Rapport d'enquête aéronautique A98H0003

Système hydraulique

  1. Description du système hydraulique
  2. Examen du système hydraulique
    1. Examen des motopompes réversibles
    2. Conclusion relative aux motopompes réversibles
  3. Conclusion relative au système hydraulique

Description du système hydraulique

Le système hydraulique du MD-11 comprend trois circuits parallèles constamment sous pression qui fonctionnent entre 2 800 et 3 200 lb/po2. Les trois circuits font chacun fonctionner les gouvernes principales. La combinaison de deux des trois circuits fournit une énergie en parallèle aux gouvernes qui restent, à l'orientation de l'atterrisseur avant et aux freins de roues.

(Voir l'illustration « Système hydraulique simplifié - schéma ».)

Le circuit hydraulique 2 partage la commande des actionneurs hydrauliques suivants : la gouverne de profondeur extérieure gauche et droite, la gouverne de profondeur intérieure gauche ainsi que les ailerons extérieurs gauche et droit; l'aileron intérieur gauche, les volets intérieurs et extérieurs gauche et droit ainsi que le vérin de commande des déporteurs. Le circuit hydraulique 2 commande entièrement l'inverseur de poussée du moteur 2, l'actionneur du gouvernail de direction inférieur et les déporteurs 1 et 5 sur les ailes droite et gauche.

Chaque circuit est alimenté par deux pompes hydrauliques entraînées par moteur (EDP). Deux pompes hydrauliques auxiliaires, 1 et 2, à commande électrique fournissent de l'énergie hydraulique au circuit hydraulique 3 au sol ou en vol. Lorsqu'elle est alimentée électriquement par l'alternateur éolien (ADG), la pompe auxiliaire 1 peut fournir de l'énergie hydraulique de secours au circuit hydraulique 3. Deux motopompes réversibles (RMP), soit la motopompe 1-3 et la motopompe 2-3, relient le circuit hydraulique 3 aux circuits 1 et 2. En cas de perte ou d'arrêt d'un moteur ou d'une diminution du régime moteur, les motopompes réversibles peuvent transférer l'énergie d'un circuit opérationnel à un circuit inopérant sans transfert de liquide par les ouvertures de leurs robinets d'arrêt respectifs. L'énergie hydraulique du train d'atterrissage est fournie par le circuit hydraulique 3 ou, si ce dernier n'est pas disponible, par l'une ou l'autre des motopompes réversibles.

Lorsque les robinets d'arrêt des motopompes réversibles sont en position fermée, les motopompes ne fonctionnent pas. L'alimentation électrique nécessaire à l'ouverture et à la fermeture des robinets des motopompes est fournie par le bus batterie par l'intermédiaire des disjoncteurs B1-599 et B1-598, situés sur le tableau de distribution supérieur aux positions A-04 et A-05, respectivement. Les fils des deux disjoncteurs sont acheminés par le connecteur P1/R5-394, situé sur le tableau de distribution supérieur, puis descendent le long du côté droit du fuselage, derrière le poste de l'observateur de droite, pour arriver au contrôleur du système hydraulique (HSC) situé dans le compartiment avionique.

Deux motopompes non réversibles (NRMP), soit les motopompes 2-1 et 3-2, transfèrent automatiquement l'énergie hydraulique aux gouvernails de direction et au compensateur du stabilisateur.

Dans des conditions normales, le HSC commande l'énergie hydraulique et fonctionne en mode auto. On peut faire passer le HSC en mode manuel au moyen d'un bouton-poussoir situé sur le tableau de commande du système hydraulique. En cas de perte d'alimentation électrique aux canaux A et B du HSC, ce dernier passe automatiquement en mode manuel. Dans ce mode, les robinets des motopompes réversibles s'ouvrent automatiquement et les deux motopompes sont mises en marche.

Le canal A du HSC est alimenté par le bus 3 de 28 V c.c. par l'intermédiaire du disjoncteur B1-373, situé en position S-3 sur le tableau de distribution principal supérieur. Le canal B du HSC est alimenté par le bus 2 de 115 V c.a. par l'intermédiaire du disjoncteur  B1-372, situé en position M-3 sur le tableau de distribution principal supérieur. En mode auto, le HSC est conçu pour configurer le système hydraulique en fonction de la phase du vol.

