Source: http://www.tsb.gc.ca/fra/rapports-reports/aviation/1993/a93h0023/a93h0023.html
Timestamp: 2019-10-15 21:38:00+00:00
Document Index: 54738207

Matched Legal Cases: ['arrêt ', "l'article 211", 'arrêt ', 'arrêt ', 'arrêt ', 'arrêt ']

Rapport d'enquête aéronautique A93H0023
Les sept occupants de l'avion ont subi des blessures mortelles. L'accident s'est produit par 53° 04′ 71″ de latitude Nord et 93° 21′ 38″ de longitude Ouest, à une altitude d'environ 940 pieds-mer, pendant les heures d'obsécuritéé.
Le 11 mars 1993, le copilote avait échoué son épreuve de vérification de compétence pilote annuelle sur HS 748, et sa qualification de vol aux instruments avait été annulée par l'inspecteur. Les points insatisfaisants consistaient en une vérification effectuée trop lentement, et en un circuit d'attente aux instruments déterminé incorrectement. Le 18 mars 1993, il avait réussi sa dernière épreuve de vérification compétence en vol sur HS 748, qui était valide jusqu'au 1er octobre 1993. Le 14 septembre 1993, il avait passé une vérification de compétence pilote sur le C-46 effectuée par un pilote vérificateur de la compagnie. Cette vérification était valide jusqu'au 1er avril 1994. La qualification sur le C-46 prolongeait la qualification sur le HS 748 jusqu'au 1er avril 1994 selon l'Ordonnance sur la navigation aérienne (ONA) série II, no 53.
La réglementation canadienne n'exige pas que des simulateurs de vol soient utilisés pour l'entraînement. Air Manitoba n'avait pas accès à un simulateur de vol de HS 748. L'ONA, série VII, no 2, exige que les points spécifiques de l'entraînement soient exécutés dans un avion lorsqu'on ne dispose pas d'un simulateur ou que ce dernier ne peut pas reproduire avec précision les caractéristiques de l'avion. Le programme d'entraînement d'Air Manitoba satisfaisait aux exigences spécifiées dans l'ONA, série VII, no 2.
On a trouvé le pylône de commande sur les lieux de l'accident, et le levier de commande volets y était encore fixé; le levier était complètement poussé (sur UP.. La glissière du levier volets avait été déformée par la force de l'impact, et le levier lui-même était déformé vers l'avant, ce qui indique qu'il avait été poussé ou heurté de l'arrière pendant l'écrasement. Les indices n'ont pas permis de déterminer la position du levier volets juste avant l'impact.
Du courant alternatif (c.a.) triphasé de 115 V, 400 hertz (Hz), est distribué par l'intermédiaire des bus c.a. no 1 et no 2 qui sont mis sous tension par un onduleur statique.
À l'origine, l'avion était équipé de deux onduleurs rotatifs Bendix qui fournissaient du courant de 115 V triphasé, 400 Hz, aux bus c.a. no 1 et no 2. En juillet 1989, chacun de ces onduleurs a été remplacé par deux onduleurs statiques, modèle PC-17A, et un convertisseur de phase, modèle PH-3F-400. Le PH-3F-400 convertit les deux PC-17A en une source de courant triphasé, en triangle, 400 Hz, phase à phase, de 115 V c.a., et il permet à chaque onduleur de fonctionner distinctement, bien que les charges puissent être déséquilibrées. Le convertisseur de phase synthétise une troisième phase de 115 V c.a. en forçant un déphasage entre les deux onduleurs PC-17A. Les onduleurs PC-17A sont des sources d'alimentation statiques transistorisées qui fonctionnent à partir du courant de 28 V c.c. de l'avion et qui fournissent du 115 et du 26 V c.a. à 400 Hz. Sur le C-GQTH, la sortie de 26 V c.a. n'était pas utilisée parce que les autotransformateurs 115/26 V no 1 et no 2 d'origine fournissaient l'alimentation de 26 V c.a. Les sorties de chaque paire d'onduleurs sont identifiées comme étant les phases rouge et bleue, et elles sont appliquées par l'intermédiaire des fusibles de 10 ampères à un relais de transfert, puis aux barres bus c.a. no 1 et no 2 montées sur le panneau de distribution gauche. Désormais, chaque paire d'onduleurs sera considérée comme s'il s'agissait d'un seul onduleur, le no 1 ou le no 2.
