Rapport d'enquête aéronautique A98H0003

Groupes motopropulseurs

  1. Groupes motopropulseurs
    1. Description
      1. Régulateur hydromécanique (HMU)
      2. Régulateur automatique à pleine autorité redondante (FADEC)
      3. Vannes de décharge
      4. Limites d'exploitation
      5. Aubages fixes de stator (SVA)
      6. Pompes hydrauliques entraînées par moteur
      7. Système d'inversion de poussée
    2. Examen
    3. Conclusion
  2. Moteur 1
    1. Description
    2. Examen
      1. Soufflante et compresseur basse pression
      2. Compresseur haute pression
      3. Diffuseur et chambre de combustion
      4. Turbine haute pression et turbine basse pression
      5. Examen endoscopique
      6. Attaches du moteur 1
      7. FADEC du moteur 1
      8. Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 1
      9. Position de la manette des gaz du moteur 1
      10. Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 1
      11. Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 1
      12. Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 1
      13. Pompe hydraulique 1A
      14. Pompe hydraulique 1B
    3. Conclusion
  3. Moteur 2
    1. Description
    2. Examen
      1. Soufflante et compresseur basse pression
      2. Compresseur haute pression
      3. Diffuseur et chambre de combustion
      4. Turbine haute pression et turbine basse pression
      5. Examen endoscopique
      6. Attaches du moteur 2
      7. FADEC du moteur 2
      8. Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 2
      9. Position de la manette des gaz du moteur 2
      10. Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 2
      11. Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 2
      12. Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 2
      13. Pompe hydraulique 2A
      14. Pompe hydraulique 2B
    3. Conclusion
  4. Moteur 3
    1. Description
    2. Examen
      1. Soufflante et compresseur basse pression
      2. Compresseur haute pression
      3. Diffuseur et chambre de combustion
      4. Turbine haute pression et turbine basse pression
      5. Examen endoscopique
      6. Attaches du moteur 3
      7. FADEC du moteur 3
      8. Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 3
      9. Position de la manette des gaz du moteur 3
      10. Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 3
      11. Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 3
      12. Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 3
      13. Pompe hydraulique 3A
      14. Pompe hydraulique 3B
    3. Conclusion
  5. Vannes de décharge
    1. Vérins des vannes de décharge 2.5 – Moteurs 1 et 3
      1. Description
      2. Examen
    2. Vérin de la vanne de décharge 2.5 – Moteur 2
      1. Description
      2. Examen
    3. Vannes de décharge 2.9
      1. Examen
  6. Alternateurs à aimant permanent
    1. Examen
    2. Conclusion
  7. Vérins des inverseurs de poussée
    1. Examen
    2. Conclusion
  8. Groupe auxiliaire de bord (APU)
    1. Description
    2. Examen
      1. Module de commande électronique de l'APU
    3. Conclusion
  9. Analyse du carburant des moteurs
    1. Examen
    2. Conclusion

Groupes motopropulseurs

Description

Le MD-11 est propulsé par trois moteurs Pratt & Whitney modèle 4462 : un sous chaque aile et un intégré dans la base de la dérive[1]. Le moteur PW4462 est un turboréacteur à double flux, à double corps, à écoulement axial, caractérisé par un fort taux de compression et un taux de dilution élevé, délivrant une poussée maximale de 62 000 lb. Il comprend 16 étages de compression, une chambre de combustion annulaire et six étages de turbine. Le corps basse pression (BP) est constitué d'un compresseur basse pression (BP) à cinq étages, accouplé à une turbine basse pression (BP) à quatre étages. Il est mécaniquement indépendant du corps haute pression (HP), constitué d'un compresseur haute pression (HP) à 11 étages, accouplé à une turbine haute pression (HP) à deux étages.

Le carénage du moteur comprend, de l'avant vers l'arrière, le carter de la soufflante (qui renferme la soufflante et le compresseur basse pression), le carter intermédiaire, le carter du compresseur haute pression, le carter du diffuseur et de la chambre de combustion, le carter de la turbine haute pression, celui de la turbine basse pression et le carter d'éjection turbine. Ces carters constituent la structure principale de support du moteur, dont les organes et les éléments internes sont portés par des montants et des paliers.

Le compresseur BP fournit deux flux d'air distincts. Son premier étage, c'est-à-dire la soufflante N1, dont le diamètre est beaucoup plus grand que celui des 15 autres étages de compression, fournit le flux secondaire (extérieur) qui est canalisé autour du moteur et qui produit environ 80 % de la force propulsive. Le flux primaire (intérieur) forme la veine gazeuse qui traverse le moteur, dans lequel il est comprimé et chauffé, et la détente des gaz de combustion entraîne les turbines qui font tourner la soufflante et les compresseurs; la poussée résiduelle fournit les 20 % restants de la force propulsive.

La fixation du moteur comporte un système de montage à sûreté intégrée à deux points de fixation au niveau des mâts d'aile et à la base de la dérive. Ces points de fixation sont calculés pour supporter le poids du moteur et pour transmettre à la structure de l'avion les poussées et les efforts de torsion.

Le système de montage des moteurs 1 et 3 comprend les éléments suivants :

  • une attache avant, fixée à la face arrière de la bride du carter intermédiaire, à la position 12 heures;
  • une attache arrière, fixée à la bride du carter d'éjection turbine, entre les positions 11 heures et 1 heure.

Le système de montage du moteur 2 comprend les éléments suivants :

  • une attache avant, fixée sur la face arrière de la bride du carter intermédiaire, à la position 12 heures;
  • une attache arrière, situé sur la bride du carter d'éjection turbine, entre les positions 11 heures et 1 heure;
  • une attache latérale fixée à la cloison du longeron arrière et à la prise d'air du moteur central.

Régulateur hydromécanique (HMU)

Le régulateur hydromécanique est un composant du système de régulation de carburant. Il se compose d'un radiateur carburant-huile et d'une soupape de dérivation, de la pompe carburant et d'un filtre ainsi que du dispositif de dosage de carburant. Le système de régulation assure la gestion de la poussée ainsi que la programmation et le dosage du débit de carburant dans tous les régimes d'utilisation du moteur. Il assure aussi de façon automatique le réchauffage du carburant et le refroidissement de l'huile, commande certains éléments et systèmes, et fournit les interfaces nécessaires aux systèmes de bord. Le carburant contenu dans les réservoirs de l'avion est aspiré par l'étage d'entrée de la pompe d'appoint carburant. De la pompe d'appoint, le carburant circule dans un échangeur carburant-huile, puis revient à la pompe où il est filtré avant d'être admis dans l'étage principal de la pompe. Le carburant est alors refoulé par la pompe vers le dispositif de dosage de carburant (FMU), qui fournit, à travers le débitmètre, un flux de carburant dosé à la vanne de répartition, et de là, dans les rampes d'alimentation des injecteurs situés dans la chambre de combustion. Les débits de carburant nécessaires au fonctionnement des vérins de commande sont également fournis par le FMU. Le régulateur automatique à pleine autorité redondante, ou FADEC, utilise des signaux de l'avion et du moteur pour programmer le débit de carburant par l'intermédiaire d'une interface électronique avec le FMU.

Régulateur automatique à pleine autorité redondante (FADEC)

Le système de régulation électronique du PW4462 est un FADEC à double voie qui assure l'interface entre l'avion, d'une part, et les éléments de commande et les capteurs du moteur, d'autre part. Le FADEC assure toutes les fonctions de régulation de base du moteur, la surveillance d'état pour la maintenance, ainsi que l'enregistrement des diagnostics et des erreurs détectées dans une mémoire permanente (NVM) qui sert aussi aux fins de maintenance.

Les deux chaînes éélectroniques du FADEC (désignées A et B) comprennent chacune un microprocesseur, une alimentation électrique, une mémoire de programme, certains capteurs d'entrée et des circuits de commande des sorties. Chaque chaîne du FADEC est capable de gérer de façon autonome le fonctionnement du moteur qui lui est associé. Chacune est alimentée électriquement par un alternateur à aimant permanent (PMA) à deux sorties, qui est monté sur le relais d'accessoires du moteur associé. L'alternateur fournit également un signal tachymétrique de la vitesse de rotation N2 du compresseur HP, qui est utilisé par le FADEC. Le FADEC peut également être alimenté par le circuit de 28 V c.c. de l'avion. Dans l'avion en question, la tension de 28 V c.c. était fournie par un module d'alimentation supplémentaire (SCU) facultatif avec une capacité de secours. Le circuit de 115 V c.a. de l'avion alimente les réchauffeurs des sondes Pt2/Tt2 montées dans la prise d'air de chaque moteur.

En régime normal, le FADEC utilise toutes les entrées mentionnées ci-dessus, mais il ne dépend pas de cette information pour assurer la sûreté du fonctionnement du moteur. Le FADEC contient une logique permettant de détecter les problèmes liés aux signaux d'entrée fournis par l'avion et, le cas échéant, assure une régulation basée uniquement sur les données du moteur et l'alimentation électrique.

L'avion comprend trois bus de données numériques qui aboutissent à chacune des deux chaînes FADEC. Deux de ces bus fournissent les données des calculateurs de données aérodynamiques (ADC), et la troisième, les données des calculateurs de commandes de vol (FCC). Le FCC-1 alimente la chaîne A, et le FCC-2, la chaîne B. Les sorties FCC commandent le plafonnement EPR, les prélèvements d'air comprimé, le signal « avion au sol », le signal volets/becs rentrés et les données ARINC 429 provenant de l'ADC-1 et de l'ADC-2. Ces derniers fournissent l'altitude-pression et les données Pt2 et Tt2 pour les chaînes A et B.

Le FADEC reçoit également des entrées des résolveurs de position des manettes des gaz, situés sous le pylône central des manettes. Il y a un résolveur double par manette des gaz. Ce résolveur double se compose de deux résolveurs montés dans un bloc et entraînés par un seul arbre commun. L'un fournit le signal de position de manette (TRA) à la chaîne A, et le second, à la chaîne B. L'excitation électrique des résolveurs est fournie par le FADEC.

Le traitement des entrées ARINC dans le FADEC se fait selon deux modes : le mode d'échantillonnage primaire et le mode d'échantillonnage secondaire. En mode d'échantillonnage primaire, toutes les données de l'avion sont reçues des FCC. Ainsi, le FADEC reçoit le signal de plafonnement EPR à la fréquence élevée de mise à jour nécessaire. En cas de défaillance de l'un des bus FCC, le FADEC reste en mode d'échantillonnage primaire, mais utilise l'entrée FCC de l'autre chaîne FADEC reçue par une interconnexion. Si les entrées FCC deviennent indisponibles, le FADEC passe en mode d'échantillonnage secondaire. Les critères de basculement en mode secondaire sont : perte de l'entrée du signal de plafonnement EPR pendant 10 secondes, 7 coupures mineures de 250 ms chacune, pression totale non confirmée alors que le réchauffage de la sonde n'est pas activé, ou encore altitude non confirmée alors que les ADC de gauche et de droite concordent dans les tolérances prescrites.

En mode d'échantillonnage secondaire, le FADEC contrôle à tour de rôle l'ADC-1, le FCC, l'ADC-2 et l'autodiagnostic[2] du transmetteur du FADEC. Le FADEC attend que toutes les données aient été reçues de chaque bus, ou que le délai d'échantillonnage maximal (250 ms et 550 ms respectivement pour les bus FCC et ADC) se soit écoulé avant de passer à l'autre bus, ce qui peut prendre jusqu'à 1,4 seconde. Compte tenu du délai de traitement des données en mode d'échantillonnage secondaire, le signal de plafonnement EPR du FCC est réglé à zéro dès que le FADEC passe en mode d'échantillonnage secondaire. Le signal de plafonnement EPR du FCC n'a donc plus d'effet sur le calcul du signal de régulation EPR. Les autres entrées valides du FCC sont utilisées en mode d'échantillonnage secondaire.

La logique de gestion de poussée du PW4462 réside dans le FADEC à deux chaînes. Le FADEC commande le FMU pour doser le débit de carburant de façon à établir une régulation directe du rapport EPR, qui est le principal paramètre de réglage de la puissance. En mode régulation EPR, la valeur de consigne EPR est calculée par le FADEC en fonction de la position des manettes (signal TRA), de l'altitude, des données Pt2, nombre de Mach et Tt2. L'équipage de conduite peut sélectionner le réarmement EPR des prélèvements d'air de pressurisation et de dégivrage.

Si le FADEC détecte une anomalie l'empêchant de réguler la poussée en mode EPR, il bascule automatiquement en mode de repli. Selon la cause initiale du changement de mode, le FADEC passe à l'un ou l'autre de deux modes dégradés : le mode de repli automatique et le mode de repli manuel. Ce changement de mode entraîne le débrayage du système d'automanette, s'il est embrayé.

Quand le FADEC détecte une anomalie touchant les calculs de poussée limite ou d'EPR, il passe en mode de repli automatique pour maintenir un fonctionnement normal. Il abandonne alors l'EPR et adopte N1 comme grandeur de régulation, avec un plafonnement de la courbe TRA en fonction de N1 qui gère la poussée en mode de repli. Le plafonnement sert à éviter une variation brusque de poussée lorsque le FADEC passe du mode EPR au mode dégradé. Ce plafonnement reste en vigueur jusqu'à ce que l'équipage actionne le commutateur FADEC MODE. Le moteur peut être limité en poussée (par l'action du plafonnement) si les conditions ambiantes ont changé depuis que le FADEC est passé en mode de repli automatique. L'équipage n'a pas besoin de prendre des mesures immédiates lors de cette action automatique, car le plafonnement empêche toute variation de poussée vers le haut ou vers le bas pendant la transition du mode EPR au mode N1. Le mode de repli régule N1 en fonction de la position de la manette, de sorte que l'équipage peut toujours commander manuellement la poussée du moteur.

L'équipage de conduite peut sélectionner le mode de repli manuel à tout moment en appuyant sur le commutateur marqué FADEC MODE SELECT, qui se trouve sur le tableau FADEC MODE du panneau supérieur. Le pilote peut également sélectionner le mode de repli manuel en poussant la manette au-delà de sa butée avant normale. Le mode de repli manuel est identique au mode de repli automatique, à ceci près qu'il n'y a pas de plafonnement de la régulation TRA en fonction de N1. À noter que les deux modes de repli ne comportent pas de limitation de la poussée pour protéger le moteur. En mode de repli manuel, la ligne rouge du maximum N1 correspond à la position avancée au maximum de la manette. Les lignes rouges N1 et N2 sont toujours protégées et elles ne sont pas touchées par une incapacité de calcul des poussées limites.

Quand le FADEC passe en mode de repli automatique, le voyant jaune du commutateur FADEC MODE s'allume, les voyants SELECT et ALTN s'allument également, et un voyant jaune SELECT FADEC ALTN s'allume sur l'écran d'affichage des indications moteur et des alertes (EAD). L'écran d'affichage DU-3 est normalement réservé aux indications moteur et aux alertes. L'équipage de conduite peut passer en mode repli manuel en appuyant sur le voyant SELECT ALTN qui est allumé. Selon les procédures, il faut réduire les gaz avant de sélectionner le mode de repli manuel.