En configuration d'atterrissage (c.-à-d. lorsque l'avion est en vol à une altitude barocorrigée ≤ 17 750 pi, et que les becs ou le train d'atterrissage sont sortis ou que les volets sont sortis à plus de 0°), les deux motopompes réversibles sont mises en marche lorsque le HSC détecte une chute du régime de n'importe quel moteur sous 45 % de N2. Quel que soit le régime du moteur, si le HSC détecte une chute de pression hydraulique sous 2 400 lb/po2, il ouvre automatiquement le robinet de la motopompe réversible pertinente, et cette motopompe est mise en marche. En cas de défaillances multiples, le HSC est programmé pour réagir d'abord à une perte de moteur ou à un arrêt de ce dernier, ou à une diminution du régime moteur, avant de réagir à une perte de pression du système.

En configuration de croisière, le HSC ne reconfigure pas le système hydraulique en cas de perte d'un moteur ou d'arrêt de ce dernier, ou d'une diminution de régime moteur. Les robinets des motopompes réversibles demeurent fermés. Le HSC reçoit des données sur la position des volets à partir des modules éélectroniques numériques; selon le circuit logique du HSC, une perte des données de position des volets aura pour conséquence de ramener par défaut les volets en configuration rentrés.

Examen du système hydraulique

L'examen du tableau de distribution principal supérieur a permis de déterminer qu'il n'avait pas été soumis à la chaleur ni à des dommages causés par un incendie. Les fils des deux disjoncteurs allant au HSC ne passaient pas par un endroit endommagé par le feu. Compte tenu du fonctionnement d'autres mécanismes (p. ex. ventilateurs, pompes) dépendant de la même alimentation électrique, on a déterminé que l'alimentation du bus 2 de 115 V c.a. du canal B du HSC était présente au moment de l'impact. Comme au moins le canal B était probablement alimenté au moment de l'impact, le HSC aurait dû demeurer en mode auto, indépendamment d'une intervention de l'équipage. Comme rien n'indique qu'une défaillance était associée aux circuits hydrauliques, l'équipage n'aurait pas eu besoin de sélectionner le mode manuel. Les fils des disjoncteurs des robinets d'arrêt des motopompes réversibles passaient par une zone d'incendie et de chaleur intense derrière le tableau de distribution avionique supérieur.

Examen des motopompes réversibles

Les deux motopompes réversibles ont été repêchées intactes et étaient identifiées par une étiquette ou une plaque signalétique portant le numéro de pièce BYG7001-5511K. Seule une des motopompes présentait un numéro de série lisible : 138538A. Comme les numéros de série des deux motopompes réversibles ne pouvaient être retrouvés dans les documents techniques de l'avion, on n'a pu déterminer quelle était leur position spécifique (c.-à-d. la position 1-3 ou 2-3).

Sur une motopompe réversible (numéro de série 138538A), les deux robinets d'arrêt motorisés étaient toujours fixés à la pompe et étaient en position fermée normale. Les deux moteurs électriques s'étaient brisés sur les robinets et n'ont pas été retrouvés; par contre, la base de l'actionneur d'un des moteurs était toujours fixée au robinet. Une partie de la plaque-couvercle de la poignée était toujours en place, et la poignée rouge de l'actionneur était en position fermée. Aucune trace de dommage sur la poignée n'indiquait qu'elle se trouvait dans une position autre que la position fermée normale au moment de l'impact.

(Voir les photos « Motopompe réversible » et « Motopompe réversible (vue rapprochée) ».)

Sur l'autre motopompe réversible, récupérée comme un élément distinct, un robinet d'arrêt motorisé était toujours fixé à la pompe. Les deux robinets ont été récupérés en position fermée normale. Les deux moteurs électriques s'étaient brisés sur les robinets et n'ont pas été récupérés; par contre, la base de l'actionneur d'un des moteurs était toujours fixée au robinet. La poignée rouge de l'actionneur était en position fermée, et il n'y avait aucune trace de dommage sur la poignée indiquant qu'elle se trouvait dans une position autre que la position fermée normale au moment de l'impact.

(Voir la photo « Seconde motopompe réversible ».)