Les onduleurs sont mis sur ON.ou sur OFF.à l'aide de deux interrupteurs situés sur le tableau supérieur du poste de pilotage. La procédure d'Air Manitoba consistait à mettre les interrupteurs sur ON.au début d'une série de vols et de les laisser sur ON.jusqu'à la fin du dernier vol de l'équipage concerné. Un interrupteur de transfert pour chaque onduleur permet, par l'intermédiaire d'un relais de transfert, de transférer toute l'alimentation électrique d'un onduleur en panne ou non sélectionné à l'onduleur en train de fonctionner. Chacun des onduleurs est en mesure de fournir tout le courant électrique c.a. dont l'avion a besoin. Un seul voltmètre et les fréquencemètres affichent la sortie d'un onduleur à la fois, quel que soit celui qui a été sélectionné.
Normalement, l'onduleur no 1 fournit du courant de 115 V c.a. au bus c.a. no 1, qui alimente les composants suivants :
le détecteur statique no 1;
l'onduleur du voltmètre no 1;
Normalement, l'onduleur no 2 fournit du courant de 115 V c.a. au bus c.a. no 2, qui alimente les composants suivants :
le détecteur statique no 2;
l'onduleur du voltmètre no 2;
La mise sur OFF.ou une panne de l'onduleur no 1 ou no 2, y compris une panne partielle, produira ce qui suit :
l'indicateur magnétique connexe affichera OFF.
la drapeau de panne de l'horizon artificiel gauche (no 1) ou droit (no 2) apparaîtra;
l'indicateur de pression d'huile gauche (no 1) ou droit (no 2) affichera zéro;
l'indicateur de température d'huile gauche (no 1) ou droit (no 2) affichera moins 30; et
l'indicateur de carburant gauche (no 1) ou droit (no 2) affichera la donnée qui était indiquée lorsque la panne s'est produite.
En cas de mise sur OFF.ou d'une panne de l'onduleur no 1, outre ce qui est mentionné ci-dessus, le voyant de panne6 de l'enregistreur de données de vol (FDR) s'allumera, la fonction test du CVR indiquera qu'il est hors service (il n'y a pas d'autres indications de panne CVR), et, si les rotors de gyro directionnel restent à la position d'inertie, les roses de gyrocompas resteront sur le cap qui était indiqué lorsque la panne s'est produite. Les roses compas pouvaient être réglées manuellement, mais elles ne tournaient pas nécessairement lorsque l'avion tournait.
Le circuit d'onduleur comprend un indicateur magnétique pour chaque bus c.a. L'indicateur est muni d'un ressort de rappel pour afficher OFF .lorsque le bus n'est pas sous tension, et il tourne de façon magnétique pour afficher ON.lorsqu'il est sous tension. L'indicateur magnétique du bus c.a. no 1 a été récupéré, et il était endommagé. Les dommages montrent que l'indicateur affichait ON.au moment où il a été endommagé. Cela indiquerait, en l'absence d'autres indices, que le bus c.a. no 1 était mis sous tension, soit par l'onduleur no 1, soit par l'onduleur no 2, l'interrupteur de transfert no 1 étant commandé. On n'a découvert aucun autre indice indiquant que le bus c.a. no 1 était sous tension à un moment quelconque après l'arrêt de l'avion après l'atterrissage à Sandy Lake..Les indices qui suivent indiquent que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension :
Le relais de transfert no 1 a été trouvé sur les lieux de l'accident. Toutefois, il avait subi des dommages tellement importants qu'on n'a pu déterminer dans quel état il était ou s'il était utilisable avant l'accident.
Les indices montrant que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension l'emportent sur les indices que présente l'indicateur magnétique. On a par conséquent conclu que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension. Toutefois, on n'a pu déterminer pourquoi l'indicateur affichait ON.si le bus n'était pas sous tension.
