est possible que T9 soit l int rieur des limites alors que T5 soit trop lev e sans qu on le sache Les limites de puissance maximale disponible stibul es par le motoriste sont con ues pour maintenir T5 l int rieur des sp cifications en r duisant le couple disponible lorsque POAT temp rature ext rieure augmente Pour ce faire il faut respecter les sp cifications de r glage du compensateur de d collage Si ce r glage est excessif les temp ratures T5 trop lev es causeront une d gradation des composants de la partie chaude lorsque le moteur fonctionnera par temps chaud On mentionne galement que cette proc dure augmente le risque que survienne un d crochage destructif du compresseur rapport denqu te du NTSB num ro FTW85FA188 Un affaissement est une r duction de la vitesse de rotation du rotor principal et de la turbine de travail N2 qui lui est m caniquement reli e parce que la puissance produite par le moteur n est pas suffisante pour la charge existante Dans le cas d un moteur r gulation automatique apparition de Paffaissement signale que le g n rateur de gaz N1 a atteint son d bit de carburant maximal et que le moteur ne peut produire davantage de puissance au r glage de compensation de d collage N1 en cours mer Le r glage de compensation de d collage assure une protection contre le surr gime N1 au moyen d
23. he de pas cyclique du Bell 204 est munie de cinq interrupteurs toutefois la fonction de chaque interrupteur peut varier d un h licopt re l autre Les articles 527 865 et 529 865 du R glement de l aviation canadien RAC exigent la pr sence d un syst me de largage rapide principal pour le crochet de charge externe Toutefois rien dans le r glement ni dans la norme ne stipule qu un interrupteur sp cifique doit tre assign la fonction de largage rapide du crochet de charge externe Par cons quent rien n oblige les constructeurs et les exploitants adopter une configuration commune pour les fonctions de ces interrupteurs pour les divers types d op rations avec charge externe Pour r pondre une pr f rence d un pilote pr c dent Gemini Helicopters Inc avait reconfigur trois de ces interrupteurs sur la poign e l interrupteur du milieu actionn par le pouce commandait le largage de la charge externe alors que l un ou Pautre des deux autres interrupteurs interrupteur du bas actionn par le petit doigt ou l interrupteur conique sup rieur galement actionn par le pouce actionnait le m canisme d ouverture du r servoir d eau h liport Le pilote avait accumul la plus grande partie de son exp rience dans des op rations de transport l lingue et ses dossiers de temps de vol r v lent qu au couts d au moins 2700 heures de vol accumul es lors de ses op rations les plus r centes il ava
24. imm diatement derri re la CT n ont pas subi les dommages thermiques constat s sur les aubes de la CT on peut conclure qu il y a eu une augmentation subite de la temp rature mais la temp rature excessive n a pas dur assez longtemps pour faire fondre les aubes mobiles et les aubes directrices de sortie de la PT avant Pextinction du moteur Puisque Pon n a effectu aucun r glage de rendement maximal N1 au cours d une p riode d environ neuf heures d utilisation du moteur avant l accident il est peu probable qu un r glage de compensation N1 excessif ait pu produire le type d augmentation subite de temp rature constat Toutefois lorsque la d gradation du compresseur a entra n une augmentation du d bit carburant par le r gulateur de la turbine de travail tout dommage attribuable une temp rature excessive aurait sans doute t acc l r par un d bit carburant sup rieur la normale 2 2 3 Contact du rotor du compresseur On a demand au Laboratoire du BST d expliquer les formes elliptiques des trac s des mesures des extr mit s d aube du compresseur voir section 1 5 2 alin a 5 Voici un r sum des conclusions Traduction Les composants qui forment l ensemble rotor ont tous une forme circulaire et sont con us pour tourner autour de leur centre g om trique axe de rotation Un l ment de conception critique de tout ensemble qui tourne des vitesses de rotation lev es est l quilibrag
