Rapport d'enquête aéronautique A94C0141

Le Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST) a enquêté sur cet accident dans le seul but de promouvoir la sécurité des transports. Le Bureau n'est pas habilité à attribuer ni à déterminer les responsabilitéés civiles ou pénales.

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Perte de puissance
Athabaska Airways Ltd.
Bell 206B III JetRanger (hélicoptère) C-GELT
19 nm au sud de Porcupine Plain
(Saskatchewan)
26 juillet 1994

Résumé

Le pilote de l'hélicoptère effectuait une série de vols d'affrètement dans la région de la baie d'Hudson, en Sakatchewan. Les vols avaient pour objet de localiser et de baguer des cygnes trompettes. Le pilote et trois passagers volaient à une altitude d'environ 3 000 pieds-mer lorsqu'ils ont entendu un bourdonnement aigu provenant du compartiment moteur. Le pilote a remarqué que la puissance du moteur diminuait et a décidé de poser l'appareil en autorotation dans un marais. L'hélicoptère a fait un atterrissage dur et a été lourdement endommagé; personne n'a été blessé.

Le Bureau a déterminé qu'une aube de turbine s'est rompue et a causé des dommages internes au poste de turbine, ce qui a provoqué une perte de puissance. L'aube s'est rompue en fatigue, probablement à la suite de contraintes ou d'excitations associées au moteur. La source des contraintes ou des excitations n'a pu être déterminée.

Table des matières

  1. 1.0 Renseignements de base
    1. 1.1 Déroulement du vol
    2. 1.2 Victimes
    3. 1.3 Dommages à l'aéronef
    4. 1.4 Autres dommages
    5. 1.5 Renseignements sur le personnel
    6. 1.6 Renseignements sur l'aéronef
    7. 1.7 Renseignements météorologiques
    8. 1.8 Procédures relatives au disjoncteur d'avertissement
    9. 1.9 Indications de défaillance moteur
    10. 1.10 Enregistreurs de bord
    11. 1.11 Renseignements sur l'épave et sur l'impact
    12. 1.11.1 Examen préliminaire
    13. 1.11.2 Démontage du moteur
    14. 1.11.3 Rapport du Laboratoire technique du BST
    15. 1.12 Renseignements médicaux
    16. 1.13 Incendie
    17. 1.14 Questions relatives à la survie des occupants
  2. 2.0 Analyse
    1. 2.1 Introduction
    2. 2.2 Rupture d'aube
    3. 2.3 Perte de puissance
    4. 2.4 Indications d'avertissement
    5. 2.5 Support
  3. 3.0 Conclusions
    1. 3.1 Faits établis
    2. 3.2 Causes
  4. 4.0 Mesures de sécurité
  5. 5.0 Annexes
    1. Annexe A - Liste des rapports pertinents
    2. Annexe B - Sigles et abréviations

1.0 Renseignements de base

1.1 Déroulement du vol

Le pilote de l'hélicoptère effectuait une série de vols d'affrètement pour la Direction de l'environnement, de la gestion des ressources et de la faune de la Saskatchewan, dans la région de la baie d'Hudson, en Saskatchewan. Les vols avaient pour objet de localiser et de baguer des cygnes trompettes. Le pilote et trois passagers volaient à une altitude d'environ 3 000 pieds-mer lorsqu'ils ont entendu un bourdonnement aigu provenant du moteur. Le pilote a remarqué que le régime de la turbine de travail diminuait et a dit aux passagers de se préparer en vue d'un atterrissage d'urgence.

Le pilote a décidé de poser l'hélicoptère en autorotation droit devant dans un marais. Une quantité importante d'énergie rotor était nécessaire pour éviter de grands arbres situés en bordure de la zone, et le pilote n'a pas pu empêcher l'hélicoptère de se poser lourdement. L'hélicoptère a été lourdement endommagé; personne n'a été blessé. Le pilote a pu communiquer par radio avec sa base, et un autre hélicoptère est arrivé sur les lieux en moins d'une heure.

1 Les heures sont exprimées en HNC (temps universel coordonné [UTC] moins six heures) sauf indication contraire.

2 Voir l'annexe B pour la signification des sigles et abréviations.

L'accident s'est produit de jour à 17 h 40, heure normale du Centre1 (HNC)2, à environ 19 milles au sud de Porcupine Plain (Saskatchewan) par 52· 21' de latitude Nord et 103· 02' de longitude Ouest, à une altitude de 2 000 pieds-mer.