21 à 22 lb/po2. Après une analyse de la marque et de la façon dont l'instrument était conçu, on a conclu que la marque a été faite par l'aiguille de pression d'huile pendant l'écrasement. L'aiguille de l'indicateur est rappelée par ressort et descend au-dessous de la graduation zéro lorsque l'instrument n'est pas alimenté en courant c.a. La marque est donc une indication que l'instrument affichait la pression d'huile et, par conséquent, qu'il était alimenté au moment de l'impact. Puisque les indicateurs de pression d'huile sont alimentés en courant c.a., et puisqu'il n'y avait pas de courant en provenance du bus c.a. no 1, la marque sur le cadran est une indication que le bus c.a. no 2 était sous tension. C'est le seul indice qu'on a trouvé concernant l'état du bus c.a. no 2.
l'état de service, avant l'impact, des quatre onduleurs des circuits électriques no 1 et no 2 n'a pu être déterminé;
la tension de sortie de l'onduleur no 1 qui débitait dans la phase rouge était de 122 V neuf jours avant l'accident; la tolérance spécifiée est de 115 V +5 %, -7 % (maximum de 120,75 V, minimum de 107 V);
les convertisseurs de phase no 1 et no 2 n'étaient pas montés conformément au schéma de câblage approuvé;
le séquenceur de phase des sous-tensions no 1 était en bon état de service avant l'accident;
le relais de transfert de l'onduleur no 2 était hors service avant l'accident. Il est improbable que l'équipage ait été au courant de cette situation.
L'avion était équipé de deux horizons artificiels gyroscopiques (indicateurs d'assiette) alimentés en courant c.a., un AIM de modèle 500-ECF à gauche et un AIM de modèle 251-ECFR à droite. L'indicateur du côté gauche était alimenté par le bus c.a. no 1, et celui du côté droit, par le bus c.a. no 2. Chaque indicateur était muni d'un drapeau d'alarme conçu pour apparaître sur le cadran si l'instrument ne recevait pas de courant électrique. Aucun des horizons artificiels ni aucun de leurs composants n'ont été retrouvés après l'écrasement.
L'ONA, série II, no 18, Indicateurs d'inclinaison longitudinale et transversale supplémentaires, publiée en 1972, exige que les gros turboréacteurs (masse au décollage de plus de 12 500 livres) soient équipés d'un troisième indicateur d'inclinaison longitudinale et transversale alimenté par une source indépendante du circuit d'alimentation électrique. Aucun règlement n'exige que les gros turbopropulseurs en soient équipés; le C-GQTH n'était pas équipé d'un horizon artificiel de secours.
Le circuit de compas gyrosyn des deux compas était alimenté par le bus c.a. no 1. Si cette source d'alimentation avait été coupée et qu'aucun transfert n'avait été effectué, les deux compas auraient cessé de fonctionner, et aucune rose compas ne se serait nécessairement déplacée lorsque l'avion aurait tourné.
Le GPS Garmin 100 ne satisfaisait pas aux exigences de la Technical Standard Order.(TSO) relative aux récepteurs de GPS IFR (TSO C-129). Par conséquent, le GPS ne pouvait pas être homologué pour utilisation comme instrument de vol IFR principal.
Le C-GQTH n'était pas équipé d'un GPWS, mais il l'avait été dans le passé. L'ONA, série II, no 22, exige que les gros turboréacteurs soient équipés d'un GPWS. Aucun règlement n'exige que les gros turbopropulseurs soient équipés de ce dispositif.
Un GPWS pour l'avion en question nécessiterait du courant de 115 V c.a. et de 28 V c.c., l'alimentation c.a. étant fournie par le bus c.a. no 1.
Article 24-13, Onduleurs principaux (no 1 et no 2)
Les performances de décollage de l'avion relativement au vol fatidique ont été calculées à l'aide des données suivantes : vent de face nul; température de −5°C; calage altimétrique de 29,75 pouces, altitude-pression de 1 000 pieds-mer; et piste aménagée, dure et sèche de 3 500 pieds de longueur. La température était la moyenne des trois stations météorologiques les plus proches, et le calage altimétrique était le plus bas signalé par ces mêmes stations. La piste était en gravier, mais sa surface était gelée et damée, et elle ressemblait à une surface aménagée, en dur et sèche.