25. ions du moteur Quelque 30 minutes plus tard le pilote a signal au bureau du service de la protection des for ts de la Colombie Britannique que lh licopt re n tait pas en bon tat de service et qu il retournait Kamloops Le pilote a d clar que le capotage de lappareil vibrait et que le moteur ne produisait pas suffisamment de puissance pour soulever la charge ce qui causait un affaissement de la vitesse de rotation du rotor principal On a install une trousse de v rification de vibrations Chadwick Helmuth 7460A sur le moteur et on a proc d un vol d essai La v rification de vibrations indiquait que le moteur fonctionnait l int rieur de ses sp cifications Par cons quent omission d effectuer une v rification de vibrations au moment de l installation initiale du moteur n a eu aucune r percussion sur la panne en cause puisque Pon a proc d une telle v rification avec des r sultats satisfaisants quelque 50 minutes de vol apr s l installation du moteur Apr s le vol dessai on a corrig les probl mes de puissance et d affaissement au moyen d une autre petite augmentation du r glage de compensation de d collage N1 Aucun registre d une v rification de rendement maximal N1 n a pu tre fourni Le lendemain matin 16 ao t l h licopt re a t retourn Paire de rassemblement et le pilote a totalis 8 8 heures de temps dans les airs au cours de la journ e pendant laquelle
26. it utilis des appareils munis d une poign e de manche de pas cyclique qui tait configur e de sorte que l interrupteur inf rieur actionn par le petit doigt de la main droite du pilote 3 G H Saunders Dynamics of Helicopter Flight New York John Wiley amp Sons 1975 Manuel d utilisation du Bell 204B Section 1 Limitations SI servait au largage rapide du crochet de charge externe L h licopt re en cause tait configur diff remment M me si le pilote savait que la position de l interrupteur de largage rapide du crochet de charge externe avait t modifi e et m me s il avait eu Poccasion d utiliser ce syst me pendant deux semaines en juin et de nouveau pendant deux jours en ao t avant accident ce n tait pas le syst me auquel il tait habitu Des tudes sur le comportement humain laissent croire que parmi d autres variables la quantit relative et finie de pratique a une influence sur le comportement automatique qui sera utilis dans une situation d urgence Le comportement ayant fait l objet du plus grand nombre de r p titions pratiques sera g n ralement le comportement par d faut automatique Selon les conclusions de ces tudes pour que le pilote ait pu acqu rir un nouveau comportement automatique la place de l ancien il aurait fallu qu il puisse pratiquer avec la nouvelle configuration d interrupteurs pendant 30 jours 85 heures ou 1000 r p titions de plus qu av
27. liport se soit d tach lorsqu il a heurt les arbres L emplacement de l interrupteur de largage de charge externe varie d un h licopt re l autre et d un exploitant l autre Par cons quent lorsqu un pilote passe d un h licopt re l autre ou d un exploitant l autre il n est pas familier avec la position de cet interrupteur En situation d urgence le pilote n est alors pas en mesure d agir rapidement et instinctivement pour actionner l interrupteur du dispositif de largage d urgence Dans lh licopt re en cause la position de l interrupteur sur la poign e du manche de pas cyclique n tait pas celle laquelle le pilote tait habitu Il est fort probable que le pilote n avait pas encore eu le temps de modifier son comportement automatique de mani re activer instinctivement dans une situation d urgence l interrupteur de largage de charge externe qui se trouvait dans une nouvelle position Par cons quent il est probable que Paction du pilote dans la situation d urgence n a pas permis de d clencher louverture du m canisme de largage du crochet de charge externe et que l lingue soit demeur e attach e h licopt re et qu elle se soit prise dans un arbre pendant que l appareil tait encore en vol Ce facteur a compromis encore davantage les possibilit s de survie cet accident Il a t impossible de sp culer si des l ments comme le port d un harnais de s curit