Conclusion relative aux motopompes réversibles

Comme l'avion se trouvait en configuration d'atterrissage au moment de l'impact (les volets étaient sortis) (DIT) et qu'on avait déterminé que le moteur 2 s'était arrêté avant l'impact (DIT), le HSC aurait dû ouvrir un robinet des motopompes réversibles ou les deux. La position fermée inattendue des robinets des motopompes réversibles 1-3 et 2-3 pourrait avoir été causée par un des scénarios suivants :

  • une perte des données du module électronique d'affichage (DEU) au HSC. En cas de perte totale des données du module électronique d'affichage, le HSC se replie en configuration de croisière. Une perte partielle de ces données (entrée volets) amène le HSC à passer en mode de rentrée des volets. En cas de perte des données de position des volets, et si les becs de bord d'attaque et le train d'atterrissage sont rentrés, le HSC va aussi se replier en configuration de croisière et y demeurer. Dans un cas comme dans l'autre, lorsque le HSC est en configuration de croisière, les motopompes réversibles ne seront pas mises en marche à l'arrêt du moteur 2, même si la pression du système chute sous 2 400 lb/po2.
  • une perte ou une interruption de l'alimentation électrique aux robinets des motopompes réversibles. Ce scénario empêcherait les robinets des motopompes réversibles de s'ouvrir. L'alimentation du bus batterie passe par les disjoncteurs des robinets des motopompes réversibles. Comme le commutateur FUEL du moteur 2 est aussi alimenté par le bus batterie et qu'il était nécessaire à l'arrêt du moteur 2, il est peu probable qu'une perte d'alimentation du bus batterie ait empêché les robinets des motopompes réversibles de s'ouvrir. Une perte d'alimentation électrique pouvait être causée par la chaleur ou un incendie, ce qui aurait pu avoir pour conséquence de déclencher les disjoncteurs des robinets des motopompes, ou de court-circuiter ou mettre en circuit ouvert les fils allant des disjoncteurs au HSC.
  • une perte de l'entrée N2 au HSC. L'entrée N2 étant perdue, le HSC ne recevrait pas de données indiquant l'arrêt d'un moteur. Dans ce cas, et si le HSC se replie en configuration d'atterrissage (avec sortie des volets), le robinet de la motopompe réversible 2-3 ne s'ouvrirait qu'en réaction à une chute de pression du circuit 2 sous 2 400 lb/po2, et la motopompe 1-3 demeurerait fermée aussi. Dans ce scénario, la pression du circuit hydraulique 2 devrait demeurer au-dessus de 2 400 lb/po2 après l'arrêt du moteur 2.

Conclusion relative au système hydraulique

Un examen des six pompes hydrauliques entraînées par moteur (EDP) n'a permis de découvrir aucune anomalie sur les pompes qui aurait compromis leur fonctionnement. Les moteurs 1 et 3 étant en marche, les circuits hydrauliques 1 et 3 fonctionnaient sans doute.

L'arrêt du moteur 2 (par l'intermédiaire du commutateur FUEL), dans la phase du vol correspondant à la configuration d'atterrissage, et la sélection du HSC en mode auto auraient eu pour conséquence que les deux pompes entraînées par le moteur 2 seraient demeurées en position normale lorsque le régime moteur aurait chuté sous 45 % de N2. Si la même situation s'était produite en configuration de croisière, le HSC aurait arrêté les deux pompes entraînées par le moteur.

L'arrêt du moteur 2 (rotation minimale) et le fait que la motopompe réversible 2-3 ne fonctionnait pas auraient eu pour conséquence que seul l'accumulateur de pression du circuit hydraulique 2 aurait conservé la pression de ce circuit. Toute demande de pression au circuit hydraulique 2 (p. ex. pour les volets, les ailerons, la profondeur, la direction, les déporteurs ou les inverseurs de poussée) ferait chuter la pression du circuit hydraulique 2. Une chute de la pression du circuit hydraulique 2 mettrait de ce fait en marche la motopompe non réversible 3-2 par l'intermédiaire d'un robinet manométrique. La motopompe non réversible 3-2 étant en service, la pression hydraulique au gouvernail de direction inférieur serait maintenue. En cas d'arrêt du moteur 2, la perte de pression hydraulique à l'inverseur de poussée du moteur 2 n'aurait que peu de conséquences, puisqu'il n'y aurait aucune poussée exercée par le moteur pendant le fonctionnement de l'inverseur de poussée une fois l'avion au sol. La perte des déporteurs 1 et 5 n'aurait que peu de conséquences sur la stabilité transversale, puisque les trois autres déporteurs sur l'aile fonctionneraient, les actionneurs d'ailerons extérieurs fonctionneraient (ainsi que la sortie des volets), et l'effet des déporteurs ne se ferait pas sentir avant que les ailerons se soient déplacés de cinq unités. La commande des vérins des gouvernes principales et secondaires, parallèle au circuit hydraulique 2, serait reprise par l'autre circuit opérationnel. Compte tenu des facteurs ci-dessus, on a déterminé qu'une perte ou une réduction de la pression de service du circuit hydraulique 2 aurait peu compromis, ou n'aurait pas compromis, l'exploitation de l'avion.