Le 12 mars 1971, Hawker Siddeley Aviation a publié un avis aux exploitants intitul é Operations From Unpaved Surfaces.qui se rapportait aux HS 748, des séries
Island Lake - 14 h HNC - Ciel partiellement obscurci, plafond estimé à 1 100 pieds et ciel couvert, visibilité de 1 mille dans de la faible neige, température de −6°C, point de rosée de −7°C, vent du 220 degrés vrai à 6 noeuds et calage altimétrique de 29,76.
Island Lake - 16 h HNC - Ciel partiellement obscurci, plafond estimé à 1 100 pieds et ciel couvert, visibilité de 8 milles dans de la faible neige, température de −4°C, point de rosée de −6°C, vent du 260 degrés vrai à 5 noeuds, et calage altimétrique de 29,74.
Island Lake - Rapport régulier spécial de 18 h HNC - Plafond mesuré à 900 pieds et ciel couvert, visibilité de 10 milles dans de la faible neige, température de −4 °C, point de rosée de −6°C, et vent du 310 degrés vrai à 8 noeuds, calage altimétrique de 29,76.
Big Trout Lake - Observation régulière de 0000Z (18 h HNC) - Nuages épars à 1 600 pieds, plafond estimé à 2 200 pieds et ciel couvert, ciel couvert à 3 100 pieds, visibilité de quatre milles dans de la faible neige, température de −7°C, point de rosée de −9°C, vent du 220 degrés vrai à 7 noeuds, calage altimétrique de 29,77.
Big Trout Lake - Observation spéciale de 0011Z (18 h 11 HNC) - Plafond estimé à 1 100 pieds et ciel couvert, visibilité de 2,5 milles dans de la faible neige, température de −7°C, point de rosée de −8°C, vent du 220 degrés vrai à 8 noeuds, calage altimétrique de 29,77.
Red Lake - Observation régulière de 0000Z (18 h HNC) - Plafond mesuré à 1 100 pieds et ciel couvert, visibilité de 3 milles dans de la faible neige, température de − 5°C, point de rosée de −7°C, vent du 190 degrés vrai à 6 noeuds, calage altimétrique de 29,81.
400 Hz. La source de courant de 115 V c.a. pour les enregistreurs est le bus c.a. no 1, qui est alimenté par l'onduleur no 1 ou l'onduleur no 2 s'il y a eu transfert.
En 1991, Transports Canada avait accordé une exemption à la Section 2 de l' Ordonnance concernant les enregistreurs de données de vol.(ONA, série II, no 13) à Air Manitoba. Cette exemption autorisait la compagnie à exploiter quatre HS 748 utilisant des enregistreurs à feuille de cinq paramètres montés et fonctionnant, conformément au paragraphe 5,9(2) de la Loi sur l'aéronautique . L'approbation de Transports Canada concernant le montage et l'utilisation de l'enregistreur universel à bord du C-GQTH n'avait pas été demandée. Un enregistreur universel fournit des données plus précises et plus faciles à analyser.
Au moment de l'accident, Air Manitoba exploitait une flotte de six avions, dont cinq HS 748. La compagnie assurait depuis 1985 un service régulier et d'affrètement sur ses HS 748 en vertu de l'ONA VII, série no 2. La compagnie employait 100 personnes et gérait ses activités à partir d'un hangar et d'un atelier d'entretien situés à l'aéroport international de Winnipeg. Air Manitoba est un transporteur de classe trois qui s'est développé grâce à des acquisitions et à des fusions de plus petits transporteurs. Les petits transporteurs assurent habituellement l'exploitation à partir d'une base principale qui comprend des bureaux, des installations d'entretien et du personnel de soutien. Toutefois, les opérations et les travaux d'entretien effectués loin de la base sont souvent exécutés dans des milieux relativement rigoureux et difficiles, avec peu d'aide. Cette situation nécessite que la personne, qu'il s'agisse d'un pilote ou d'un technicien d'entretien, fasse preuve d'ingéniosité et d'initiative pour accomplir les tâches nécessaires.