Si le retour au mode N1 se produit, on peut alors resélectionner le mode normal EPR en commençant par réduire la poussée du moteur en question (à 70 % N1 ou moins), puis en appuyant deux fois sur le commutateur FADEC MODE. À la première sélection, le système passe en mode secondaire : le voyant SELECT s'éteint, et le voyant ALTN demeure allumé. La deuxième sélection de FADEC MODE permet de revenir à la régulation normale EPR. Ce mode est confirmé si le voyant SELECT ne se rallume pas et si le voyant ALTN s'éteint. Si le FADEC n'est pas en mesure de revenir au mode EPR normal, il est recommandé de mettre les trois moteurs en mode secondaire pour éviter le décalage des manettes et des réactions différentes aux commandes.

Si le commutateur FUEL est mis en position d'arrêt, le FADEC détecte une fermeture de contact (une par chaîne FADEC) et effectue une réinitialisation logique pour assurer une réponse normale lors du redémarrage ultérieur du moteur. Cette fermeture de contact provoque l'effacement des anomalies de la mémoire volatile (tous les défauts mémorisés), mais la mémoire permanente conserve son contenu. La réinitialisation dure environ 1,2 seconde et consiste en plusieurs fonctions : réinitialisation du verrouillage de survitesse, réinitialisation des anomalies mémorisées, synchronisation des deux chaînes et vérification de l'horloge. Comme l'alimentation principale des fonctions critiques de régulation du FADEC est fournie par l'alternateur à aimant permanent, une perte complète de l'alimentation électrique de l'avion n'entraîne pas la réinitialisation externe du FADEC.

Chaque chaîne du FADEC possède 192 cellules de mémoire permanente enregistrant les anomalies pour faciliter le dépannage et la planification de la maintenance. Ces « données d'anomalies » sont enregistrées à tour de rôle et en boucle, de sorte que la 193e anomalie écrase le contenu de la première cellule. Pour chaque anomalie, cinq mots de 16 bits sont enregistrés par cellule et comportent le code de défaillance, de même que les paramètres suivants : temps écoulé de fonctionnement du FADEC, vitesse N2, nombre de Mach de l'avion, Pt2, température de la soudure froide du FADEC, numéro de vol ou de segment de vol pour le FADEC. Les données d'anomalie sont écrites dans la mémoire permanente et elles ne sont enregistrées qu'une fois par segment de vol.

L'heure d'enregistrement des anomalies n'est pas synchronisée avec celle de l'avion. Comme le FADEC enregistre le temps de fonctionnement du moteur par périodes de 20 minutes, il est difficile de corréler leur heure d'entrée en mémoire avec l'heure UTC. Les données écrites dans la mémoire permanente sont basées sur des mesures du moteur et sur des calculs du FADEC au moment de leur inscription en mémoire, et non sur l'heure à laquelle l'anomalie s'est produite. Ainsi, les anomalies ne sont pas nécessairement en ordre chronologique dans la mémoire permanente. À chaque anomalie correspond un délai prédéterminé entre son apparition et le moment de son enregistrement. Ce délai dépend de la nature de l'anomalie et de sa relation avec d'autres anomalies éventuelles. Les anomalies sont enregistrées dans une mémoire tampon de trois mots qui est vidée une fois par seconde. Cette opération s'effectue en ordre inverse, c'est-à-dire qu'à l'intérieur du même cycle d'une seconde, la première anomalie reçue est la dernière écrite dans la mémoire tampon. Il existe également certaines valeurs implicites artificielles qui sont produites pour certains types d'anomalie.

Vannes de décharge

Le sous-système de décharge 2.5 permet d'accroître la stabilité du compresseur au démarrage, dans les phases transitoires et en inversion de poussée. La vanne de décharge 2.5 est manœuvrée par un vérin, par l'intermédiaire d'un guignol (levier coudé). Son ouverture laisse échapper de l'air du quatrième étage du compresseur basse pression dans le flux secondaire. Cette vanne de décharge est commandée par le FADEC en fonction des paramètres TRA, N1, N2, Tt2, nombre de Mach et altitude. Lors du démarrage du moteur, la vanne est complètement ouverte et elle commence à se refermer vers 70 % de N2. En cas de pompage du moteur, cette vanne s'ouvre complètement. Elle s'ouvre également pendant l'inversion de poussée, complètement pour les moteurs d'aile, mais seulement à moitié pour le moteur d'empennage.

Les vannes de décharge 2.9, situées sur le neuvième étage du compresseur haute pression, servent à améliorer la stabilité du compresseur au démarrage et durant les régimes transitoires. Le FADEC commande la vanne de stabilité 2.9 gauche en fonction de N2 corrigé, de l'altitude et du temps, et la vanne de stabilité 2.9 droite en fonction de N2 corrigé seulement. Au démarrage, les deux vannes sont ouvertes. À un régime N2c2 d'environ 2 % sous le régime de ralenti, les deux vannes se ferment. À tout moment, si le FADEC détecte un pompage, il ouvre la vanne de gauche. La vanne de gauche s'ouvre également pendant 180 secondes si le moteur décélère au-dessous d'environ 81 % de N2, pour une altitude comprise entre environ 16 000 et 20 000 pieds; elle se referme à l'accélération. Les vannes de stabilité sont à ouverture automatique par ressort, et leur fermeture est commandée par le FADEC.

Limites d'exploitation

Les limites d'exploitation applicables au moteur PW4462 sont les suivantes :

  • 100 % N1 = 3 600 tr/min
  • ligne rouge N1 = 111,4 %, soit 4 012 tr/min
  • 100 % N2 = 9 900 tr/min
  • ligne rouge N2 = 105,5 %, soit 10 450 tr/min
  • poussée maximale = 62 000 lb

Aubages fixes de stator (SVA)

Le sous-système de commande du calage des aubes de stator (VSV) permet d'optimiser le rendement du compresseur haute pression en orientant les aubes directrices d'entrée de ses cinquième, sixième et septième étages à leurs positions programmées, en réponse à des commandes du FADEC. Le sous-système VSV améliore également les caractéristiques de démarrage. Au démarrage du moteur, les aubes à calage variable peuvent être complètement ouvertes jusqu'à environ 15 % de N2, après quoi elles se referment. Vers 40 % de N2, le sous-système VSV module l'angle des aubes en fonction de l'augmentation de N1 et N2, la pleine ouverture étant atteinte pour les poussées de décollage et de montée. L'angle des aubes de stator est également corrigé en fonction des variations de N1, de N2 et de Tt2.

Pompes hydrauliques entraînées par moteur

Le système hydraulique principal est constitué de trois circuits distincts, chacun correspondant au moteur qui lui fournit de l'énergie hydraulique. Ces trois circuits fonctionnent à une pression de 3 000 lb/po2, fournie par des pompes à pistons axiaux et à cylindrée variable. Le relais d'accessoires de chaque moteur entraîne deux pompes hydrauliques, l'une à l'avant gauche et l'autre à l'arrière droit. À noter que ces pompes sont redondantes et qu'une seule suffit à fournir sans pulsations le débit nécessaire au fonctionnement normal du système. En mode normal, la pompe gauche débite et la pompe droite est en réserve, ce qui signifie qu'elle tourne sans fournir de débit appréciable et que sa pression sert tout juste à assurer sa lubrification et son refroidissement. Elle peut être enclenchée manuellement ou automatiquement. Chaque pompe a un débit nominal de 37,5 gal/min (142 L/min) à 3 000 lb/po2.

Les dossiers de l'exploitant contiennent les numéros de pièce, les numéros de série, les heures de vol, les cycles moteur, les jours civils d'installation et le nombre total de jours civils que les pompes ont passé sur chaque moteur, mais ils ne précisent pas la position de montage. Cette pratique est courante dans l'industrie pour les avions modernes. Bien que des numéros de pièces et de série figurent dans l'inventaire des composants, le suivi se fait par des numéros IDN et ASN attribués par l'exploitant. Ces numéros sont emboutis sur des étiquettes adhésives métallisées qui sont collées sur le corps de la pompe. Lorsqu'elles ont été repêchées, les pompes hydrauliques avaient encore leurs étiquettes métallisées.

Les pompes ont été identifiées par le moteur sur lequel elles étaient installées et par un indice A ou B (par exemple, pompe 1A) pour les besoins de la documentation et des rapports, mais cet indice ne signifie pas que la pompe était installée en position gauche ou droite sur le relais d'accessoires.

Système d'inversion de poussée

Lorsqu'il est sollicité par l'équipage de conduite, le système d'inversion de poussée permet de freiner l'avion au sol en dirigeant la poussée vers l'avant. Ce système permet de réduire la longueur de piste nécessaire à un arrêt sûr et efficace à l'atterrissage ou en cas de décollage interrompu. Le système d'inversion se compose des composants majeurs suivants : 3 blocs de commande hydraulique (HCU) (1 par moteur), 6 vérins supérieurs à rétroaction (non verrouillables) (2 par moteur), 12 vérins médians et inférieurs verrouillables (4 par moteur), des arbres de synchronisation flexibles, des manchons coulissants, des volets inverseurs, des grilles d'inversion (cascades) et des faisceaux électriques. De ces composants, les 3 blocs de commande hydraulique, 10 vérins verrouillables et 6 vérins non verrouillables ont été récupérés et examinés (ainsi que deux morceaux de tige de vérin).

Examen

À certains égards, les trois moteurs ont été récupérés dans des états comparables. La soufflante, le compresseur HP, le module diffuseur/chambre, la turbine HP et la turbine BP étaient encore assemblés, mais aucun des compresseurs BP n'a été retrouvé. L'examen structural des carters n'indiquait aucun signe de rupture interne non confinée. Les boucliers annulaires des aubes de soufflante ont été récupérés intacts; cependant, le carter de la soufflante, le carter des aubes directrices de sortie et la partie extérieure du carter intermédiaire ont été retrouvés en morceaux. À mesure qu'elles étaient repêchées du lieu de l'accident, les pièces étaient examinées et classées en fonction de leurs positions d'origine. Les moteurs ont été repêchés, mais les éléments externes, les pièces de fixation et les mâts qui y étaient fixés variaient en nombre. Les trois moteurs présentaient des signes de corrosion compatibles avec leur séjour dans l'eau salée. Divers fragments et pièces des nacelles, des compresseurs BP, de l'habillage des moteurs et diverses autres pièces des trois moteurs ont été repêchés sur le lieu de l'accident.

On a pu attribuer les pièces aux moteurs en comparant leurs numéros de série aux dossiers de maintenance de Swissair. Le moteur 2 a été le plus facile à identifier car il était encore fixé à une partie caractéristique de son bâti.

Le bloc des manettes des gaz a été récupéré, mais il était fortement endommagé. Ayant reçu un choc à l'avant, dans le coin supérieur droit (vu de la place du pilote), il avait été écrasé et déformé vers la gauche. Les trois manettes s'étaient brisées au niveau de l'axe de débattement, mais elles étaient restées emprisonnées dans le bloc, retenues seulement par les tringlages d'inversion.

Le FADEC 2 (numéro de série 4000-0991) et le FADEC 3 (numéro de série 4000-1620) ont été retrouvés, mais ils étaient séparés de leur moteur respectif. Le FADEC 3 avait subi plus de dommages à l'impact que le FADEC 2. On n'a retrouvé que quelques cartes de circuit du FADEC 1 (numéro de série 4000-0672). Les puces EEPROM constituant la mémoire permanente de ce FADEC n'ont pas été retrouvées. On a envoyé les FADEC à leur fabricant, United Technologies, Hamilton Sundstrand Division, pour extraction des données d'anomalie. En attendant l'examen, on a conservé les FADEC immergés dans de l'eau désionisée.

En raison des dommages subis, les mémoires EEPROM de la chaîne A de chaque moteur n'ont pu fournir aucune donnée utilisable. Par contre, pour les deux FADEC récupérés, les données d'anomalie des EEPROM de la chaîne B ont été lues avec succès. L'examen de ces données montre que le FADEC 2 avait enregistré 20 anomalies, et le FADEC 3, 10 anomalies au cours du dernier segment de vol. Le FADEC du moteur 3 n'avait enregistré aucune anomalie au cours des six vols précédents, et celui du moteur 2, aucune au cours des 171 vols précédents. Les 10 anomalies enregistrées pour le moteur 3 figurent parmi les 11 premières enregistrées pour le moteur 2.

Conclusion

L'examen détaillé des moteurs n'a révélé aucune anomalie susceptible de compromettre leur fonctionnement normal. L'absence de perforation des boucliers annulaires des soufflantes et des carters moteurs indique qu'il n'y a pas eu de rupture d'éléments tournants avant l'impact. Il n'y a pas de trace de projection de fragments métalliques sur les parties internes des moteurs, ce qui permet de conclure qu'il n'y a pas eu de défaillances à l'intérieur de la veine gazeuse des trois moteurs.

Aucune des six pompes hydrauliques entraînées par moteur ne présentait d'anomalies susceptibles de compromettre son fonctionnement normal. L'examen des rayures circulaires internes permet de conclure que les pompes étaient entraînées par leur relais d'accessoires respectif au moment de l'impact, mais il n'a pas été possible de différencier celles qui fournissaient de la pression de celles qui étaient en réserve.

L'analyse indique qu'au moment de l'impact, le moteur 1 tournait à haut régime, que le moteur 3 tournait à un régime inférieur à celui du moteur 1 et que le moteur 2 était arrêté.

Moteur 1

Description

Tableau : Identification du moteur 1

Constructeur Pratt & Whitney, East Hartford, Connecticut, É.-U.
Modèle PW4462-3CN
Numéro de série P723896CN
Date de fabrication 2 juin 1992
Temps total 27 659 heures de vol
Cycles totaux 4 566 cycles
Date d'installation 30 avril 1998
Heures depuis essai 1 906 heures de vol
Cycles depuis essai 276 cycles
Potentiel total 14 104 cycles
Potentiel restant 9 538 cycles

Examen

(Voir la photo « Moteur 1 - vue de dessus ».)

Soufflante et compresseur basse pression

Le bouclier annulaire de la soufflante était intact, mais déformé et déplacé vers l'arrière du moteur. Plusieurs segments de sa bande de frottement manquaient. Sa surface intérieure ne présentait aucune marque d'impact pouvant suggérer la rupture d'une pale de la soufflante. Le reste du carter de la soufflante et le carter des aubes directrices de sortie n'ont pas été retrouvés.