28. mmages sur les aubes du rouet taient surtout concentr s sur les bords d attaque et on ne trouvait que quelques encoches et rayures plus l arri re Le carter du rouet du c t avant du rouet montrait des creux dont la forme correspondait celle des aubes du rouet Comme il n y avait aucun signe de souillures m talliques dans les creux le Laboratoire technique du BST a conclu qu il est probable que lPensemble rotor n tait pas en rotation au moment de l crasement On a pris des mesures de d viation des entretoises des troisi me quatri me et cinqui me tages et des extr mit s d aubes des trois premiers tages axiaux avant le d montage du rotor du compresseur instrument de mesure ne pouvait atteindre les entretoises des premier et deuxi me tages Lorsque les donn es ont t report es sur un graphique coordonn es polaires les mesures des extr mit s d aube ont r v l des formes ovales ou elliptiques L ovalisation des extr mit s d aube devenait progressivement plus prononc e du premier tage au troisi me tage Les trac s graphiques des mesures des trois entretoises arri re r v laient des formes rondes centr es loin de laxe principal du rotor la d viation maximale se situant au niveau de lentretoise du quatri me tage Le Laboratoire du BST a examin les composants d mont s du rotor du compresseur et a confirm que la longueur des aubes des trois premiers tages axiaux variait autour
29. nement d une pompe d injection de mousse situ e l int rieur du r servoir h liport Comme le r servoir en cause n tait pas quip d une telle pompe la rallonge lectrique tait inutile L examen sur place du syst me de charge externe a r v l que le r servoir h liport s tait d tach du dispositif de largage distance du crochet de charge Le dispositif ne semblait pas tre endommag et des essais ult rieurs ont confirm qu il pouvait fonctionner manuellement et lectriquement La t te de commande du r servoir munie d une manille tait galement intacte De fa on g n rale les h licopt res ont des r gimes de vol critiques partir desquels les possibilit s de r ussite d un vol en autorotation sont extr mement faibles La section sur les limitations du manuel d utilisation du Bell 204B stipule ces conditions l aide d un graphique de hauteur et de vitesse Ce graphique incite les pilotes viter les op rations dans les conditions d altitude et de vitesse sp cifi es Toutefois ces directives ne constituent pas une limitation r glementaire pour les op rations avec charge externe Les h licopt res qui participent des op rations de lutte contre les incendies l aide d un r servoir h liport charge externe doivent r guli rement voler dans ces conditions critiques l instar d autres h licopt res de taille moyenne ou de grande taille la poign e du manc
30. oqu un contact entre les ensembles rotor et stator Ce contact a provoqu la destruction de l ensemble rotor du compresseur et la panne totale du moteur Aucune conclusion n a pu tre tir e sur le mode de d faillance qui a caus le d s quilibre 2 La combinaison d altitude de caract ristiques du relief et de la pr sence d une lingue tra nante a compromis la capacit du pilote r ussir un atterrissage d urgence en autorotation 3 2 Faits tablis quant aux risques 1 Certaines proc dures utilis es dans le processus de r vision du moteur n taient pas conformes au manuel de r vision du motoriste l omission de suivre les instructions du motoriste pourrait compromettre l int grit de l ensemble et provoquer une panne 2 Les r glages sur place de la compensation de d collage du r gulateur carburant du moteur sans la confirmation d une v rification de rendement maximal N1 entra nent le risque d une utilisation fr quente ou continue des r gimes de g n rateur de gaz et des temp ratures internes sup rieures aux limites prescrites 3 Le fait que l interrupteur de largage de charge externe n est pas plac toujours au m me endroit augmente le risque de confusion du pilote dans une situation d urgence lorsqu il tente d actionner le m canisme d ouverture du crochet de charge externe ce qui pourrait rendre plus compliqu un atterrissage d urgence 4 Le dispositif de largage rapi