1.2 Victimes

  Équipage Passagers Tiers Total
Tués - - - -
Blessés graves - - - -
Blessés légers/indemnes 1 3 - 4
Total 1 3 - 4

1.3 Dommages à l'aéronef

L'hélicoptère a été lourdement endommagé pendant l'atterrissage dur. Les patins hauts ont été repliés vers l'extérieur et l'arrière, et le hublot d'observation concave a été fracassé. La boîte de transmission s'est inclinée vers l'avant et a endommagé la partie supérieure de la cabine, la tringlerie de commande et les poutres principales; toutefois, le rotor principal n'a pas heurté la poutre-fuselage ni la cabine, et l'hélicoptère est demeuré intact.

1.4 Autres dommages

Aucun.

1.5 Renseignements sur le personnel

Pilote
Âge - 37 ans
Licence - pilote professionnel
Date d'expiration du certificat de validation - 1er mai 1995
Nombre d'heures de vol - 2 600
Nombre d'heures de vol sur type en cause - 2 000
Nombre d'heures de vol dans les 90 derniers jours - 190
Nombre d'heures de vol sur type en cause dans les 90 derniers jours - 190
Nombre d'heures de service avant l'accident - 8
Nombre d'heures libres avant la prise de service - 15

Le pilote possédait la licence et les qualifications nécessaires au vol et en vertu de la réglementation en vigueur.

1.6 Renseignements sur l'aéronef

Constructeur - Bell Helicopter Textron
Type et modèle - 206B
Année de construction - 1980
Numéro de série - 2994
Certificat de navigabilité (Permis de vol) - valide
Nombre d'heures de vol cellule - 7 709,6
Type de moteur (nombre) - Allison 250-C20B (1)
Type d'hélice/de rotor (nombre) - semi-rigide (1)
Masse maximale autorisée au décollage - 3 200 lb
Type(s) de carburant recommandé(s) - Jet A, Jet B
Type de carburant utilisé - Jet B

L'hélicoptère était certifié, équipé et entretenu conformément à la réglementation en vigueur et aux procédures approuvées.

L'hélicoptère était équipé d'un support de cargaison d'Athabaska Airways, monté à l'extérieur sur les traverses tubulaires de droite. Le support avait été approuvé par Transports Canada (n· d'approbation

C-78-080) et il pouvait être utilisé sur l'hélicoptère. L'approbation de Transports Canada comprenait un supplément au manuel de vol homologué. Le supplément exigeait que le matériel transporté sur le support ne gêne en rien l'ouverture des portes de l'hélicoptère.

1.7 Renseignements météorologiques

Il semble que le temps était dégagé avec des vents légers soufflant vers le sud-ouest et que la température était de 27 degrés Celsius.

1.8 Procédures relatives au disjoncteur d'avertissement

Le pilote a déclaré que la procédure de la compagnie prescrivait de tirer le disjoncteur des voyants d'avertissement avant de faire démarrer le moteur afin de couper les klaxons d'avertissement pendant le démarrage. Il fallait ensuite réenclencher le disjoncteur immédiatement après le démarrage.

1.9 Indications de défaillance moteur

Le pilote a entendu un long bruit aigu provenant du compartiment moteur et a remarqué une diminution du régime de la turbine de travail. Il n'a vu aucun voyant d'avertissement s'allumer ni n'a entendu aucun klaxon d'avertissement pendant l'incident. Il a remarqué que la température de sortie de la turbine se situait à environ 650 degrés Celsius et a indiqué que la température s'est maintenue jusqu'à ce que l'hélicoptère se pose au sol. Il a déclaré qu'il n'avait pas coupé les gaz pendant l'autorotation, mais qu'il les avait coupés après l'atterrissage. Une fois les gaz coupés, la température de sortie de la turbine a diminué. Il a alors demandé de l'aide par radio, puis a mis l'interrupteur de la batterie sur OFF.

Le pilote a déclaré qu'il n'avait vu aucun voyant d'avertissement ni entendu aucun klaxon d'avertissement au sol pendant qu'il coupait les circuits de l'hélicoptère. Il a ajouté qu'il croyait avoir réenclenché le disjoncteur des voyants d'avertissement avant de décoller.

1.10 Enregistreurs de bord

L'hélicoptère n'était pas équipé d'un enregistreur de données de vol (FDR), ni d'un enregistreur phonique (CVR), et la réglementation en vigueur ne l'exigeait pas.

1.11 Renseignements sur l'épave et sur l'impact

1.11.1 Examen préliminaire

L'hélicoptère s'est posé lourdement dans une clairière marécageuse et est demeuré à l'horizontale. Les patins se sont enfoncés dans le marais, et l'hélicoptère a calé jusqu'à la surface inférieure du fuselage. L'hélicoptère ayant été déplacé des lieux de l'accident avant que les enquêteurs puissent l'examiner, la position des disjoncteurs et des interrupteurs au moment de l'accident n'a pu être déterminée.