Le moyeu de soufflante était pratiquement intact, les pieds de pales encore dans leurs encoches. Une pale était fracturée en dessous de sa plate-forme de montage, les autres, au-dessus. Dix pales conservaient des morceaux de profil de 6 à 12 pouces de longueur. Les faciès de rupture présentaient tous les caractéristiques d'une rupture en surcharge, sans caractéristiques visibles de rupture à la fatigue. Le rotor de la soufflante avait été repoussé vers l'arrière sur les cannelures d'accouplement de l'arbre du corps BP; ces cannelures présentaient des signes localisés de bleuissement, d'arrachement et de transfert de métal. Les cannelures de l'alésage du moyeu avaient des traces similaires. Les deux jeux de cannelures étaient déformés en sens inverse de la rotation.

Le module compresseur BP était fracturé. Des parties de la bague intérieure du palier no 1, avec la cage, étaient restées attachées à l'arbre de la turbine BP. La bague intérieure ne présentait pas de signes de dommages antérieurs à l'impact. Le carter des aubes directrices de sortie de la soufflante avait été arraché. L'enveloppe intérieure du carter intermédiaire était restée sur le moteur et les bords d'attaque des montants radiaux présentaient des entailles, des rayures de rotation et des signes d'entraînement de métal. (Voir flèche A sur la photo « Montants radiaux intérieurs ».)

Compresseur haute pression

Le carter du compresseur HP était fracturé dans un plan situé en aval des aubes directrices d'entrée (IGV). Ces aubes directrices n'ont pas été retrouvées. Les aubes mobiles du cinquième étage HP étaient fracturées au-dessus de la plate-forme de leur talon, et les surfaces de fracture présentaient des signes d'arrachement de métal dans le sens inverse de la rotation. Les aubes de stator à calage variable du cinquième étage et 15 de celles du sixième étage n'ont pas été récupérées. Les aubes restantes du stator du sixième étage étaient pliées à divers angles et leurs bords d'attaque présentaient des entailles. Sur un arc d'environ 45°, les aubes du stator du septième étage étaient fracturées au-dessus de la plate-forme du talon. Sur le stator du huitième étage, les aubes étaient également figées à divers angles, et leur bord d'attaque était endommagé. Les aubes restantes ne présentaient aucun signe de projection de métal pouvant suggérer une défaillance d'un élément en amont dans la veine gazeuse. Les autres aubes du stator du huitième étage et les aubes mobiles en aval n'étaient pas visibles. Les anneaux de synchronisation des aubages de stator à calage variable et leur vérin de commande étaient encore fixés au moteur. Le reste du carter du compresseur HP était intact, à part un léger gondolement au niveau des vannes de décharge 2.9.

Diffuseur et chambre de combustion

Le carter du diffuseur et de la chambre de combustion était fracturé entre les positions 8 heures et 2 heures. Les 24 injecteurs ont été récupérés avec le moteur, et 19 ont été démontés pour l'examen de leur bord amont. Il n'y avait pas de traces de projections de métal. Par contre, les injecteurs avaient été endommagés à l'impact et contaminés par de la saleté, des débris et la corrosion, au point qu'il n'a pas été possible de faire un essai significatif.

Turbine haute pression et turbine basse pression

Les carters des turbines HP et BP ont été récupérés intacts, à part certaines déformations. Le cône d'échappement était écrasé vers l'intérieur sur le logement du palier no 4, et la tuyère était écrasée de gauche à droite sur le cône d'échappement. Les tubes de refroidissement du carter de la turbine BP étaient encore fixés aux moteurs, mais ils présentaient un certain écrasement vers l'intérieur. Les aubes des cinquième et sixième étages de turbine (troisième et quatrième de la turbine BP) étaient fracturées au-dessus de la plate-forme de leur talon. Des segments des aubes fixes des cinquième et sixième étages de turbine étaient endommagés, déboîtés, ou les deux. Le bord de fuite des aubes de stator du quatrième étage de turbine était endommagé. Sur les cinquième et sixième étages de turbine, les joints d'étanchéité extérieurs, en nid d'abeille, étaient usés par le frottement.

(Voir la photo « Joint d'étanchéité des aubes de turbine ».)

Les quatre capteurs de pression et de température, Pt4.95/Tt4.95 étaient intacts et en place à la sortie des turbines. Les montants radiaux de la tuyère n'étaient pas endommagés. Les faces arrière des rouleaux du palier no 4 ne présentaient aucune déformation, mais l'ensemble du roulement avait reculé en fracturant sa bride de retenue.

Examen endoscopique

Un endoscope a été utilisé pour examiner plusieurs positions angulaires et divers étages du compresseur HP, de la chambre de combustion et des bords d'attaque des aubes du premier étage de la turbine HP. Cet examen a révélé de nombreuses aubes brisées et des traces de frottement intense de leurs extrémités, ainsi que des débris déposés après l'impact. Aucune projection de métal n'a été observée sur ces éléments.

Attaches du moteur 1

Le moteur 1 portait toujours son attache avant. Le boulon reliant le bâti moteur au carter intermédiaire était fracturé au niveau du premier filet sous le congé. Le bâti moteur s'était rompu à l'endroit où la patte de montage pénètre dans la traverse. Le bâti a été soumis à la division Analyse des matériaux du BST pour une analyse de la défaillance. On a déterminé que la patte s'était brisée instantanément sous l'effet d'une surcharge en flexion dirigée vers le haut. Contrairement à l'attache du moteur 3, cette attache s'était rompue en ne présentant que peu d'indication d'une charge en torsion vers la droite.

L'attache arrière était également fixée au moteur. Sa bride de fixation avant était pliée vers l'avant et vers le bas sur le côté gauche. La bride de fixation arrière était pliée vers l'arrière, donnant l'impression que l'attache avait subi une torsion vers l'avant sur le côté gauche et une torsion vers l'arrière sur le côté droit.

FADEC du moteur 1

Certaines cartes éélectroniques du FADEC 1 ont été récupérées, mais pas les EEPROM constituant la mémoire permanente. Il n'a donc pas été possible d'analyser les données enregistrées par le FADEC, lesquelles auraient pu révéler le régime de fonctionnement du moteur 1 au moment de l'impact. Il est très probable que certaines des anomalies enregistrées sur le FADEC 2 et le FADEC 3 auraient également figuré dans la mémoire du FADEC 1. L'effet résultant sur le moteur aurait été similaire.

Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 1

Le SCU du moteur 1 a été récupéré mais, en l'absence de sa mémoire permanente, il n'a pu fournir aucune information.

Position de la manette des gaz du moteur 1

La manette a été retrouvée dans son secteur, déplacée vers la gauche et complètement brisée au niveau de l'axe de débattement, tout en étant encore fixée au tringlage de l'inverseur de poussée. Sous l'effet du déplacement, la manette était entrée en contact avec le secteur du bloc, ce qui a produit des marques d'impact sur l'arbre.

(Voir la photo « Moteur 1 - manette des gaz ».)

Les marques d'impact ont été alignées, et la position de la manette par rapport à la position pleins gaz a pu être mesurée. Ces mesures ont été soumises au constructeur de l'avion pour interprétation des positions angulaires et des niveaux de poussée. Un calcul était basé sur le fonctionnement en mode normal EPR, un autre sur l'hypothèse que le moteur était en mode de repli manuel N1. Les niveaux de poussée en mode EPR sont les plus bas que chaque moteur fournirait pour une position angulaire donnée de la manette.

Le tableau ci-dessous résume les niveaux de poussée calculés selon une température ambiante de 15 °C pour le moteur 1 fonctionnant en mode normal EPR. Selon le constructeur du moteur, ces niveaux de poussée calculés peuvent être considérés comme très proches de ceux d'un moteur fonctionnant en mode de repli automatique N1, pourvu que la manette des gaz ne se soit pas déplacée une fois le moteur en mode de repli automatique.

Tableau : Niveau de poussée du moteur 1 calculé pour le mode EPR

Moteur Mode TRA EPR Poussée
1 EPR 77,93 1,5778 45 960 lbf

Si le mode de repli manuel N1 avait été sélectionné par l'équipage, la fonction de plafonnement de la poussée aurait été supprimée. Les niveaux de poussée du moteur dans le mode sélectionné, présentés dans le tableau ci-après, ont été calculés pour une température ambiante de 15 °C :

Tableau : Niveau de poussée du moteur 1 calculé pour le mode N1

Moteur Mode TRA N1 Poussée
1 N1 77,93 111,8 % 54 195 lbf

Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 1

La soupape de contournement du régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 1 était fracturée, le corps de la pompe présentait des dommages attribuables à l'impact, et les connexions électriques du dispositif de dosage de carburant (FMU) étaient manquantes. Après démontage, l'examen a révélé la présence de carburant dont un échantillon a été prélevé. Le filtre à carburant et sa cuve étaient contaminés par du sable et de la saleté. Aucun élément interne ne présentait des signes de défaillance avant l'impact. Des rayures de rotation ont été observées sur le rotor et le carter d'entrée, produites par le rotor et la volute.

(Voir les photos « Rayures sur le rotor du HMU » et « Rayures sur le carter d'entrée du HMU ».)

Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 1

Tableau : Identification du FMU du moteur 1

Fabricant United Technologies
Numéro de pièce 801000-3
Numéro de série F31714
Modèle JFC131-2
IDN Swissair 473699
ASN Swissair 183

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par le FMU du moteur 1 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par le FMU du moteur 1

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 16 542 2 896 1 402 1 536
Heures depuis révision 5 049 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 5 049 n.d. n.d. n.d.

Le FMU du moteur 1 a été démonté et examiné chez le fabricant du composant. Le démontage a été poussé assez loin pour permettre de mesurer la position du tiroir du doseur de carburant par rapport à sa chemise. On a photographié le secteur denté et le pignon du résolveur pour tenter d'établir une corrélation avec le débit de carburant correspondant à l'état du doseur tel qu'il a été reçu. Ces mesures ont permis de déterminer que le tiroir du doseur était proche de sa position de débit maximal, soit entre 26 900 et 28 400 livres par heure. La position des secteurs dentés concorde avec la position du doseur.

Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 1

Tableau : Identification des aubages fixes de stator (SVA) du moteur 1

Fabricant Hamilton Standard
Numéro de pièce 813664-2
Numéro de série F23304
Modèle GTA41-1
IDN Swissair 473767
ASN Swissair 148

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par les aubages fixes de stator (SVA) du moteur 1 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par les aubages fixes de stator (SVA) du moteur 1

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 20 632 3 601 1 575 2 345
Heures depuis révision 2 117 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 1 914 n.d. n.d. n.d.

L'arrière du boîtier du SVA et son transformateur différentiel à variation linéaire (LVDT) ont été déposés pour permettre de mesurer la position du piston, tel qu'il a été reçu. La distance entre le fond du logement et le centre de la surface du piston était de 4,089 po, ce qui signifie que le piston était à environ 0,200 po de sa position complètement sortie (course maximale). Le piston était sorti à environ 95 % de sa course, ce qui correspond à une forte poussée, proche ou égale à la poussée de décollage.

L'examen du piston révèle la présence d'une marque d'une circonférence d'environ 0,5 po sur la surface extérieure de la tige. On considère que la marque avait été faite lorsque le piston avait heurté le boîtier du vérin au moment de l'impact. Si l'on positionne le piston de manière à faire correspondre cette marque avec l'extrémité du joint racleur du vérin, il se trouve à environ 1,6 po de sa position de sortie complète (soit à environ 63 % de sa course). Cette position correspond à un régime moteur situé quelque part entre le ralenti et la puissance de montée.

Pompe hydraulique 1A

Les numéros de série et de pièce du fabricant n'ont pas été retrouvés sur cette pompe, mais l'étiquette métallisée de l'exploitant était restée attachée. À partir des numéros ASN et IDN, les dossiers de maintenance ont fourni les renseignements suivants.

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 1A

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle Inconnu
Numéro de pièce 623977
Numéro de série MX-510706
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 41

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe 1A est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par la pompe 1A

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 31 813 5 860 2 444 2 784
Heures depuis révision 31 813 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 21 880 n.d. n.d. n.d.

(Voir la photo « Pompe hydraulique 1A ».)

L'examen visuel de la pompe 1A révèle que la bride de montage était brisée et manquante. Le reste du corps de la pompe semblait intact et contenait de petites quantités de liquide hydraulique, d'aspect ambre à incolore. On pouvait observer des signes d'arrachement de métal sur le rotor et le bloc contenant le clapet. Il y avait également des signes de corrosion à l'eau salée.

Pompe hydraulique 1B

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 1B

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle PV3-240-10
Numéro de pièce 623977
Numéro de série MX-510721
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 43

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe 1B est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par la pompe 1B

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 31 823 5 806 2 440 2 784
Heures depuis révision 31 823 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 21 313 n.d. n.d. n.d.

La base, l'orifice d'entrée et l'orifice de sortie de la pompe 1B étaient fracturés et ils n'ont pas été récupérés. Le reste du corps de la pompe semblait intact. L'arbre d'entraînement présentait des dommages dus à l'impact. Des restes de liquide hydraulique d'aspect ambré à incolore ont été retrouvés. Le rotor centrifuge étant grippé sur son arbre par la corrosion marine, il a fallu le scier pour poursuivre l'examen. Aucune autre anomalie n'était visible. Le rotor et le logement du clapet de la pompe présentaient de légers signes de dommages causés par la rotation.

Conclusion

Le moteur 1, qui était fixé sous l'aile gauche, est celui qui a subi le plus de dommages lors de l'impact et il présentait partout des signes caractéristiques de rotation. Les traces d'arrachement et de transfert de métal ainsi que le bleuissement que les pièces en rotation avaient laissés sur les surfaces voisines laissent croire que le moteur tournait à un régime élevé au moment de l'impact. Les entailles observées sur le bord d'attaque des aubes de compresseur et de turbine sont également conformes à l'hypothèse selon laquelle le moteur tournait lorsque des débris d'impact ont été entraînés dans la veine gazeuse du moteur. Ces marques de rotation étaient des plus évidentes lors de l'examen endoscopique de l'intérieur du moteur, lequel a révélé des dommages considérables à tous les niveaux. L'absence de projections de métal permet de conclure qu'il n'y a pas eu défaillance des éléments tournants avant l'impact.

Les données de fonctionnement du moteur provenant de l'enregistreur de données de vol (FDR) révèlent que le moteur 1 fonctionnait normalement tout au long du vol, sans anomalies décelables. Juste avant que l'enregistrement ne cesse faute d'alimentation électrique, le moteur fournissait une poussée correspondant au ralenti de vol. Cependant, les dommages constatés suggèrent un régime élevé au moment de l'impact. Ce niveau de poussée est corroboré par l'information recueillie sur la position angulaire de la manette, l'analyse du FMU, l'examen et l'analyse de la position des aubes de stator, et la position de la vanne de décharge 2.9. L'analyse de la vanne de décharge 2.5, prise isolément, suggère une basse puissance, mais le nombre d'indices convergents à l'effet contraire est convaincant et concluant. L'importance des dommages de rotation à l'intérieur du moteur et l'analyse des indices accumulés à l'examen des éléments associés permettent de conclure que le moteur 1 tournait à haut régime au moment de l'impact.