Les opérations aériennes d'Air Manitoba sont régies par l'ONA, série VII, no 2, qui traite des transporteurs aériens qui utilisent de gros avions (avions dont la masse au décollage maximale certifiée dépasse 12 500 lb). Son certificat d'exploitation (numéro 1066) autorise le service intérieur et le service international à la demande entre des points au Canada, entre des points au Canada et à l'étranger, et entre des points à l'étranger sur HS 748, Curtis C-46 et Cessna 208. La base principale d'opérations est situé à Winnipeg (Manitoba). Il y a une base secondaire homologuée, en exploitation, à Churchill (Manitoba). Les bases secondaires homologuées de Gillam et de Thompson (Manitoba) ne sont pas en exploitation.
10 L'expression «selon état» est définie dans le Manuel de navigabilit. de Transports Canada comme étant une méthode d'entretien comportant des inspections ou des tests périodiques pour déterminer l'état de composants, de systèmes ou de parties de structure.
L'examen a montré que les méthodes d'entretien d'Air Manitoba étaient, en de nombreux cas, non conformes aux exigences spécifiées dans le Règlement de l'Air.et les Ordonnances sur la navigation aérienne qui concernent les opérations d'Air Manitoba :
A. Le manuel de contrôle de maintenance n'était pas conforme aux exigences du Manuel de navigabilit. en ce qu'il ne reflétait pas avec précision, par exemple, le programme d'entretien approuvé.
Depuis 1989, trois horizons artificiels avaient été remplacés au poste no 1, et sept au poste no 2. Pour certains remplacements, il n'y avait pas de certification dans le carnet de bord.
Depuis mars 1991, quatre indicateurs de virage et de dérapage avaient été remplacés au poste no 1, et six au poste no 2.
Il y avait de nombreuses étiquettes de certification montrant que des pièces en bon état de service avaient été enlevées d'un avion et montées sur un autre avion de la flotte. Il y avait également des étiquettes indiquant que des pièces avaient été enlevées de l'avion immatriculé C-GQPE, un HS 748 arrivé au Canada en provenance des Bahamas grâce à un permis de vol. Cet avion n'avait pas été soumis à une procédure d'importation ni n'avait reçu de certificat de navigabilité canadien, et il n'était pas en service. Il n'y avait pas de renseignements relatifs au C-GQPE sur ces étiquettes ou attachés à celles-ci, contrairement aux exigences de la section 575.217 du Manuel de navigabilit..
Au moment de l'écrasement, l'inspection des parties chaudes du moteur no 1 était dépassée de 2,6 heures. Rien n'indique qu'il était prévu que cette inspection allait être effectuée. Les moteurs et les hélices du C-GQTH étaient entretenus au besoin.
- L'ONA, série II, no 4 intitulée Ordonnance sur les certificats de navigabilité des aéronefs.stipule ce qui suit :
a) l'aéronef est entretenu selon un programme d'entretien conforme aux normes établies par le Ministre en vertu de l'article 211 du Règlement de l'Air. et
selon le cas, aux heures et aux dates et selon les procédures prévues dans le Manuel de navigabilit. ou le Manuel du mécanicien et de l'inspecteur.
Le C-GQTH n'avait pas été entretenu conformément au programme d'entretien approuvé exigé par l'ONA, série II, no 4, et le programme d'entretien approuvé ne satisfaisait pas aux exigences du Manuel de navigabilit.. Il semble donc que le certificat de navigabilité du C-GQTH n'était pas en vigueur au moment de l'accident.
Les seules anomalies techniques découvertes pendant l'enquête étaient que le FDR, le CVR et le gyrocompas n'étaient sous tension à aucun moment après l'arrêt des moteurs à l'atterrissage à Sandy Lake. Cette information nous permet de conclure que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension à aucun moment pendant le vol. Par conséquent, on peut conclure qu'aucun composant qui était alimenté par ce bus ne fonctionnait. L'analyse de la marque décelée sur le cadran de pression d'huile indiquait que le bus c.a. no 2 était sous tension; toutefois, on n'a découvert aucun indice pertinent.