L'examen des commandes de vol, du circuit carburant et du circuit électrique n'a révélé aucune anomalie antérieure à l'impact. Tous les voyants et klaxons d'avertissement ont fait l'objet d'un essai et ont semblé fonctionner normalement. Les sièges ne présentaient aucune déformation.

L'examen externe du moteur a révélé que les bords de fuite des aubes du quatrième étage de la turbine et les aubes directrices du distributeur du quatrième étage étaient endommagés. Le cône d'échappement présentait des marques multiples et des éclaboussures de matériau gris-argent.

1.11.2 Démontage du moteur

Le compresseur ne tournait pas lorsqu'on l'a fait tourner manuellement dans le sens de rotation normal. Le démontage du moteur (turbomoteur Allison, modèle

250-C20B, numéro de série 830813) a révélé qu'une aube du deuxième étage de la roue de turbine du générateur de gaz s'était rompue près de l'emplanture. La surface de la rupture présentait un aspect foncé plat qui s'étendait sur environ 65 % de la surface transversale de l'aube. Sur les

35 % qui restaient, la surface était brillante.

L'aube voisine de celle qui s'était rompue dans le sens de la rotation était repliée vers l'arrière et légèrement vers l'intérieur. La déformation de cette aube était suffisante pour que cette dernière touche au distributeur de deuxième étage et gêne la rotation de la turbine du générateur de gaz.

La sonde de température de sortie turbine située à la position neuf heures avait été cisaillée. Le bouclier du distributeur de troisième étage présentait des dommages d'impact et était déformé près de l'orifice de montage de la sonde à thermocouple cisaillée.

L'aube de turbine rompue et le thermocouple cisaillé avaient été projetés en aval dans le circuit des gaz du moteur et avaient heurté l'aubage directeur de sortie et les aubes de la turbine de travail. Les distributeurs de turbine du troisième et du quatrième étages ainsi que les aubes de turbine avaient été gravement endommagés par l'impact de ces corps étrangers.

L'inspection du distributeur de deuxième étage a révélé la présence de criques dans les bords de fuite de nombreuses aubes directrices de sortie, et il manquait un morceau rectangulaire sur le bord de fuite d'une de ces aubes. On a jugé que les dommages sur les aubes directrices de sortie du deuxième étage étaient de l'usure normale attribuable à la durée en service du moteur. En outre, la bande extérieure du distributeur numéro deux présentait une crique sur sa périphérie qui s'étendait sur environ 120 degrés, près d'une réparation au brasage.

1.11.3 Rapport du Laboratoire technique du BST

Le distributeur de premier étage du générateur de gaz, le distributeur de deuxième étage du générateur de gaz, le distributeur de turbine du troisième étage, le bouclier du distributeur de troisième étage, la roue de turbine du deuxième étage du générateur de gaz et le faisceau de fils de détection de la température de sortie turbine ont tous été envoyés pour examen au Laboratoire technique du BST.

La surface fracturée de la roue de turbine de deuxième étage du générateur de gaz a été enlevée pour un examen détaillé au microscope électronique à balayage. L'examen a confirmé que le mode de défaillance de l'aube de turbine de deuxième étage était bien de la fatigue provenant du côté convexe de l'emplanture de l'aube. Le mode de propagation de la crique de fatigue était typique d'un criquage par fatigue mégacyclique, probablement attribuable aux vibrations du moteur. La source des contraintes et des excitations n'a pu être déterminée.

L'examen métallographique des aubes n'a révélé aucun phénomène de solution ou de cristallisation secondaire qui aurait pu être causé par une surchauffe du moteur en service.

Le matériau de la roue de turbine répondait aux exigences techniques.

1.12 Renseignements médicaux

Rien n'indique qu'une incapacité ou des facteurs physiologiques aient pu perturber les capacités du pilote.

1.13 Incendie

Il n'y a pas eu d'incendie, que ce soit avant ou après l'accident.

1.14 Questions relatives à la survie des occupants

Il y avait un canot de 18 pieds sur le support de cargaison monté du côté droit de l'hélicoptère. Il n'était pas possible d'ouvrir les portes avant et arrière droites de l'hélicoptère pour sortir à cause du canot.

2.0 Analyse

2.1 Introduction

L'examen préliminaire du moteur et les renseignements fournis par le pilote ont permis de faire porter l'enquête sur le moteur; toutefois, le support extérieur et sa charge ont aussi été examinés. L'analyse se limite à une discussion portant sur la défaillance du moteur et sur le support d'équipement extérieur.