En l'absence de la mémoire permanente du FADEC, il n'existe pas de données enregistrées confirmant le régime du moteur au moment de l'impact. Cependant, la défaillance des FCC et ADC toucherait les trois FADEC. En réponse à ces défaillances, le FADEC du moteur 1 commanderait probablement le passage au mode d'échantillonnage secondaire, mais il y aurait peu d'effet sur le fonctionnement du moteur.

On a déterminé que le câblage du réchauffeur de la sonde du moteur 1 ne passait pas dans la zone d'incendie et qu'il n'a donc probablement pas été touché par le feu. On a aussi déterminé que peu de temps après que le CVR et le FDR eurent cessé de fonctionner, l'équipage de conduite avait réglé le sélecteur SMOKE ELEC/AIR sur 1/2 OFF; il s'en serait suivi une anomalie de réchauffage de la sonde enregistrée dans le FADEC 1. Une fois l'anomalie de réchauffage de la sonde enregistrée, le FADEC 1 serait passé du mode de régulation EPR au mode de repli automatique N1, et les niveaux de poussée auraient été déterminés par la position choisie de la manette des gaz.

Il est possible que, comme dans le cas du moteur 2, les signaux TRA destinés au moteur 1 aient été interrompus parce que leurs fils passaient dans des zones de chaleur intense. Dans ce cas, le FADEC serait passé au mode poussée fixe, au niveau du ralenti de vol ou légèrement au-dessus, puisqu'on estime que la plupart des anomalies s'étaient produites à environ 10 000 pieds ASL, alors que l'avion était en descente. Toutefois, il est probablement erroné d'en conclure que le moteur était en mode poussée fixe au moment de l'impact, ce que contredit l'ensemble des constatations indiquant plutôt un régime de poussée normalement associé au décollage. En mode poussée fixe, le moteur ne suit plus les ordres des manettes, et la poussée ne peut plus être modifiée.

Compte tenu de l'utilisation du sélecteur SMOKE ELEC/AIR et des importants dommages causés par l'impact, on a déterminé qu'au moment de l'impact le moteur fonctionnait en mode de repli de N1 et développait une poussée élevée. Il n'a pas été possible de déterminer si l'équipage avait sélectionné le mode de repli manuel ou si le moteur était resté en mode de repli automatique N1.

Il n'y avait aucune indication d'incendie de moteur.

Moteur 2

Description

Tableau : Identification du moteur 2

Fabricant Pratt & Whitney, East Hartford, Connecticut, É.-U.
Modèle PW4462-3CN
Numéro de série P723856CN
Date de fabrication 30 septembre 1991
Temps total 29 456 heures de vol
Cycles totaux 5 133 cycles
Date d'installation 24 octobre 1997
Heures depuis essai 4 686 heures de vol
Cycles depuis essai 694 cycles
Potentiel total 14 786 cycles
Potentiel restant 9 653 cycles

Examen

(Voir la photo « Moteur 2 ».)

Soufflante et compresseur basse pression

Le bouclier annulaire de la soufflante était intact, mais déformé et repoussé vers l'arrière. La plus grande partie de la bande de frottement des pales était intacte. La bande de frottement présentait des marques d'entailles axiales réparties sur sa circonférence. Par contre, il n'y avait pas de traces d'impact sur la surface interne du bouclier pouvant indiquer une rupture de pale de la soufflante. Le reste du carter de la soufflante, le carter des aubes directrices de sortie de la soufflante et l'enveloppe extérieure du carter intermédiaire n'ont pas été retrouvés.

Un dépôt non identifié a été observé sur la face des pales de soufflante. Deux de ces pales ont été envoyées au laboratoire du constructeur, à East Hartford, pour une analyse plus poussée. Ces matières provenaient de l'environnement et elles s'étaient déposées après l'accident.

Le moyeu de la soufflante était intact, et tous les talons de pale, sauf un, se trouvaient dans leur encoche. Seize pales étaient complètes, bien que vrillées à divers degrés et tordues vers l'arrière et dans le sens de la rotation. Les autres pales avaient été fracturées à des hauteurs diverses, d'environ 10 po au-dessus de la plate-forme de montage jusqu'au bord de la virole. La plupart des pales présentaient des dommages de contact sur toute la corde du profil, et certaines se chevauchaient.

(Voir la photo « Moteur 2 - soufflante ».)

Le rotor de la soufflante avait été repoussé vers l'arrière au-delà des cannelures d'accouplement du corps basse pression. Les cannelures ne présentaient pas de traces de bleuissement ni de transfert de métal. Sur une petite portion des cannelures en relief, environ 3/4 po sur 4 po, le métal était aplati.

Le compresseur basse pression avait été arraché. L'arbre de la turbine BP portait encore des fragments de la bague intérieure du palier no 1, mais sans indication de dommages antérieurs à l'impact. L'enveloppe intérieure du carter intermédiaire était encore en place sur le moteur, et les bords d'attaque des montants radiaux du carter présentaient des signes caractéristiques de rayage et d'arrachement de métal sous l'effet d'un contact rotatif.

Compresseur haute pression

Le carter du compresseur HP a été récupéré intact, et certains équipements du moteur étaient encore en place. Il n'a pas été possible d'examiner le cinquième étage du compresseur HP en raison de l'accumulation de débris du moteur et de la position fermée des aubes directrices d'entrée.

Diffuseur et chambre de combustion

Le diffuseur et la chambre de combustion ont été retrouvés intacts. Sur les 24 injecteurs, 23 ont été démontés pour examen de leur côté amont. Il n'y avait pas de trace de projections de métal. La contamination des buses par de la saleté et des débris ainsi que la corrosion par l'immersion dans l'eau salée n'ont pas permis de faire un essai significatif.

Turbine haute pression et turbine basse pression

Le carter des turbines HP et BP a été récupéré intact. De nombreuses conduites d'air de refroidissement étaient encore attachées au moteur. L'arrière de la turbine BP a pu être observé par la tuyère. Sur le sixième étage (quatrième de la turbine BP), les aubes étaient brisées sur un secteur d'environ 45° (voir photo). Ces aubes étaient fracturées au ras de la plate-forme de montage, le métal restant n'était ni plié ni roulé. Le reste des aubes du sixième étage, les aubages fixes, ainsi que les aubes du cinquième étage étaient en place, sans dommages apparents. On n'a pas retrouvé de dépôts étrangers sur les aubes elles-mêmes ou compactés par la force centrifuge sous les segments de virole. Il n'y avait pas non plus de signe de projections de métal. Les roulements à rouleaux du palier principal no 4 semblaient normaux, à l'exception de la corrosion saline.

(Voir la photo « Moteur 2 - turbine ».)

Examen endoscopique

Un endoscope a été utilisé pour examiner l'intérieur en plusieurs positions angulaires et aux divers étages du compresseur haute pression, de la chambre de combustion et des bords d'attaque des aubes du premier étage de la turbine HP. Aucun dommage de rotation ni aucune trace de projections de métal n'ont été observés en ces endroits, bien qu'il y ait eu de la saleté et des débris.

Attaches du moteur 2

L'attache avant, fixée à la position 12 heures, sur le carter intermédiaire du moteur ne présentait pas de signes notables.

L'attache arrière était en place sur le carter d'éjection turbine. Ni les attaches ni les brides de fixation ne présentaient de déformations ou de torsions visibles. Le bâti était voisin de la bride de montage avant.

FADEC du moteur 2

Le FADEC du moteur 2 a été récupéré sur les lieux de l'accident et expédié chez le fabricant du composant pour faciliter la récupération des données enregistrées en mémoire permanente. Les données extraites contenaient de l'information sur les 171 vols précédents, en plus de celui du vol en question. Aucune anomalie moteur n'avait été enregistrée, ni au cours des vols précédents ni au cours du dernier vol. Par contre, 20 anomalies cellule avaient été enregistrées au cours du vol en question. Les données n'ont pu être récupérées que sur la chaîne B du FADEC.

L'analyse de l'enregistreur de données de vol montre que le FCC-1B avait cessé de fonctionner à 1 h 24 min 59 s (N2 = 8 554 [86,4 %] et Alt = 10 325). Le FADEC n'avait enregistré des anomalies aérodynamiques qu'après la défaillance des deux FCC. Les signaux de l'ADC-1 (vitesse et altitude) avaient été perdus à 1 h 25 min 6 s (N2 = 8 450 [85,4 %] et Alt = 10 375).

Les effets de ces anomalies sur le fonctionnement du moteur sont décrits ci-après. Les anomalies 14 à 20 enregistrées par le FADEC 2 reproduisent celles qui s'étaient produites plus tôt au cours du vol. Dans des conditions normales, les anomalies ne sont transcrites en mémoire permanente qu'une fois par vol. La répétition de ces anomalies indique que le commutateur FUEL du moteur 2 avait été mis en position d'arrêt, ce qui avait arrêté le moteur et causé une réinitialisation externe du FADEC. Au cours de la réinitialisation, toute anomalie détectée est verrouillée et enregistrée en mémoire permanente. Les valeurs N2 associées aux sept anomalies en double du FADEC 2, inscrites au moment de l'arrêt du moteur, ont été situées dans le temps. Ces valeurs sont compatibles avec un arrêt manuel provoqué par l'actionnement du commutateur FUEL. Le temps de ralentissement et de stabilisation de N2 à la vitesse de rotation en moulinet correspondait aux données fournies par le constructeur pour les moteurs de la série PW4000.

Tableau : FADEC 2 – Données d'anomalies extraites de la chaîne B[3]

Anomalie Cause, délai, description et effet sur le fonctionnement du moteur
1 - ST350X

N2 = 6 912 (69,8 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 9,94
Alt = 10 469>
M = 0,55

Cette anomalie indique le message de maintenance 350 octal écrit par la chaîne opposée. L'enregistrement sur la chaîne B indique que l'anomalie est survenue sur la chaîne A. L'analyse des paramètres de l'enregistreur de données de vol a permis de déterminer que le FCC-1 avait cessé de fonctionner à 1 h 24 min 59 s. Cette anomalie aurait causé le message ST350X qui aurait dû être enregistré sur les trois FADEC. L'anomalie aurait été écrite en mémoire permanente 10 secondes après l'événement, alors que le FCC-2 fonctionnait toujours. Les FADEC seraient vraisemblablement restés en mode d'échantillonnage primaire car ils auraient continué de recevoir des données valides du FCC-2. Le FCC-2 fonctionnait encore au moment de l'arrêt de l'enregistreur de données de vol, à 1 h 25 min 41 s. Le système d'automanette aurait été encore embrayé et il aurait contrôlé les demandes de poussée des trois moteurs au moment de la perte des enregistreurs.
2 - FIXME

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 10,31
Alt = 9 518
M = 0,53

Cette anomalie signale la détection d'une perte de bus ADC ou FCC. On a déterminé qu'elle était une conséquence du prochain événement enregistré, FCCF. L'anomalie FIXME a été écrite en mémoire une seconde avant FCCF. Cet événement n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.
3 - FCCF

N2 - 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 10,20
Alt = 9 787
M = 0,55

Cette anomalie signale l'absence du mot de plafonnement EPR pendant 10 secondes, 7 coupures mineures des données FCC de 250 ms chacune, ou encore l'impossibilité de valider les données Pt2 ou Pamb du moteur par comparaison avec les données ADC au premier passage en mode secondaire. L'anomalie FCCF est enregistrée en mémoire permanente 10 secondes après l'événement et génère une anomalie FIXME. Après la perte du FCC-1, le FADEC aurait été contraint de passer en mode d'échantillonnage secondaire, dans lequel les entrées ADC auraient été directement échantillonnées. Cette anomalie n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur. Les FADEC 1 et 3 auraient également dû enregistrer la perte du FCC-2.
4 - RADCF

N2 = 6 656 (67,2 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 10,16
Alt = 9 874
M = 0,52

Cette anomalie correspond à une défaillance du bus ADC-2, soit une coupure prolongée de plus de 10 secondes, soit au moins 7 coupures mineures pendant lesquelles aucune donnée valide n'a été reçue au cours d'un cycle d'échantillonnage ADC. Cette anomalie n'est pas signalée au-dessous de Mach 0,21. Il est intéressant de constater que les anomalies ADC ne sont pas signalées en mode d'échantillonnage primaire, dans lequel seules les données FCC-1 et FCC-2 sont utilisées. À ce stade, l'anomalie confirme la perte des deux FCC. Elle aurait normalement été enregistrée cinq secondes après la perte de FCC-2. L'événement n'a pas eu d'autre effet sur le fonctionnement du moteur 2. Les FADEC 1 et 3 auraient également dû enregistrer la même anomalie.
5 - EXDISF

N2 = 6 912 (69,8 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 10,16
Alt = 9 874
M = 0,52

Cette anomalie indique une discordance entre les valeurs locales et retransmises de l'un des signaux discrets indiqués ci-après. Les valeurs de sécurité indiquées à la suite du paramètre sont utilisées à la place des signaux discordants : alimentation FADEC : SCU; réchauffage sonde : arrêt; Mode repli : N1; Réinitialisation : carburant ouvert; Emplacement moteur : aile. Cette logique tient également compte des signaux discrets de maintenance et d'incendie. Si la valeur retransmise n'est pas « vraisemblable », il n'en est pas tenu compte, et l'entrée locale est présumée correcte. Cette anomalie est enregistrée une seconde après le constat de discordance entre les valeurs locale et retransmise, pour l'un des paramètres discrets externes. La cause de cette anomalie n'a pu être déterminée. Cette anomalie peut influencer le fonctionnement du moteur, selon la valeur discrète qui n'est plus disponible.
6 - LADCF

N2 = 7 424 (75,0 %)
Pt2 = 12,0
Pamb = 10,116
Alt = 9 985
M = 0,50

Cette anomalie a la même origine que RADCF. Elle est enregistrée cinq secondes après la perte du FCC-2. L'événement aurait également dû être enregistré par les FADEC 1 et 3. Il n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.
7 - PHEATF