31. otor a chang entra nant une rotation autour d un nouvel axe de masse ce qui a empir la situation Aucune conclusion n a pu tre tir e sur le mode de d faillance des surfaces de fracture des aubes souill es Il est possible qu une d faillance progressive ou une d faillance attribuable la fatigue se soit produite mais aucun indice concluant n a t trouv La somme de tous les renseignements recueillis nous am ne la conclusion que pour des raisons ind termin es un d s quilibre s est produit dans le rotor du compresseur pendant que le moteur tournait Ce d s quilibre a produit une oscillation lat rale et un contact subs quent entre l ensemble rotor et les composants fixes environnants De concert avec ces anomalies toute perturbation de l coulement d air et tout frottement propre ralentir le rotor du compresseur ont entra n une r duction du d bit d air vers la chambre de combustion ce qui a eu pour effet d enrichir le m lange air carburant et d augmenter la temp rature au niveau des aubes directrices de sortie et du disque de la CT Une perte d efficacit du compresseur a provoqu une baisse de N2 vitesse de rotation de la PT et du rotor principal ce qui a amen le PTG augmenter le d bit carburant augmentant ainsi la vitesse de rotation du compresseur vers la limite de rendement maximal afin de maintenir N2 au r gime choisi 100 pour cent augmentant ainsi encore plus la temp ra
32. otor pour d terminer si en raison d une compression incompl te du rotor pendant assemblage il aurait pu se produire une compression subs quente pendant le fonctionnement du moteur ce qui aurait desserr les boulons de retenue et permis l ensemble de fl chir et d osciller dans laxe lat ral Le Laboratoire a rapport que Traduction si les vis se seraient subs quemment desserr es pendant le fonctionnement du moteur alors les composants du rotor n auraient pas conserv leur compression et il est alors raisonnable de croire que du mouvement relatif serait survenu entre les composants adjacents ce qui se serait manifest par des signes comme de Pusure par frottement sur leurs surfaces correspondantes mais les examens au microscope optique effectu s par le Laboratoire n ont rien r v l de la sorte ni sur les surfaces 452 correspondantes ni sur aucune des dix vis Puisque l ensemble rotor du compresseur a t quilibr avant d tre install dans le moteur et que les v rifications de vibrations subs quentes n ont pas r v l d anomalie on peut conclure que le fragment de mat riau cras que l on a d couvert entre les disques du premier et du deuxi me tages du compresseur n a pas eu d influence sur la dimension finale ou l alignement de l ensemble rotor La forme ovalis e indique que lPensemble rotor a tourn en tat de d s quilibre Apr s chaque contact le centre de masse du r
33. our tenter de faire pivoter les deux pi ces uniform ment afin d aligner les languettes internes et les fentes des disques du premier et du deuxi me tages dont la vue tait obstru e par le manchon Le r sultat de cette op ration a t que les languettes et les fentes des disques de compresseur du premier et du deuxi me tages n taient pas align es et ne s embo taient pas correctement avec l entretoise du premier tage D apr s des renfoncements sur le disque du deuxi me tage du compresseur pi ce neuve on a tent au moins deux reprises de faire embo ter les disques du premier et du deuxi me tages du compresseur alors que leurs fentes et leurs languettes respectives n taient pas align es Ce faisant on a bris le coin sup rieur de chaque languette Au cours du processus de compression final un fragment du mat riau enlev a t cras entre les deux disques aux dimensions de l espace restant lorsque les deux disques axiaux ont t press s contre la circonf rence ext rieure de l entretoise du premier tage Le Laboratoire du BST a d couvert des dommages semblables sur la surface correspondante arri re des fentes d alignement du disque de cinqui me tage et sur les languettes d alignement du rouet galement une pi ce neuve Avant d installer le manchon on peut v rifier que les languettes et les fentes sont correctement engag es les unes dans les autres Comme l ajustement entre les ent