2.2 Rupture d'aube

L'aspect plat et foncé de la fracture de l'aube de turbine de deuxième étage qui s'est rompue est caractéristique d'une crique qui se propage sous l'effet de la fatigue. Les 35 % du matériau de l'aube qui restaient ont subi une fracture instantanée en surcharge, comme en témoigne leur aspect brillant. L'analyse du matériau de l'aube de turbine rompue n'a révélé aucun problème métallurgique ni défaut de fabrication. On croit que la défaillance de cette aube a été causée par des vibrations dans le circuit des gaz du moteur. Le criquage et la déformation à la périphérie du distributeur peuvent avoir contribué à perturber l'écoulement normal des gaz et à engendrer des vibrations harmoniques.

2.3 Perte de puissance

Après s'être rompue, l'aube de turbine s'est coincée entre l'aube de turbine voisine et le thermocouple de température de sortie turbine. Au même moment, la seconde aube de turbine a été repliée à son extrémité, le thermocouple a été cisaillé, et les surfaces de contact du rotor du générateur de gaz et du bouclier du distributeur de troisième étage ont été déformées. Le morceau d'aube de turbine et le thermocouple ont été projetés vers l'arrière du moteur, endommageant sur leur passage d'autres aubes et composants. Les dommages ont nui au bon fonctionnement des conduits des gaz en aval de la roue de turbine de deuxième étage et ont causé une perte de puissance. La perte de puissance n'a peut-être pas été totale puisque le pilote a remarqué que l'indicateur de température de sortie turbine affichait 650 degrés Celsius après l'atterrissage.

2.4 Indications d'avertissement

Pendant tout l'incident, l'hélicoptère était alimenté en électricité, parce que le pilote a pu envoyer un message radio. Toutefois, aucun voyant d'avertissement ne s'est allumé ni aucun klaxon ne s'est fait entendre pendant l'incident, que ce soit en vol ou au sol, bien qu'ils aient fonctionné normalement après l'accident. On n'a pas déterminé immédiatement après l'accident quelle était la position du disjoncteur des voyants d'avertissement; par contre, il est probable que ce disjoncteur était déclenché, ce qui aurait neutralisé le circuit d'avertissement.

2.5 Support

Le canot sur le support extérieur empêchait l'ouverture des portes du côté droit de l'hélicoptère. Le transport du canot dans le support n'était pas conforme au supplément au manuel de vol homologué qui précisait que rien ne devait gêner l'ouverture des portes.

3.0 Conclusions

3.1 Faits établis

  1. Le pilote possédait la licence et les qualifications nécessaires au vol et en vertu de la réglementation en vigueur.
  2. La masse et le centrage se trouvaient dans les limites prescrites.
  3. L'hélicoptère était certifié, équipé et entretenu conformément à la réglementation en vigueur et aux procédures approuvées.
  4. Le canot dans le support extérieur empêchait l'ouverture des portes du côté droit de l'hélicoptère, ce qui n'était pas conforme au supplément au manuel de vol homologué.
  5. Il est probable que le disjoncteur des voyants d'avertissement était déclenché, ce qui aurait neutralisé le circuit d'avertissement.
  6. Une crique sur la périphérie du distributeur de deuxième étage du générateur de gaz a pris naissance près d'une réparation au brasage.
  7. Une aube de la roue de turbine de deuxième étage du générateur de gaz s'est rompue en fatigue et a causé des dommages internes au poste de turbine du moteur, ce qui a provoqué une perte de puissance.
  8. La fatigue de l'aube était de nature mégacyclique et a probablement été causée par des contraintes ou des excitations associées au moteur. La source des contraintes ou des excitations n'a pu être déterminée.

3.2 Causes

Une aube de turbine s'est rompue et a causé des dommages internes au poste de turbine, ce qui a provoqué une perte de puissance. L'aube s'est rompue en fatigue, probablement à la suite de contraintes ou d'excitations associées au moteur. La source des contraintes ou des excitations n'a pu être déterminée.

4.0 Mesures de sécurité

Le Bureau n'a, jusqu'ici, recommandé aucune mesure de sécurité.

Le présent rapport met fin à l'enquête du Bureau de la sécurité des transports sur cet accident. La publication de ce rapport a été autorisée le 5 juillet 1995 par le Bureau, qui est composé du Président John W. Stants, et des membres Zita Brunet et Hugh MacNeil.

Annexe A - Liste des rapports pertinents

L'enquête a donné lieu au rapport de laboratoire suivant :

  • LP 128/94 - Turbine Wheel Examination (Examen d'une roue de turbine).

On peut obtenir ce rapport en s'adressant au Bureau de la sécurité des transports du Canada.

Annexe B - Sigles et abréviations

BST - Bureau de la sécurité des transports du Canada
CVR - enregistreur phonique
FDR - enregistreur de données de vol
h - heure(s)
HNC - heure normale du Centre
lb - livre(s)
nm - mille(s) marin(s)
tr/min - tours par minute
UTC - temps universel coordonné
· degré(s)
' minute(s)