N2 = 7 296 (73,7 %)
Pt2 = 12,0
Pamb = 10,374
Alt = 9 379
M = 0,46

Cette anomalie indique une défaillance ou une perte de l'alimentation du réchauffage de la sonde Pt2/Tt2 du moteur 2. Elle est propre au FADEC 2, car l'alimentation du réchauffeur de sonde du moteur 2 est fournie par le bus 2 de 115 V c.a. Cette anomalie fait passer le FADEC du mode primaire EPR au mode de repli automatique N1 avec débrayage de l'automanette. Le FADEC calcule alors un programme de plafonnement N1 qui peut limiter la poussée du moteur en cas de changements importants dans les conditions ambiantes. Toutefois, du point vue du fonctionnement des moteurs, on a déterminé que les conditions ambiantes étaient relativement similaires à 10 000 pieds ASL et au niveau de la mer pendant la nuit de l'accident. De ce fait, l'effet du plafonnement aurait dû être négligeable. Lors du changement de mode, le bouton-poussoir MODE du FADEC 2 du panneau supérieur provoque l'allumage des voyants SELECT et ALTN, et le message d'alerte jaune « SELECT FADEC ALTN » s'affiche sur l'écran EAD. Si l'équipage avait actionné ce commutateur pour passer en mode de repli manuel N1, le signal de plafonnement aurait été supprimé. On aurait pu également obtenir le même résultat en poussant les manettes au-delà de leur butée avant, contre la barre de surpuissance. Si l'anomalie PHEATF avait résulté d'une interruption de l'alternateur no 2 (par exemple, si le sélecteur SMOKE ELEC/AIR avait été mis en position 2/3), les voyants SELECT et ALTN ne se seraient pas allumés, car ils sont alimentés par le bus 2 de 28 V c.c.
8 - P2BAD

N2 = 7 296 (73,7 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 11,928
Alt = 5 711
M = 0,20

Cette anomalie indique un possible givrage de la sonde Pt2 ou une rupture de sa ligne. L'anomalie PHEATF doit avoir été enregistrée auparavant. L'anomalie P2BAD indique un problème de validation de la mesure Pt2 du moteur, soit à cause d'une différence entre la pression mesurée au niveau de la prise d'air et la pression totale fournie par l'ADC, soit à cause d'une perte totale de cette dernière. Elle est également la cause de l'indication M = 0,20 qui est fixée par défaut en mémoire pour cette anomalie et toutes les suivantes. Ce nombre de Mach par défaut signifie que l'altitude calculée à partir des données d'anomalies Pt2 et M de la mémoire permanente n'est pas précise. L'événement P2BAD est enregistré 10 secondes après l'anomalie. Il n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur. La valeur Pt2 enregistrée a été reçue directement de la sonde du moteur sans pouvoir être validée par rapport aux données ADC. En l'absence de conditions givrantes et d'une défaillance du moteur, on peut présumer que les données Pt2 sont valides. Par contre, l'altitude indiquée est faussée par le nombre de Mach arbitraire.
9 - TRAXCF

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 12,172
Alt = 5 137
M = 0,20

Cette anomalie de validation croisée signale une différence de plus de 1,5° pendant plus d'une seconde entre les entrées locale et retransmise du résolveur d'angle de la manette. L'événement est enregistré une seconde après qu'il se produit. Il ne concerne que le FADEC 2 et, associé à l'anomalie TRAL ultérieure et à l'anomalie DONTGO, traduit la perte des deux entrées TRA du FADEC 2. La perte des signaux d'entrée TRA allant au FADEC produira une poussée fixe du moteur 2 basée sur la dernière valeur TRA validée. À partir de ce moment, le moteur ne répond plus aux manœuvres de la manette.
10 - LOST28

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 15,25
Pamb = 13,612
Alt = 2 102
M = 0,41

Cette anomalie a les mêmes causes que la précédente. Elle ne concerne que le FADEC 2, car la source d'alimentation du solénoïde de performance de la chaîne B est le bus 2 de 28 V c.c. En dehors de la perte de l'alimentation du solénoïde de performance, qui aurait un léger effet sur la consommation spécifique du moteur, cette anomalie n'aurait pas eu d'effet notable sur le moteur 2. L'événement est enregistré 10 secondes après la perte de l'alimentation.
11 - CASHUN

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 14,606
Alt = 177
M = 0,20

Cette anomalie est enregistrée 10 secondes après l'anomalie LOST28 (car il ne s'agit pas de la chaîne principale de commande). On a déterminé que le FADEC avait subi une réinitialisation, la chaîne A étant active, d'où le retard de 10 secondes pour l'enregistrement de cet événement après LOST28.
12 - TRAL

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 14,75
Pamb = 14,363
Alt = 636
M = 0,20

Cette anomalie correspond à une position TRA excédant les limites de +3,7° à un angle de résolveur de 87,8° pendant plus d'une seconde, si la vitesse de variation dépasse 600° par seconde ou en cas de perte de l'interface analogique-numérique locale du résolveur au niveau du FADEC. L'événement a été enregistré une seconde après le défaut.
13 - DONTGO

N2 = 7 040 (71,1 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 14,606
Alt = 177
M = 0,20

Cette anomalie signifie qu'un avion ayant cette anomalie ne pouvait être assigné à un vol dans cette condition. Elle correspond à la perte des deux entrées de signal TRA du FADEC 2, ce qui aurait provoqué une alerte de niveau 1 « ENG 2 FADEC MAINT ». En vol, l'alerte complète n'est pas affichée sur l'EAD, qui présente seulement une alerte « ENG » clignotante, le texte complet de l'alerte étant disponible sur la page secondaire des données moteur. Le moteur 2 a été coupé vers 1 780 ± 470 pi ASL, à un régime N2 d'environ 7 040 tr/min, soit 71,1 %. L'altitude est basée sur la valeur Pt2, pour une vitesse vraie de l'avion d'environ 227 KT.
14 - FIXME

N2 = 5 888 (59,5 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 13,771
Alt = 1 782
M = 0,35

Cette anomalie est une conséquence de l'anomalie suivante, TRAL, et survient 1,2 seconde après la réinitialisation, qui dure elle-même 1,2 seconde. La réinitialisation du FADEC indique qu'il était alimenté par son alternateur à aimant permanent au moment de la coupure du moteur, car le FADEC a besoin d'être alimenté pour transférer les anomalies dans la mémoire permanente. En cas de perte complète de l'alimentation électrique du FADEC (panne simultanée de l'alternateur à aimant permanent et du SCU), le FMU revient à une position de sécurité correspondant au débit minimum (environ 450 lb/heure).
15 - TRAL

N2 = 5 376 (54,3 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 13,823
Alt = 1 681
M = 0,33

Cette anomalie a les mêmes origines que la précédente et elle survient une seconde après la réinitialisation. Combinée à l'anomalie DONTGO, deux événements plus loin, elle signale la perte des deux entrées TRA du FADEC, car elle est réécrite après la réinitialisation.
16 - PHEATF

N2 = 4 608 (46,5 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 13,823
Alt = 1 681
M = 0,34

Cette anomalie traduit la persistance du problème de réchauffage de la sonde Pt2/Tt2; elle survient cinq secondes après la réinitialisation.
17 - DONTGO

N2 = 4 352 (43,9 %)
Pt2 = 15,00
Pamb = 13,873
Alt = 1 583
M = 0,34

Cette anomalie est une conséquence de l'événement TRAL et elle est écrite six secondes après la réinitialisation. Avant la réinitialisation du FADEC, une anomalie TRAXCF et une anomalie TRAL ont été enregistrées. Isolément, l'anomalie TRAXCF aurait provoqué l'anomalie DONTGO. Cependant, aucune anomalie TRAXCF n'a été enregistrée après la réinitialisation; seules les anomalies TRAL et PHEATF ont été enregistrées avant l'anomalie DONTGO. La logique de gestion du logiciel FADEC prévoit que PHEATF, P2BAD et LOST28 ne peuvent engendrer une anomalie DONTGO. Cependant, l'anomalie TRAL a dû être enregistrée aussi sur l'autre chaîne du FADEC 2.
18 - P2BAD

N2 = 3 712 (37,5 %)
Pt2 = 15,25
Pamb = 14,85
Alt = -275
M = 0,20

Événement de réinitialisation.
19 - LOST28

N2 = 3 584 (36,2 %)
Pt2 = 15,25
Pamb = 14,85
Alt = -275
M = 0,20

Cette anomalie a la même cause que la précédente et elle survient 10 secondes après une réinitialisation.
20 - CASHUN

N2 = 2 688 (27,2 %)
Pt2 = 15,25
Pamb = 14,85
Alt = -275
M = 0,20

Cette anomalie a la même cause que la précédente et elle survient 5 ou 10 secondes après l'anomalie LOST28, selon la chaîne FADEC qui est active à cet instant.

Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 2

Le module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 2 (numéro de pièce 1502587-002, numéro de série ESF00198) a été repêché et expédié immergé dans de l'eau pure à son fabricant, Allied Signal, à Tucson (Arizona), pour y être démonté et examiné. Après avoir été retirée de la carte de circuit (CCA), la puce de la mémoire permanente a été montée sur une nouvelle carte de circuit pour que soient déchargées et imprimées les 128 anomalies enregistrées dans la chaîne A. L'information de la chaîne B n'était pas disponible. Le module avait accumulé 30 176 heures de service. La dernière anomalie enregistrée remontait à 30 154 heures, soit 22 heures auparavant. Aucune anomalie n'avait été enregistrée au cours du vol en question avant la perte de l'alimentation électrique de l'avion.

Position de la manette des gaz du moteur 2

La manette a été retrouvée dans le bloc, brisée au niveau de l'axe de débattement et retenue par le tringlage de l'inverseur de poussée. La manette avait été déplacée lors de l'impact et pliée contre le côté gauche de son secteur. Sous l'effet de sa flexion, la manette était venue en contact avec le secteur, imprimant des marques nettes sur ce dernier et deux marques d'impact sur l'axe de débattement. L'une des marques était compatible avec une position semblable à celles des moteurs 1 et 3 (c'est-à-dire à un niveau élevé de puissance); l'autre correspondait à la partie basse du débattement de la manette, soit à peu près à la position de ralenti. Les marques d'impact étaient alignées, et seule la position la plus élevée a été mesurée. Ces mesures ont été soumises au constructeur de l'avion pour interprétation. La poussée du moteur 2 correspondant à la position de la manette a été calculée avec les mêmes paramètres que pour les moteurs 1 et 3. Les résultats de ces calculs ont été utilisés pour comparaison avec les autres moteurs. On sait par ailleurs que les données du FADEC et l'inspection physique du moteur ont révélé que le moteur 2 était arrêté et qu'il ne délivrait pas de puissance au moment de l'impact.

(Voir la photo « Moteur 2 - manettes ».)

Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 2

L'examen du régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 2 a révélé de légers dommages d'impact. Les connexions électriques avaient été arrachées du dispositif de dosage de carburant (FMU). Un échantillon du carburant a été prélevé. Le boîtier des engrenages d'entraînement était fracturé et manquant, mais les pignons semblaient normaux. La cuve du filtre à carburant était également fracturée et ouverte. Aucune rayure de rotation n'a été observée au cours du démontage, ni aucun signe de défaillance ou d'usure des éléments.

Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 2

Tableau : Identification du FMU du moteur 2

Fabricant United Technologies
Numéro de pièce 801000-3
Numéro de série F32749
Modèle JFC131-2
IDN Swissair 473699
ASN Swissair 196

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par le FMU du moteur 2 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par le FMU du moteur 2

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 14 482 2 549 1 187 1 351
Heures depuis révision 14 482 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 5 367 n.d. n.d. n.d.

Le FMU du moteur 2 a été démonté et examiné chez le fabricant du composant. Le démontage a été poussé assez loin pour permettre de mesurer la position du tiroir du doseur par rapport à sa chemise. On a pris des photos du secteur denté et du pignon du résolveur pour tenter d'établir une corrélation avec le débit de carburant correspondant à l'état du FMU. On a déterminé que le doseur était au débit minimal ou proche de ce dernier (entre 425 et 525 lb par heure). La position des secteurs dentés confirme celle du doseur.

Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 2

Tableau : Identification des aubages fixes de stator (SVA) du moteur 2

Fabricant Hamilton Standard
Numéro de pièce 806808-1-L2SWRMK
Numéro de série F10221
Modèle GTA41-1
IDN Swissair 473750
ASN Swissair 19

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par les aubages fixes de stator du moteur 2 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par les aubages fixes de stator (SVA) du moteur 2
  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 35 672 6 453 2 950 3 461
Heures depuis révision 22 989 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 16 851 n.d. n.d. n.d.

L'arrière du boîtier du SVA et son transformateur différentiel à variation linéaire (LVDT) ont été déposés pour permettre de mesurer la position du piston, tel qu'il a été reçu. La distance entre le fond du logement et le centre de la surface du piston était de 1,978 po, ce qui indique une rentrée presque complète du piston. Le piston était à environ 2,308 po de sa position complètement sortie (course maximale). Cette position du piston correspondait à environ 46 % de sa course, ce qui correspond à une poussée réduite.

Pompe hydraulique 2A

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 2A

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle PV3-240-10
Numéro de pièce 623977
Numéro de série MX500939
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 1

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe 2A est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par la pompe hydraulique 2A

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 28 712 4 899 2 150 3 230
Heures depuis révision 28 712 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 4 686 n.d. n.d. n.d.

La bride de montage de la pompe 2A était brisée, et ses cannelures d'entraînement semblaient intactes. On a noté des traces de débris et de corrosion, mais aucune anomalie apparente. Des traces de liquide hydraulique de couleur jaune ont été observées. Il n'y avait pas de signes visibles de rotation.

Pompe hydraulique 2B

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 2B

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle PV3-240-10
Numéro de pièce 623977
Numéro de série MX-518367
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 79

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe 2B est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par la pompe hydraulique 2B

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 27 667 4 872 2 117 2 547
Heures depuis révision 27 667 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 4 686 n.d. n.d. n.d.

La bride de montage de la pompe 2B était fracturée et manquante; les raccords d'entrée et de sortie présentaient des dommages dus à l'impact. La pompe contenait des dépôts de sable et de gravier, ainsi que des résidus de liquide hydraulique. Le corps de la pompe présentait des traces de corrosion marine, mais son état général n'avait rien de particulier. De légères marques de rotation étaient visibles sur le rotor et le carter d'entrée, ces dernières causées par le rotor et la volute.

Conclusion

Le moteur 2, intégré à la dérive de l'avion, est celui qui présentait le moins de dommages causés par l'impact et la rotation. On a déterminé que le moteur ne fonctionnait probablement pas ou qu'il ne produisait pas de puissance au moment de l'impact. Le données récupérées de son FADEC confirment que le moteur 2 avait été arrêté et qu'il tournait en moulinet au moment de l'impact. On n'a observé aucune anomalie susceptible de compromettre le fonctionnement normal du moteur ou de nécessiter son arrêt en vol. L'absence de projections de métal permet de conclure qu'il n'y a pas eu de défaillance d'un élément tournant avant l'impact.

Il est établi que le moteur 2 avait été arrêté en vol au moyen du commutateur FUEL. Après un arrêt en vol commandé par le commutateur FUEL, quand le régime N2 tombe au-dessous de 45 %, le contrôleur du système hydraulique (HSC) arrête automatiquement les deux pompes hydrauliques entraînées par le moteur. Si le contrôleur du système hydraulique fonctionnait normalement, aucune des deux pompes entraînées par le moteur 2 n'aurait produit de pression.