Les scénarios suivants sont fondés sur tous les éléments de preuve, même si ces éléments sont incomplets. C'est ce qui a pu se passer, mais ce n'est pas nécessairement ce qui est arrivé. Comme l'avion a décollé au moins sans courant au bus c.a. no 1, le BST a pensé qu'il était nécessaire d'examiner toutes les possibilités pour s'assurer que tous les éléments de preuve étaient pris en considération.
Il est improbable.que l'équipage ait pu subir une panne d'alimentation c.a., ou qu'il ait eu des indications de panne, et qu'il ne se soit pas aperçu d'une indication de défaillance quelconque avant de décoller. Il est également improbable.que l'équipage aurait décollé en sachant que le système c.a. ne fonctionnait pas conformément aux exigences de la MEL et aux pratiques de pilotage sûres. L'examen suivant est basé sur le fait qu'il y a seulement quatre possibilités concernant l'alimentation c.a. et la prise de conscience de la situation par l'équipage : il n'y avait pas de courant provenant du bus c.a. no 1 seul, ou il n'y avait pas de courant en provenance de l'un ou l'autre bus c.a.; et l'équipage était conscient ou n'était pas conscient de cette situation.
2.3.2 Bus c.a. no 1 hors tension
Il n'y avait pas de courant en provenance du bus c.a. no 1. Malgré cette panne de courant, les instruments de vol suivants devaient être disponibles : tous les instruments du tableau de bord droit, sauf le gyrocompas, les altimètres, le compas de secours et les indicateurs de virage et de dérapage.
La panne de courant du bus c.a. no 1 peut avoir été causée par une panne, ou l'onduleur no 1 peut avoir été délibérément mis sur OFF.à un moment donné entre l'arrêt et le démarrage normal de l'avion et non remis sur ON. Quel que soit le cas, ce qui suit serait évident : l'indicateur magnétique no 1 afficherait OFF. les instruments du côté gauche, qui comprennent l'horizon artificiel, le gyrocompas, l'indicateur de pression d'huile et de température moteur, et l'indicateur de quantité de carburant, ne fonctionneraient pas; et le voyant de panne du bus c.a. no 1 et le voyant de panne FDR seraient allumés. Puisque le gyrocompas de droite est également alimenté par le bus c.a. no 1, il n'aurait pas fonctionné non plus. Le voltmètre et les fréquencemètres n'auraient pas indiqué la sortie onduleur voulue si le circuit c.a. no 1 avait été vérifié.
Les vérifications que l'équipage de conduite doit effectuer avant chaque vol, si elles sont effectuées, révèlent toutes les conditions notées et les indications de panne. Pour que l'équipage ne se rende pas compte des indications de panne, il faut qu'il n'ait pas effectué les vérifications voulues. En outre, l'équipage n'a pas réagi lorsque le voyant d'alarme c.a. no 1 s'est allumé, ou bien le voyant d'alarme était hors service.
Les composants qui sont alimentés par un onduleur en panne peuvent être transférés à l'onduleur en bon état de service au moyen du système de transfert manuel. Si l'équipage était au courant de la panne du circuit c.a. no 1 et qu'il a effectué ce transfert, on doit conclure que le transfert n'a pas fonctionné parce que le courant n'a jamais été rétabli aux enregistreurs : il n'a pas été possible de déterminer si le relais était en état de fonctionnement avant l'accident. Il serait étrange que l'équipage n'ait pas remarqué que le système de transfert était également en panne, puisque les indications de panne seraient restées les mêmes après la tentative de transfert.
Si les deux bus c.a. n'étaient pas sous tension, les indications dans le poste de pilotage auraient été celles présentes lorsque le bus c.a. no 1 n'est pas sous tension, en plus des indications suivantes : l'indicateur magnétique no 2 afficherait OFF. les instruments du côté droit, qui comprennent l'horizon artificiel, l'indicateur de pression d'huile et de température moteur, et l'indicateur de quantité carburant, ne fonctionneraient pas; et le voyant de panne du bus c.a. no 2 serait allumé. Le voltmètre et les fréquencemètres n'auraient pas affiché la sortie onduleur voulue si le circuit c.a. no 2 avait été vérifié.