34. rature tait de 5 plus lev e et la vitesse du vent tait sup rieure de 3 noeuds 1 4 Renseignements sur l a ronef 1 4 1 G n ralit s L h licopt re Bell 204B tait quip d un seul moteur Honeywell Lycoming T5311B turbine libre dont la puissance nominale limite l arbre tait de 1100 horsepower Au moment de l accident l h licopt re avait vol pendant quelque 10 9 heures depuis l installation du moteur et de la transmission L h licopt re n tait pas quip d un enregistreur de donn es de vol ni d un enregistreur de conversations de poste de pilotage et la r glementation en vigueur de l exigeait pas 1 4 2 Performance de l a ronef Le manuel de vol du Bell 204B indique que dans les conditions ambiantes pr sentes l h licopt re pouvait se maintenir en vol stationnaire hors de l effet de sol une masse brute de 3484 kg La masse estim e de l h licopt re au moment de l accident tait de 3548 kg Le r servoir h liport souple Bambi avait une capacit maximale de 1225 litres 1225 kg et une masse brute maximale de 1280 kg Afin de restreindre la capacit du r servoir ce dernier tait quip d une sangle circulaire que l on pouvait serrer la main Lorsqu on l a retrouv le r servoir souple tait configur 80 pour cent de sa capacit maximale 980 litres ou 980 kg La masse maximale au d collage de l h licopt re pour les op rations avec charge externe
35. retoises et les disques est serr les entretoises sont pr chauff es pour faciliter assemblage ce qui oblige l installateur terminer la t che en temps voulu L ensemble rotor du compresseur ainsi assembl est alors comprim l aide d une presse hydraulique On stipule d effectuer trois cycles de compression et de rel chement avant de serrer les dix boulons de retenue du disque de premier tage au couple prescrit Dans le cas pr sent on n a appliqu qu une seule charge de compression Le motoriste n a pas fourni d explication sur la n cessit des trois cycles de compression ni sur les cons quences de ne pas suivre cette proc dure La mesure de longueur de l ensemble rotor du compresseur dont il est fait mention dans le manuel de Federal Aviation Regulations des tats Unis partie 145 Repair Stations Section 145 151 Lycoming T5311 3 Overhaul Manual chapitre 72 30 31 Assembly of Compressor Rotor Assembly 8 9 10 p 502 Lycoming T5311 3 Overhaul Manual chapitre 72 30 31 Assembly of Compressor Rotor Assembly B GA p 502B _11 r vision soit la dimension est une comparaison des trois mesures prises autour de la circonf rence pendant le cycle de compression final dans la presse hydraulique et de nouveau la sortie de la presse pour d terminer si le plan du disque de premier tage est bien perpendiculaire Paxe de l ensemble La dimension A pri
36. s disques axiaux des quatri me et cinqui me tages 9 Apr s avoir retir les d bris mat riels du compresseur le rotor du compresseur y compris la turbine pouvait tourner Les extr mit s d aube des disques axiaux des trois premiers tages montraient des souillures de m tal dans les deux directions les tages taient de plus en plus souill s de Pavant vers Parri re Le premier le deuxi me le troisi me et le quatri me stators et les aubes directrices de sortie montraient tous des zones localis es de rayures de d coloration du m tal et de d formation sur la partie ext rieure de la l vre longitudinale o il y a eu contact avec les entretoises Les dommages subis par les stators variaient de criques localis es au niveau des talons d aube du deuxi me stator du rainurage des d chirements et une d formation vers lavant des aubes directrices de sortie Les cinq entretoises montraient de profondes rayures Pendroit o il y avait eu contact entre les entretoises et la l vre des ensembles d aubes fixes de stator L extr mit arri re de Pentretoise de quatri me tage entre les disques axiaux de quatri me et cinqui me tages montrait les dommages les plus importants et portait une rainure qui avait travers l entretoise sur environ un tiers de sa circonf rence Le dernier tage du compresseur est le rouet centrifuge M me s il y avait d importantes rainures sur l entr e du carter du rouet les do