D'après l'examen du vérin de l'aubage de stator à calage variable, des vannes de décharge et du FMU, on a confirmé de nouveau que le moteur 2 tournait en moulinet sans produire de puissance. Deux marques d'impact différentes sur le secteur suggèrent qu'au moment de l'impact, la manette du moteur 2 occupait soit une position de haut régime, soit une position proche du ralenti. Comme le moteur ne fonctionnait pas, aucune de ces deux positions ne correspond à son régime réel. Il est cependant possible que l'équipage ait poussé la manette dans les instants précédant l'impact.

Bien qu'aucune anomalie moteur n'ait été enregistrée au cours du vol, le FADEC a tout de même enregistré des anomalies associées aux systèmes de bord. L'analyse des données du FADEC indique une défaillance des données d'entrée provenant de la sonde Pt2/Tt2, des ADC et des FCC, ainsi que des résolveurs TRA, à une altitude d'environ 10 000 pieds et à un régime N2 moyen de 70 %. La perte du signal discret de la sonde Pt2/Tt2 aurait provoqué le passage du FADEC du mode normal EPR au mode de repli automatique N1. Ayant perdu les signaux d'entrée TRA lors de la descente au-dessous de 10 000 pieds, le FADEC a verrouillé le régime à une poussée correspondant à la dernière valeur validée du signal TRA. Comme le moteur ne répond plus au mouvement de la manette si les signaux TRA ne sont pas transmis, le régime de poussée fixe, probablement vers 71 % ou au ralenti de vol, aurait été maintenu jusqu'à l'arrêt du moteur au moyen du commutateur FUEL. L'arrêt s'est effectué à environ 1 780 pieds ASL (± 470 pieds), à une vitesse vraie (TAS) d'environ 227 KT (± 10 KT). Après l'arrêt du moteur, lorsque les dernières anomalies enregistrées ont été inscrites dans la mémoire permanente du FADEC, la vitesse de rotation du moteur avait diminué à environ 2 688 tr/min (± 128 tr/min) ou 27,2 % (± 1,29 %). Bien qu'il n'ait pas été possible de déterminer la vitesse de rotation au moment de l'impact, les dommages matériels correspondaient à ceux d'un moteur ne développant pas de puissance.

Il n'y avait aucune indication d'incendie de moteur.

Moteur 3

Description

Tableau : Identification du moteur 3

Fabricant Pratt & Whitney, East Hartford, Connecticut, É.-U.
Modèle PW4462-3
Numéro de série P733713
Date de fabrication 3 avril 1995
Temps total 14 271 heures de vol
Cycles totaux 2 263 cycles
Date d'installation 15 novembre 1996
Heures depuis essai 9 536 heures de vol
Cycles depuis essai 1 402 cycles
Potentiel total 14 950 cycles
Potentiel restant 12 687 cycles

Examen

(Voir la photo « Moteur 3 ».)

Soufflante et compresseur basse pression

Le bouclier annulaire de la soufflante s'était séparé du moteur au moment de l'impact. Il a été récupéré intact, mais déformé. De petits segments de sa bande de frottement manquaient. Sa surface intérieure ne présentait aucune marque d'impact pouvant suggérer la rupture d'une pale de la soufflante. Le reste du carter de la soufflante, le carter du stator de soufflante et le carter intermédiaire n'ont pas été retrouvés.

Le moyeu de la soufflante était intact. Une série de pales présentaient des dommages dus à l'impact. Sur le moyeu, il restait deux pales complètes précédées de trois pales et suivies de quatre pales fracturées à diverses longueurs, d'environ 10 po au-dessus de la plate-forme à un point très proche du segment de virole. Ces pales avaient apparemment cédé à la suite d'une surcharge en flexion. Une autre série de 13 pales étaient brisées au-dessus de la plate-forme de montage et elles présentaient des fractures et des déformations. Des entailles prononcées avec arrachement du métal en sens inverse de la rotation ont été constatées sur les bords de fuite de la série de pales. La hauteur des entailles au-dessus de la plate-forme correspondait approximativement à la position du diviseur de flux. Sur de nombreuses pales, le bord d'attaque présentait des entailles et des déchirures avec déformation et des signes d'arrachement de métal en sens inverse de la rotation.

(Voir la photo « Moteur 3 - pales de la soufflante ».)

Une seconde série de pales relativement longues ou complètes était située dans un secteur diamétralement opposé à celui du premier groupe. Cette série comprenait des pales fracturées en dessous de la virole, une pale complète et des moignons de 6 à 12 po de longueur. Les quatre pales suivantes étaient manquantes. Le rotor de la soufflante avait été repoussé vers l'arrière au-delà des cannelures d'accouplement du corps basse pression. Les cannelures elle-mêmes présentaient localement des signes de bleuissement et de transfert de métal. Les cannelures du moyeu s'étaient cisaillées, et le métal s'était déposé dans les cannelures de l'arbre d'accouplement correspondant.

L'extrémité avant de l'arbre de la turbine BP et de l'accouplement du compresseur BP était tordue vers la gauche, légèrement vers le haut par rapport à l'axe géométrique du moteur.

Le compresseur BP n'a pas été retrouvé. Des parties des paliers 1 et 1.5 étaient restées attachées au moteur. Aucun signe de déformation des supports de palier avant impact n'a été constaté. Le reste du palier 1.5 était tordu vers la droite par rapport à l'axe du moteur.

Compresseur haute pression

Le carter du compresseur haute pression était fracturé sur sa circonférence dans le plan de l'aubage directeur d'entrée, et il laissait entrevoir les aubages des premiers étages. Les aubes directrices d'entrée avaient disparu, à part un segment à la position 3 heures portant huit pivots d'aube. Le carter était écrasé vers l'intérieur entre les positions 1 heure et 3 heures. Le cinquième étage du compresseur HP avait perdu quatre aubes en divers points. Huit aubes de pleine grandeur étaient légèrement tordues en sens inverse de la rotation et leur bord d'attaque était légèrement endommagé. Les autres aubes du cinquième étage étaient fracturées au-dessus de leur plate-forme de montage. Une partie des aubes de stator à calage variable du sixième étage manquait entre les positions 9 heures et 10 heures, de même que le carter du compresseur HP. Le reste des aubes de stator à calage variable du sixième étage avaient été arrachées de leurs plates-formes intérieure ou extérieure et repliées à des angles variés. Sur le septième étage, on pouvait observer des aubes légèrement tordues en sens inverse de la rotation, leur bord d'attaque étant légèrement endommagé. Il n'y avait aucune trace de projections de métal sur les aubes du compresseur HP. L'ensemble du compresseur HP semblait déporté vers la gauche du carter.

(Voir la photo « Moteur 3 - carter du compresseur HP ».)

Diffuseur et chambre de combustion

Le carter du diffuseur et de la chambre de combustion a été récupéré intact. On a démonté les injecteurs pour examiner leurs bords amont, mais aucun signe de projections de métal n'a été observé. Les injecteurs présentaient des dommages dus à l'impact. La contamination, les débris et la corrosion n'ont pas permis d'en faire un essai significatif.

Turbine haute pression et turbine basse pression

Le carter de la turbine HP a été retrouvé intact. Le carter de la turbine BP était écrasé en forme de « S » aplati entre les positions 4 heures et 9 heures. Le carter de la turbine BP était également fendu le long des lignes de pliage, sa partie arrière étant déformée vers l'intérieur aux positions 12 heures, 2 heures 30 et 9 heures. Six des montants radiaux du carter d'éjection turbine étaient fracturés ou arrachés de leurs plates-formes périphériques. Finalement, trois sondes Pt4.95/Tt4.95, aux positions 2 heures, 4 heures et 10 heures, étaient déformées. La quatrième, à la position 8 heures, était intacte.

Dix-neuf aubes du sixième étage de turbine (quatrième étage BP) étaient fracturées au-dessus de la plate-forme de fixation. Une partie des aubes du sixième étage était détachée. Sur un arc d'environ 45 degrés, les aubes du cinquième étage (troisième étage BP) avaient été fracturées au-dessus de leur plate-forme de fixation.

(Voir la photo « Moteur 3 - turbine ».)

Examen endoscopique

Un endoscope a été utilisé pour examiner plusieurs positions et divers étages du compresseur HP, des chambres de combustion et du bord d'attaque des aubes du premier étage de la turbine HP. Le moteur contenait de la saleté et des débris, mais aucune trace de projections de métal ni de dommages causés par l'impact.

Attaches du moteur 3

L'attache avant du moteur a été démontée et remise à la division Analyse des matériaux du BST pour une analyse de défaillance.

L'attache arrière du moteur était restée en place sur le moteur avec une partie de la nacelle. La bride de fixation de l'attache était tordue vers l'arrière sur le côté gauche, et tordue vers l'avant sur le côté droit. La bride de fixation arrière était tordue vers l'arrière tant à gauche qu'à droite.

FADEC du moteur 3

Le FADEC du moteur 3 a été repêché du lieu de l'accident et expédié chez le fabricant du composant pour qu'on puisse récupérer les données de sa mémoire permanente. Celle-ci contenait des données sur les six vols précédant celui de l'accident. Aucune anomalie n'avait été enregistrée au cours des vols précédents. Pour le vol en question, la mémoire avait enregistré 10 anomalies. Comme pour le FADEC du moteur 2, les anomalies enregistrées ne concernaient que les systèmes de la cellule, et aucune anomalie moteur n'y figurait.

L'analyse de l'enregistreur de données de vol montre que le FCC-1B avait cessé de fonctionner à 1 h 24 min 59 s (N2 = 8 465 [85,5 %] et Alt = 10 325). Le FADEC n'avait commencé à enregistrer les anomalies ADC qu'après la panne des deux FCC. Les données de l'ADC-1 (vitesse et altitude) avaient cessé d'être enregistrées à 1 h 25 min 6 s (N2 = 8 286 [83,7 %] et Alt = 10 375).

Les données n'étaient disponibles que pour la chaîne B et contenaient les données suivantes :

Tableau : FADEC 3 – Données d'anomalies extraites de la chaîne B[4]

Anomalie Cause, délai, description et effet sur le fonctionnement du moteur
1 - ST350X

N2 = 6 656 (67,2 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 9,940
Alt = 10 469 pieds
M = 0,55

Cette anomalie correspond au message de maintenance 350 octal enregistré dans l'autre chaîne. L'enregistrement sur la chaîne B indique que l'anomalie est survenue sur la chaîne A. L'analyse des paramètres de l'enregistreur de données de vol a permis de déterminer que le FCC-1 avait cessé de fonctionner à 1 h 24 min 59 s. Cette anomalie aurait généré le message ST350X qui aurait dû être enregistré sur la chaîne B des trois FADEC. L'anomalie aurait été écrite en mémoire permanente 10 secondes après l'événement, alors que le FCC-2 fonctionnait encore. Les FADEC seraient vraisemblablement restés en mode d'échantillonnage primaire car ils auraient continué de recevoir des données valides du FCC-2. Le FCC-2 fonctionnait encore au moment de l'arrêt de l'enregistreur de données de vol, à 1 h 25 min 41 s. Le système d'automanette aurait encore été embrayé et il aurait contrôlé les demandes de poussée des trois moteurs au moment où les enregistreurs ont cessé de fonctionner.
2 - PHEATF

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 10,142
Alt = 9 924
M = 0,55

Cette anomalie indique une défaillance ou une perte de l'alimentation du réchauffeur de la sonde Pt2/Tt2 du moteur 3. Elle survient si le relais de réchauffage de la sonde Pt2/Tt2 n'est pas excité (réchauffage non en circuit) pendant cinq secondes et que le régime N2 est supérieur à 5 445 tr/min. Le FADEC 2 a également enregistré une anomalie PHEATF, mais c'était la septième dans la mémoire permanente. Une telle anomalie fait passer le FADEC du mode normal EPR au mode de repli automatique N1 avec débrayage de l'automanette. Le FADEC calcule alors une courbe de plafonnement N1 qui peut limiter la poussée du moteur en cas de changement important des conditions ambiantes. Toutefois, du point de vue du fonctionnement du moteur, le constructeur du moteur était d'avis que les conditions ambiantes à 10 000 pi ASL, la nuit de l'accident, étaient relativement similaires à celles qui avaient été déterminées au niveau de la mer. De ce fait, l'effet du plafonnement aurait dû être négligeable. Lors du changement de mode, le bouton-poussoir du FADEC 3, sur le panneau supérieur, commande l'allumage des voyants SELECT et ALTN, tandis que le message d'alerte jaune « SELECT FADEC ALTN » apparaissait sur l'écran EAD. Si l'équipage avait actionné ce commutateur pour passer en mode de repli manuel N1, le signal de plafonnement aurait été supprimé. Le même résultat aurait pu être obtenu si l'on avait poussé les manettes au-delà de leur butée avant, contre la barre de surpuissance. Si l'anomalie PHEATF avait été causée par une interruption de la sortie de l'alternateur 3 (par exemple si le sélecteur SMOKE ELEC/AIR avait été réglé en position 3/1), les voyants SELECT et ALTN ne se seraient pas allumés car ils sont alimentés par le bus 3 de 28 V c.c.
3 - FIXME

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 10,142
Alt = 9 924
M = 0,55

Le drapeau de mode dégradé indique une condition limitée à long terme. En règle générale, toute perte d'entrée produirait cette anomalie. Dans le cas présent, on a déterminé qu'elle était une conséquence du prochain événement enregistré, FCCF. L'anomalie FIXME a été écrite en mémoire une seconde avant FCCF car il faut une seconde pour écrire chaque anomalie et enregistrer les données associées dans la mémoire permanente. Cet événement n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.
4 - FCCF

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb = 10,20
Alt = 9 787
M = 0,55

Cette anomalie signale l'absence du mot de plafonnement EPR pendant 10 secondes, 7 coupures mineures des données FCC de 250 ms chacune, ou encore l'impossibilité de valider les données Pt2 ou Pamb du moteur par comparaison avec les données ADC au premier passage en mode secondaire. L'anomalie FCCF est enregistrée en mémoire permanente 10 secondes après l'événement (plus 1 seconde pour l'écriture) et entraîne l'inscription d'une anomalie FIXME. Après la perte du FCC-1, le FADEC aurait dû passer en mode d'échantillonnage secondaire, c'est-à-dire à l'échantillonnage direct des entrées ADC. Cette anomalie n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur. Les FADEC 1 et 2 auraient aussi dû enregistrer la perte du bus FCC-2.
5 - LOST28

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 9,996
Alt = 10 314
M = 0,55

Cette anomalie traduit une perte de l'alimentation de 28 V c.c. du solénoïde de l'avion, pendant plus de 10 secondes. Cette anomalie, écrite 10 secondes après la perte de l'alimentation, est causée par la perte de l'alimentation de 28 V c.c. du solénoïde de performance du FADEC 3. Son enregistrement aurait été localisé au FADEC 3 car la source d'alimentation du solénoïde de performance de la chaîne B du FADEC 3 est le bus 3 de 28 V c.c. La désexcitation du solénoïde de performance n'a pas eu d'effet notable sur le moteur, seulement une légère augmentation de la consommation spécifique.
6 - RADCF