Il est possible que l'équipage ait mis les deux onduleurs sur OFF .après l'arrêt de l'avion à Sandy Lake et qu'il ait oublié de les remettre sur ON. Il est peu probable que l'équipage n'aurait pas été conscient de toutes les indications de panne c.a. pendant le démarrage et le roulage à moins qu'il ait décidé de retarder la mise des onduleurs sur ON.jusqu'au tout dernier moment avant de décoller, peut-être pour permettre aux batteries de se charger plus facilement. Toutefois, l'équipage aurait alors dû décoller en n'ayant pas effectué les vérifications nécessaires qui lui aurait rappelé que les bus c.a. n'étaient pas sous tension, inconscient des indications de panne qui auraient été évidentes.
Les explications qui suivent sont basées sur l'hypothèse que l'équipage savait que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension et que les instruments du côté gauche ne fonctionnaient pas. C'est la seule hypothèse plausible qui peut être avancée selon laquelle l'équipage aurait décidé qu'il fallait décoller malgré une panne. Il y a un certain nombre de facteurs que l'équipage a pu considérer avant de prendre la décision d'entreprendre le vol.
L'avion n'était pas équipé d'un dispositif avertisseur de proximité du sol (GPWS) en état de fonctionnement. La réglementation n'exige pas que les gros avions turbopropulseurs soient équipés de ce dispositif. Si l'avion avait été équipé d'un GPWS en état de fonctionnement, ce dispositif se serait déclenché lorsque l'avion a commencé à descendre une fois l'altitude maximale atteinte. Toutefois, dans le cas présent, s'il y avait eu un GPWS, il aurait été alimenté par le bus c.a. no 1; par conséquent, il n'aurait pas pu alerter l'équipage.
Si l'équipage a décollé en sachant que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension, les deux pilotes peuvent avoir essayé de résoudre le problème pendant la montée. Toutefois, ils devaient être très conscients qu'ils n'avaient pas d'instruments de vol du côté gauche, et ils auraient surveillé les instruments qui restaient. S'ils ne se sont aperçus qu'après avoir atteint la V1 pendant le décollage que le circuit c.a. no 1 ou les deux circuits c.a. ne fonctionnaient pas, ils peuvent tous les deux avoir tenté de résoudre le problème. Puisqu'ils ont également continué d'effectuer leurs tâches normales après le décollage, leur attention a pu être détournée de leur tâche principale qui consistait à s'assurer que l'avion conservait la bonne assiette de vol.
L'avion a passé 20 minutes au sol à Sandy Lake. C'était le moment pour l'équipage de se préparer à effectuer le vol suivant, mais, à ce qu'il semble, il y avait à peine suffisamment de temps pour permettre à l'équipage d'examiner le problème du circuit c.a. no 1 et de tenter de le résoudre, puis d'examiner comment il allait composer avec le manque d'instruments de vol. De même, s'il avait été conscient du problème, il aurait probablement fait attention dans l'exécution de ses vérifications au sol pour s'assurer qu'il avait effectivement suffisamment d'instruments pour effectuer le vol en toute sécurité. À cause de la courte période passée au sol, particulièrement après le démarrage des moteurs, on peut conclure que l'équipage n'a pas effectué de procédures extraordinaires proportionnées à un problème connu et qu'il a décollé sans savoir que quelque chose n'allait pas. S'il a décollé sans savoir qu'il n'y avait pas de courant en provenance de l'un ou l'autre des bus c.a., ou des deux, c'est que l'équipage n'a pas exécuté tous les points de la liste de vérifications après démarrage, de roulage et avant décollage.