37. se apr s que l ensemble soit sorti de la presse doit tre consign e Cette dimension n a toutefois pas t mesur e pendant que l ensemble rotor tait dans la presse hydraulique ni apr s sa sortie de la presse Une autre longueur mesur e entre les paulements des paliers num ro un et num ro deux a t prise et consign e et on a d termin qu elle tait conforme aux sp cifications On a remarqu au cours de l enqu te que lorsque les dimensions de toutes les pi ces concern es sont additionn es la Lycoming T5311 3 Overhaul Manual chapitre 72 30 31 Assembly of Compressor Rotor Assembly B 11 p 502B _12 dimension entre les paulements des paliers num ro un et num ro deux se situe automatiquement l int rieur des sp cifications m me sans appliquer aucune compression sur l ensemble L ensemble rotor du compresseur a t quilibr avant son installation dans le moteur et les v rifications de vibrations subs quentes la fois au banc d essai et pendant un vol d essai apr s installation dans l h licopt re n ont r v l aucune anomalie M me si le moteur n a pas t compl tement d truit dans l incendie qui a suivi l crasement il a n anmoins t expos une chaleur suffisante pour d former les surfaces ext rieures et pour br ler les tuyaux flexibles et les faisceaux de c bles On a jug qu il tait peu probable que les garnitures et les joints in
38. t orient s l un par rapport l autre l exception des stabilisateurs horizontaux qui taient situ s proximit mais qui taient s par s de la poutre de queue Cette derni re tait galement proximit mais s par e du fuselage principal aux environs de son point de fixation L ensemble rotor de queue y compris la bo te d engrenages 90 tait intact et en place sur la d rive et les bords d attaque des deux pales ne pr sentaient aucun dommage d impact L arbre de transmission du rotor de queue montrait une fracture de type en torsion sur presque toute sa circonf rence peu de distance de la bo te d engrenages 42 les deux bo tes d engrenages contenaient encore de lhuile et la cha ne de commande de pas tait intacte Les pales du rotor principal reposaient en position longitudinale par rapport au fuselage les pales taient tordues et bris es vers le bas mais leur bord d attaque ne pr sentait aucun dommage d impact L ensemble de commande du rotor principal tait correctement orient par rapport au reste de l a ronef mais le m t du rotor principal tait d tach de la transmission Le bo tier de la transmission tait compl tement fondu et les engrenages internes taient visibles L arbre creux d entr e transmission reposait sur des d bris fondus de la transmission mais demeurait fix au moteur par l arbre de transmission principal Le pignon d attaque n tait pas bris
39. tats de la v rification de puissance du moteur consign s dans le carnet de bord ont fourni un moyen pour estimer la puissance de sortie du moteur et pour faire un suivi de son rendement Une v rification de rendement maximal N1 est n cessaire pour confirmer que le moteur a atteint sa performance nominale sans d passer les limites prescrites du moteur Le pilote a sign le carnet de bord approuvant la remise en service de l a ronef L atelier de r vision a effectu une v rification de vibrations du moteur mais aucune v rification de la sorte n a t faite avant la remise en service de l h licopt re apr s l installation du nouveau moteur Le manuel de maintenance du moteur Honeywell Lycoming stipule qu une v rification de vibrations doit tre effectu e apr s l installation d un moteur Une telle v rification permet de s assurer que le moteur et la transmission sont correctement align s et de d tecter tout dommage qu aurait pu subir le moteur au cours de son transport ou de sa manutention L h licopt re a repris le travail au site Bonaparte Lake Apr s quelque 20 minutes de travail le pilote a Les heures sont exprim es en HAP temps universel coordonn moins sept heures N1 renvoie la vitesse de rotation du g n rateur de gaz qui s exprime en pourcentage du r gime nominal transmis un message l quipe de maintenance de Kamloops lui demandant de tenir pr t le mat riel de v rification de vibrat