N2 = 6 016 (60,8 %)
Pt2 = 12,25
Pamb = 9,996
Alt = 10 314
M = 0,55

Cette anomalie correspond à une défaillance du bus de l'ADC-2, soit une coupure prolongée de plus de 10 secondes, soit au moins 7 coupures mineures de 250 ms chacune pendant lesquelles aucune donnée valide n'a été reçue sur un cycle d'échantillonnage ADC. Cette anomalie n'est pas signalée au-dessous de Mach 0,21. Il est intéressant de noter que les anomalies ADC ne sont pas signalées en mode d'échantillonnage primaire dans lequel seuls les bus ARINC FCC-1 et FCC-2 sont surveillés. À ce stade, l'anomalie confirme la perte des deux FCC. Elle aurait normalement été écrite cinq secondes après la perte de l'ADC-2. L'événement n'a pas eu d'autre effet sur le fonctionnement du moteur 3. La même anomalie aurait dû être enregistrée sur les FADEC 1 et 2.
7 - CASHUN

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 12,50
Pamb =11,928
Alt = 5 711
M = 0,20

Cette anomalie indique que l'ordre peut être envoyé, bien qu'il soit dégradé. C'est une conséquence de l'anomalie LOST28 et elle est normalement écrite avec un délai de cinq secondes. Dans le cas présent, CASHUN avait subi un autre délai de cinq secondes parce que la chaîne B n'était pas la chaîne active. Elle a donc été écrite 10 secondes après l'anomalie LOST 28. Cet événement n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.
8 - P2BAD

N2 = 7 168 (72,4 %)
Pt2 = 12,50
Pamb =11,928
Alt = 5 711
M = 0,20

Cette anomalie avertit d'un possible givrage de la sonde Pt2, ou de la coupure de sa ligne. L'anomalie PHEATF doit avoir été enregistrée antérieurement. P2BAD indique un problème de validation de la mesure Pt2 du moteur, soit à cause d'une différence entre la pression mesurée au niveau de la prise d'air et la pression totale fournie par l'ADC, soit en cas de perte complète de cette dernière. C'est également à cause d'elle que le nombre de Mach est fixé par défaut à 0,20 en mémoire permanente pour cette anomalie comme pour toutes les autres qui la suivent. Ce nombre de Mach arbitraire indique que les valeurs Pt2, le nombre de Mach et l'altitude enregistrés en mémoire permanente ne sont pas fiables car l'altitude est calculée en fonction du nombre de Mach et de Pt2. L'événement P2BAD est enregistré 10 secondes après l'anomalie. Il n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur. La valeur Pt2 enregistrée a été reçue directement de la sonde du moteur, sans être validée par rapport aux données ADC. Compte tenu des autres données sur l'état du moteur, les données Pt2 sont valides. Par contre, l'altitude indiquée est faussée par le nombre de Mach arbitraire.
9 - LADCF

N2 = 7 424 (74,9 %)
Pt2 = 11,75
Pamb =11,442
Alt = 6 860
M = 0,20

Cette anomalie a la même origine que RADCF. En mode d'échantillonnage secondaire, elle est signalée 10 secondes après la perte du bus de l'ADC-1. Si la perte se produit en mode d'échantillonnage primaire, l'anomalie est indiquée cinq secondes après le passage en mode d'échantillonnage secondaire. Les FADEC 1 et 2 auraient également dû enregistrer l'événement. Cela n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.
10 - EXDISF

N2 = 9 088 (91,8 %)
Pt2 = 12,5
Pamb =12,172
Alt = 5 137
M = 0,20

Cette anomalie indique une discordance entre les valeurs locale et retransmise de l'un des signaux discrets ci-après. Les valeurs de sécurité indiquées ci-après sont utilisées à la place des signaux discordants : Alimentation FADEC : SCU; Réchauffage sonde : arrêt; Mode de repli : N1; Réinitialisation : carburant ouvert; Emplacement moteur : aile. Cette logique tient également compte des signaux discrets de maintenance et d'incendie. Si la valeur retransmise n'est pas « de bonne qualité », il n'en est pas tenu compte et l'entrée locale est présumée correcte. Cette anomalie est enregistrée une seconde après le constat de discordance entre les valeurs locale et retransmise d'un paramètre discret externe. La cause de cette anomalie n'a pu être déterminée. Quoi qu'il en soit, elle n'a pas eu d'effet sur le fonctionnement du moteur.

L'interprétation de ces données par le constructeur indique que les événements relatifs à l'alimentation électrique et les anomalies qui ont suivi s'étaient probablement déroulés vers 10 000 pieds ASL. Aucune anomalie n'a été enregistrée au-dessous de cette altitude.

Module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 3

Le module d'alimentation supplémentaire (SCU) du moteur 3 a été récupéré, mais ses circuits de mémoire permanente manquaient et il n'a pu fournir aucune information utile.

Position de la manette des gaz du moteur 3

(Voir la photo « Moteur 3 - manette des gaz ».)

La manette a été retrouvée dans le secteur, brisée au niveau de l'axe de débattement et retenue par le tringlage de l'inverseur. Au cours de la séquence d'impact, la manette a été déplacée et pliée sur le côté gauche du secteur. Sous l'effet de sa flexion, la manette est venue en contact avec le secteur, imprimant des marques sur l'axe de débattement. Ces marques d'impact étaient alignées, et la position de la manette par rapport à la position pleins gaz a été mesurée. Les mesures ont été soumises au constructeur de l'avion pour interprétation. La poussée du moteur 3 correspondant à la position de la manette a été calculée avec les mêmes paramètres que pour les moteurs 1 et 2.

La poussée du moteur 3 en mode normal EPR, pour une température ambiante de 15 °C, est donnée dans le tableau ci-dessous :

Tableau : Poussée du moteur 3 calculée en mode normal EPR

Moteur Mode TRA EPR Poussée
3 EPR 71,54° 1,4475 40 315 lbf

La poussée du moteur 3 a également été calculée pour le mode de repli manuel N1, pour une température ambiante de 15 °C :

Tableau : Poussée du moteur 3 calculée en mode de repli manuel N1

Moteur Mode TRA N1 Poussée
3 N1 71,54° 103,3 % 48 005 lbf

Régulateur hydromécanique (HMU) du moteur 3

(Voir les photos « Moteur 3 - rayures sur le rotor du HMU » et « Moteur 3 - rayures sur le corps d'entrée du HMU ».)

Le régulateur hydromécanique du moteur 3 semblait avoir été endommagé par l'impact, et les connexions électriques avaient été arrachées du dispositif de dosage de carburant (FMU). La cuve du filtre était perforée, et le filtre, contaminé par du sable. La cartouche filtrante était écrasée en trois endroits. Le démontage et l'examen ont révélé de légères rayures de rotation sur le rotor et sur la volute d'alimentation. L'arbre d'entraînement était tordu intérieurement. Aucun élément interne du HMU ne semblait avoir subi une défaillance avant l'impact.

Dispositif de dosage de carburant (FMU) du moteur 3

Tableau : Identification du FMU du moteur 3

Fabricant United Technologies
Numéro de pièce 801000-3
Numéro de série F15777
Modèle JFC131-2
IDN Swissair 473699
ASN Swissair 72

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par le FMU du moteur 3 est résumé ci-dessous :

Tableau : Moteur 3 – Temps accumulé du FMU

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 27 807 4 660 2 099 2 731
Heures depuis révision 9 546 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 9 546 n.d. n.d. n.d.

Le FMU du moteur 3 a été démonté et examiné chez le fabricant du composant. Le démontage a été poussé assez loin pour permettre de mesurer la position du tiroir du doseur par rapport à sa chemise. On a pris des photos du secteur denté et du pignon du résolveur pour tenter d'établir une corrélation avec le débit de carburant fourni par le doseur tel qu'il a été reçu. Ces mesures ont permis de déterminer que le doseur était approximativement à mi-course (soit un débit de 3 180 à 3 420 livres par heure). La position des secteurs dentés correspondait à celle du tiroir.

Aubages fixes de stator (SVA) du moteur 3

Tableau : Identification des aubages fixes de stator (SVA) du moteur 3

Fabricant Hamilton Standard
Numéro de pièce 813664-2
Numéro de série F29949
Modèle GTA41-1
IDN Swissair 473767
ASN Swissair 414

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par les aubages fixes de stator (SVA) du moteur 3 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé des aubages fixes de stator (SVA) du moteur 3

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 14 707 2 376 1 208 1 437
Heures depuis révision 14 707 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 9 546 n.d. n.d. n.d.

L'arrière du boîtier des aubages fixes de stator et le transformateur différentiel à variation linéaire (LVDT) ont été déposés pour permettre de mesurer la position du piston, tel qu'il a été reçu. La distance entre le fond du logement et le centre de la surface du piston était de 2,031 po, ce qui correspond à une rentrée presque complète. Le piston était à environ 2,255 po de sa position complètement sortie (course maximale). Cette position du piston correspond à environ 47 % de sa course, ce qui correspond à une faible poussée.

Pompe hydraulique 3A

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 3A

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle PV3-240-10C
Numéro de pièce 887673
Numéro de série MX-514903
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 8

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe hydraulique 3A est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé de la pompe hydraulique 3A

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 33 323 5 436 2 426 2 919
Heures depuis révision 33 323 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 1 748 n.d. n.d. n.d.

Les raccords d'entrée et de sortie de la pompe 3A ont été endommagés à l'impact, et cette partie du pignon du relais d'accessoires et de l'entraînement est restée attachée à la base de la pompe. Le démontage et l'examen ont révélé la présence de résidus de liquide hydraulique ainsi que de sable et de débris provenant de l'océan. Le corps de la pompe présentait des signes évidents de corrosion marine. À l'intérieur, la pompe ne présentait aucun signe particulier. De légères rayures de rotation étaient visibles sur le rotor et le carter d'entrée, produites par le rotor et la volute.

Pompe hydraulique 3B

Tableau : Identification de la pompe hydraulique 3B

Fabricant Vickers, Incorporated
Modèle PV3-240-10C
Numéro de pièce 887673
Numéro de série MX-513513
IDN Swissair 468179
ASN Swissair 50

Le temps de service, en heures, cycles et jours, accumulé par la pompe hydraulique 3B est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé de la pompe hydraulique 3B

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 30 765 5 229 2 322 2 697
Heures depuis révision 30 765 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 9 546 n.d. n.d. n.d.

Un examen visuel externe de la pompe 3B a montré que la tuyauterie de sortie était demeurée fixée et que le socle avait été fracturé. Le reste du corps de la pompe ne semblait pas avoir subi de dommages. Aucune anomalie mécanique interne n'a été décelée. L'intérieur de la pompe était propre; il y avait des traces de liquide hydraulique, mais pas de sable ni de débris. Il y avait aussi un peu de corrosion marine. Aucun signe de rotation n'était visible.

Conclusion

Le moteur 3, qui était fixé sous l'aile droite, a subi à l'impact de très importants dommages extérieurs et il présentait à l'intérieur des dommages de rotation importants sur un arc d'environ 190°. L'arbre du corps BP était tordu vers la gauche, ce qui avait aussi déplacé vers la gauche le compresseur HP. Les dommages aux aubes du compresseur HP, de la turbine HP et de la turbine BP, ainsi que l'absence d'entraînement de métal ou de signes de frottement sur le reste de la circonférence interne du moteur indiquent qu'à l'impact l'arbre s'était déplacé et que le moteur avait continué de tourner sur environ 190° avant de se bloquer. L'absence de projections de métal indique qu'il n'y a pas eu de défaillances d'éléments tournants avant l'impact.

On a déterminé que les attaches avaient cédé instantanément en surcharge et encaissé un important couple de rotation vers la droite (pour un observateur placé à l'arrière du moteur).

L'analyse des données recueillies au cours de l'examen de la manette, du FMU, du SVA, des vannes de décharge 2.5 et 2.9, indique que le moteur tournait à un régime relativement bas, sans doute un peu au-dessus du ralenti vol.

Les données récupérées de la mémoire permanente du FADEC 3 concernaient les six vols précédant le vol en question ainsi que ce vol. Aucune anomalie n'avait été enregistrée au cours des vols précédents et dix l'avaient été au cours du vol en question, signalant la perte des signaux d'entrée des FCC, ADC, du bus de 28 V c.c. et du réchauffeur de la sonde. Le FADEC avait pu enregistrer ces anomalies parce qu'il continuait d'être alimenté par son alternateur à aimant permanent. En réponse à la perte des FCC et des ADC, le FADEC serait passé en mode d'échantillonnage secondaire sans quitter le mode de régulation EPR, ce qui aurait eu peu d'effet sur le moteur. La perte du signal du réchauffeur de la sonde aurait amené le FADEC à quitter le mode EPR pour le mode de repli automatique N1 et aurait continué à maintenir le régime du ralenti vol. Il n'est pas possible de savoir si l'équipage avait sélectionné le mode de repli manuel N1 du FADEC. Le dernier régime N2 enregistré était d'environ 70 %, et l'analyse des composants connexes montre que le moteur tournait légèrement au-dessus du régime de ralenti au moment de l'impact.

Il n'y avait aucune indication d'incendie de moteur.

Vannes de décharge

Vérins des vannes de décharge 2.5 – Moteurs 1 et 3

Description

Bien qu'il n'ait pas été possible de différencier les vérins des vannes de décharge 2.5 des moteurs 1 et 3, les renseignements suivants ont pu être obtenus à partir de l'inventaire des composants à potentiel limité.

Tableau : Moteur 1 – Identification du vérin de la vanne de décharge 2.5

Fabricant Hamilton Standard
Modèle GTA 42-2
Numéro de pièce 814890-2
Numéro de série F9114

Le temps de service en heures, cycles et jours accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5 du moteur 1 est résumé ci-dessous :

Tableau : Moteur 1 – Temps accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5
  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 30 370 5 468 2 343 3 683
Heures depuis révision 5 327 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 1 914 n.d. n.d. n.d.

Tableau : Moteur 3 – Identification du vérin de la vanne de décharge 2.5

Fabricant Hamilton Standard
Modèle GTA 42-2
Numéro de pièce 814890-2
Numéro de série F21002

Le temps de service en heures, cycles et jours accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5 du moteur 3 est résumé ci-dessous :

Tableau : Moteur 3 – Temps accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5

  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 23 906 4 931 2 110 2 510
Heures depuis révision 9 546 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 9 546 n.d. n.d. n.d.

Examen

Pour les raisons expliquées précédemment, il n'a pas été possible de déterminer le moteur sur lequel les vérins de la vanne de décharge 2.5 récupérés étaient installés. Ils seront donc désignés et décrits d'après leur numéro de pièce produite, attribué par le BST.