Si on se base sur le nombre d'indications de panne présentées à l'équipage ou dont ce dernier pouvait se rendre compte, et parce que les équipages de conduite effectuent normalement les vérifications nécessaires, une hypothèse plus plausible serait que l'équipage savait, avant le décollage, que le circuit c.a. ne fonctionnait pas correctement. Si l'équipage avait précédemment éprouvé ce type de problème, ce qui ne serait pas inhabituel si l'on considère le nombre d'heures de vol de chaque pilote, les problèmes auraient pu être réglés rapidement. Si l'équipage a décollé en sachant que le bus c.a. no 1 n'était pas sous tension, il s'est écarté des pratiques de pilotage sûres. La décision de décoller malgré la panne correspondrait aux attitudes de la compagnie qui permettaient de s'écarter des normes de sécurité aérienne.
Le bus c.a. no 1 n'a jamais été mis sous tension après l'arrêt de l'avion à Sandy Lake, pour une raison qui n'a pas pu être déterminée.
que le ministère des Transports s'assure immédiatement, par le biais d'une vérification sur le terrain, que tous les FDR et CVR actuels respectent les exigences réglementaires, et qu'il rende publiques ses conclusions.
Recommandation A94-01 du BST
Recommandation A94-02 du BST
Recommandation A94-03 du BST
Les circonstances de cet accident sont caractéristiques d'un impact sans perte de contrôle (CFIT, de l'anglais controlled flight into terrain.. Un CFIT est un accident au cours duquel un aéronef est conduit par inadvertance contre le relief, l'eau ou un obstacle, sans que l'équipage ait conscience de la situation anormale. Le Bureau constate avec inquiétude que sur une période de 11 ans, soit entre le 1er janvier 1984 et le 31 décembre 1994, 68 appareils commerciaux (à l'exclusion de ceux effectuant des vols spéciaux à basse altitude) ont subi ce genre d'accident. Étant donné la fréquence et la gravité des accidents CFIT, le Bureau effectue une étude sur ces accidents afin de déterminer les lacunes systémiques qui y sont reliées.
que le ministère des Transports modifie le Manuel des vérifications réglementaires.de façon à soumettre à des vérifications plus approfondies les transporteurs aériens pour lesquels se dégage une tendance négative de leurs indicateurs de gestion des risques.
Recommandation A94-23 du BST
que le ministère des Transports s'assure que ses inspecteurs chargés des vérifications soient en mesure d'utiliser les méthodes de gestion des risques de façon à pouvoir identifier les transporteurs devant faire l'objet de vérifications plus rigoureuses.
Recommandation A94-24 du BST
que le ministère des Transports élabore en priorité une méthode permettant de surveiller le suivi donné aux vérifications.
Recommandation A94-25 du BST
Recommandation A94-26 du BST
A94-25 et A94-26, Transports Canada a répondu que le Manuel des vérifications réglementaires.sera revu de manière que des consignes claires soient données pour assurer qu'il y ait en place des systèmes de suivi efficaces après vérification. De plus, un Système d'information national des compagnies aériennes (SINCA) amélioré devrait être opérationnel vers septembre 1995 pour retracer les suivis de vérification à l'échelle nationale. Dans l'intervalle, une directive sera diffusée aux régions pour qu'elles revoient leurs propres systèmes de suivi.
le ministère des Transports accélère la mise en oeuvre des normes et des procédures GPS approuvées, devant être utilisées dans l'espace aérien canadien.
Recommandation A95-08 du BST
Bon nombre de ces avions turbopropulseurs présentent une capacité en passagers équivalente à celle d'un avion turboréacteur de taille moyenne. Toutefois, contrairement aux avions turboréacteurs de même taille, les avions turbopropulseurs n'ont pas à être équipés d'un indicateur d'assiette de secours ni d'un GPWS. Transports Canada est en train de revoir, au moyen d'un comité consultatif, les Règlements de l'aviation canadiens.relatifs à l'exploitation d'un aéronef dans des services aériens commerciaux. Le comité se penchera, en partie, sur la maximisation de la compatibilité du système réglementaire canadien avec celui d'autres organismes réglementaires, comme la Federal Aviation Administration (FAA) des États-Unis.
microphone du poste de pilotage
de l'anglais, controlled flight into terrain.: impact sans perte de contrôle
satellite de recherche et de sauvetage
Système d'information national des compagnies aériennes
Technical Standard Order.