40. ternes du r gulateur de carburant FCU soient demeur s intacts c est pourquoi on a d cid de ne pas tester le FCU ni de le d monter pour fins d examen Par radiographie on a d termin que l lectrorobinet de surpassement manuel d urgence du FCU que le pilote peut s lectionner pour contourner le r gulateur de la turbine de travail PTG et commander manuellement le d bit de carburant tait en position automatique normale L air fournie par le compresseur sert non seulement la combustion mais aussi au refroidissement du moteur ainsi toute r duction du d bit d air caus e par une d fectuosit du compresseur lui m me peut engendrer une augmentation des temp ratures internes du moteur Comme nous l avons d crit plus haut les aubes du rotor du compresseur montraient des signes de frottement contact entre un rotor et son stator Le frottement est g n ralement caus par un d s quilibre de masse une fracture d une aube de turbine ou de compresseur des paliers ou des joints d fectueux ou par un mauvais alignement du rotor qu il soit thermique ou m canique La transmission avait galement t r cemment install e dans l h licopt re et on a examin les dossiers de maintenance concernant la r vision et les r parations subs quentes avant l installation tant donn son tat on n a pas proc d un examen d taill en cours de d montage de la transmission ni d aucune partie de la ch
41. ture au niveau des aubes directrices de sortie de la CT et jusqu au point de fusion des aubes du disque de la CT Si le compresseur fonctionnait d j des r gimes N1 sup rieurs la limite affich e le processus susmentionn aurait t acc l r De plus le jeu d extr mit des aubes du compresseur peut galement avoir t r duit augmentant ainsi le risque de contact entre les composants fixes et tournants Lorsque le contact des aubes est devenu suffisamment important les aubes des quatri me et cinqui me tages du compresseur ont commenc se rompre en surcharge ce qui a entra n la destruction de toutes ces aubes Il s en est suivi une panne totale du moteur avant que les aubes mobiles et les aubes directrices de sortie de la PT ne commencent fondre LG 2 3 Op rations avec charge externe Le circuit lectrique du dispositif de largage distance du crochet de charge de P lingue avait t intentionnellement neutralis par cons quent le pilote ne pouvait larguer le r servoir h liport attach P lingue Selon les discussions et les d monstrations il est possible de tordre une manille de mani re ce qu elle se lib re du crochet de charge et puisque ni le dispositif de largage distance du crochet de charge ni la t te de commande et la manille du r servoir h liport n taient endommag s on peut conclure que c est sans doute l explication la plus probable du fait que le r servoir h
42. ures sur des h licopt res Bell 204 au cours des 90 derniers jours Il avait pilot le C GEAP au cours des deux derni res semaines de juin et de nouveau partir du 13 ao t 2003 1 3 Renseignements m t orologiques Paire de rassemblement tait situ e une altitude de quelque 4500 pieds au dessus du niveau de la mer asl dans une zone vallonn e La v g tation tait constitu e de broussaille dans une for t principalement form e d pinettes Les conditions m t orologiques pr dominantes taient un temps ensoleill chaud et sec Au moment de laccident une station m t orologique du service des for ts de la Colombie Britannique situ e 14 milles marins au sud est de Paire de rassemblement et une altitude de 3839 pieds asl a enregistr une temp rature de 20 C avec des vents variables qui atteignaient une vitesse maximale de 8 noeuds tout au long de la journ e Selon le gradient adiabatique normal la temp rature l altitude de Paire de rassemblement devait tre d environ 19 C L a roport de Kamloops situ 33 milles marins au sud de Paire de rassemblement une altitude de 1133 pieds asl a consign un calage altim trique de 30 04 pouces de mercure l altitude moyenne de travail de 4500 pieds asl les conditions m t orologiques pr sentes au moment de laccident quivalaient une densit altitude de quelque 5900 pieds et une altitude pression de quelque 4620 pieds Le jour pr c dent la temp
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