Pièce produite 1-12594 du BST : on a mesuré la distance de la surface de montage du boîtier à l'extrémité du piston pour déterminer la position du piston, tel qu'il a été reçu. Cette mesure était de 1,278 po, indiquant que le piston se trouvait à environ 1,633 po de sa position complètement sortie. Cette position correspond à environ 44 % de sa course totale. Cette position est typique d'un moteur tournant à bas régime, environ 1 900 tr/min pour N1c2.

Pièce produite 1-10196 du BST : on a mesuré la distance de la surface de montage du boîtier à l'extrémité du piston pour déterminer la position du piston, tel qu'il a été reçu. Cette mesure était de 1,910 po, indiquant que le piston se trouvait à environ 1,001 po de sa position complètement sortie. Cette position correspond à environ 66 % de sa course totale. Cette position est typique d'un moteur tournant à bas régime, environ 1 500 tr/min pour N1c2.

Vérin de la vanne de décharge 2.5 – Moteur 2

Description

Tableau : Moteur 2 – Identification du vérin de la vanne de décharge 2.5

Fabricant Hamilton Standard
Modèle GTA 42-2
Numéro de pièce 808726-1-L4SWRMK
Numéro de série F15582

Le temps de service en heures, cycles et jours accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5 du moteur 2 est résumé ci-dessous :

Tableau : Temps accumulé par le vérin de la vanne de décharge 2.5 du moteur 2
  Heures de vol Cycles moteur Jours civils
Installé Total
Heures totales 28 378 4 753 2 483 3 017
Heures depuis révision 16 851 n.d. n.d. n.d.
Heures depuis essai au banc 16 851 n.d. n.d. n.d.

Examen

On a mesuré la distance de la surface de montage du boîtier à l'extrémité du piston pour déterminer la position du piston, tel qu'il a été reçu. Cette mesure était de 2,020 po, indiquant que le piston se trouvait à environ 0,891 po de sa position complètement sortie. Cette position correspond à environ 69 % de sa course totale. Cette position correspond à un moteur tournant à bas régime, environ 1 375 tr/min pour N1c2.

Vannes de décharge 2.9

Examen

Les six vannes de décharge 2.9 ont été retrouvées dans les positions fonctionnelles suivantes :

Tableau : Vannes de décharge 2.9

  Vanne gauche :
anti-pompage
Vanne droite : démarrage
Moteur 1 Ouverte Bloquée en position fermée par la déformation de son boîtier extérieur
Moteur 2 Ouverte Ouverte
Moteur 3 Ouverte Bloquée près de sa position fermée par la déformation de son boîtier extérieur

Comme il est indiqué ci-dessus, les vannes de droite des moteurs 1 et 3 étaient bloquées en position fermée par les dommages que l'impact avait infligés à leur boîtier extérieur, alors que les vannes de gauche étaient ouvertes. Les vannes du moteur 2 ont été retrouvées en place et en position OUVERTE.

(Voir les photos « Moteur 1 - vanne de décharge au démarrage » et « Moteur 3 - vanne de décharge au démarrage ».)

Alternateurs à aimant permanent

Examen

Les trois alternateurs à aimant permanent (PMA) associés aux trois FADEC ont été retrouvés. Aucun ne portait d'identification spécifique.

Conclusion

Faute de pouvoir identifier individuellement les alternateurs PMA, il n'a pas été possible de savoir où ils étaient installés. Le démontage et l'examen de ces alternateurs n'ont révélé aucune anomalie antérieure à l'impact susceptible de compromettre leur fonctionnement.

Vérins des inverseurs de poussée

Examen

Les trois blocs de commande hydraulique (HCU), les dix vérins verrouillables et les six vérins non verrouillables, ainsi que deux autres morceaux de tige ont été récupérés et examinés.

Les vérins et les HCU ont été examinés et radiographiés avant d'être démontés. Les douilles de verrouillage et le pivot des mécanismes de déverrouillage manuel étaient en position rentrée et verrouillée (poussée vers l'avant). Sur les dix vérins verrouillables récupérés, cinq étaient verrouillés complètement rentrés, la gorge d'arrêt du piston étant engagée sous les dents. Les tiges des cinq autres vérins verrouillables étaient partiellement ou complètement sorties, la gorge d'arrêt du piston étant plus ou moins éloignée des dents de verrouillage. Les tiges complètement sorties des trois vérins étaient tordues, deux des trois étant relativement droites, mais présentant des déformations localisées.

L'un des vérins verrouillables, choisi comme échantillon représentatif de l'ensemble de ceux qui ont été récupérés, a été découpé pour qu'on puisse examiner ses pièces de verrouillage. Les dents, la douille de verrouillage et le piston ont pu être sortis intacts. Cependant, une corrosion appréciable ne permettait pas de déceler des traces révélatrices. Après un léger nettoyage, il est clairement apparu que la douille de verrouillage était engagée dans les dents.

Les radiographies des distributeurs de commande hydraulique ont révélé que les tiroirs des vannes directionnelles étaient en position de déploiement. Les électrorobinets n'ont pas été retrouvés, sauf un dont l'inspection radiographique n'a fourni aucune indication pertinente. Selon le fabricant du distributeur de commande, une force d'environ 10 à 12,5 lb suffit pour déplacer le tiroir, ce qui correspond à des charges d'inertie équivalant respectivement à 62 et à 85 g. Il est probable que ces niveaux de charges d'inertie aient été dépassés par les charges exercées au moment du contact avec le plan d'eau.

Conclusion

La position sortie de certains vérins laisse croire que les inverseurs de poussée avaient été déployés plutôt que rentrés. Cependant, grâce à l'examen radiographique des vérins verrouillables, on a déterminé que, sous l'effet des forces créées par l'impact, les tiges avaient été arrachées de leurs dispositifs de verrouillage ou qu'elles s'étaient brisées au-delà des verrous. Le déploiement des vérins à différentes longueurs est également un indice selon lequel les inverseurs étaient rentrés. En effet, si un inverseur de poussée avait été déployé par inadvertance, il est probable que ses vérins seraient tous sortis à peu près à la même longueur.

L'examen des blocs de commande hydraulique (HCU) des inverseurs a révélé que les tiroirs des vannes directionnelles, qui fournissent l'énergie hydraulique de déploiement ou de rentrée des inverseurs, étaient en position déploiement. Selon le fabricant, une force axiale modeste suffit à déplacer le tiroir. Compte tenu de la violence de l'impact, les tiroirs auraient pu se retrouver dans n'importe quelle position. Il est toutefois probable que les vérins des inverseurs de poussée étaient en position rentrée et verrouillée au moment de l'impact.

Groupe auxiliaire de bord (APU)

Description

Tableau : Identification de l'APU

Fabricant Allied Signal (Garrett)
Moteur Turbine à gaz - double corps
Numéro de pièce 3800396-1
Modèle TSCP700-4(E)
Numéro de série P-118
Masse 640 lb
TSO C77
Prélèvement maximum 385 lb/min sous 41 lb/po2 absolu
Puissance 142 chevaux sur l'arbre
Régime maximum : haute pression : 35 314 tr/min
basse pression : 28 100 tr/min
Régime admissible : haute pression : 38 345 tr/min
basse pression : 30 910 tr/min
Température maximum : nominale : 1 005 °F
admissible : 1 086 °F

Examen

Le groupe auxiliaire de bord (APU) présentait certains dommages externes causés par l'impact, mais aucun signe d'incendie. Lorsque l'APU a été sorti de son emballage de transport pour être installé sur le banc de démontage, de l'eau s'en écoulait. Les supports de montage de l'APU étaient intacts. Toutes les surfaces autres que celles en acier inoxydable présentaient des signes de corrosion. La turbine motrice ne pouvait pas tourner librement.

(Voir la photo « Groupe auxiliaire de bord (APU) ».)

Module de commande électronique de l'APU

Deux cartes de circuit éélectroniques, identifiés A1 et A2, ont été extraites du module de commande électronique et livrées par porteur le 21 janvier 1999 au constructeur, à Tucson (Arizona) pour examen. La carte A1, numéro de pièce 2123526-29, numéro de série 263-9641, contenait un circuit intégré de référence, désigné U18, qui est une mémoire permanente. Les données enregistrées dans cette mémoire ont été extraites et analysées. La carte A2 n'avait pas de mémoire permanente et elle n'a donc pas fait l'objet d'un examen.

Des précautions appropriées ont été prises (postes de travail mis à la terre, bracelets antistatique et équipement de protection) pour le déballage, les manipulations, la photographie, la documentation et l'extraction du microcircuit de mémoire permanente de la carte. Un contrôle au microscope oculaire a permis de vérifier que le boîtier de céramique du circuit semblait intact, et son intégrité a été vérifiée par un essai d'étanchéité sous vide. Les données du circuit ont été extraites et copiées en plusieurs exemplaires. L'un des microcircuits programmés a été installé dans un module de commande électronique utilisé pour l'extraction des données mémorisées. La lecture des données a été couronnée de succès. Aucun code d'anomalie n'est apparu sur le panneau d'affichage, mais deux anomalies d'arrêt sur « absence de flamme » ont été enregistrées le 10 août 1998 à quelques minutes l'une de l'autre. Aucun des enregistrements du journal d'activité ou du journal de maintenance n'avait indiqué une quelconque anomalie de l'APU le 10 août 1998. La dernière anomalie enregistrée dans le journal d'activité de l'APU remontait au 3 août 1998 et elle avait trait à une fluctuation de quantité d'huile. On avait remédié à l'anomalie à l'époque en faisant l'appoint au moyen de trois pintes d'huile. Les antécédents de l'APU n'indiquent pas s'il y avait eu démarrage ou tentative de démarrage la nuit de l'accident.

Conclusion

L'APU n'était pas très endommagé et il était en mesure de fonctionner au moment de l'impact. Comme il peut fournir en vol une alimentation électrique d'appoint, on a jugé nécessaire de déterminer son état au moment de l'impact. Si l'APU tournait au moment de l'impact, ses éléments tournants auraient présenté des marques de rotation, comme des rayures ou des dommages causés par un corps étranger. Les rayures et autres signes de frottement observés étaient légers et attribuables au fonctionnement normal du groupe. De plus, il n'y avait aucun signe de dommages en fonctionnement, comme des arbres brisés dans le réducteur, des dommages causés par un corps étranger au compresseur BP, des accouplements de turbine rompus ou des composants défaillants. Ces dommages auraient indiqué qu'un moteur produisait de la puissance au moment où il avait subi des dommages. Il n'y avait pas trace de dépôts de projection de métal dans la veine gazeuse qui aurait pu indiquer une défaillance pendant le fonctionnement du moteur. En l'absence de signes apparents de rotation ou de puissance, on a déterminé que l'APU ne fonctionnait pas au moment de l'impact. L'examen du codeur permet d'affirmer que le numéro de série figurant sur la plaque signalétique était conforme à celui qui était codé et aux données figurant dans les dossiers de l'avion.

Deux événements « absence de flamme » avaient été enregistrés dans la mémoire permanente du module de commande de l'APU, le 10 août 1998. Un tel événement équivaut à un refus de l'APU de démarrer en réponse à un ordre. Le constructeur de l'APU n'a pu expliquer quand et pourquoi ces événements s'étaient produits, et l'exploitant n'en a pas gardé trace dans ses dossiers. Les antécédents de l'APU ne renfermaient aucune indication qu'un démarrage avait été effectué ou tenté la nuit de l'accident.

Il n'y avait aucune indication d'incendie de l'APU.

Analyse du carburant des moteurs

Examen

Aux États-Unis, la FAA a prélevé un échantillon de carburéacteur à la source d'avitaillement qui avait fait le plein de l'avion en question à JFK avant le décollage pour son dernier vol. Cet échantillon a été remis au Laboratoire technique du BST. L'échantillon a ensuite été remis par porteur au Centre d'essais techniques de la qualité du ministère de la Défense nationale aux fins d'analyse.

Conclusion

Les analyses ont permis de déterminer que l'échantillon prélevé aux installations d'avitaillement de l'aéroport JFK était, selon toute vraisemblance, du Jet A. L'échantillon ne présentait aucune trace de contamination par un autre produit pétrolier.

Les échantillons de carburant prélevés dans les dispositifs de dosage de carburant (FMU) présentaient une fraction kérosène semblable à celle du carburant embarqué par le vol Swissair 111 à New York, et il s'agissait, selon toute probabilité, également de Jet A. Cependant, il n'est pas possible d'affirmer s'il s'agit de Jet A ou de Jet A-1 car les échantillons respectaient les critères de point de congélation pour les deux types de carburant.

On a déterminé que les échantillons de carburant recueillis aux installations d'avitaillement de New York étaient du Jet A sans traces visibles d'eau ou de contamination. Selon le certificat de type de l'avion, ce dernier était homologué pour ce carburant. Le carburant retrouvé dans les FMU était également du Jet A, mais il était contaminé par de l'eau et des sédiments. Comme aucune anomalie de fonctionnement des moteurs n'avait été enregistrée au cours du vol en question, on a déterminé que ces contaminants s'étaient infiltrés dans les FMU après avoir été délogés des moteurs au moment de l'impact.


[1]    Tous les points de référence du moteur sont donnés pour un observateur situé à l'arrière du moteur et regardant vers l'avant.

[2]    Les intensités de sortie du moteur-couple et du solénoïde sont comparées aux valeurs désirées de la commande moteur électronique. Une anomalie d'autodiagnostic est créée lorsque les valeurs comparées diffèrent par plus que la tolérance permise.

[3]    Les paramètres numériques du FADEC sont enregistrés avec les marges d'erreur inhérentes suivantes :

Pt2 : ±0,25 lb/po2 absolu
N2 : ±128 tr/min (± 1,29 %)
M : ±0,015625

À titre de référence, le régime moteur à 100 % correspond à N2 = 9 900 tr/min. Les tolérances de Pt2 et du nombre de Mach créent une incertitude sur l'altitude d'environ ± 470 pieds, compte tenu des conditions de vol qui régnaient aux environs de 10 000 pieds.
Toutes les valeurs correspondent au segment de vol 2891, à l'instant d'anomalie 28 274.

[4]    Chaque donnée numérique du FADEC est enregistrée avec les marges d'erreur inhérentes suivantes :

Pt2 : ± 0,25 lb/po2 absolu
N2 : ± 128 tr/min (± 1,29 %)
M : ± 0,015625

À titre de référence, le régime moteur à 100 % correspond à N2 = 9 900 tr/min. Les tolérances de Pt2 et du nombre de Mach créent une incertitude sur l'altitude d'environ ± 470 pieds, compte tenu des conditions de vol qui régnaient aux environs de 10 000 pieds.
Toutes les valeurs correspondent au segment de vol 1820, à l'instant d'anomalie 13 043.